Влияние психофизиологических свойств летчика на выбор динамических характеристик самолета Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Т о м III 197 2

№ 2

УДК 629.735.33.015

ВЛИЯНИЕ ПСИХОФИЗИОЛОГИЧЕСКИХ СВОЙСТВ ЛЕТЧИКА НА ВЫБОР ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Г. В. Александров, М. М. Медведев, А. Н. Предтеченский,

Ю. И. Сидоров

Рассмотрены методы учета свойств летчика при выборе характеристик самолета: метод, основанный на субъективных оценках летчиками пилотажных свойств самолетов при различных динамических характеристиках, и метод, основанный на исследованиях психофизиологических и динамических возможностей человека и построении его „модели".

В связи с разнообразием схем самолетов, существенным расширением режимов полета и задач, возлагаемых на авиацию, в последнее время большое внимание уделяется тщательному изучению требований к динамическим и статическим характеристикам самолета и необходимой степени автоматизации его управления с учетом функциональных и физиологических возможностей летчика [1, 2].

Сложились два метода решения этой проблемы. Первый метод состоит в прямом моделировании конкретных задач на стендах и тренажерах. При оценке исследуемых характеристик самолета и системы управления в этом случае применяются опросы летчиков, субъективные оценки пилотажных свойств самолета по специальным шкалам (например, по шкале Купера [3]), а также объективные измерения в процессе эксперимента, которые характеризуют качество выполнения поставленной задачи пилотирования (точность стабилизации, максимальные отклонения рычагов управления и т. п.). Этот метод в основном применяется при отработке характеристик конкретных самолетов и систем управления. Кроме того, он позволяет оценивать допустимые области изменения характеристик самолета и его системы управления.

Рассмотренный метод относительно прост в применении, благодаря чему он получил широкое распространение. Однако ему

свойственны существенные недостатки. Во-первых, затруднено использование результатов, полученных в определенных условиях поставленной задачи пилотирования конкретных самолетов, применительно к другим условиям и классам самолетов. Во-вторых, стендовые исследования обычно проводятся при неполном моделировании различных условий полета, таких, как движение самолета, условия работы летчика, распределение его внимания и т. д. При недостаточном знании влияния этих факторов на возможности пилотирования снижается достоверность переноса результатов, полученных в стендовых условиях указанным выше методом, на натуру.

Второй метод предполагает более глубокое изучение законов функционирования летчика и его физиологического состояния при выполнении различных задач пилотирования. Учет психологической и физиологической основы деятельности летчика открывает возможности обобщения получаемых результатов. Оба указанных метода взаимно дополняют друг друга.

Ниже рассмотрены некоторые результаты, полученные при разработке второго метода.

Использование границ адаптации летчика в качестве критерия выбора характеристик самолета. Адаптация к изменению характеристик самолета является одним из важнейших свойств летчика, позволяющим успешно управлять самолетом при изменении его характеристик в широком диапазоне. Однако возможности адаптации ограничены, поэтому требования к характеристикам устойчивости и управляемости самолета должны учитывать ее пределы.

Психофизиологические возможности летчика могут быть представлены его динамической моделью, т. е. математическим описанием законов его работы с установлением границ их применимости и зависимости от характеристик самолета и режима полета. Следует отметить, что в этом направлении достоверные модели поведения летчика получены лишь для простейших задач одномерного (одноканального) управления, что говорит о сложности проблемы [1. 2].

Приближенное описание динамических характеристик летчика наиболее просто получить в классе линейных систем, для чего можно использовать статистически эквивалентные частотные характеристики [4]. В простейшем случае одномерного управления, когда отклонением л; рычага управления стабилизируется одна координата ^ самолета, подверженного воздействию внешнего возмущения г, эта частотная характеристика вычисляется следующим образом:

где 5ГЛ.(го>) и £п(ш) — взаимные спектральные плотности сигналов г (і), х(^)и г{Ь), -[(£) соответственно. Можно показать, что в классе линейных систем такое определение частотной характеристики летчика наилучшее, так как в этом случае в эквивалентной замкнутой системе самолет — летчик среднеквадратические значения отклонений ч(і) и л (0 от реальных будут минимальными.

Был проведен ряд экспериментов по стабилизации изолированного движения крена на наземном пилотажном стенде. Частотная

характеристика, описывающая динамику самолета в такой задаче пилотирования, может быть представлена в виде

\УС (т) =

ш

№

где /г—чувствительность (коэффициент усиления), Тс — постоянная времени самолета.

На фиг. 1 приведены полученные в этих экспериментах частотные характеристики летчика, умноженные на чувствительность управления & при нескольких ее значениях. Практическое постоянство произведения при изменении чувствительности

управления в определенном диапазоне указывает на перестройку действий летчика, что соответствует факту адаптации.

Форма приведенных частотных характеристик показывает, что для данной задачи пилотирования динамика летчика достаточно хорошо описывается частотной характеристикой

Ц7Л (г'ш) = (р/со 4- V) е~ш.

Даже такое простейшее линейное представление динамических

использовано для сравнительного анализа отдельных характеристик самолета и его системы управления по точности стабилизации координат самолета.

Эксперимент и расчеты позволяют утверждать, что в таком управлении „передаточные числа летчика“ V и |а близки к опти-

свойств летчика может быть

область оптимальных характеристик

агд

20

€

-20

О

-ы

о

-60 -во0 -100

К

амв

* *>исекг-м/Л

- їх г?а.д

сех*-ММ

- пя-іМА._____

-■ сек2 мм

—

■ ■

■

>

, к

к • □ (3 ■ —

О ■

/а Маяси ма/іьио Тс

/• /

і і | 1 1

Фиг. 1

о г « тс [сек]

Фиг. 2

мальным, определенным из условия минимума среднеквадратической ошибки стабилизации. В данном случае этот критерий позволяет получить полную систему уравнений для решения задачи. При этом время запаздывания реакции летчика может быть принято постоянным, лежащим в диапазоне т = 0,2-ь0,3 сек. На фиг. 1 сопоставлены экспериментальные и расчетные оптимальные (заштрихованная область) частотные характеристики летчика.

Важное значение имеет наличие границ адаптации. На фиг. 2 представлена зависимость постоянной времени = характеризующей логическое опережение летчика, от постоянной времени самолета Тс в движении крена, полученная при обработке указанных выше данных эксперимента. Видно, что значение Гся^1,5 сек является верхней границей, до которой возможно приспособление пилота к фазовому запаздыванию самолета. Это значение близко к предельному значению, полученному в ряде работ методом качественных оценок на пилотажных стендах (прямым методом) [1].

Границы адаптации имеются также при изменении чувствительности управления к. Результаты эксперимента показывают, что, начиная с 0,3 град/сек2'мм, уменьшение чувствительности управления не компенсируется соответствующим изменением реакции летчика. При этом общий коэффициент усиления разомкнутой системы самолет—летчик начинает падать. Указанное значение близко к величине минимальной потребной эффективности органов управления по крену, полученной прямым методом.

Приведенные результаты дают основания предполагать, что условия, определяющие границы адаптации, могут быть использованы при определении области приемлемых для пилотирования характеристик устойчивости и управляемости самолета и системы управления.

Резервы времени на управление и границы адаптации. Поскольку в определенных пределах летчик способен адаптироваться к изменению характеристик самолета и условий полета, важно установить, какие элементы в его деятельности ограничивают эту способность. В рамках линейной модели явление адаптации объяснить нельзя. В этой связи заслуживает внимания гипотеза дискретности действий летчика [5, 6].

Целесообразно также оценить его „чистое" запаздывание способом, исключающим время, потребное на выполнение движений рычагами управления.

Рассмотрим для примера задачу стабилизации угла тангажа Ь(£). Пусть в процессе эксперимента через равные и весьма малые промежутки времени замерено N значений &(0 и одновременно х(£), где х — отклонение ручки управления. Можно показать, что при определенных предположениях о вероятностных свойствах реакции летчика для оценки запаздывания его действий достаточно найти минимум оценки средней условной энтропии

где

N

Р*в (**. Ь) = ЛГ=ГЙ 2 \х (0. & (* - в)];

1У и Ь0+1

1 для х(§ = хь в(# — в) = 8у,

р*в (х{, $;)— оценка безусловной вероятности события х(() = х1-и 0(2 — 9) = д/, рщ (х11 &^) — оценка условной вероятности события х^)=х1 [при условии, что *>(£ — 0) = Ху]; 0 >0 — переменный вре-

менной сдвиг. Значение 0 = т*, отвечающее тт Н*Хщ а (0) — искомая оценка. Аналогично этому для оценки дискретности надо найти минимум

н*х, *, (/?)=- НЕ р** (**.а/) р** (х, I»;),

* 1

где/? — переменное подмножество множества моментов наблюдения, р*Щх1г ъ',) = * 2 ^[X (0, »(* - **)],

А'# — число элементов в Д.

Подмножество, которому отвечает гп1п//.*!&'(/?), содержит искомые оценки дискретных моментов действий летчика.

Исследование задачи стабилизации угла тангажа, выполненное этим методом, позволило установить, что летчик действует дискретно, причем интервалы Д£ между его действиями распределены по показательному закону 1е~ш (фиг. 3). Показатель X зависит лишь от среднеквадратического отклонения угла тангажа а®, так

0.50

0,25

а - 0,04 !?-с л)

1

1

И- тт-

О 0,2 0,4 л [сен]

Фиг. 3

что всем значениям характеристик самолета и условий полета, для которых в процессе пилотирования реализуется одно и то же о», отвечает в среднем одно и то же X (фиг. 4). Запаздывание также зависит лишь от а9 (см. фиг. 4). Обе эти зависимости согласованы так, что уменьшение о#, начиная с некоторого о», вызывает появление ненулевого запаздывания, его рост и одновременно возрастание X. С помощью указанных зависимостей по критерию (или соответственно *.>ХШ!п) была построена область прием-

лемых значений демпфирования 1/Тс и чувствительности Ы для самолета, астатического по углу тангажа. Ее границы оказались близки к границам, полученным по оценкам летчиков и с помощью линейной модели.

Из этого следует, что область адаптации определяется неравенством о» Зависимости т(о#) и Х(а&) показывают, что граница адаптации достигается, когда, с одной стороны, процесс управления не оставляет у летчика резерва времени (т = 0), с другой, — когда он вынужден чаще пользоваться предельными интервалами между действиями. Аналогичные явления наблюдаются и при стабилизации угла крена.

Влияние динамических характеристик самолета на комфорт экипажа. Вибрации, турбулентные знакопеременные перегрузки, перегрузки, возникающие при работе автоматических систем и т. д.—

все это может привести к утомлению летчика, к необходимости проявлять постоянное внимание к управлению самолетом и, в конечном счете, к снижению точности управления.

Оценка летчиком условий пилотирования, или, другими словами, комфорт экипажа, зависит от ряда факторов, и в том числе от динамических характеристик самолета. Однако, как показывает анализ, оценка комфорта по величине среднеквадратической ветровой перегрузки может привести к ошибочным выводам, так как

в данном случае не учитывается спектральный состав действующих возмущений.

Для более точной оценки влияния динамических характеристик на комфорт необходимо иметь кривые переносимых перегрузок в зависимости от их амплитуды и частоты (кривые субъективного дискомфорта). Такие кривые были получены путем проведения

специальных исследований на подвижных стендах (область частот, больших 1 гц) и в полете (область частот, меньших 0,5 гц) с последующей статистической обработкой результатов.

Зависимость амплитуды ЛПу перегрузки от частоты м синусоидального воздействия, характеризующая одну и ту же оценку условий пилотирования, показана на фиг. 5. Эта кривая имеет несколько минимумов. Первый минимум (частоты 0,2—0,4 гц) соответствует критическим условиям, при которых происходит укачивание человека. Второй минимум (частоты 4—5 гц) соответствует резонансу внутренних органов. На этих частотах разность амплитуды колебаний верхней и нижней частей тела является наибольшей. Наконец, минимум амплитуды предельных перегрузок на больших частотах соответствует ухудшению остроты зрения и слуха. Рассматриваемый ниже пример позволяет понять важность учета этой зависимости при оценке влияния динамических характеристик самолета на комфорт экипажа.

При оценке условий пилотирования по величине среднеквадратической ветровой перегрузки оп^ считается, что турбулентность

является слабой при аЛу <0,1, сильной —при ал^=0,2-ь0,3 и очень

сильной при сц>0,3. Величину среднеквадратического значения перегрузки можно представить в виде

00

Зл„ = Ow j I Wny (iu>)! 2 Sw (“>) dw,

о w~

где W„y (t<о) — передаточная функция по перегрузке при действии W

ветра, Sir — нормированная спектральная плотность турбулентности, ow — среднеквадратическая величина скорости вертикального ветра.

С помощью этой формулы при заданном значении оЯу, характеризующем ту или иную оценку турбулентности, и известных Wny и Sw можно определить некоторое конкретное значение ог0. ~w

Так как обычно известен закон распределения скоростей ветра, то с помощью этого закона по заданному oWo рассчитывается вероятность pny(ow Найденная таким образом величина рпу будет

вероятностью данной или худшей оценки турбулентности. На фиг. 6 в зависимости от частоты собственных колебаний со0 и относительного демпфирования £/а>0 короткопериодического движения самолета проведены линии равных вероятностей рПу для случая оЛу = 0,2

(сильная турбулентность). Видно, что при изменении в широких пределах величин <о0 и £/ш0 вероятность рп изменяется не очень сильно.

Оценим теперь влияние турбулентности не по величине аПу ,

а по среднеквадратическому значению дискомфорта ad, определенному следующим образом:

со

ога = a2r j | 1УПу (Ш) WdH I 2 5 «г (ш)

о w

где Wd(ш) = *-----передаточная функция дискомфорта, полу-

fly \ /

ченная по кривой предельных перегрузок (см. фиг. 5). Передаточную функцию дискомфорта можно трактовать как частотную характеристику летчика по возмущению (перегрузке). Эта передаточная функция преобразует сигнал перегрузки, действующей на летчика, в оценку Ad=> Wd(ny), причем достижение предельной перегрузки выражается равенством Ad = 1. Если амплитуда выходного сигнала Аа будет меньше единицы, то амплитуда перегрузки будет меньше предельной и, следовательно, оценка летчиком условий пилотирования будет лучше, чем на кривой субъективного дискомфорта; если же Ad> 1, то, наоборот, амплитуда перегрузки будет больше, а оценка будет хуже, чем на предельной кривой.

Аналогично предыдущему при заданном ad (обычно принимается можно оценить вероятность дискомфорта^ как вероятность превышения оценки „1“. На фиг. 6 показано изменение pd в плоскости параметров ш0 и 5/шо* Видно, что в данном случае при тех же диапазонах изменения и>0 и $/о>0 величина ра изменяется в гораздо больших пределах, чем рп^. На основании сказанного

можно сделать вывод, что автоматические устройства, изменяющие собственную частоту и относительное демпфирование самолета, могут использоваться для улучшения комфорта экипажа при полете в турбулентной атмосфере. Отметим, что если оценивать турбулентность по <зПу, то такого вывода сделать нельзя, наоборот,

можно сказать, что динамические характеристики слабо влияют на оценку условий пилотирования. Таким образом, для правильного суждения о возможностях и эффективности тех или иных средств улучшения комфорта экипажа необходимо учитывать кривые субъективного дискомфорта.

ЛИТЕРАТУРА

1. Ashkenas 1. L. A consolidation of lateral-directional handling qualities. AIAA Paper, 1965, No 65—314.

2. H a 11 J. A. M. Study of the human pilot as a servo-element. JAS, July, 1963.

3. O’ Hara F. Handling criteria. RAS, IV, vol. 71, 1967.

4. Предтеченский A. H. Исследование динамических характеристик пилота-оператора методом статистического анализа процессов управления. Труды ЦАГИ, вып. 1199, 1970.

5. Н а с л е н П., Р а у л ь Ж. Непрерывные и импульсные модели человека-оператора как звена в цепи управления. Труды II конгр. IFAC. Автоматизация процессов управления. М., „Наука”, 1965.

6. Беки Дж. Дискретная модель человека-оператора в системе управления. Труды II конгр. IFAC. Автоматизация процессов управления. М., .Наука", 1965.

Рукопись поступала 19/11 1971 г