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内容简介

　　《结构动力学与气动弹性力学导论（第2版）》重点针对常规飞行器，提供了结构动力学与气动弹性力学的导论。主要内容包括结构动力学、静气动弹性力学和动气动弹性力学。结构动力学素材强调振动、模态表示和动响应。讨论的气动弹性现象包括发散、副翼反效、气动载荷重新分布、气动弹性剪裁、非定常气动力理论和颤振。超过100幅图、表有助于理解本书，超过50个例题便于学生学习。本书涵盖了截至目前的结构动力学和气动弹性力学的处理方法，能够满足高年级本科生或航空工程专业初级研究生的需求。

目录

图形清单
图1.1气动弹性研究领域示意图
图2.1弦振动示意图
图2.2显示位移分量和拉力的弦微元
图2.3承受扭转变形的梁
图2.4承受扭转变形的梁的横截面微段
图2.5梁的弯曲动力学示意图
图2.6梁微段示意图
图2.7弯曲和扭转耦合的梁的横截面
图2.8静平衡位置的特性
图2.9有限扰动下的静平衡位置特性
图2.10单自由度系统
图2.11k为正数时的系统响应（x(0)=x′(0)=0.5,ζ=0.04）
图2.12k为正数时的系统响应（x(0)=x′(0)=0.5,ζ=-0.04）
图2.13k为负数时的系统响应（x(0)=1,x′(0)=0,ζ=-0.05,0,0.05）
图2.14ζ取不同值时简谐激励系统的放大系数|G(iΩ)|随Ω/ω变化关系
图2.15ζ=0.1、Ω/ω=0.9时简谐激励系统的激励f(t)(实线)和响应x(t)(虚线)随Ωt变化关系
图3.1振动弦的前三阶模态振型
图3.2拨动弦的初始形状
图3.3移动坐标系xL和xR示意图
图3.4初始波形实例
图3.5不同时刻的行波形状
图3.6作用于弦上的集中力
图3.7狄拉克函数δ的逼近
图3.8作用于弦上的分布力f(x,t)
图3.9集中力在半展长处的弦
图3.10梁的固支端
图3.11梁的自由端
图3.12梁x=l端的示意图，显示了扭转力矩T和作用于刚体上的大小相等、方向相反的扭矩
图3.13梁x=0端的示意图，显示了扭转力矩T和作用于刚体上的大小相等、方向相反的扭矩
图3.14具有刚体和弹簧的例子
图3.15一端受弹性约束的梁
图3.16一端受惯性约束的梁
图3.17固支自由梁扭转示意图
图3.18固支自由梁扭转振动的前三阶模态
图3.19自由自由梁扭转示意图
图3.20自由自由梁扭转振动的前三阶弹性模态
图3.21具有弹簧约束的扭转问题示意图
图3.22对于ζ=5，tan(αl)与-αl/ζ随αl的变化曲线
图3.23对固支弹簧约束的扭转梁的αi最低值随ζ的变化图
图3.24ζ=1时固支弹簧约束扭转梁的前三阶模态振型
图3.25铰接端状态示意图
图3.26滑动端状态示意图
图3.27在x=0端具有弹簧的承受弯曲的梁的实例
图3.28两端均具有平动弹簧的梁的示意图
图3.29右端具有扭转弹簧的承受弯曲的梁的实例
图3.30两端都具有扭转弹簧的梁示意图
图3.31刚体示意图
图3.32刚体连接在承受弯曲梁右端的实例
图3.33机构连接在承受弯曲梁左端的实例
图3.34对于左端连接机构的承受弯曲梁实例的自由体示意图
图3.35简支简支梁示意图
图3.36固支自由梁示意图
图3.37固支自由梁弯曲的前三阶模态振型
图3.38弹簧约束、铰接自由梁的示意图
图3.39弹簧约束、铰接自由梁弯曲运动时前三阶模态振型
（κ=1，ω1=1��247 922EI/(ml4)，ω2=4��031 142EI/(ml4)，ω3=
7��134 132EI/(ml4)）
图3.40最小特征值αil随无量纲刚度参数κ的变化
图3.41弹簧约束、铰接自由梁弯曲的基准模态的模态振型
（κ=50，ω1=1��839 292EI/(ml4)）
图3.42自由自由梁示意图
图3.43自由自由梁弯曲的前三阶自由振动的弹性模态振型
图3.44受单位长度分布扭矩的非均匀梁示意图
图3.45非均匀梁受离散的内部扭矩示意图
图3.46假设除了θi外所有节点的扭矩值都为0时的扭矩分布
图3.47受单位长度分布力和弯矩的非均匀梁示意图
图3.48滑动自由梁的第一阶弹性模态振型（注意到“第零阶”模态是刚体平移模态）
图3.49当i=1,2,3时，(αil)2对κ的变化(梁的右端自由、左端具有平移弹簧约束的滑移条件)
图3.50当κ=1时的第一阶模态振型（梁的右端自由、左端具有平移弹簧约束的滑移条件）
图3.51当μ=1时梁的第一阶模态振型（梁左端固定、右端连接刚体）
图3.52在x=lr处连接质点ml的固支自由梁的基准固有频率的近似值
图4.1扭转弹性支撑的风洞模型平面图
图4.2风洞模型翼型图
图4.3由气动弹性效应引起的升力的相对变化
图4.41/θ对1/q的曲线图
图4.5悬臂支杆式风洞模型示意图
图4.6悬臂梁详细视图
图4.7悬臂支杆式机翼详细示意图
图4.8支柱支撑风洞模型示意图
图4.9支柱支撑风洞模型横截面图
图4.10带有副翼的二元机翼截面风洞模型示意图
图4.11均匀、平直的固支自由升力面
图4.12展向均匀升力面横截面图
图4.13对于αr+α-r=1°的翼尖扭角与q-的关系曲线
图4.14保持αr为常数时刚性/弹性机翼升力分布
图4.15保持总升力为常数时刚性/弹性机翼升力分布
图4.16飞机滚转示意图
图4.17具有正向副翼偏转的右翼剖面
图4.18当e=0.25c, clβ=0.8, cmβ=－0.5时滚转速度敏度关于λl的曲线（反效点为λl=0��984 774）
图4.19式(4.86)中三项对滚转力矩R（无量纲化）的作用
图4.20后掠翼示意图（Λ为正）
图4.21发散动压随Λ的变化曲线
图4.22Λ为正值、零、负值时的升力分布
图4.23弯曲扭转耦合发散的τD对于βD的曲线
图4.24弯扭耦合发散的τD对于r的曲线
图4.25耦合的弯曲扭转发散的τD对于r的曲线
图4.26弹性非耦合后掠翼的无量纲化发散动压（GJ/EI=1.0，e/l = 0.02）
图4.27弹性非耦合后掠翼的无量纲化发散动压（GJ/EI=0.2，e/l = 0.02）
图4.28对于一个具有GJ/EI=0.2和e/l=0.02的弹性耦合的掠角机翼的无量纲化发散动压
图4.29发散动压无穷大机翼（GJ/EI=0.5）掠角
图4.30发散动压无穷大机翼（e/l=0.02）掠角
图5.1当Ωk≠0时各典型模态幅值的状态
图5.2具有俯仰和沉浮弹簧约束的翼剖面几何形状说明示意图
图5.3当a=-1/5，e=-1/10，μ=20，r2 =6/25，σ=2/5时，模态频率关于V的曲线（定常流理论）
图5.4当a=-1/5，e=-1/10，μ=20，r2 =6/25，σ=2/5时，模态阻尼关于V的曲线（定常流理论）
图5.5弹簧约束下俯仰运动二维机翼的翼型示意图
图5.6p法和k法关于双发喷气运输机颤振分析的比较（参考Hassig(1971年)的图1，经许可使用）
图5.7p法和pk法关于双发喷气运输机颤振分析的比较（参考Hassig(1971年)的图2，经许可使用）
图5.8pk法和k法关于水平尾翼的颤振分析的比较（参考Hassig(1971年)的图3，经许可使用）
图5.9k从0变化到1时C(k)的实部和虚部曲线，其中C(k)=1
图5.10C(k)的实部和虚部对于1/k的曲线
图5.11零升力线、相对于气流的速度方向、升力方向几何示意图
图5.12模态频率随U/(bωθ)变化曲线（a=-1/5，e=-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5）
图5.13模态阻尼随U/(bωθ)变化曲线（a=-1/5，e=-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5）
图5.14减缩颤振速度随质量比μ的变化曲线（σ=1/10，r=1/2，xθ=0，a=-3/10）
图5.15无量纲颤振速度随频率比的变化曲线（μ=3，r=1/2，a=-1/5）
图5.16无量纲颤振速度随e的变化曲线（μ=10，σ=1/2，r=1/2）
图5.17典型2倍声速战斗机的飞行包线
图5.18运用k法和Theodoresen气动力理论的ω/ωθ随U/(bωθ)的变化曲线(a=-1/5，e =-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5)
图5.19运用k法和Theodoresen气动力理论的g随U/(bωθ)的变化曲线
(a=-1/5，e =-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5)
图5.20运用pk法和Theodorsen气动力理论(圆点线)、p法和Peters等人的气动力理论(实线)的Ω/ωθ估算值随U/(bωθ)的变化曲线
(a=-1/5，e =-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5)
图5.21运用pk法和Theodorsen气动力理论(圆点线)、p法和Peters等人的气动力理论(实线)的Γ/ωθ估算值随U/(bωθ)的变化曲线
(a=-1/5，e =-1/10，μ=20，r2=6/25，σ=2/5)
图A.1例5力学系统简图
图A.2例6力学系统简图
列表清单
表3.1固支自由梁在i=1,…，5时对应的αil，(2i-1)π/2和βi值
表3.2自由自由梁在i=1,…,5时对应的αil,(2i+1)π/2和βi值
表3.3对带有梢部质量μml的固支自由梁
应用3.3.4小节方程(3.258)的
n阶固支自由模态得到的ω1ml4EI的近似值
表3.4对带有梢部质量μml的固支自由梁应用3.3.4小节方程(3.258)的
n阶固支自由模态得到的ω2ml4EI的近似值
表3.5对带有梢部质量μml的固支自由梁
应用n项多项式函数解得
ω1ml4EI的近似值
表3.6对带有梢部质量μml的固支自由梁
应用n项多项式函数解得
ω2ml4EI的近似值
表3.7对固支自由梁问题，应用n项多项式函数在i=1,2，3时ωiml4EI的
近似值
表3.8对固支自由梁问题，应用n阶幂级数的降阶运动方程在i=1,2,3时
ωiml4EI的近似值
表3.9应用有限元法得到的由梁的扭转导致的梢部扭转结果
表3.10根部连接弹性常数为κEI/l的扭转弹簧的铰支自由梁。利用一个刚体模态为x和 n-1个3.3.4小节中方程(3.258)给出的固支自由模态得到的ω1ml4EI的近似值
表3.11根部连接弹性常数为κEI/l的扭转弹簧的铰支自由梁。利用一个刚体模态为x和 n-1个3.3.4小节中方程(3.258)给出的固支自由模态得到的ω2ml4EI的近似值
表3.12根部连接弹性常数为κEI/l的扭转弹簧的铰支自由梁。利用一个刚体模态x和 n-1个满足固支自由梁所有边界条件的多项式得到的ω1ml4EI的近似值
表3.13根部连接弹性常数为κEI/l的扭转弹簧的铰支自由梁。利用一个刚体模态x和 n-1个满足固支自由梁所有边界条件的多项式得到的ω2ml4EI的近似值
表3.14固支自由锥形梁。基于里兹法，利用n个满足固支自由梁所有边界条件的多项式得到的ωim0l4EI0的近似值
表3.15固支自由锥形梁。基于里兹法，利用n项多项式(x/l)i+1(i=1,2,…,n)得到的ωim0l4EI0的近似值
表3.16固支自由锥形梁。基于伽辽金法的方程(3.329)，利用n项多项式(x/l)i+1(i=1,2,…,n)得到的ωim0l4EI0的近似值
表3.17有限元法得到的弯曲梁的固有频率结果，其中，梁的刚度EI线性变化，EI(0)=EI0=2EI(l)，且每个单元的刚度EI线性变化
表5.1Γk与Ωk不同组合对应的运动类型和稳定性特性
表5.2典型飞行器的不同质量比

前言/序言

　　气动弹性力学是一门研究弹性物体在气流中，由弹性变形与所受到的空气动力之间相互作用的学科。其中，结构动力学是构成研讨气动弹性力学的基础学科，二者在学科上是不可分割的，但又各自有其独立的体系。
　　很多年以来，佐治亚理工一直为本科三年级学生开设“振动与颤振”课程。由于教学工作的需要以及多年来教学经验的积累，形成了更加丰富的教学内容，由此该课程更名为“结构动力学与气动弹性力学导论”，并出版了《结构动力学与气动弹性力学导论》全新教材。目前出版的是该书的第2版，更加丰富了第1版教材的内容。在结构动力学方面，强调振动、模态表示和动响应。在气动弹性力学方面，注重对现象和原理的讨论，包括发散、副翼反效、气动载荷重新分布、气动弹性剪裁、非定常气动力理论和颤振。第2版增加了习题的数量及内容，以利于初学者学习；阐述了该学科领域对各种问题的处理方法。因此，本教材能够满足高年级本科生和航空工程专业研究生的需要。
　　本书的作者Dewey H. Hodges是佐治亚理工航空航天工程学院的教授，是美国多个学会的会士，担任过多个重要国际期刊的编委。Hodges教授的主要研究方向包括：旋翼飞行器飞行动力学、结构动力学、气动弹性力学、结构力学及稳定性、计算力学及最优控制。2013年获AIAA Ashley气动弹性奖。
　　引进本教材的目的，一方面，为该领域的教学及学术交流提供参考资料；另一方面，也为理工科大学生提供结构动力学与气动弹性力学领域的引导读物，它可以当做高年级本科生及刚入学的研究生的有益参考书。除此之外，正在工作的相关技术人员，如果对气动弹性学科感兴趣，这本教材将是一本极好的入门书。
　　本教材是北京航空航天大学航空科学与工程学院气动弹性研究室在与作者的学术交流中确定引进的，可作为相关专业的重要参考书。在引进的过程中，得到北京航空航天大学出版社的大力支持。本书分为两大部分，分别由戴玉婷译结构动力学部分，由朱斯岩译气动弹性力学部分。全书由杨超、陈桂彬审校。
　　译者
　　2014年8月


结构动力学与气动弹性力学导论（第2版） 电子书 下载 mobi epub pdf txt

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