具体描述
内容简介
本书围绕直升机设计中所涉及的动力学问题，按照工程问题的解决流程，提出相应的研究思路和设计方法。全书共分7章，主要内容包括旋翼动力学、机体动力学、旋翼与机体耦合动力学、传动链扭振动力学、直升机振动控制和武装直升机特有的动力学问题等。本书可供从事旋翼飞行器工程设计的科研人员参考。
作者简介
吴希明，男，出生于1964年，福建邵武人，研究员，博士生导师，中航工业飞行器机体技术首席技术专家，国务院政府特殊津贴专家，“全国劳动模范”，首批“新世纪百千万人才工程”国级人才，直10、直19武装直升机总设计师，现任中国航空工业集团公司科技委副主任、中国航空研究院副院长、中航工业直升机总设计师。
先后参加了多个重点国产直升机型号的研制，主持建立了全面成熟的直升机平台设计技术体系并成功研制我国首款国际先进专用攻击直升机，作为课题负责人或技术首席主持了国家“863”和国防“973”等课题的研究，推动了直升机装备和研制技术的跨越发展。
荣获国家科学技术进步奖一等奖1项、国防科学技术进步奖二等奖3项，荣获首届“冯如航空科技精英奖”、首届“航空航天月桂奖”。
目录
第1章概述…………………………………………………（1）
1.1直升机动力学工程设计的背景………………………………（1）
1.2直升机动力学的主要内容……………………………………（2）
1.2.1旋翼、尾桨动力学……………………………………………（2）
1.2.2机体动力学…………………………………………………（3）
1.2.3旋翼与机体耦合动力学………………………………………（3）
1.2.4传动链扭振动力学…………………………………………（3）
1.2.5直升机振动控制……………………………………………（4）
1.2.6武装直升机特有的动力学问题………………………………（4）
1.3直升机动力学设计流程………………………………………（5）
第2章旋翼动力学…………………………………………………（6）
2.1引言…………………………………………………（6）
2.1.1旋翼的功能与结构…………………………………………（6）
2.1.2旋翼动力学设计研究范围……………………………………（6）
2.1.3旋翼动力学设计要点…………………………………………（7）
2.2旋翼动力学设计通用要求……………………………………（8）
2.2.1设计依据……………………………………………………（8）
2.2.2设计目标……………………………………………………（8）
2.2.3设计准则……………………………………………………（9）
2.3各类结构形式的旋翼动力学特点……………………………（9）
2.3.1铰接式旋翼的动力学特性特点………………………………（9）
2.3.2无铰式旋翼或无轴承式旋翼的动力学特性特点…………………（11）
2.3.3不同构型旋翼气弹稳定性的特点……………………………（11）
2.4旋翼气弹耦合动力学建模及其求解方法……………………………（12）
2.4.1旋翼气弹耦合动力学建模方法概述…………………………（12）
2.4.2旋翼气弹耦合动力学建模……………………………………（14）
2.4.3旋翼动力学运动方程的求解…………………………………（18）
2.5旋翼动力学设计与验证………………………………………（20）
2.5.1旋翼动力学设计思想、设计程序……………………………（20）
2.5.2旋翼固有频率设计…………………………………………（21）
2.5.3旋翼气弹稳定性设计…………………………………（22）
2.5.4旋翼减振设计………………………………………………（22）
2.5.5旋翼动力学试验……………………………………………（23）
2.5.6旋翼动力学评估与改进………………………………………（26）
2.5.7尾桨动力学设计……………………………………………（27）
2.6设计实例———球柔性旋翼的动力学特性设计与试验评估……………（28）
2.6.1概述…………………………………………………（28）
2.6.2旋翼动力学特性设计要求……………………………………（29）
2.6.3旋翼动力学特性设计…………………………………………（29）
2.6.4旋翼塔试验与相关性分析……………………………………（30）
2.6.5飞行试验评估和改进设计与验证……………………………（32）
2.6.6分析结论……………………………………………………（35）
第3章机体动力学…………………………………………………（36）
3.1引言…………………………………………………（36）
3.1.1机体的功能和结构…………………………………………（37）
3.1.2机体动力学主要研究对象……………………………………（37）
3.1.3机体动力学研究方法…………………………………………（38）
3.1.4机体动力学设计要点…………………………………………（38）
3.2机体动力学设计准则…………………………………………（39）
3.2.1机体动特性设计准则…………………………………………（39）
3.2.2旋转部件每转1次振动要求…………………………………（39）
3.2.3发动机与主减速器安装动力学设计要求………………………（40）
3.2.4机载设备安装动力学设计要求………………………………（40）
3.2.5武器系统安装动特性要求……………………………………（40）
3.2.6局部结构动力学设计要求……………………………………（40）
3.3机体动力学理论与建模要求…………………………………（40）
3.3.1基本假设……………………………………………………（40）
3.3.2机体结构动力学建模通用要求………………………………（41）
3.3.3机体结构动力学建模准则……………………………………（42）
3.3.4机体结构全机模型检查要求…………………………………（46）
3.3.5试验建模基本原则…………………………………………（47）
3.4机体动力学设计与验证………………………………（47）
3.4.1机体动力学设计各阶段主要工作及设计流程……………………（47）
3.4.2全机结构动力学建模…………………………………………（49）
3.4.3机体结构动特性和振动响应分析……………………………（50）
3.4.4机体动力学试验……………………………………………（51）
3.4.5机体结构动力学模型修正……………………………………（53）
3.4.6典型直升机机体动力学问题剖析……………………………（55）
3.5工程设计案例…………………………………………………（62）
3.5.1全机结构动力学建模…………………………………………（62）
3.5.2全机动特性分析……………………………………………（62）
3.5.3全机动响应分析……………………………………………（63）
3.5.4机体结构动力学试验…………………………………………（64）
3.5.5机体结构动力学模型修正……………………………………（67）
3.5.6全机振动响应评估…………………………………………（67）
第4章旋翼与机体耦合动力学……………………………………（69）
4.1引言…………………………………………………（69）
4.2地面共振和空中共振问题的物理本质………………………（70）
4.3防止地面共振和空中共振的设计措施………………………（71）
4.3.1防止地面共振的措施…………………………………………（71）
4.3.2防止空中共振的措施…………………………………………（73）
4.3.3发生地面共振时的现象和处置办法…………………………（73）
4.4设计准则………………………………………………（73）
4.4.1旋翼与机体耦合稳定性设计准则……………………………（73）
4.4.2旋翼与机体耦合动特性设计准则……………………………（75）
4.5旋翼与机体耦合动力学建模…………………………………（75）
4.5.1机体模型……………………………………………………（75）
4.5.2旋翼模型……………………………………………………（76）
4.5.3气动模型……………………………………………………（83）
4.5.4只考虑旋翼摆振运动的地面共振分析模型………………………（86）
4.5.5旋翼与机体耦合动力学综合分析模型…………………………（88）
4.6旋翼与机体耦合动力学设计与验证…………………………（91）
4.6.1旋翼与机体耦合动力学设计与验证流程………………………（91）
4.6.2地面共振和空中共振设计要求的确定…………………………（94）
4.6.3旋翼与机体耦合动特性设计…………………………………（105）
4.6.4地面共振和空中共振详细分析………………………………（106）
4.6.5旋翼与机体耦合动特性和响应分析…………………………（133）
4.6.6旋翼与机体耦合稳定性验证试验与设计改进……………………（139）
4.6.7旋翼与机体耦合振动飞行试验与评估…………………………（143）
4.7飞控系统对耦合稳定性的影响与主动控制……………………………（143）
4.7.1飞控系统对耦合稳定性的影响………………………………（143）
4.7.2旋翼与机体耦合稳定性主动控制……………………………（144）
第5章传动链扭振动力学…………………………………………（147）
5.1引言…………………………………………………（147）
5.2设计准则………………………………………………（148）
5.3扭振动力学建模………………………………………………（148）
5.3.1扭振特性分析模型…………………………………………（148）
5.3.2扭振稳定性分析模型…………………………………………（150）
5.4扭振动力学设计与验证………………………………………（151）
5.4.1扭振动力学设计与验证流程…………………………………（151）
5.4.2扭振设计与分析……………………………………………（152）
5.4.3扭振稳定性设计与分析………………………………………（155）
5.4.4扭振动力学试验……………………………………………（157）
5.4.5扭振动力学设计改进…………………………………………（158）
5.5工程设计实例…………………………………………………（159）
5.5.1扭振分析实例………………………………………………（159）
5.5.2扭振稳定性分析实例…………………………………………（161）
第6章直升机振动控制……………………………………………（163）
6.1引言…………………………………………………（163）
6.2直升机振动及其测量评价……………………………………（164）
6.2.1直升机的振动特征…………………………………………（164）
6.2.2直升机的振动测量…………………………………………（167）
6.2.3直升机振动测量的基本方法…………………………………（168）
6.2.4直升机振动测量的数据处理…………………………………（169）
6.2.5直升机振动水平的评价………………………………………（169）
6.3直升机振动控制的基本策略…………………………………（172）
6.4直升机振动被动控制技术……………………………………（174）
6.4.1动力吸振技术………………………………………………（174）
6.4.2振动隔离技术………………………………………………（179）
6.5直升机振动主动控制技术……………………………………（186）
6.5.1直升机振动主动控制技术的技术分类及概况……………………（186）
6.5.2直升机振动主动控制技术的基本原理…………………………（189）
6.5.3直升机振动主动控制技术的算法简述…………………………（191）
6.6直升机型号振动控制设计流程………………………………（196）
6.6.1设计目标……………………………………………………（197）
6.6.2设计策划……………………………………………………（197）
6.6.3工程详细设计………………………………………………（198）
6.6.4飞行试验验证………………………………………………（198）
6.7直升机振动主动控制设计思路及案例………………………（199）
6.7.1作动器………………………………………………（199）
6.7.2加速度传感器………………………………………………（201）
6.7.3控制器………………………………………………（201）
6.7.4旋翼转速同步………………………………………………（202）
6.7.5应用案例……………………………………………………（202）
第7章武装直升机特有的动力学问题……………………………（204）
7.1引言…………………………………………………（204）
7.2武器安装的动力学设计………………………………………（205）
7.3武器发射对直升机的影响……………………………………（207）
7.4瞄准具及其安装………………………………………………（209）
7.4.1瞄准具对载机振动环境的适应性……………………………（209）
7.4.2瞄准具与航炮的相容性………………………………………（211）
7.4.3桅杆式瞄准具………………………………………………（213）
7.4.4悬臂式外部装备……………………………………………（214）
7.5动态参数测试和分析…………………………………………（217）
7.5.1概述…………………………………………………（217）
7.5.2试验设计……………………………………………………（218）
7.5.3外场测试中干扰的排除………………………………………（219）
7.5.4采样率和分析截止频率的确定………………………………（220）
7.5.5载荷识别……………………………………………………（223）
参考文献……………………………………………………（225）
精彩书摘
《直升机动力学工程设计》：桨叶扭转主动控制是在桨叶大梁中封装智能材料（如压电晶体执行元件或敏感元件和形状记忆合金），改变桨叶的弹性扭转，产生一个高阶的桨距输入，来实现降低高阶振动载荷。NASA兰利研究中心、美国陆军研究实验室、密歇根大学和麻省理工学院合作于2000—2002年进行了主动扭转旋翼控制技术的研究，并进行了缩比模型的风洞试验。缩比模型为4叶全铰接式旋翼，其直径为2.794m，在桨叶径向位置（0.3—0.98）R间预置了主动纤维复合材料压电陶瓷执行元件，使用两个周期变距模态来降低每周4次的振动，同时使用了一个总距模态来降低每周一次的振动，设计了一个闭环控制系统。缩比模型在NASA兰利中心的跨声速风洞进行了吹风试验。试验结果表明：在所有试验的前进比状态下，旋翼的各阶振动水平都有明显的降低，在某些飞行条件下每周4次的振动载荷可以降低40dB。美国陆军研究实验室正考虑将该项技术应用到无人直升机上。
……
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