飛機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)及載荷導(dǎo)論

內(nèi)容概要

　　《飛機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)及載荷導(dǎo)論》論述了飛機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)和載荷的基礎(chǔ)概念、技術(shù)背景和應(yīng)用情況，內(nèi)容覆蓋了飛機(jī)設(shè)計(jì)部門可能遇到的各類基本氣動(dòng)彈性和載荷問題。所涉及的技術(shù)領(lǐng)域包括結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、定常和非定常空氣動(dòng)力學(xué)、操縱、靜氣彈效應(yīng)、顫振、有限元方法飛行機(jī)動(dòng)、地面機(jī)動(dòng)、遭遇突風(fēng)和湍流等各種情況下的載荷計(jì)算。同時(shí)還介紹了航空航天行業(yè)進(jìn)行適航審定所采用的典型方法?！　　讹w機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)及載荷導(dǎo)論》適用于航空航天專業(yè)大學(xué)高年級(jí)學(xué)生、研究生以及有關(guān)技術(shù)人員。

作者簡(jiǎn)介

作者：（英國(guó)）J·R·賴特（Wright.J.R.） （英國(guó)）J·E·庫珀（Cooper.J.E.） 譯者：姚一龍 注釋 解說詞：崔爾杰

書籍目錄

緒論1第一部分背景資料71 單自由度系統(tǒng)振動(dòng)91.1 單自由度系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程的建立91.2 單自由度系統(tǒng)自由振動(dòng)111.3 單自由度系統(tǒng)強(qiáng)迫振動(dòng)121.4 諧和強(qiáng)迫振動(dòng)——頻率響應(yīng)函數(shù)131.5 瞬態(tài)／隨機(jī)強(qiáng)迫振動(dòng)——時(shí)域解161.6 瞬態(tài)強(qiáng)迫振動(dòng)——頻域解191.7 隨機(jī)強(qiáng)迫振動(dòng)——頻域解211.8 習(xí)題222 多自由度系統(tǒng)振動(dòng)242.1 運(yùn)動(dòng)方程的建立242.2 無阻尼自由振動(dòng)262.3 阻尼自由振動(dòng)302.4 模態(tài)坐標(biāo)的變換322.5 “自由一自由”系統(tǒng)362.6 諧和強(qiáng)迫振動(dòng)362.7 瞬態(tài)／隨機(jī)強(qiáng)迫振動(dòng)——時(shí)域解382.8 瞬態(tài)強(qiáng)迫振動(dòng)——頻域解392.9 隨機(jī)強(qiáng)迫振動(dòng)——頻域解392.1 0習(xí)題393 連續(xù)系統(tǒng)振動(dòng)——假設(shè)形態(tài)法423.1 RAYLEIGH-RIZ假設(shè)形態(tài)法433.2 廣義運(yùn)動(dòng)方程——基本方法443.3 廣義運(yùn)動(dòng)方程——矩陣方法483.4 根據(jù)“分支”模態(tài)建立飛機(jī)“自由一自由”模態(tài)503.5 全機(jī)“自由一自由”模態(tài)533.6 習(xí)題554 連續(xù)系統(tǒng)振動(dòng)——離散法574.1 有限元法(FE)簡(jiǎn)介574.2 彎曲梁元公式594.3 梁元結(jié)構(gòu)的組裝和求解624.4 扭轉(zhuǎn)元67.4.5 彎曲／扭轉(zhuǎn)組合元684.6 關(guān)于建模的意見684.7 習(xí)題705 定?？諝鈩?dòng)力學(xué)導(dǎo)論725.1 標(biāo)準(zhǔn)大氣725.2 空氣速度對(duì)氣動(dòng)特性的影響735.3 對(duì)稱翼型的繞流和壓力755.4 作用在翼型上的力775.5 翼型具有攻角時(shí)的升力變化775.6 俯仰力矩變化和氣動(dòng)中·~z785.7 三維機(jī)翼上的升力795.8 三維機(jī)翼上的阻力835.9 操縱面845.10 超聲速空氣動(dòng)力學(xué)——活塞理論855.11 跨聲速流855.12 習(xí)題856 載荷導(dǎo)論876.1 運(yùn)動(dòng)定律876.2 DALEMBERT原理——慣性力和慣性力偶906.3 外載荷／反作用載荷936.4 自由體圖946.5 內(nèi)載荷956.6 連續(xù)模型結(jié)構(gòu)的內(nèi)載荷956.7 離散模型結(jié)構(gòu)的內(nèi)載荷996.8 部件間栽荷1016.9 由內(nèi)載荷確定應(yīng)力一一具有簡(jiǎn)單載荷路徑的結(jié)構(gòu)構(gòu)件1016.10 習(xí)題1017 控制導(dǎo)論1057.1 開環(huán)和閉環(huán)系統(tǒng)1057.2 LAPLACE變換1067.3 開環(huán)、閉環(huán)系統(tǒng)在Laplace域和頻域內(nèi)的模型化1087.4 系統(tǒng)穩(wěn)定性1097.5 PID控制1157.6 習(xí)題116第二部分 氣動(dòng)彈性力學(xué)和載荷導(dǎo)論1178 靜氣動(dòng)彈性力學(xué)——機(jī)翼彈性對(duì)升力分布和發(fā)散的影響1198.1 具有彈簧約束二維剛體翼型的靜氣彈特性1208.2 根部固支彈性機(jī)翼的靜氣彈特性1228.3 配平對(duì)靜氣彈特性的影響1258.4 機(jī)翼后掠對(duì)靜氣彈特性的影響1298.5 習(xí)題1349 靜氣動(dòng)彈性力學(xué)——機(jī)翼彈性對(duì)操縱效率的影響1359.1 彈性機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)操縱效率——定常滾轉(zhuǎn)情況1359.2 彈性機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)操縱效率——根部固支機(jī)翼情況1409.3 操縱面展向位置的影響1439.4 全機(jī)模型下的操縱效率分析1439.5 配平對(duì)反效速度的影響1449.6 習(xí)題14510 非定常空氣動(dòng)力學(xué)導(dǎo)論14610.1 準(zhǔn)定?？諝鈩?dòng)力學(xué)14610.2 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)14710.3 諧和振蕩翼型的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩15110.4 振蕩氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)15210.5 氣動(dòng)阻尼和氣動(dòng)剛度15310.6 與突風(fēng)有關(guān)的非定常氣動(dòng)力學(xué)15410.7 習(xí)題15811 動(dòng)氣動(dòng)彈性力學(xué)——顫振15911.1 非定常氣動(dòng)力簡(jiǎn)化模型15911.2 二元?dú)鈴椖Ｐ?6111.3 氣動(dòng)彈性方程的一般形式16311.4 顫振方程的特征值求解16311.5 二元模型的氣彈特性16411.6 彈性機(jī)翼的氣彈特性17311.7 多模態(tài)系統(tǒng)的氣彈特性17411.8 二元系統(tǒng)顫振速度預(yù)測(cè)17411.9 顫振二次曲線17611.10氣彈系統(tǒng)的發(fā)散問題17811.11 非定常減縮頻率影響的計(jì)入18011.12 操縱面顫振18311.13 全機(jī)模型——?jiǎng)傂阅B(tài)的計(jì)入18611.14 跨聲速流中的顫振18611.15 超聲速流中的顫振問題——機(jī)翼顫振和壁板顫振18711.16 非線性的影響——極限環(huán)振蕩18911.17 習(xí)題19112 氣動(dòng)伺服彈性力學(xué)19312.1 帶操縱面簡(jiǎn)單氣彈系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型化方法19412.2 突風(fēng)項(xiàng)的計(jì)入19512.3 控制系統(tǒng)的實(shí)施19612.4 閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性的確定19612.5 閉環(huán)系統(tǒng)的突風(fēng)響應(yīng)19812.6 頻率依賴的控制率應(yīng)用于穩(wěn)定性計(jì)算19912.7 頻域內(nèi)的響應(yīng)分析20012.8 狀態(tài)空間的模型化方法20012.9 習(xí)題20113 平衡機(jī)動(dòng)20213.1 平衡機(jī)動(dòng)——具有法向加速度的剛性飛機(jī)20413.2 機(jī)動(dòng)包線208……第三部分 航空航天行業(yè)實(shí)踐導(dǎo)論

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：插圖：第5章論述了運(yùn)用操縱面來改變翼型有效彎度從而改變升力的原理。飛行中操縱面（如副翼、方向舵等）用于改變飛機(jī)飛行狀態(tài)，所以飛機(jī)設(shè)計(jì)中操縱面大小的選擇是一個(gè)重要的設(shè)計(jì)項(xiàng)目。了解飛機(jī)對(duì)操縱面偏轉(zhuǎn)的敏感度以及操縱面所產(chǎn)生的載荷形式是十分重要的。對(duì)于要求快速機(jī)動(dòng)的軍機(jī)而言，這是一個(gè)特別有意義的問題，當(dāng)然對(duì)于決定商用飛機(jī)的性能也是十分重要的。本章將研究彈性機(jī)翼的氣動(dòng)彈性變形對(duì)操縱面氣動(dòng)力的影響并與剛性機(jī)翼情況相比，即操縱面效率問題?？梢钥吹?，操縱效率隨著速度增加不斷降低，直到某個(gè)臨界點(diǎn)（反效速度），此時(shí)對(duì)操縱面偏轉(zhuǎn)已無任何反應(yīng)。當(dāng)速度超過反效速度時(shí)，操縱產(chǎn)生反效，此現(xiàn)象稱為操縱反效。當(dāng)然這并不一定是災(zāi)難性的，但接近反效速度是不能接受的，此時(shí)飛機(jī)對(duì)操縱面偏轉(zhuǎn)的響應(yīng)或者十分緩慢或者根本沒有；超過反效速度，還會(huì)發(fā)生與操縱期望相反的響應(yīng)。飛機(jī)設(shè)計(jì)的實(shí)踐中有兩種基本方法來處理這一靜氣彈現(xiàn)象（此時(shí)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)被認(rèn)為是定常運(yùn)動(dòng)），可分別可通過以下情況來描述：等速率滾轉(zhuǎn)的機(jī)翼（9.1節(jié)）以及副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)的根部固支機(jī)翼（9.2節(jié)）。兩種情況下都采用帶有副翼的矩形機(jī)翼分析模型。第13章研究平衡（或所謂統(tǒng)攬型）機(jī)動(dòng)，考慮全機(jī)彈性模型升降舵的定常偏轉(zhuǎn)，除此還研究全機(jī)定常滾轉(zhuǎn)和偏航情況。第15章采用飛行力學(xué)模型描述的動(dòng)力學(xué)（或所謂分析型的方法）機(jī)動(dòng)研究中，分析彈性飛機(jī)對(duì)滾轉(zhuǎn)或俯仰瞬態(tài)操縱的動(dòng)力響應(yīng)，其中還包括非線性影響的考慮。注意在設(shè)計(jì)過程的初期篩選操縱面尺寸中就需要進(jìn)行靜氣彈計(jì)算。以后等飛行控制系統(tǒng)（FCS）設(shè)計(jì)完成后，采用飛行力學(xué)模型的分析計(jì)算就能了解非線性影響下的操縱效率，再需要通過FCs對(duì)操縱配置和操縱性能進(jìn)行仔細(xì)調(diào)整以得到期望的特性。很明顯到這個(gè)時(shí)候再來修改操縱面尺寸為時(shí)已晚了。

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《飛機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)及載荷導(dǎo)論》是由上海交通大學(xué)出版社出版的。

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