无铰变截面盒型梁桨叶气弹动力学多目标优化

基于有限元法建立了无铰旋翼变截面盒型梁桨叶的挥舞/摆振气弹稳定性优化分析模型,提出了多目标、多约束条件下的灵敏度分析方法,采用遗传优化算法（Non-dominated Sorting Genetic Algorithm - NSGA-II）,实现了盒型梁桨叶气弹稳定性条件下多约束、多目标优化。最后完成了实例模型旋翼桨叶的优化与对比验证,结果表明,在气弹稳定性、自转惯量和振动固有频率等多约束条件下,实现自转惯量提高到原来的1.147倍,桨叶重量减少5.74%～8.6%,应力减少29.6%～30.1%的多目标优化,优化性能良好。     

基于多智能体混合学习的多星协同动态任务规划算法(英文)

针对多星协同动态任务规划问题,以往多采用基于启发式的重规划算法,但是由于启发式策略依赖于具体任务,使得优化性受到影响。注意到协同规划的历史信息对后续协同规划的影响,本文提出了一种基于策略迭代的多智能体强化学习和迁移学习的混合学习算法求解该问题近似最优策略。本文的多智能体强化学习方法利用神经网络描述各颗卫星的强化学习策略,通过协同进化的方法迭代搜索具有最优拓扑结构和连接权重的策略神经网络个体。针对随机出现的观测任务请求导致历史学习策略失效,通过迁移学习将历史学习策略转换为当前初始策略,保证规划质量前提下加快多星协同任务规划速度。仿真实验及分析结果表明本文算法对动态随机出现的任务请求有良好的适应性。     

多机型影响下跑道结构层动态响应分析

基于丹佛机场跑道5年实测动态响应数据,分析多机型滑行时道面板边板角的应变和位移特征,对跑道各结构层多年压缩变形规律进行分析。结果表明,对于不同起落架构型的飞机,道面应变峰值与主起落架轮轴数量对应。混凝土道面板动态应变峰值随运营年限增加变化较小,主要与实测机型有关。对于B737机型,板底受拉应变小于板顶受压应变;而B747、B777机型,板底受拉应变大于板顶受压应变,说明大飞机对混凝土道面损伤更为严重。基层动态位移响应在跑道各结构层中是最为敏感的,压缩变形波动比较剧烈,压缩率最大;而垫层、土基压缩变形量和压缩率随运营年限逐渐趋于稳定。因此建议机场跑道在设计和施工时,对板角和板边部位基层进行重点处理。     

二维应力集中问题的多尺度RKPM自适应分析

借助于“小波”理论,再生核质点方法RKPM(Reproducing Kernel Particle Method)以将形状函数及求得的结构响应分解为多个尺度。本文对线弹性二维应力集中问题进行了双尺度分解,并由各应力分量计算得到的高梯度点作为误差指示,实现了该方法的h型自适应分析。并且提出了一种新的方法——“四象限法”对高梯度区域进行加密,计算结果表明自适应后的解的精度更高,从而证明了这种自适应无网格方法的有效性。     

改进的载荷循环分间隔法计算工程中MSD裂纹疲劳扩展问题

 由多部位损伤(MSD)裂纹的扩展特性,归纳总结出裂纹扩展过程中两类影响裂纹扩展速度的因素,给出在循环载荷作用下基于Pairs公式的裂纹扩展增量的递推公式。根据这一递推式,推导出数个循环载荷作用下裂纹扩展长度的近似算法。〖JP2〗同时,采用了变间隔分段处理方法。在评估了传统的载荷循环分间隔法的前提下,讨论了该方法的实现方式和所具有的优点。结合这两类改进方法,对一排共线孔有限宽薄板受远场均匀载荷作用的试样进行了计算分析,并与试验值和传统的载荷循环分间隔法的计算值做了比较。可以看出,对于普通的载荷循环分间隔处理方法,本文所提的改进方法能极大地提高结构件疲劳寿命的估算精度。对长寿命、大规模的MSD结构件使用此方法,能够在显著减小其计算规模的同时,得到一个较为精确的保守解。     

A New Hybrid Control Scheme for an Integrated Helicopter and Engine System

A new hybrid control scheme is presented with a robust multiple model fusion control(RMMFC) law for a UH-60 helicopter and an active disturbance rejection control(ADRC) controller for its engines.This scheme is a control design method with every subsystem designed separately but fully considering the couplings between them.With three subspaces with respect to forward flight velocity,a RMMFC is proposed to devise a four-loop reference signal tracing control for the helicopter,which escapes the closed-loop system from unstable state due to the extreme complexity of this integrated nonlinear system.The engines are controlled by the proposed ADRC decoupling controller,which fully takes advantage of a good compensation ability for unmodeled dynamics and extra disturbances,so as to compensate torque disturbance in power turbine speed loop.By simulating a forward acceleration flight task,the RMMFC for the helicopter is validated.It is apparent that the integrated helicopter and engine system(IHES) has much better dynamic performance under the new control scheme.Especially in the switching process,the large transient is significantly weakened,and smooth transition among candidate controllers is achieved.Over the entire simulation task,the droop of power turbine speed with the proposed ADRC controller is significantly slighter than with the conventional PID controller,and the response time of the former is much faster than the latter.By simulating a rapid climb and descent flight task,the results also show the feasibility for the application of the proposed multiple model fusion control.Although there is aggressive power demand in this maneuver,the droop of power turbine speed with an ADRC controller is smaller than using a PID controller.The control performance for helicopter and engine is enhanced by adopting this hybrid control scheme,and simulation results in other envelope state give proofs of robustness for this new scheme.     

多重故障并发下单部件系统视情维修建模与优化

 实际装备使用工程中,系统性能随工作时间延长而缓慢劣化并最终导致劣化故障发生而需进行更换,这一过程往往伴随着各种随机冲击,系统因故障的突然发生而失效,即多重故障并发。从维修工程的实际问题出发,考虑劣化故障与冲击故障并发以及多重故障之间存在相关性的情况,建立了序贯检测条件下基于多级控制限的单部件系统视情维修模型,给出了在预定维修策略下系统维修费用率的数学表达式,并以长期运行费用率最低为约束条件对系统维修阈值进行优化。通过实例与基于定期检测的维修策略进行对比,验证了模型的合理性和有效性。     

多元线性回归在引气系统故障诊断中的应用

针对利用快速存取记录器(QAR)数据进行民机系统故障诊断问题,以民机引气系统为对象,提出了一种适合多飞行循环数据特点的多元线性回归模型的故障检测方法.首先建立了多飞行循环数据的引气系统性能多元线性回归模型,设计了飞行循环和飞行循环内故障检测方法;然后采用最大后验估计方法进行模型参数估计;最后设计了适合多飞行循环数据的模型参数最大后验估计算法.借助仿真数据和航空公司收集的实际飞行数据对方法进行了验证,结果表明了该方法有效且具有一定工程应用价值.      

确定飞机结构WFD平均行为的寿命升降法

广布疲劳损伤(WFD)问题严重威胁飞机结构的完整性和安全性,为确定支持飞机结构广布疲劳损伤评定和维修大纲的有效性限制,需要先确定飞机结构的广布疲劳损伤平均行为。以疲劳应用统计学中强度升降法的理论为基础,提出了确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法,在不同寿命级上进行疲劳试验,继而进行剩余强度试验,判断剩余强度是否满足要求,当相邻2个寿命级上出现相反结果时,取2个寿命均值为正好满足剩余强度的寿命,重复试验并统计分析得到广布疲劳损伤平均行为。以5细节多部位损伤结构为例,采用提出的寿命升降法,测得了其在指定载荷条件和剩余强度下的广布疲劳损伤平均行为。提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础,不依赖于结构的具体形式和受载情况,对多部位损伤和多元件损伤结构均适用。      

空间多刚体系统编队及姿态的协同综合控制

针对由多个非线性系统组成的多子系统的协同控制问题,给出了一种基于输出反馈的协同控制律的设计方法,并将其应用于空间多个刚体的编队控制和姿态的协同控制系统中,给出了空间多刚体系统编队控制及姿态协同控制问题有解的充分条件,设计了多刚体编队及姿态稳定的协同综合控制律。仿真结果表明,这种控制方法是有效的、可行的,所设计的控制器能够使整个刚体系统在空间运行过程中保持一定的队形,并且同时稳定控制描述各个刚体系统姿态的四元数。