轉速過渡過程直升機旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究 韓東 趙嘉琛 9787030811806 【台灣高等教育出版社】

*書籍均為代購，我們向大陸付款發訂後即無法取消，為避免造成不必要的損失，
下訂前請慎重考慮！下訂前請慎重考慮！謝謝。
*完成訂單後正常情形下約兩周可抵台。
*本賣場提供之資訊僅供參考，以到貨標的為正確資訊。
印行年月：202506*若逾兩年請先於客服中心或Line洽詢存貨情況，謝謝。
台灣(台北市)在地出版社，每筆交易均開具統一發票，祝您中獎最高1000萬元。
書名：轉速過渡過程直升機旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究
ISBN：9787030811806
出版社：科學
著編譯者：韓東 趙嘉琛
頁數：210
所在地：中國大陸 *此為代購商品
書號：1741243
可大量預訂，請先連絡。

內容簡介
《轉速過渡過程直升機旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究》主要開展了旋翼轉速變化過程直升機旋翼瞬態氣彈響應方面的研究。常規直升機旋翼起動和停轉過程會經歷轉速過渡的瞬態過程，高速、高性能和低噪聲等先進直升機已採用或將採用旋翼變轉速技術，前飛時旋翼也會經歷轉速變化瞬態過渡過程。在這些典型的應用場景中，旋翼有可能產生過大的瞬態響應或者載荷，嚴重威脅直升機的飛行安全。《轉速過渡過程直升機旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究》主要包括旋翼動力學建模、艦面和海上鑽井平臺旋翼瞬態氣彈響應及其控制、前飛狀態轉速過渡過程旋翼瞬態氣彈響應及其控制等方面內容。《轉速過渡過程直升機旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究》理論聯繫實際、內容豐富、論述嚴謹，力求探索旋翼轉速變化給直升機動力學帶來的新問題，從而為旋翼變轉速技術發展奠定理論基礎。

目錄

目錄

序
前言
符號表
第1章 緒論 1
1 1 旋翼轉速變化過程 1
1 2 起動或停轉過程艦面旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究進展 2
1 2 1 艦面旋翼瞬態氣彈響應及其控制國外研究進展 2
1 2 2 艦面旋翼瞬態氣彈響應及其控制國內研究進展 11
1 2 3 艦面流場流動控制國外研究進展 12
1 2 4 艦面流場流動控制國內研究進展 18
1 3 轉速過渡過程旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究進展 19
1 3 1 轉速過渡過程旋翼瞬態氣彈響應及其控制國外研究進展 19
1 3 2 轉速過渡過程旋翼瞬態氣彈響應及其控制國內研究進展 20
1 4 本書主要內容 20
第2章 旋翼動力學綜合建模 22
2 1 中等變形梁模型 22
2 2 槳葉動能 24
2 2 1 平動 27
2 2 2 轉動 28
2 3 氣動力模型 30
2 4 旋翼入流模型 32
2 5 重力 34
2 6 系統動力學方程 34
2 7 風洞配平 35
2 8 穩態載荷計算 36
2 9 15自由度梁單元 36
2 10 響應求解 38
2 11 模型驗證 39
2 11 1 矩形剖面鋁梁固有頻率計算 39
2 11 2 槳葉揚起下墜碰撞響應計算 42
2 12 本章 小結 45
第3章 艦面旋翼瞬態氣彈響應研究 46
3 1 艦面蹺蹺板旋翼瞬態氣彈響應分析 46
3 1 1 蹺蹺板旋翼動力學建模 46
3 1 2 蹺蹺板旋翼瞬態氣彈響應計算模型驗證 47
3 2 艦面鉸接式旋翼瞬態氣彈響應及參數研究 50
3 3 艦船運動對艦面旋翼瞬態氣彈響應影響研究 53
3 3 1 艦船橫搖運動的影響 53
3 3 2 艦船縱搖運動的影響 54
3 3 3 艦船升沉運動的影響 56
3 4 模擬流場對艦面旋翼瞬態氣彈響應影響研究 56
3 4 1 計算流體力學方法建模 56
3 4 2 艦船模型 58
3 4 3 艦面流場模型驗證 59
3 4 4 流場模擬的必要性 62
3 5 起動位置對艦面旋翼瞬態氣彈響應影響研究 62
3 5 1 考慮艦面流場旋翼瞬態氣彈響應 62
3 5 2 旋翼起動位置影響 64
3 6 來流方向對艦面旋翼瞬態氣彈響應影響研究 67
3 7 本章 小結 72
第4章 艦面旋翼瞬態氣彈響應控制研究 74
4 1 引言 74
4 2 基於主動格尼襟翼的艦面旋翼瞬態氣彈響應控制研究 74
4 2 1 瞬態氣彈響應 75
4 2 2 瞬態氣彈響應控制 76
4 3 基於流場被動控制的旋翼瞬態氣彈響應控制方法 80
4 3 1 擾流板佈置 80
4 3 2 流動控制效果研究 82
4 3 3 旋翼瞬態氣彈響應控制效果 87
4 3 4 旋翼瞬態氣彈響應控制原理分析 89
4 3 5 來流方向對控制效果影響 91
4 3 6 擾流板方法的優劣分析 92
4 4 基於流場主動控制的旋翼瞬態氣彈響應控制方法 93
4 4 1 射流系統佈置方案 93
4 4 2 射流系統流場控制效果研究 94
4 4 3 射流對旋翼瞬態氣彈響應影響 100
4 4 4 不同來流時射流對瞬態氣彈響應影響 116
4 5 本章 小結 120
第5章 直升機海上平臺起動過程旋翼瞬態氣彈響應 122
5 1 引言 122
5 2 海上鑽井平臺建模 122
5 3 上層建築對停機坪流場影響 123
5 3 1 上層建築對流場影響分析 123
5 3 2 上層建築改變對流場的影響 126
5 4 起動位置對鑽井平臺旋翼瞬態氣彈響應影響 128
5 5 來流方向對鑽井平臺旋翼瞬態氣彈響應影響 132
5 6 改變上層建築對鑽井平臺旋翼瞬態氣彈響應影響 133
5 7 本章 小結 156
第6章 前飛狀態轉速過渡過程旋翼瞬態氣彈響應 158
6 1 引言 158
6 2 總體思路 159
6 3 XH-59A高速旋翼 159
6 4 過渡過程分析 162
6 5 線性轉速過渡策略 163
6 6 中間平穩過渡策略 172
6 7 平穩進出過渡策略 176
6 8 擺振阻尼 181
6 9 本章 小結 182
第7章 變速旋翼通過擺振共振區時瞬態載荷抑制研究 183
7 1 研究背景 183
7 2 嵌入式液彈阻尼器 184
7 2 1 帶液彈阻尼器的剛性槳葉建模 184
7 2 2 加裝液彈阻尼器的旋翼動力學建模 187
7 3 基準旋翼 187
7 4 嵌入式弦向阻尼器 192
7 5 基於嵌入式阻尼器的瞬態載荷控制 194
7 6 參數研究 196
7 7 本章 小結 203
參考文獻 204

精彩書摘
第1章 緒論
1 1 旋翼轉速變化過程
地面停放的直升機在起動或者停轉時，旋翼轉速會由零轉速過渡到額定轉速或相反過程，此時旋翼轉速較低、槳葉離心剛度小，在突風作用下會出現旋翼槳葉揚起下墜的現象，槳葉因變形太大有可能與機體或者地面發生相碰，導致直升機槳葉或機體結構受損。為避免事故的發生，地面停放直升機常採用繩索固定旋翼槳葉，如圖1 1所示。海上氣象條件複雜，海風的影響再加上艦船的搖晃，更容易導致艦載直升機旋翼在起動和停轉過程中，槳葉因過大揮舞與機體或者甲板相碰，導致直升機槳葉或者機體結構失效。1964～1989年，CH-46”海上騎士”縱列式直升機就出現過100餘次旋翼槳葉與機身相碰的事故（Keller and Smith，1999a），其中大部分發生在20%額定旋翼轉速以下；在冬季，直升機平均只有10%的時間可以在北海的護衛艦上起降，以避免類似事故的發生。這類旋翼低轉速時直升機槳葉特有的氣彈動力學問題，被英國學者稱為”槳帆”（blade sailing）現象（Newman，1999），美國學者稱縱列式雙旋翼直升機這類問題為”機體碰撞”（tunnel strike）現象（Smith et al ，1998），常規單旋翼帶尾槳直升機則為”尾梁碰撞”（tailboom strike）現象。
圖1 1 地面停放的CH-46”海上騎士”直升機
資料來源：https: www defencetalk com/
正常飛行過程中，直升機旋翼轉速通常需保持恒定，以避免轉速過大幅度的波動。受前行槳葉壓縮性和後行槳葉失速限制，飛行過程中的高速直升機不得不降低旋翼轉速以提高*大前飛速度，XH-59A高速直升機、X-3複合式高速直升機、V-22傾轉旋翼機等高速旋翼飛行器在高速飛行時都會降低旋翼轉速（Blackwell and Millott，2008；Maisel et al ，2000；？hrle et al ，2021）。理論分析和試驗均已確認，優化旋翼轉速可顯著降低直升機旋翼功率消耗並大幅提高航時（Prouty，2004），A160無人直升機通過採用*優轉速旋翼技術大幅增加了其航時（DiOttavio and Friedmann，2010）。降低旋翼轉速是降低旋翼噪聲*有效的方法之一（Polyzos et al ，2020），試驗確認了麥道直升機公司MD500E直升機旋翼轉速由103%額定轉速降低至90%後遠場噪聲可降低6 1dB（Mueller et al ，1987），新型Bell 407直升機可在巡航時降低旋翼轉速以緩和旋翼噪聲（Chandrasekaran and Hodges，2022）。旋翼轉速變化也有可能帶來槳葉變形過大和旋翼載荷水平過高等問題。
由此可見，直升機旋翼轉速變化不僅會發生在地面起動和停轉過程，在正常飛行過程中，高速、長航時、低噪聲等先進直升機的旋翼也會改變旋翼轉速。研究轉速變化過程旋翼的瞬態氣彈動力學，不僅有助於降低平臺上停放直升機的損傷概率，也有助於提升空中飛行直升機安全性能。
1 2 起動或停轉過程艦面旋翼瞬態氣彈響應及其控制研究進展
直升機起動或者停轉過程，旋翼槳葉因過大揮舞與機身或平臺相碰更容易發生在艦載直升機，國內外在直升機起動或者停轉過程旋翼瞬態氣彈響應及其控制方面的研究主要集中於該類直升機。
1 2 1 艦面旋翼瞬態氣彈響應及其控制國外研究進展
早在1963年，英國的Willmer（1963）就開展了低轉速旋翼動力學行為研究，構建了低轉速時旋翼動力學模型，當時就認識到，穩態時，地面上的直升機旋翼槳葉不大可能出現過大的槳葉撓度，然而，當直升機位於著陸平臺上時，艦面”陡壁”效應很有可能導致旋翼槳葉過大揮舞，特別是對旋翼相對於甲板寬度較大的直升機，垂直陣風也會帶來類似問題。Leone（1964）開展了槳葉與揮舞限動塊接觸瞬態響應動力學理論和試驗研究，受限於當時的技術條件，對問題的認識和研究水平相對不高，但已認識到起降平臺上的低轉速旋翼會面臨槳葉揮舞過大的問題。隨著艦載直升機的應用日益廣泛，近些年，國內外學者相繼進行了較為深入且細緻的研究。
英國南安普頓大學的Newman團隊較早地開展了艦面旋翼瞬態氣彈響應方面的研究。20世紀80年代，Hurst 和Newman（1985）開展了模型和真實艦船艦面流場測試，並將流場實測數據以入流方式引入旋翼槳葉響應預測模型，採用線性疊加的揮舞模態模擬槳葉揮舞運動，氣動建模採用Kirchoff模型並考慮了後緣氣流分離的影響，理論分析表明，50節 陣風耦合艦船7 5°的中等橫搖運動會導致旋翼槳葉的疲勞問題，更為嚴重的60節 陣風耦合艦船15°的橫搖運動會導致槳葉因過大揮舞與直升機尾梁相碰的問題。
在上述研究基礎上，Newman（1989）發展了該旋翼槳葉”槳帆”效應預測模型，開展了半剛硬式艦面旋翼氣彈響應研究，同樣考慮了艦船橫搖運動，引入了兩種簡單的陣風模型以高效地開展參數影響研究。分析表明，槳葉扭轉運動影響明顯，槳尖撓度*多可增大30%，轉速變化時間對槳尖撓度影響有限。隨後，Newman（1992）將該半鉸接式旋翼模型拓展用於鉸接式旋翼”槳帆”效應預測，將揮舞限動塊處理成高值線性彈簧，如圖1 2所示。分析表明，鉸接式旋翼槳葉撓度明顯增大，槳葉與尾梁相碰的可能性隨之增大，氣彈響應計算需考慮槳葉的高階模態。
圖1 2 線彈性揮舞限動塊模型（Newman，1992）
在理論研究基礎上，Newman（1995）開展了模型蹺蹺板旋翼在模型艦船上的風洞試驗研究，如圖1 3所示，測試模型艦船上方5處（A、B、C、D、E）旋翼瞬態氣彈響應，如圖1 4所示，試驗觀測到直升機甲板上方流場顯著的梯度變化以及旋翼在該流場中起動和停轉時的大範圍揮舞運動。試驗結果表明，直升機所處甲板位置對旋翼槳葉揮舞撓度影響明顯，該試驗數據被廣泛用於驗證艦面旋翼瞬態氣彈響應計算模型的正確性。
為抑制過大的艦面旋翼瞬態氣彈響應，Jones和Newman（2007）採用了槳葉加裝後緣襟翼的方法。分析表明，後緣襟翼與槳尖揮舞速度相反時可明顯減小槳
圖1 3 “槳帆”現象試驗裝置（Newman，1995）
圖1 4 “槳帆”現象試驗測試位置（Newman，1995）
尖揮舞撓度和結構彎矩，*大化襟翼尺寸、襟翼位於槳葉外側、*大化襟翼偏轉角度有利於提高響應抑制效果，後緣襟翼僅有必要工作於50%額定轉速以下。
Newman（1999）總結了艦面旋翼瞬態氣動彈性動力學問題的研究進展，主要闡述了問題產生的原因、建模方法，並進行了起動和停轉過程旋翼動力學分析等，指出艦載直升機的設計必須考慮起降過程中的艦面旋翼瞬態氣動彈性動力學問題。Newman（2004）還指出，需特別注意艦載直升機起降過程中的旋翼瞬態氣彈響應問題。
20世紀90年代，美國賓夕法尼亞州立大學的Smith教授團隊在艦面旋翼瞬態氣彈動力學方面開展了一系列的深入研究。
Geyer等（1996）構建了較為精細的艦面旋翼瞬態氣彈響應預測模型，*早考慮了槳葉揮舞和扭轉自由度之間的耦合以及旋翼非

大陸簡體正版圖書，訂購後正常情形下約兩周可抵台。