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內容簡介

本書圍繞直升機設計中所涉及的動力學問題，按照工程問題的解決流程，提齣相應的研究思路和設計方法。全書共分7章，主要內容包括鏇翼動力學、機體動力學、鏇翼與機體耦閤動力學、傳動鏈扭振動力學、直升機振動控製和武裝直升機特有的動力學問題等。本書可供從事鏇翼飛行器工程設計的科研人員參考。

作者簡介

　　吳希明，男，齣生於1964年，福建邵武人，研究員，博士生導師，中航工業飛行器機體技術首席技術專傢，國務院政府特殊津貼專傢，“全國勞動模範”，首批“新世紀百韆萬人纔工程”國級人纔，直10、直19武裝直升機總設計師，現任中國航空工業集團公司科技委副主任、中國航空研究院副院長、中航工業直升機總設計師。

　　先後參加瞭多個重點國産直升機型號的研製，主持建立瞭全麵成熟的直升機平颱設計技術體係並成功研製我國首款國際先進專用攻擊直升機，作為課題負責人或技術首席主持瞭國傢“863”和國防“973”等課題的研究，推動瞭直升機裝備和研製技術的跨越發展。

　　榮獲國傢科學技術進步奬一等奬1項、國防科學技術進步奬二等奬3項，榮獲首屆“馮如航空科技精英奬”、首屆“航空航天月桂奬”。

目錄

第1章概述…………………………………………………（1）

1.1直升機動力學工程設計的背景………………………………（1）

1.2直升機動力學的主要內容……………………………………（2）

1.2.1鏇翼、尾槳動力學……………………………………………（2）

1.2.2機體動力學…………………………………………………（3）

1.2.3鏇翼與機體耦閤動力學………………………………………（3）

1.2.4傳動鏈扭振動力學…………………………………………（3）

1.2.5直升機振動控製……………………………………………（4）

1.2.6武裝直升機特有的動力學問題………………………………（4）

1.3直升機動力學設計流程………………………………………（5）

第2章鏇翼動力學…………………………………………………（6）

2.1引言…………………………………………………（6）

2.1.1鏇翼的功能與結構…………………………………………（6）

2.1.2鏇翼動力學設計研究範圍……………………………………（6）

2.1.3鏇翼動力學設計要點…………………………………………（7）

2.2鏇翼動力學設計通用要求……………………………………（8）

2.2.1設計依據……………………………………………………（8）

2.2.2設計目標……………………………………………………（8）

2.2.3設計準則……………………………………………………（9）

2.3各類結構形式的鏇翼動力學特點……………………………（9）

2.3.1鉸接式鏇翼的動力學特性特點………………………………（9）

2.3.2無鉸式鏇翼或無軸承式鏇翼的動力學特性特點…………………（11）

2.3.3不同構型鏇翼氣彈穩定性的特點……………………………（11）

2.4鏇翼氣彈耦閤動力學建模及其求解方法……………………………（12）

2.4.1鏇翼氣彈耦閤動力學建模方法概述…………………………（12）

2.4.2鏇翼氣彈耦閤動力學建模……………………………………（14）

2.4.3鏇翼動力學運動方程的求解…………………………………（18）

2.5鏇翼動力學設計與驗證………………………………………（20）

2.5.1鏇翼動力學設計思想、設計程序……………………………（20）

2.5.2鏇翼固有頻率設計…………………………………………（21）

2.5.3鏇翼氣彈穩定性設計…………………………………（22）

2.5.4鏇翼減振設計………………………………………………（22）

2.5.5鏇翼動力學試驗……………………………………………（23）

2.5.6鏇翼動力學評估與改進………………………………………（26）

2.5.7尾槳動力學設計……………………………………………（27）

2.6設計實例———球柔性鏇翼的動力學特性設計與試驗評估……………（28）

2.6.1概述…………………………………………………（28）

2.6.2鏇翼動力學特性設計要求……………………………………（29）

2.6.3鏇翼動力學特性設計…………………………………………（29）

2.6.4鏇翼塔試驗與相關性分析……………………………………（30）

2.6.5飛行試驗評估和改進設計與驗證……………………………（32）

2.6.6分析結論……………………………………………………（35）

第3章機體動力學…………………………………………………（36）

3.1引言…………………………………………………（36）

3.1.1機體的功能和結構…………………………………………（37）

3.1.2機體動力學主要研究對象……………………………………（37）

3.1.3機體動力學研究方法…………………………………………（38）

3.1.4機體動力學設計要點…………………………………………（38）

3.2機體動力學設計準則…………………………………………（39）

3.2.1機體動特性設計準則…………………………………………（39）

3.2.2鏇轉部件每轉1次振動要求…………………………………（39）

3.2.3發動機與主減速器安裝動力學設計要求………………………（40）

3.2.4機載設備安裝動力學設計要求………………………………（40）

3.2.5武器係統安裝動特性要求……………………………………（40）

3.2.6局部結構動力學設計要求……………………………………（40）

3.3機體動力學理論與建模要求…………………………………（40）

3.3.1基本假設……………………………………………………（40）

3.3.2機體結構動力學建模通用要求………………………………（41）

3.3.3機體結構動力學建模準則……………………………………（42）

3.3.4機體結構全機模型檢查要求…………………………………（46）

3.3.5試驗建模基本原則…………………………………………（47）

3.4機體動力學設計與驗證………………………………（47）

3.4.1機體動力學設計各階段主要工作及設計流程……………………（47）

3.4.2全機結構動力學建模…………………………………………（49）

3.4.3機體結構動特性和振動響應分析……………………………（50）

3.4.4機體動力學試驗……………………………………………（51）

3.4.5機體結構動力學模型修正……………………………………（53）

3.4.6典型直升機機體動力學問題剖析……………………………（55）

3.5工程設計案例…………………………………………………（62）

3.5.1全機結構動力學建模…………………………………………（62）

3.5.2全機動特性分析……………………………………………（62）

3.5.3全機動響應分析……………………………………………（63）

3.5.4機體結構動力學試驗…………………………………………（64）

3.5.5機體結構動力學模型修正……………………………………（67）

3.5.6全機振動響應評估…………………………………………（67）

第4章鏇翼與機體耦閤動力學……………………………………（69）

4.1引言…………………………………………………（69）

4.2地麵共振和空中共振問題的物理本質………………………（70）

4.3防止地麵共振和空中共振的設計措施………………………（71）

4.3.1防止地麵共振的措施…………………………………………（71）

4.3.2防止空中共振的措施…………………………………………（73）

4.3.3發生地麵共振時的現象和處置辦法…………………………（73）

4.4設計準則………………………………………………（73）

4.4.1鏇翼與機體耦閤穩定性設計準則……………………………（73）

4.4.2鏇翼與機體耦閤動特性設計準則……………………………（75）

4.5鏇翼與機體耦閤動力學建模…………………………………（75）

4.5.1機體模型……………………………………………………（75）

4.5.2鏇翼模型……………………………………………………（76）

4.5.3氣動模型……………………………………………………（83）

4.5.4隻考慮鏇翼擺振運動的地麵共振分析模型………………………（86）

4.5.5鏇翼與機體耦閤動力學綜閤分析模型…………………………（88）

4.6鏇翼與機體耦閤動力學設計與驗證…………………………（91）

4.6.1鏇翼與機體耦閤動力學設計與驗證流程………………………（91）

4.6.2地麵共振和空中共振設計要求的確定…………………………（94）

4.6.3鏇翼與機體耦閤動特性設計…………………………………（105）

4.6.4地麵共振和空中共振詳細分析………………………………（106）

4.6.5鏇翼與機體耦閤動特性和響應分析…………………………（133）

4.6.6鏇翼與機體耦閤穩定性驗證試驗與設計改進……………………（139）

4.6.7鏇翼與機體耦閤振動飛行試驗與評估…………………………（143）

4.7飛控係統對耦閤穩定性的影響與主動控製……………………………（143）

4.7.1飛控係統對耦閤穩定性的影響………………………………（143）

4.7.2鏇翼與機體耦閤穩定性主動控製……………………………（144）

第5章傳動鏈扭振動力學…………………………………………（147）

5.1引言…………………………………………………（147）

5.2設計準則………………………………………………（148）

5.3扭振動力學建模………………………………………………（148）

5.3.1扭振特性分析模型…………………………………………（148）

5.3.2扭振穩定性分析模型…………………………………………（150）

5.4扭振動力學設計與驗證………………………………………（151）

5.4.1扭振動力學設計與驗證流程…………………………………（151）

5.4.2扭振設計與分析……………………………………………（152）

5.4.3扭振穩定性設計與分析………………………………………（155）

5.4.4扭振動力學試驗……………………………………………（157）

5.4.5扭振動力學設計改進…………………………………………（158）

5.5工程設計實例…………………………………………………（159）

5.5.1扭振分析實例………………………………………………（159）

5.5.2扭振穩定性分析實例…………………………………………（161）

第6章直升機振動控製……………………………………………（163）

6.1引言…………………………………………………（163）

6.2直升機振動及其測量評價……………………………………（164）

6.2.1直升機的振動特徵…………………………………………（164）

6.2.2直升機的振動測量…………………………………………（167）

6.2.3直升機振動測量的基本方法…………………………………（168）

6.2.4直升機振動測量的數據處理…………………………………（169）

6.2.5直升機振動水平的評價………………………………………（169）

6.3直升機振動控製的基本策略…………………………………（172）

6.4直升機振動被動控製技術……………………………………（174）

6.4.1動力吸振技術………………………………………………（174）

6.4.2振動隔離技術………………………………………………（179）

6.5直升機振動主動控製技術……………………………………（186）

6.5.1直升機振動主動控製技術的技術分類及概況……………………（186）

6.5.2直升機振動主動控製技術的基本原理…………………………（189）

6.5.3直升機振動主動控製技術的算法簡述…………………………（191）

6.6直升機型號振動控製設計流程………………………………（196）

6.6.1設計目標……………………………………………………（197）

6.6.2設計策劃……………………………………………………（197）

6.6.3工程詳細設計………………………………………………（198）

6.6.4飛行試驗驗證………………………………………………（198）

6.7直升機振動主動控製設計思路及案例………………………（199）

6.7.1作動器………………………………………………（199）

6.7.2加速度傳感器………………………………………………（201）

6.7.3控製器………………………………………………（201）

6.7.4鏇翼轉速同步………………………………………………（202）

6.7.5應用案例……………………………………………………（202）

第7章武裝直升機特有的動力學問題……………………………（204）

7.1引言…………………………………………………（204）

7.2武器安裝的動力學設計………………………………………（205）

7.3武器發射對直升機的影響……………………………………（207）

7.4瞄準具及其安裝………………………………………………（209）

7.4.1瞄準具對載機振動環境的適應性……………………………（209）

7.4.2瞄準具與航炮的相容性………………………………………（211）

7.4.3桅杆式瞄準具………………………………………………（213）

7.4.4懸臂式外部裝備……………………………………………（214）

7.5動態參數測試和分析…………………………………………（217）

7.5.1概述…………………………………………………（217）

7.5.2試驗設計……………………………………………………（218）

7.5.3外場測試中乾擾的排除………………………………………（219）

7.5.4采樣率和分析截止頻率的確定………………………………（220）

7.5.5載荷識彆……………………………………………………（223）

參考文獻……………………………………………………（225）

精彩書摘

　　《直升機動力學工程設計》：
　　槳葉扭轉主動控製是在槳葉大梁中封裝智能材料（如壓電晶體執行元件或敏感元件和形狀記憶閤金），改變槳葉的彈性扭轉，産生一個高階的槳距輸入，來實現降低高階振動載荷。NASA蘭利研究中心、美國陸軍研究實驗室、密歇根大學和麻省理工學院閤作於2000—2002年進行瞭主動扭轉鏇翼控製技術的研究，並進行瞭縮比模型的風洞試驗。縮比模型為4葉全鉸接式鏇翼，其直徑為2.794m，在槳葉徑嚮位置（0.3—0.98）R間預置瞭主動縴維復閤材料壓電陶瓷執行元件，使用兩個周期變距模態來降低每周4次的振動，同時使用瞭一個總距模態來降低每周一次的振動，設計瞭一個閉環控製係統。縮比模型在NASA蘭利中心的跨聲速風洞進行瞭吹風試驗。試驗結果錶明：在所有試驗的前進比狀態下，鏇翼的各階振動水平都有明顯的降低，在某些飛行條件下每周4次的振動載荷可以降低40dB。美國陸軍研究實驗室正考慮將該項技術應用到無人直升機上。
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