Разработка нейросетевых моделей нестационарных аэродинамических характеристик на больших углах атаки по результатам экспериментов в аэродинамической трубе

• Автор: Игнатьев, Дмитрий Игоревич
• Шифр специальности: 05.13.18
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2013
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 147 с. : ил.

Оглавление
Введение
1 Методика экспериментального исследования нестационарных аэродинамических характерне гик. Разработка математических моделей на базе концепции аэродинамических производных
1.1 Исследование стационарных аэродинамических характеристик
1.2 Исследование динамических производных методом вынужденных
колебании с малой амплитудой
1.3 Исследование нелинейных нестационарных аэродинамических ха-
рактеристик методом вынужденных колебаний с большой амплитудой
1.4 Исследуемые аэродинамические модели
1.5 Использование линейной модели для описания результатов эксперимента
1.6 Разработка математической модели, описывающей зависимость
динамических производных от кинематических параметров движения
2 Разработка математических моделей нестационарных аэродинамических характеристик с использованием искусственных нейронных сетей
2.1 Краткое описание нейронных сетей
2.1.1 Многослойный персептрон
2.1.2 Рекуррентные нейронные сети КИЛЮС
2.1.3 Повышение обобщающих способностей нейронных сетей

2.2 Разработка математических моделей нестационарных аэродинамических характеристик с использованием многослойного перссп-трона
2.2.1 Модель треугольного крыла
2.2.2 Модель самолета ТСГ!
2.3 Разработка модели нестационарных аэродинамических характеристик моделей самолётов с использованием нейронной сети КИЛЮС
2.3.1 Треугольное крыло
2.3.2 Модель самолета ТСИ
2.3.3 Модель типичного магистрального самолета
2.3.4 Моделирование свободных колебаний по тангажу
2.4 Сравнительный анализ разных типов нейронных сетей для разработки моделей нестационарной аэродинамики
3 Метод повышения точности нейросетевых моделей в случае разнотипного набора данных и алгоритм его реализации. Комплекс программ для описания нестационарных аэродинамических характеристик
3.1 Повышение точности нейросетевых моделей в случае разнотипных наборов исходных данных
3.1.1 Регуляризация
3.1.2 Оптимизация параметров целевой функции
3.1.3 Алгоритм обучения с регуляризацией по типам данных . .
3.1.4 Применение
3.2 Комплекс программ для описания нестационарных аэродинамических характеристик с использованием искусственных нейронных сетей
Заключение
Приложение

Введение
Существенное расширение диапазона реализуемых в полете углов атаки современных самолетов приводит к необходимости более адекватного моделирования их нестационарных аэродинамических характеристик в условиях возможного срыва потока. Данная задача является актуальной для маневренных самолётов вследствие использования ими динамических выходов па сверхбольшие углы атаки в современном воздушном бою. Не менее актуальна эта задача и для неманевренных самолетов, которые вследствие сокращения взлетной дистанции п увеличения веса, взлетают и садятся па больших углах атаки. При этом ветровые порывы могут приводить к развитию динамического отрыва потока. По данным EASA (European Aviation Safety Agency) основной причиной авиакатастроф является потеря самолетом управляемости из-за ухудшения его аэродинамических характеристик при выходе на большие углы атаки и неподготовленности летчика к пилотированию в таких условиях [1]. В этой связи возникает необходимость в детальном исследовании динамики самолёта в критических режимах, характеризующих сваливание и штопор, а также в разработке математических моделей аэродинамики в расширенной области режимов полета для обучения летчиков технике пилотирования в критических условиях полета [2]. В частности, для решения этих задач крайне необходимы математические модели, описывающие нестационарную аэродинамику самолетов па больших углах атаки [3].
Для самолетов с крылом малого удлинения определяющим физическим эффектом па больших углах атаки является разрушение вихрей, сходящих с наплывов крыла и носовой части фюзеляжа. Изменение положения разрушения вихрей при различных значениях углов атаки и скольжения в стационарных условиях приводит к нелинейным изменениям коэффициентов аэродинамических характеристик и производных устойчивости и управляемости самолета.

Рис. 1.6: Общий вид исследуемой модели самолета 'ГСП
Модель была спроектирована и изготовлена в Миланском политехническом институте (Италия), с использованием геометрии самолета, подготовленной фирмой 8ААВ (Швеция). В соответствии с техническими требованиями динамических установок ЦАРИ модель выполнена в масштабе М-1 : 40. Основные геометрические параметры модели приводятся в следующей таблице:
Площадь крыла модели 5 = 0.3056 м
Размах крыла 1 = 1.12 N
Средняя аэродинамическая хорда Ъ„ = 0.2943 м
Исследования проводились в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ при скорости потока V = 40 м/с в три этапа. В ходе проведения первого этапа испытаний проводилось измерение статических значений т,ст (а()) в диапазоне углов атаки от -10° до } 40°.
При проведении второго этапа, при колебаниях модели с малыми амплитудами, определялись динамическая производная т“ в фазе с изменением угла атаки и комплекс производных тф + т“ в фазе с изменением угловой скорости. Эксперименты проводились для различных значений безразмерной частоты колебаний и> = 0.0231,0.0462,0.0693 . Методики проведения эксперимента и обработки его результатов опубликованы ранее в работе [23].