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Model of Airflow Field on the Deck for Shipborne Helicopter Flight Dynamics Analysis

Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics 2017年第5期34卷 567-577页

作者： hu guocai Xu Guang Wang Yunliang Liu Shuyan Department of Airborne Vehicle Engineering Naval Aeronautical and Astronautical University Yantai 264001 P.R. China Troops 92074 PLA Ningbo 315000 P. R. China

For the research of helicopter/ship dynamic interface,the method of combining steady flow and stochastic flow is adopted to establish a flow field model applied to the flight dynamics analysis of shipborne *** steady flow is calculated by computational fluid dynamics(CFD)method,while the stochastic flow is composed of the compensation velocity derived from ship motion and turbulence above the *** accuracy of the proposed flow field model is verified by comparing the helicopter response in the proposed flow field with the results calculated by US Army′s Military Specifications(MIL)model which is commonly used in ***,it also shows the proposed flow field model is more appliable to flight dynamics analysis of shipborne *** that the basis,ship deck flow field is simulated at different sea conditions by adjusting the wind speed on the deck,mother ship movement and shipboard turbulence,*** helicopter angular rate response is *** results show that the difference of dynamic stability between helicopter′s roll and pitch leads to the facts that the influence of above factors on the helicopter′s roll angular rate response is greater than that of pitch angular rate,that the frequency and amplitude of mother ship roll motion are much greater than those of pitch motion,and that the disturbance caused by roll motion on the air has greater influence on the helicopter *** shipboard turbulence is the main disturbance factor that influences helicopter flight stability and its intensity determines the amplitudes of angular rate response.

关键词： shipborne helicopter flight dynamics airflow field on the deck time-space characteristics sea condition

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带定压活门的液压阻尼器力学性能研究

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华中科技大学学报（自然科学版） 2017年第2期45卷 44-49页

作者：吴靖胡国才海军航空工程学院飞行器工程系山东烟台264001

从液压阻尼器动力学模型入手,考虑油液含气量对油液压缩性的影响,建立了带定压活门的液压阻尼器动力学模型.对阻尼器在不同激振下的阻尼力及等效阻尼进行了数值仿真,仿真结果表明理论结果与实验值符合,验证了该模型的准确性.对不同含气... 详细信息

从液压阻尼器动力学模型入手,考虑油液含气量对油液压缩性的影响,建立了带定压活门的液压阻尼器动力学模型.对阻尼器在不同激振下的阻尼力及等效阻尼进行了数值仿真,仿真结果表明理论结果与实验值符合,验证了该模型的准确性.对不同含气量时阻尼器的响应进行计算,证实了油气混合会降低液压阻尼器的阻尼力和等效阻尼.将理论模型用于预估双频激振下的阻尼器等效阻尼,发现高频背景振动使低频小幅值扰动的等效阻尼严重下降,而对低频大幅值扰动等效阻尼的影响则要小得多.

关键词：液压阻尼器力学特性定压活门阻尼双频激振

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一种新PSO混合算法在直升机配平中的应用

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南京航空航天大学学报 2016年第3期48卷 426-431页

作者：徐广胡国才海军航空工程学院飞行器工程系烟台264001

直升机配平计算是动力学分析的基础,其实质是求解高维复杂的非线性方程组。针对经典算法与智能算法的特点与不足,提出了一种求解非线性方程组的新粒子群方法。在粒子群(Particle swarm optimization,PSO)算法的基础上,根据模拟退火(Simu... 详细信息

直升机配平计算是动力学分析的基础,其实质是求解高维复杂的非线性方程组。针对经典算法与智能算法的特点与不足,提出了一种求解非线性方程组的新粒子群方法。在粒子群(Particle swarm optimization,PSO)算法的基础上,根据模拟退火(Simulated annealing,SA)思想,引入了嵌入式LM(Levenberg-marquardt)优化算子。该方法充分发挥了3种算法的优势,克服了LM算法初值敏感性,PSO算法易陷入局部极值等问题。通过UH-60A直升机实例配平计算,验证了本文算例模型的准确性。在此基础上,针对某一前飞状态下的配平算例,在收敛可靠性和计算效率上通过与其他算法进行对比,表明该算法具有可靠的收敛性和较高的计算效率,进一步验证了该算法在配平问题上的可信度与实用性,为直升机飞行动力学问题的处理提供了一种新的有效方法。

关键词：直升机非线性方程组粒子群算法 LM优化算子混合算法

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适于时变幅值分析的直升机黏弹减摆器模型

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北京航空航天大学学报 2018年第8期44卷 1665-1671页

作者：吴靖胡国才刘湘一海军航空大学航空基础学院烟台264001

针对现有适于宽幅值范围的黏弹减摆器模型一般含有动幅值参量,不便用于幅值变化的直升机旋翼/机体耦合动稳定性时域分析的问题,给出了小摆振阻尼比时,黏弹减摆器在单频及双频条件下动幅值参量的计算方法,运用该方法计算系统在收敛、中... 详细信息

针对现有适于宽幅值范围的黏弹减摆器模型一般含有动幅值参量,不便用于幅值变化的直升机旋翼/机体耦合动稳定性时域分析的问题,给出了小摆振阻尼比时,黏弹减摆器在单频及双频条件下动幅值参量的计算方法,运用该方法计算系统在收敛、中性稳定及发散3种情况下的幅值曲线,较好地反映了响应幅值在时域上的变化趋势。将改进的黏弹减摆器模型用于直升机地面共振非线性时域分析,为准确获取旋翼摆振后退型响应,给出了所需桨叶激振力矩的计算方法,在不同转速不同复模量状态下,采用该方法确定的激振力矩对桨叶进行激振激出的响应幅值与预期值误差不超过6%。对摆振后退型响应进行分析可知,系统稳定时,与线性化结果相比,计入黏弹减摆器非线性后,旋翼摆振后退型响应衰减更快,其模态阻尼在时域上呈增加趋势。

关键词：直升机黏弹减摆器非线性时域分析地面(空中)共振

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滑橇式直升机地面共振机体动力学特性研究

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振动与冲击 2019年第21期38卷 216-220,264页

作者：吴靖胡国才刘湘一海军航空大学航空基础学院

为研究机体设置阻尼器后非比例阻尼对滑橇式直升机机体动力学特性的影响,建立了支持在滑橇式起落架上的直升机机体有限元模型。给出了结合有限元法的直升机机体固有频率和当量至桨毂中心的质量、刚度及阻尼的计算方法,当量后的比例阻尼... 详细信息

为研究机体设置阻尼器后非比例阻尼对滑橇式直升机机体动力学特性的影响,建立了支持在滑橇式起落架上的直升机机体有限元模型。给出了结合有限元法的直升机机体固有频率和当量至桨毂中心的质量、刚度及阻尼的计算方法,当量后的比例阻尼系统与实际非比例阻尼系统的复特征值相同。分析了非比例阻尼对机体模态频率及阻尼的影响:由于非比例阻尼的影响,使得模态频率随阻尼器阻尼的增加而增加,而在阻尼器阻尼较大时,模态阻尼可能减小,不利于直升机地面共振动稳定性;计入阻尼器阻尼关于速度的非线性后,机体模态频率随阻尼器速度的增加先增加后减小,模态阻尼不是按照阻尼器阻尼随其速度的变化趋势而变化,而可能出现两次增加再减小的过程,在阻尼器定压活门开启前后各形成一个峰值。

关键词：直升机滑橇起落架液压阻尼器地面共振固有频率模态阻尼非比例阻尼

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液压阻尼器对模型旋翼地面共振的影响

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航空学报 2010年第11期31卷 2182-2188页

作者：胡国才柳泉刘湘一海军航空工程学院飞行器工程系山东烟台264001

分析了某采用定压阀和补油装置的液压阻尼器的非线性特性。对无铰式模型旋翼的地面共振稳定性进行了数值仿真研究,分析了两种不同的非线性液压阻尼器对地面共振稳定性的影响。结果表明:由于补油分配阀间隙的影响,阻尼器低速时的有效阻... 详细信息

分析了某采用定压阀和补油装置的液压阻尼器的非线性特性。对无铰式模型旋翼的地面共振稳定性进行了数值仿真研究,分析了两种不同的非线性液压阻尼器对地面共振稳定性的影响。结果表明:由于补油分配阀间隙的影响,阻尼器低速时的有效阻尼大大下降;在无阻尼器的模型旋翼稳定的转速区内,该阻尼器不能改善系统小扰动情况时的动稳定性;在无阻尼器的模型旋翼不稳定区内,系统将出现极限环,且极限环幅值随补油分配阀间隙的增大而增大。研究结果对液压阻尼器的设计具有参考价值。

关键词：直升机地面共振非线性液压阻尼器动不稳定性极限环数值仿真

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地面系留对直升机动力响应的影响

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航空学报 2008年第2期29卷 387-392页

作者：胡国才崔坤林刘湘一海军航空工程学院飞行器工程系山东烟台264001 海军装备部北京100076

建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动... 详细信息

建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。

关键词：直升机地面系留动力响应稳定性地面共振极限环数值仿真

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滑跑速度对直升机侧向模态频率的影响

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南京航空航天大学学报 2016年第4期48卷 516-521页

作者：胡国才魏钢吴靖海军航空工程学院飞行器工程系烟台264001

建立了直升机滑跑时机体侧向模态频率的计算模型,用停机状态的试验数据对理论模型进行了验证,误差在10%以内。不大的总距操纵可建立起直升机的稳定滑跑,而起落架机轮侧向刚度随滑跑速度的增加而降低,这是导致机体侧向二阶模态频率随滑... 详细信息

建立了直升机滑跑时机体侧向模态频率的计算模型,用停机状态的试验数据对理论模型进行了验证,误差在10%以内。不大的总距操纵可建立起直升机的稳定滑跑,而起落架机轮侧向刚度随滑跑速度的增加而降低,这是导致机体侧向二阶模态频率随滑跑速度降低的主要原因。特别在低速滑跑阶段,机体侧向二阶模态频率随滑跑速度的提高而迅速下降,与停机状态相比,滑跑速度在35km/h时机体模态频率的降幅高达47.6%。

关键词：直升机滑跑模态频率平衡起落架

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带定压活门的液压阻尼器建模因素分析

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工程科学与技术 2017年第6期49卷 184-188页

作者：吴靖胡国才刘湘一海军航空大学飞行器工程系山东烟台264001

针对现有带定压活门的液压阻尼器模型考虑因素不同、形式不统一等问题,通过分析油液含气和压缩性、阀口液动力、阀口流量系数和等效面积、串油管路阻力和管路部分油液压缩性等因素对液压阻尼器等效阻尼及阻尼力峰值的影响,建立了液压阻... 详细信息

针对现有带定压活门的液压阻尼器模型考虑因素不同、形式不统一等问题,通过分析油液含气和压缩性、阀口液动力、阀口流量系数和等效面积、串油管路阻力和管路部分油液压缩性等因素对液压阻尼器等效阻尼及阻尼力峰值的影响,建立了液压阻尼器定压活门内置与外接时统一的力学模型。将某型带定压活门的液压阻尼器在1、9、26 mm共3种不同激振幅值下等效阻尼及阻尼力峰值的计算结果与实验值进行对比,结果显示,等效阻尼误差分别为–9.994 5%、0.672 4%和–2.757 2%,阻尼力峰值误差分别为–0.457 4%、1.973 3%和–4.074 9%,该结果验证了所建力学模型的准确性。在进行影响因素分析时发现,油液体积弹性模量在低压时对含气量较为敏感,随着含气量的增加急速下降,弹性模量的改变对等效阻尼和阻尼力峰值均有较大影响,特别是在激振幅值较小的情况下表现更明显;阀口液动力对定压活门开启后的阻尼力峰值影响较大,而对等效阻尼的影响较小;阀口流量系数取常量且阀口等效面积简化成阀芯位移的一次函数后对等效阻尼及阻尼力峰值基本没有影响;定压活门外接时,串油管路阻力和管路部分油液压缩性对等效阻尼和阻尼力峰值的影响都不大。

关键词：液压阻尼器定压活门建模影响因素等效阻尼阻尼力峰值

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共轴式直升机地面共振非线性仿真

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南京航空航天大学学报 2016年第2期48卷 159-164页

作者：胡国才吴靖柳泉海军航空工程学院飞行器工程系烟台264001

建立了共轴式直升机旋翼/机体耦合的非线性动力学模型。在不考虑桨叶减摆器和起落架非线性因素的前提下,通过求解某模型直升机不同转速时桨叶摆振和机体运动的时域响应,确定了该直升机发生地面共振的转速范围,并与特征值分析确定的共振... 详细信息

建立了共轴式直升机旋翼/机体耦合的非线性动力学模型。在不考虑桨叶减摆器和起落架非线性因素的前提下,通过求解某模型直升机不同转速时桨叶摆振和机体运动的时域响应,确定了该直升机发生地面共振的转速范围,并与特征值分析确定的共振转速范围进行了对比验证。最后,分别采用非线性动力学模型和线性化模型对不同转速时的上、下旋翼桨叶摆振和机体运动响应进行了动态仿真计算,发现:在稳定区内,系统非线性因素的影响不大;在不稳定区,非线性系统与线性化系统的响应特性呈现显著差异,且非线性系统将出现极限环现象。

关键词：共轴式直升机地面共振非线性仿真分析

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