一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法与流程

本发明属于飞机结冰在线探测技术领域，具体涉及一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法。

背景技术：

飞机结冰在线探测是指通过探测装置或方法探测飞机飞行过程中发生的结冰现象，给出结冰警报以启动飞机防除冰装置，从而避免飞行过程结冰给飞机安全性带来的危害。

结冰在线探测通常有硬件探测和算法探测两种分类，硬件探测是通过布置在机体表面的传感器等硬件装置探测结冰的部位和冰型参数等，算法探测是指利用数学方法和物理模型，通过飞行测量数据对飞机受结冰影响气动特性参数进行在线估计，从而获得飞机结冰的关键参数信息。与算法探测相比，硬件探测需要在机体大量布置传感装置，通常会增加飞机的研制成本，而且还存在不适合布置传感器装置或传感器装置布置不充分的问题，会极大的影响结冰硬件探测的效果；而采用算法在线探测可以极大的节省研制成本，且算法探测摆脱了传感器限制，通过估计飞机本体特性参数来发现结冰异常，具有更好的适应性和灵活性。

飞机结冰算法探测通常侧重于对探测算法的研究，对于应用于飞行过程的一些具体问题研究较少。比如如何保证飞行过程中参数在线估计的精度，如何探测结冰，以及如何在恰当的时机加入输入扰动信号等。因此有必要基于实际飞行过程开展结冰在线探测研究，解决算法探测中的具体问题，提升飞机结冰算法探测能力。

技术实现要素：

本发明的目的在于，为克服现有技术飞机结冰算法探测在实际飞行应用中的技术问题，提供了一种可行的基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法。通过将结冰快速检测与参数估计方法相结合，获得一种功能更强的飞机结冰探测算法；通过在恰当的时机加入输入扰动信号，在保证输入扰动对飞机飞行系统影响较小的情况下，获得更准确的气动特性参数估计结果。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法，其特征在于，所述飞机结冰在线探测方法至少包括如下步骤：

s1：采集飞行过程中的飞行状态测量数据、发动机推力数据和舵偏输入数据；

s2：利用广义似然比检验方法探测结冰开始时刻；

s3：生成扰动信号叠加到舵偏输入数据上，同时利用h∞滤波方法对飞行状态测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识；

s4：利用广义似然比检验方法探测结冰结束时刻；

s5：停止生成和叠加舵偏扰动信号，继续利用h∞滤波对测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识直至飞行结束。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s1中，飞行状态测量数据至少包括飞机的位置、速度、过载、角速度、姿态角和动压数据。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s2包括：依次从飞行状态测量数据中提取数据段计算过载余量，利用广义似然比检验方法判断每段过载余量的统计特性是否超过给定门限值来判断余量rz是否出现偏移，当rz存在随机噪声之外的偏移，则判断结冰已经发生，将该段数据结束时刻作为结冰开始时刻。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s2中的过载余量的计算过程包括：从步骤s1中采集的数据中提取给定检测窗口长度的数据段，由估算过载和测量过载之差计算飞机法向过载余量rz，其中nzm为测量得到的法向过载，为估算法向过载，且，m为飞机质量，s为飞机特征面积，g0为海平面对应的重力加速度常数，q∞为测量动压，α为测量攻角，pz为测量法向推力，和为飞机无冰情况下的阻力和升力系数，由地面试验数据库插值得到，或由气动导数结合飞行状态参数计算得到。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s3中，生成的扰动信号为“3211”扰动信号。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s4包括：通过对俯仰方向的气动稳定导数cmα的辨识结果开展收敛性判断来给出结冰的结束时刻。

根据一个优选的实施方式，所述步骤s4具体包括：首先从h∞辨识结果中依次提取给定窗口长度的cmα辨识结果，利用相邻两个cmα辨识结果数据段计算检测余量rcmα，i＝1,2,…,n，其中i表示第i段提取出的cmα辨识结果，反向利用广义似然比检验，当余量统计特性小于或等于给定门限值时则判断rcmα不存在偏移量，则cmα的辨识结果已经收敛，结冰累积阶段结束，将第i+1数据段的结束时刻作为结冰结束时刻。

前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。

本发明的有益效果：

1、本发明公开的飞机结冰在线探测方法，将广义似然比方法与h∞滤波方法相结合，可以在获得结冰预警的同时获得受结冰累积影响气动导数的变化，相比单一方法，该算法能够获得更多的结冰相关信息，具有更强的飞机结冰在线探测能力；

2、本发明解决了飞行过程中输入扰动信号作用时机的确定问题，由于输入扰动信号对于保证结冰累积过程段飞机气动导数辨识精度极为重要，本发明提出的解决方案能够特别针对结冰累积过程叠加“3211”小扰动信号，能够避免不必要的或无意义的输入扰动，尽量降低扰动信号对飞行系统的干扰。

3、本发明提出了一种结冰结束的判断方法，通过判断受结冰影响气动导数辨识结果是否收敛，可以得出结冰是否结束的结论，其中反向采用广义似然比检验方法来判断收敛性，该方法为小扰动输入信号的准确施加提供了依据。

附图说明

图1是本发明飞机结冰在线探测方法流程图；

图2是本发明的实施例中飞机平飞机翼结冰在线探测结果图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明要指出的是，本发明中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本发明涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。

实施例1：

参考图1所示，本发明公开了一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法，其特征在于，所述飞机结冰在线探测方法至少包括如下步骤：

步骤s1：采集飞行过程中的飞行状态测量数据、发动机推力数据和舵偏输入数据。

优选地，所述步骤s1中，飞行状态测量数据至少包括飞机的位置、速度、过载、角速度、姿态角和动压数据。

步骤s2：利用广义似然比检验方法探测结冰开始时刻。

优选地，所述步骤s2包括：依次从飞行状态测量数据中提取数据段计算过载余量，利用广义似然比检验方法判断每段过载余量的统计特性是否超过给定门限值来判断余量rz是否出现偏移，当rz存在随机噪声之外的偏移，则判断结冰已经发生，将该段数据结束时刻作为结冰开始时刻。

进一步地，所述步骤s2中的过载余量的计算过程包括：从步骤s1中采集的数据中提取给定检测窗口长度的数据段，由估算过载和测量过载之差计算飞机法向过载余量rz，其中nzm为测量得到的法向过载，为估算法向过载，且，m为飞机质量，s为飞机特征面积，g0为海平面对应的重力加速度常数，q∞为测量动压，α为测量攻角，pz为测量法向推力，和为飞机无冰情况下的阻力和升力系数，由地面试验数据库插值得到，或由气动导数结合飞行状态参数计算得到。

步骤s3：生成扰动信号叠加到舵偏输入数据上，同时利用h∞滤波方法对飞行状态测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识。

优选地，所述步骤s3中，生成的扰动信号为“3211”扰动信号。

本发明方法解决了飞行过程中输入扰动信号作用时机的确定问题，由于输入扰动信号对于保证结冰累积过程段飞机气动导数辨识精度极为重要，本发明提出的解决方案能够特别针对结冰累积过程叠加小扰动信号，能够避免不必要的或无意义的输入扰动，尽量降低扰动信号对飞行系统的干扰。

步骤s4：利用广义似然比检验方法探测结冰结束时刻。

优选地，所述步骤s4包括：通过对俯仰方向的气动稳定导数cmα的辨识结果开展收敛性判断来给出结冰的结束时刻。

进一步地，所述步骤s4具体包括：首先从h∞辨识结果中依次提取给定窗口长度的cmα辨识结果，利用相邻两个cmα辨识结果数据段计算检测余量rcmα，i＝1,2,…,n，其中i表示第i段提取出的cmα辨识结果，反向利用广义似然比检验，当余量统计特性小于或等于给定门限值时则判断rcmα不存在偏移量，则cmα的辨识结果已经收敛，结冰累积阶段结束，将第i+1数据段的结束时刻作为结冰结束时刻。

即是，通过判断受结冰影响气动导数辨识结果是否收敛，可以得出结冰是否结束的结论，其中反向采用广义似然比检验方法来判断收敛性，该方法为小扰动输入信号的准确施加提供了依据。

步骤s5：停止生成和叠加舵偏扰动信号，继续利用h∞滤波对测量数据进行联合状态估计和受结冰影响气动导数辨识直至飞行结束。

实施例1

基于本发明方法针对某飞机考虑机翼前沿结冰累积过程的水平巡航段纵向飞行仿真数据开展结冰在线探测,具体流程如图1所示。

飞机巡航高度为5000m，巡航速度为0.3马赫，配平升降舵偏角为1.06度，在巡航过程中姿态角和角速率保持为零，假设在仿真开始后100s机翼前沿开始结冰，结冰累积时间为tcld＝200s，累积速度由ηice(tcld)＝1.0和ηice(tcld/2)＝0.7描述。

该算例的具体实施步骤如下：

步骤一：根据飞机纵向飞行动力学模型仿真获得在线探测所需要采集的飞行数据，其中考虑了机翼结冰下气动导数的变化，并在仿真结果中加入了高斯白噪声作为测量噪声。

步骤二：将仿真数据的采样频率取为10ms，检测窗口长度取为5s，即将500个数据点依次从仿真数据中提取出来，利用估算每个采样点对应的法向过载nz的估计值，再与nz的测量值相减得到每个采样点对应的法向过载余量rz。

步骤三：利用广义似然比方法计算过载余量的均值和均方差的极大似然估计，进而得到统计检验量tx，其中n为数据点个数，将虚警概率pfa取为小量1e-6，由卡方分布可计算得到判决门限γ为23.93。

本发明方法将广义似然比方法与h∞滤波方法相结合，可以在获得结冰预警的同时获得受结冰累积影响气动导数的变化，相比单一方法，该算法能够获得更多的结冰相关信息，具有更强的飞机结冰在线探测能力。

步骤四：将每一提取数据段的统计检验量tx与判决门限γ进行对比，若tx小于或等于γ，则返回步骤二，认为没有发生结冰现象，不对受结冰影响气动导数进行辨识，飞机气动导数与无冰状态相同保持不变；若tx大于γ，则判断结冰开始，将该数据段结束时刻作为结冰开始时刻。

步骤五：当判断结冰开始之后，生成幅值为5°，周期为5s的“3211”小扰动信号，并叠加到配平输入升降舵偏信号上，此时由于舵偏扰动的影响，飞行仿真结果会出现周期性振荡以便于辨识气动导数的变化；同时利用h∞滤波方法对飞行仿真输出数据进行状态估计和气动导数辨识，通过逐点读入飞行仿真输出数据，得到飞机状态变量和cdα、clα和cmα三个受结冰影响较为严重的气动稳定导数的估计；当判断结冰开始之后，还需要针对cmα辨识结果开展收敛性判断检测，以确定结冰结束时刻，同样将检测窗口长度取为5s，将500个cmα辨识数据依次提取出来，将前后两个数据段相减得到检测余量，利用步骤三中的方法得到每段检测余量的统计检测量tx。

步骤六：同样将辨识结果余量的统计检测量tx与判决门限γ进行对比，若tx大于γ，则返回步骤五，认为还处于结冰累积阶段，继续叠加舵偏小扰动信号并对气动导数进行辨识；若tx小于或等于γ，则判断cmα趋于收敛，结冰累积过程结束，则将该数据段结束时刻作为结冰结束时刻，停止生成小扰动舵偏信号，继续利用h∞滤波估计系统状态变量和辨识三个气动稳定导数直至飞行过程结束。

即是，通过判断受结冰影响气动导数辨识结果是否收敛，可以得出结冰是否结束的结论，其中反向采用广义似然比检验方法来判断收敛性，该方法为小扰动输入信号的准确施加提供了依据。

针对该平飞巡航段机翼结冰算例，采用以上步骤，最后计算得到的结冰开始时刻为174.99s，结冰结束时刻为304.99s，辨识得到的三个气动稳定导数除cdα受测量噪声影响振荡较明显外，clα和cmα辨识结果相对真值的均方根误差均较小，分别为真值的8.15％和7.78％，且对结冰累积过程的跟随也较好，如图2所示，图中：ηice为气动导数归一化结果，表示结冰严重性系数，t为时间，clα为升力稳定导数，cmα为俯仰力矩稳定导数，tice0为结冰开始时刻，tice1为结冰结束时刻，rms表示均方根误差。该结果说明本发明具有对结冰开始和结束的探测能力和对结冰累积过程气动导数变化的跟踪能力，能够方便的推广到类似的飞机飞行过程结冰在线探测中。

前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。本领域技术人员可知有众多组合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。