[发明专利]一种机翼/平尾冰形调控优化方法、系统、设备及介质

权利要求书

1.一种机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，包括以下过程：

S1，获取机翼/平尾不同调控冰形下的气动数据；

S2，根据气动数据计算并量化动力学安全边界，得到不同调控冰形下的动力学安全边界量化指标；

S3，选择动力学安全边界量化指标中的最大值来布置防/除冰装置。

2.根据权利要求1所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，S1中，利用风洞试验和CFD数值仿真手段获取机翼/平尾不同调控冰形下的气动数据。

3.根据权利要求1所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，S2中，通过飞机纵向动力学模型计算动力学安全边界，飞机纵向动力学模型为：

其中，飞机的升阻力和俯仰力矩为：

式中，L为升力；D为阻力；M为俯仰力矩；m为质量；α为迎角，θ为俯仰角，q为俯仰角速度；ρ为大气密度；S_ref为机翼参考面积；J_y为飞机纵向转动惯量；M_y为纵轴力矩；g为重力加速度；C_L为纵向通道的升力系数、C_D为纵向通道的阻力系数、C_M为纵向通道的俯仰力矩系数。

4.根据权利要求1所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，计算动力学安全边界的过程为：首先建立非线性系统，在该系统中基于最大可控不变集理论确定飞机未结冰时、结冰后和冰形调控后的动力学安全边界。

5.根据权利要求4所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，动力学安全边界为：

式中，

式中，

最优控制输入为：

u^*(x,p)＝arg max p^Tf(x,t,u)；

在计算动力学安全边界的过程中，x为系统状态，p为φ(x,t)的变化梯度，表征边界的扩张方向；通过施加控制输入u调整系统状态方程f(x,u)，使第二个公式中的H(x,p,u)取极值，使得第一个公式中的边界隐函数φ(x,t)以最快速度变化，使有限时间内系统的边界是最大的；若时间足够长，当边界的变化梯度p与系统状态垂直时，即H(x,p,u)等于零时，边界隐函数φ(x,t)对t的导数等于零，边界不再发生变化，即求得系统的动力学安全边界。

6.根据权利要求1所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，量化动力学安全边界过程为：采用蒙特卡洛法在一定范围内按照一定的间隔取点，记点的总个数为_n，在动力学安全边界内的点的个数记为n_in，量化的动力学安全边界系数为：

式中，μ为飞行安全系数，μ越大，动力学安全边界越大，飞行安全状态集越大，飞行风险越低。

7.根据权利要求1所述的机翼/平尾冰形调控优化方法，其特征在于，在飞机没有足够功率开启全部防/除冰装置时，根据飞机功率，按照由大至小的顺序选择动力学安全边界量化指标进行除冰。

8.一种机翼/平尾冰形调控优化系统，其特征在于，包括：

气动数据获取模块，用于获取机翼/平尾不同调控冰形下的气动数据；

边界计算模块，用于根据气动数据计算并量化动力学安全边界，得到不同调控冰形下的动力学安全边界量化指标；

布局优化模块，用于选择动力学安全边界量化指标中的最大值来布置防/除冰装置。

9.一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任意一项所述机翼/平尾冰形调控优化方法的步骤。

10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任意一项所述机翼/平尾冰形调控优化方法的步骤。