تعيين مرز ناپايداري فلاتر بال كامپوزيتي با استفاده از ماشين بردار پشتيبان

Determination of the Flutter Instability Boundary of a Composite Wing Using Support Vector Machine

هدف از اين مقاله، آموزش ماشين بردار پشتيبان براي تعيين مرز ناپايداري آيروالاستيك فلاتر يك بال كامپوزيتي مي‌باشد. بال هواپيما به صورت يك تير داراي دو درجه آزادي و يك سر گيردار به همراه نيروي پيشران تعقيب كننده و جرم موتور مدل شده است. براي مدل‌سازي بال كامپوزيتي از تئوري لايه‌اي و مدل‌سازي آيروديناميكي از تئوري جريان ناپايا با فرض جريان مادون صوت و تراكم ناپذير در حوزه‌ي زمان استفاده شده است. معادلات حاكم بر حركت بال با استفاده از روابط لاگرانژ و در نظر گرفتن مدهاي فرضي استخراج گرديده‌اند. سرعت فالاتر خطي نيز با توجه به روش مقدار ويژه محاسبه گرديده است. فرآيند محاسبه سرعت فلاتر به صورت كد نرم‌افزاري تهيه شده است كه اين كد با توجه به تعداد لايه‌ها، زاويه الياف در هر لايه، جرم موتور و نيروي پيشران قادر به محاسبه سرعت فلاتر مي‌باشد. با توجه به اينكه زمان محاسبات براي تحليل سرعت فالتر بالا بوده، در اين مقاله براي كاهش هزينه محاسبات از روش ماشين بردار پشتيبان استفاده شده است. جهت آموزش ماشين بردار پشتيبان از تعداد نقاط محدودي كه بيانگر ناحيه امن و ناامن مي‌باشد، استفاده شده است. نتايج نشان مي‌دهد كه ماشين بردار پشتيبان مي‌تواند به عنوان يك ابزار دقيق و سريع در تشخيص مرز ناپايداري فلاتر بال‌ها باشد.

The main goal of this article is to train a support vector machine in order to determine the boundary of the composite wing aeroelastic instability. Aircraft wing is modeled as a cantilever beam with two degrees of freedom with thrust as a follower force and mass of the engine. For structural modeling of composite wing the layer theory has been used and in the aerodynamic model, the flow has been assumed to be unsteady, subsonic and incompressible. Using the assumed mode method, the wing dynamic equations of the motion have been derived by Lagrange equations. Linear flutter speed according to the eigenvalues of the motion equations has been calculated. The process of flutter speed calculation has been converted to a computer code in which the number of layers, angle of fibers in each layer, the mass of the engine, and the thrust are input variables and the flutter speed is its output. Determination of the instability boundary using this conventional method is time consuming. In this article, a support vector machine has been adopted to reduce the calculation cost. The results indicate that support vector machine can be used in determining the boundary of the wings flutter instability as an accurate and fast tool.