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

На правах рукописиИгнатьев Дмитрий ИгоревичРАЗРАБОТКА НЕЙРОСЕТЕВЫХ МОДЕЛЕЙНЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИКНА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЭКСПЕРИМЕНТОВВ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕСпециальность 05.13.18Математическое моделирование, численные методы и комплексы программАВТОРЕФЕРАТдиссертации на соискание учёной степеникандидата физико-математических наукМОСКВА2013Работа выполнена на кафедре «Компьютерное моделирование» факультетааэромеханики и летательной техники Федерального государственного автономногообразовательногоучреждениявысшегопрофессиональногообразования«Московский физико-технический институт (государственный университет)»(МФТИ)НаучныйДорофеев Евгений Александрович, кандидат физикоруководитель: математических наук, доцентОфициальные Устинов Максим Владимирович, доктор физикооппоненты:математических наук, заместитель начальника научноисследовательского отделения № 8 ФГУП «Центральныйаэрогидродинамический институт им.

Н.Е. Жуковского»Галушкин Александр Иванович, доктор технических наук,профессор, начальник лаборатории Федеральногогосударственного научного учреждения «Центринформационных технологий и систем органовисполнительной власти»Ведущаяорганизация:Государственное образовательное учреждение высшегопрофессионального образования «Московскийгосударственный технический университет имени Н.Э.Баумана»Защита состоится 11 октября 2013 г.

в 10 ч. 00 мин. на заседании диссертационногосовета Д 212.125.04 Федерального государственного образовательного учреждениявысшего профессионального образования «Московский авиационный институт(национальный исследовательский университет)» по адресу:125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Федерального государственногобюджетногообразовательногоучреждениявысшегопрофессиональногообразования«Московскийавиационныйинститут(национальныйисследовательский университет)» по адресу:125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.Автореферат разослан _____________________Отзывы,заверенныепечатью,просимнаправлятьпоадресу:125993, г.

Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4, Учёный совет МАИ.Ученый секретарь диссертационного совета Д 212.125.04,кандидат физико-математических наукН.С. СеверинаОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫДиссертационная работа посвящена разработке математических моделейнестационарной аэродинамики на больших углах атаки, что напрямую связано собеспечением безопасности полёта самолёта.Существенное расширение диапазона реализуемых в полете углов атаки современных самолетов приводит к необходимости более адекватного моделирования их нестационарных аэродинамических характеристик в условиях возможногосрыва потока. Данная задача является актуальной для маневренных самолётоввследствие использования ими динамических выходов на сверхбольшие углыатаки в современном воздушном бою.

Не менее актуальна эта задача и для неманевренных самолетов, которые вследствие сокращения взлетной дистанции и увеличения веса, взлетают и садятся на больших углах атаки.Актуальность работы. По данным EASA (European Aviation Safety Agency)за последнее десятилетие основной причиной авиакатастроф самолётов гражданской авиации стала потеря самолетом управляемости из-за ухудшения его аэродинамических характеристик при выходе на большие углы атаки и неподготовленности летчика к пилотированию в таких условиях.

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. В частности, для решения этих задач крайне необходимы математические модели, описывающие нестационарную аэродинамику самолетов на больших углах атаки.Аэродинамика самолёта на больших углах атаки в значительной степени определяется процессами отрывного и вихревого обтекания, учет которых важен дляправильного описания динамики, даже если самолет рассматривается в приближении твёрдого тела.

Для маневренных самолетов с крылом малого удлинения определяющим физическим эффектом на больших углах атаки является разрушениевихрей, сходящих с наплывов крыла и носовой части фюзеляжа. Изменение положения разрушения вихрей при различных значениях углов атаки и скольжения встационарных условиях приводит к нелинейным изменениям коэффициентов аэродинамических характеристик и производных устойчивости и управляемости самолета. Для транспортных самолетов с крылом большого удлинения важную рольв аэродинамике на больших углах атаки играет динамика отрыва потока с гладкойверхней поверхности крыла. У компоновки самолёта в целом существенным источником нелинейного поведения аэродинамических характеристик на большихуглах атаки является сложный характер интерференции различных аэродинамических поверхностей в условиях отрывного обтекания.

В частности, значительноевлияние на аэродинамические характеристики устойчивости оказывает взаимодействие сорванного с крыла потока с обтеканием горизонтального оперения(ГО). При дальнейшем увеличении угла атаки возникают отрыв потока непосредственно на ГО, а также вихри, генерируемые носовой частью фюзеляжа, которыевзаимодействуют с хвостовым оперением.Учету нестационарных аэродинамических эффектов посвящены работы Белоцерковского С.М., Скрипача Б.К., Караваева Э.А., Прудникова Ю.А., Часовникова Е. А., Столярова Г.И., Святодуха В.К., Храброва А. Н., Гомана М.Г., Ко3линько К.А. Апаринова В.А., Petot D, Klein V., Tobak M., B., L.

Planckaert и другихавторов.С развитием вычислительной техники и вычислительных методов наметилсясущественный прогресс в области прямого численного моделирования нестационарных нагрузок, действующих на самолет. Однако современные возможности непозволяют решать совместно уравнения механики жидкости и движения самолетав задачах динамики полёта при проведении полунатурного моделирования полётасамолёта на пилотажных стендах в реальном времени и синтеза алгоритмовуправления самолетом.Для решения важных задач динамики полета необходимы упрощенные математические модели нестационарной аэродинамики, учитывающие сложные эффекты отрывного и вихревого обтекания, которые работают в реальном времени.Такие математические модели должны быть способны описывать нелинейные явления, существенные для динамики полёта на больших углах атаки и наблюдаемые в широком диапазоне кинематических параметров.

На практике, для исследования особенностей аэродинамики самолета на больших углах атаки проводятсяразличные эксперименты в аэродинамических трубах (АДТ) с использованиемразличных динамических установок. Установки различаются между собой типоммоделируемого движения или диапазоном исследуемых кинематических параметров. Полученные экспериментальные данные используются для разработки упрощённых математических моделей нестационарной аэродинамики.В настоящее время в инженерных приложениях при исследованиях динамикиполета широко используется представление аэродинамических коэффициентов спомощью концепции аэродинамических производных.

В рамках данной концепции предполагается, что для малых углов атаки и скольжения аэродинамическиесилы и моменты могут быть представлены в виде разложения аэродинамическихкоэффициентов в ряды Тейлора по параметрам движения с сохранением толькочленов первого порядка малости.

Наиболее распространённым способом определения коэффициентов разложения является проведение динамического эксперимента в АДТ. Данный подход может успешно применяться в области линейногоизменения аэродинамических характеристик, т.е. при безотрывном обтекании.Применение данного подхода в области параметров полёта, в которой наблюдается нелинейное изменение аэродинамических характеристик, может приводить ксущественным ошибкам.Использование нелинейных переходных функций является наиболее общимметодом моделирования нестационарных аэродинамических характеристик.

Вместе с тем практическое применение этого метода вызывает ряд трудностей. Онтребует специальных методов определения нелинейных переходных функций иорганизации их функциональной аппроксимации. Конечная математическая модель динамики полета при этом формулируется в классе интегро-дифференциальных уравнений, что ведет к существенному усложнению моделирования динамики, исследования устойчивости и синтеза управления.Учёт запаздывания отрыва/восстановления потока может быть реализован врамках феноменологического подхода.

При данном подходе аэродинамическиенагрузки разделяются на линейные и нелинейные составляющие. Для описаниянелинейных составляющих аэродинамических характеристик используютсяобыкновенные дифференциальные уравнения. Применение феноменологического4подхода может вызвать ряд затруднений, связанных с выделением нелинейныхсоставляющих в произвольном случае.В последнее время появилось большое количество работ (D. J. Linse, R.

F.Stengel, J. R. Raol, R. V. Jategaonkar, N. K. Peyada, A. K. Ghosh, L. Planckaert), в которых авторы используют нейронные сети для идентификации моделей нестационарной аэродинамики. Активное внедрение нейронных сетей связано, преждевсего, с их универсальными аппроксимирующими свойствами, что позволяет ихприменение для произвольного летательного аппарата (ЛА) без значительных упрощающих предположений. Специфика решаемых задач вызывает необходимостьболее глубокого исследования нейросетевых методов и адаптации их для применения в задачах моделирования нестационарных аэродинамических характеристик.Целью работы является разработка методов построения математическихмоделей нестационарных аэродинамических характеристик самолета, способных вреальном времени описывать их нелинейный характер поведения в широком диапазоне углов атаки.