飛機容冰飛行控制系統(tǒng)設(shè)計的理論與方法研究.pdf

1、飛機結(jié)冰是造成飛機飛行事故的重要原因之一。事實證明只是依靠飛機機載防＼除冰系統(tǒng)不能完全解決飛機結(jié)冰帶來的飛行安全隱患,其根本原因是防＼除冰系統(tǒng)并不能百分之百地防止飛機結(jié)冰或者消除已經(jīng)結(jié)的冰,導(dǎo)致飛機會出現(xiàn)帶冰飛行的情況。如何解決飛機帶冰飛行的安全問題己成為飛機設(shè)計與飛行控制領(lǐng)域一個新的關(guān)鍵研究課題。本文圍繞飛機容冰飛行控制技術(shù),深入研究結(jié)冰后飛機飛行動力學(xué)模型、結(jié)冰檢測理論、結(jié)冰狀態(tài)重構(gòu)控制理論及飛行包線保護理論等,并在此基礎(chǔ)上系統(tǒng)建立

2、具有飛機容冰概念的綜合結(jié)冰保護系統(tǒng),綜合仿真結(jié)果表明該系統(tǒng)能夠?qū)Пw行的飛機實施有效的包線保護,并保證飛機具有良好的操穩(wěn)特性。飛機容冰飛行控制問題的研究內(nèi)容涵蓋流體力學(xué)、飛行動力學(xué)、參數(shù)辨識、飛行控制、人工智能等多學(xué)科,是屬于多學(xué)科交叉研究領(lǐng)域。
　　本文的主要研究工作包括:
　　1.系統(tǒng)研究討論了能表征飛機結(jié)冰嚴重程度、含有結(jié)冰特性參數(shù)的飛機結(jié)冰后飛行動力學(xué)特性描述模型,提出了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的結(jié)冰定性檢測方法;
　　

3、2.深入研究飛機結(jié)冰的定量檢測方法。論文由淺入深地研究了“時不變”系統(tǒng)H∞參數(shù)檢測法、“時變”系統(tǒng)H∞參數(shù)檢測法以及時不變與時變綜合參數(shù)檢測法等三種參數(shù)識別的方法,以及它們在飛機結(jié)冰參數(shù)辨識問題上的應(yīng)用。開創(chuàng)性的設(shè)計并提出“時不變”與“時變”綜合參數(shù)檢測方法以及使用規(guī)則,仿真研究證明可以有效的減少了檢測的延時時間,大大提高了檢測方法的實用性。
　　3.研究飛機結(jié)冰狀態(tài)重構(gòu)控制方法。本文通過對魯棒控制技術(shù)、線性矩陣不等式技術(shù)的詳細闡

4、述與討論,讓方法的基本原理更加清晰。然后通過對比基于線性矩陣不等式的H∞控制、H2控制和H2/H∞控制三種方法設(shè)計出的狀態(tài)反饋控制器的使用效果,確定適合本文仿真算例最為合適的重構(gòu)控制方法為H2控制。此外,從控制方法的理論層次分析了仿真結(jié)果,讓三種方法各自的適用范圍和優(yōu)缺點更加清晰。
　　4.研究基于容冰飛行概念的飛機結(jié)冰綜合保護系統(tǒng)的應(yīng)用。該系統(tǒng)主要有飛機結(jié)冰飛行控制系統(tǒng)和飛機結(jié)冰包線保護系統(tǒng)組成。其中飛機結(jié)冰飛行控制系統(tǒng)即為飛機

5、結(jié)冰參數(shù)檢測與重構(gòu)控制的綜合應(yīng)用仿真,而飛機包線保護系統(tǒng)則主要通過檢測關(guān)鍵狀態(tài)量來限制輸入信號。兩者功能定位不同,卻能相輔相成,共同組成完整的飛機結(jié)冰綜合保護系統(tǒng)。
　　本文整體研究思路是通過對飛機容冰飛行控制的主要技術(shù)進行了系統(tǒng)的研究和探討,針對不同的參數(shù)檢測方法和不同的控制重構(gòu)方法進行了仿真比較,從方法的本質(zhì)和仿真結(jié)果兩個方面討論對比各自的優(yōu)缺點。從中選擇最符合本文所涉及的仿真環(huán)境和算例的參數(shù)檢測方法和重構(gòu)控制方法,最終建立優(yōu)