現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)指南
定 價(jià)：268 元
- 作者：施榮明
- 出版時(shí)間：2012/12/20
- ISBN：9787516500934
- 出 版 社：中航出版?zhèn)髅?/span>
- 中圖法分類：H31
- 頁碼：681
- 紙張：
- 版次：
- 開本：16K
《現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)指南》對航空工業(yè)飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度領(lǐng)域中的一些共性的工程問題進(jìn)行了研究探討和部分試驗(yàn)研究，既有對過去研究工作成果的歸納和總結(jié)，也有新的研究成果，更有一些研究成果在工作中已得到相應(yīng)的應(yīng)用。主要內(nèi)容包括傳統(tǒng)飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的基本問題、現(xiàn)代飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的基本問題，以及為進(jìn)一步優(yōu)化和提高起落架的承載能力帶有一定前瞻性的研究。
《現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)指南》適于從事工程中的振動(dòng)問題分析、研究、試驗(yàn)的人員和各級(jí)領(lǐng)導(dǎo)在工作中作參考和指導(dǎo)。
第1章飛機(jī)振動(dòng)和噪聲載荷的預(yù)計(jì)、測試技術(shù)
1.1概述
1.2振動(dòng)載荷預(yù)計(jì)技術(shù)
1.2.1飛機(jī)振動(dòng)載荷的工程經(jīng)驗(yàn)預(yù)計(jì)方法
1.2.2統(tǒng)計(jì)能量方法振動(dòng)（噪聲）預(yù)計(jì)
1.3動(dòng)載荷識(shí)別法
1.3.1研究基礎(chǔ)
1.3.2動(dòng)載荷識(shí)別的頻域方法和時(shí)域方法
1.3.3廣義正交多項(xiàng)式在動(dòng)載荷識(shí)別理論中的應(yīng)用
1.3.4典型彈艙結(jié)構(gòu)模型分布動(dòng)載荷識(shí)別
l.4飛機(jī)振動(dòng)環(huán)境測試技術(shù)
1.4.1環(huán)境振動(dòng)測試方法
1.4.2振動(dòng)數(shù)據(jù)分析
1.4.3沖擊測試方法
1.4.4動(dòng)應(yīng)變振動(dòng)測試方法
1.5飛機(jī)噪聲載荷預(yù)計(jì)技術(shù)
1.5.1航空聲環(huán)境
1.5.2動(dòng)力裝置噪聲預(yù)計(jì)方法
1.5.3邊界層壓力脈動(dòng)噪聲預(yù)計(jì)方法
1.5.4空腔噪聲預(yù)計(jì)方法
1.5.5武器發(fā)射噪聲預(yù)計(jì)方法
1.5.6艙內(nèi)噪聲預(yù)計(jì)方法
1.5.7噪聲載荷預(yù)計(jì)軟件簡介
1.6空腔噪聲載荷CFD預(yù)計(jì)方法
1.6.1空腔噪聲載荷的背景
1.6.2空腔流動(dòng)特征
1.6.3計(jì)算方法
1.6.4驗(yàn)證
1.7飛機(jī)聲載荷測試技術(shù)
1.7.1地面試驗(yàn)聲載荷測量方法
1.7.2航空聲飛行試驗(yàn)聲載荷測量方法
1.7.3空腔噪聲測試方法
1.7.4飛機(jī)艙內(nèi)噪聲測試技術(shù)
1.7.5飛機(jī)外場噪聲測試技術(shù)
參考文獻(xiàn)
第2章飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度綜合設(shè)計(jì)技術(shù)
2.1概述
2.2飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、判據(jù)和流程
2.2.1飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、判據(jù)
2.2.2飛機(jī)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)流程
2.3飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)、試驗(yàn)技術(shù)
2.3.1飛機(jī)振動(dòng)疲勞分析方法
2.3.2飛機(jī)振動(dòng)疲勞載荷譜編制方法
2.3.3飛機(jī)抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)
2.3.4振動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)
2.4飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲疲勞設(shè)計(jì)與試驗(yàn)技術(shù)
2.4.1飛機(jī)結(jié)構(gòu)的聲疲勞問題
2.4.2飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲疲勞設(shè)計(jì)過程簡介
2.4.3飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲疲勞設(shè)計(jì)方法
2.4.4飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞試驗(yàn)技術(shù)
參考文獻(xiàn)
第3章飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)技術(shù)
3.1概述
3.2基于頻率和響應(yīng)飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)技術(shù)
3.2.1結(jié)構(gòu)頻率優(yōu)化方法
3.2.2響應(yīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
3.2.3武器發(fā)射響應(yīng)分析
3.2.4復(fù)合材料機(jī)翼的動(dòng)態(tài)特性
3.2.5發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)的載荷情況
3.2.6沖擊載荷的響應(yīng)計(jì)算結(jié)果
3.2.7沖擊響應(yīng)的分析討論
3.3飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模分析與試驗(yàn)綜合建模技術(shù)
3.3.1飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建�；静襟E
3.3.2模型修改
3.3.3結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型修正
3.3.4參數(shù)性模型修正的靈敏度分析
3.3.5基于實(shí)測頻響函數(shù)的飛行器結(jié)構(gòu)綜合建模方法
3.4飛機(jī)結(jié)構(gòu)阻尼建模技術(shù)
3.4.1描述飛機(jī)結(jié)構(gòu)阻尼的模型
3.4.2飛機(jī)結(jié)構(gòu)阻尼模型的試驗(yàn)建模方法
3.4.3附加集中阻尼器后的阻尼模型
3.4.4考慮阻尼時(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)分析
3.4.5有阻尼飛機(jī)結(jié)構(gòu)的物理一狀態(tài)混合空間中的實(shí)模態(tài)綜合技術(shù)
3.5考慮阻尼的飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)
3.5.1針對提高結(jié)構(gòu)阻尼特性的優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)
3.5.2模態(tài)阻尼優(yōu)化設(shè)計(jì)及配置
3.5.3附加阻尼材料的優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)
3.6多約束條件下動(dòng)力學(xué)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)
3.6，l多約束條件動(dòng)力學(xué)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)模型的建立和分析
3.6.2頻率和振型約束下的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)
3.6.3多約束條件下的約束阻尼結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化
3.7分析軟件簡介
3.7.1自由度匹配
3.7.2模型評估
參考文獻(xiàn)
第4章液壓／燃油管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度分析與試驗(yàn)技術(shù)
4.1概述
4.2管系結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模和分析技術(shù)
4.2.1流固耦合動(dòng)力學(xué)建模和分析技術(shù)
4.2.2環(huán)境振動(dòng)動(dòng)力學(xué)建模和分析技術(shù)
4.3管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度分析技術(shù)
4.3.1液壓／燃油直管結(jié)構(gòu)固有頻率計(jì)算
4.3.2振動(dòng)疲勞壽命分析技術(shù)
4.4管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)
4.4.1基于環(huán)境振動(dòng)的管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)
4.4.2基于液壓沖擊／壓力脈動(dòng)作用下的管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)
4.5管系結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制技術(shù)
4.5.1液壓／燃油管系結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)原則
4.5.2液壓／燃油管系結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制技術(shù)
4.6管系振動(dòng)故障模式及排除方法
4.6.1管系振動(dòng)故障模式
4.6.2管系振動(dòng)故障排除方法
4.6.3國內(nèi)已有管系振動(dòng)故障實(shí)例分析
參考文獻(xiàn)
第5章s形進(jìn)氣道抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化分析與驗(yàn)證技術(shù)
5.1概述
5.2s形進(jìn)氣道氣動(dòng)載荷特點(diǎn)分析及其風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)
5.2.1s形進(jìn)氣道氣動(dòng)載荷特點(diǎn)及預(yù)計(jì)方法
5.2.2s形進(jìn)氣道脈動(dòng)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)研究
5.3s形進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化分析技術(shù)
5.3.1典型結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元建模技術(shù)
5.3.2典型結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性分析技術(shù)
5.3.3典型結(jié)構(gòu)噪聲響應(yīng)分析技術(shù)
5.4s形進(jìn)氣道典型結(jié)構(gòu)件振動(dòng)疲勞壽命分析與驗(yàn)證技術(shù)
5.4.1典型結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)件設(shè)計(jì)方法
5.4.2典型結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命分析技術(shù)
5.4.3典型結(jié)構(gòu)件振動(dòng)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)
參考文獻(xiàn)
第6章雙垂尾防抖振動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)
6.1概述
6.2雙垂尾抖振機(jī)理風(fēng)洞試驗(yàn)研究技術(shù)
6.2.1風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?nbsp;
6.2.2風(fēng)洞及試驗(yàn)設(shè)備
6.2.3風(fēng)洞試驗(yàn)過程
6.2.4風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與分析
6.2.5風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)論
6.3雙垂尾抖振影響參數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究技術(shù)
6.3.1風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?nbsp;
6.3.2風(fēng)洞及試驗(yàn)設(shè)備
6.3.3測量方法
6.3.4風(fēng)洞試驗(yàn)過程
6.3.5風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與分析
6.3.6風(fēng)洞試驗(yàn)研究結(jié)論
6.3.7邊條翼布局雙垂尾抖振響應(yīng)工程估算軟件
6.4垂尾抖振響應(yīng)計(jì)算技術(shù)
6.4.1垂尾抖振載荷的cFD計(jì)算方法
6.4.2垂尾抖振響應(yīng)計(jì)算基本理論
6.4.3抖振響應(yīng)計(jì)算基本步驟
6.4.4抖振響應(yīng)計(jì)算的Nastmn二次開發(fā)實(shí)現(xiàn)方法
6.4.5計(jì)算程序簡介和算例
6.5雙垂尾抖振被動(dòng)減緩技術(shù)
6.5.1剛度修改的被動(dòng)減緩方法
6.5.2垂尾局部剛度修改前后的算例對比
6.5.3雙垂尾抖振被動(dòng)減緩風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)
6.6雙垂尾抖振主動(dòng)控制技術(shù)
6.6.1雙垂尾抖振主動(dòng)控制技術(shù)發(fā)展
6.6.2雙垂尾抖振主動(dòng)控制技術(shù)及試驗(yàn)驗(yàn)證
6.7后機(jī)身結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)技術(shù)
6.7.1動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究的必要性
6.7.2國內(nèi)外現(xiàn)狀
6.7.3飛機(jī)尾翼和后機(jī)身動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)方法
參考文獻(xiàn)
第7章飛機(jī)內(nèi)埋彈艙抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)與控制技術(shù)
7.1概述
7.2內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)／聲耐久性設(shè)計(jì)技術(shù)
7.2.1現(xiàn)代飛機(jī)內(nèi)埋彈艙的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)
7.2.2內(nèi)埋彈艙的動(dòng)載荷模型及分布動(dòng)載荷動(dòng)態(tài)標(biāo)定
7.2.3含運(yùn)動(dòng)部件的內(nèi)埋彈艙動(dòng)力學(xué)分析
7.2.4內(nèi)埋彈艙動(dòng)力學(xué)分析和結(jié)構(gòu)壽命分析流程
7.3內(nèi)埋彈艙振動(dòng)／噪聲主動(dòng)控制技術(shù)
7.3.1國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
7.3.2振動(dòng)主動(dòng)控制的分類
7.3.3結(jié)構(gòu)振動(dòng)主動(dòng)控制的控制算法
7.3.4內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)
參考文獻(xiàn)
第8章半主動(dòng)起落架及緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)
8.1概述
8.1.1簡介
8.1.2半主動(dòng)控制技術(shù)發(fā)展與現(xiàn)狀
8.2半主動(dòng)起落架緩沖系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)
8.2.1緩沖器工作特性
8.2.2緩沖系統(tǒng)特性分析
8.2.3半主動(dòng)起落架緩沖系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
8.2.4半主動(dòng)控制系統(tǒng)
8.2.5半主動(dòng)控制起落架系統(tǒng)最優(yōu)控制
8.3半主動(dòng)起落架緩沖系統(tǒng)著陸品質(zhì)和滑行載荷預(yù)計(jì)技術(shù)
8.3.1著陸載荷預(yù)計(jì)技術(shù)
8.3.2滑跑載荷預(yù)計(jì)技術(shù)
8.4半主動(dòng)起落架緩沖性能試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)
8.4.1試驗(yàn)?zāi)康?nbsp;
8.4.2試驗(yàn)設(shè)備
8.4.3試驗(yàn)參數(shù)
8.4.4試驗(yàn)內(nèi)容
8.4.5落震試驗(yàn)
參考文獻(xiàn)
1.4.2.2數(shù)據(jù)分析方法
測試數(shù)據(jù)若以周期性振動(dòng)為主，應(yīng)采用頻譜分析；測試數(shù)據(jù)若以隨機(jī)振動(dòng)為主，應(yīng)采用功率譜分析。
對于同一頻帶內(nèi)同時(shí)含有周期分量與隨機(jī)分量，且兩者均不能忽視時(shí)，應(yīng)采用計(jì)算法或截取法將他們分離。
為抑制“泄漏”，分析時(shí)一律加“漢寧（Hanning）窗”處理。
推薦名義帶寬為B=5Hz左右（上限頻率為2kHz）。
1.4.2.3振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法
所有提供歸納的飛機(jī)振動(dòng)測量數(shù)據(jù)均應(yīng)經(jīng)過適當(dāng)?shù)臏y量和分析，而且符合《飛機(jī)飛行振動(dòng)環(huán)境測量數(shù)據(jù)處理一般技術(shù)要求》等相關(guān)技術(shù)文件要求；要求根據(jù)被測量飛機(jī)的技術(shù)要求和飛行任務(wù)剖面對數(shù)據(jù)歸納中劃分的每一種狀態(tài)分別給出它們在飛機(jī)總壽命中所占的時(shí)間。
在歸納數(shù)據(jù)前應(yīng)對同時(shí)含有正弦和隨機(jī)兩種分量的混合數(shù)據(jù)進(jìn)行等效轉(zhuǎn)換。
飛機(jī)設(shè)備安裝區(qū)域劃分應(yīng)以飛機(jī)實(shí)際結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)布局和設(shè)備安裝情況為基礎(chǔ)進(jìn)行區(qū)域劃分，也可以參照《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范》中有關(guān)規(guī)定進(jìn)行。
測量數(shù)據(jù)歸納，應(yīng)按以下步驟進(jìn)行：
①一定狀態(tài)下，同一個(gè)測量點(diǎn)多個(gè)測量數(shù)據(jù)歸納；
②一定狀態(tài)下，同一區(qū)域中的數(shù)據(jù)歸納；
③同一區(qū)域中所有狀態(tài)的數(shù)據(jù)歸納。
按規(guī)范要求給出標(biāo)準(zhǔn)振動(dòng)環(huán)境條件。
1.4.3沖擊測試方法
加速度測試是當(dāng)前沖擊測試中最普遍的測試方式，根據(jù)測試目的的不同，可采用不同的加速度傳感器進(jìn)行測試。
飛機(jī)的沖擊環(huán)境測試，一般使用壓阻式加速度計(jì)，布置在飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)上，以結(jié)構(gòu)的沖擊振動(dòng)水平作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)和成品附件環(huán)境沖擊振動(dòng)的設(shè)計(jì)載荷。
1.4.4動(dòng)應(yīng)變振動(dòng)測試方法
由于飛機(jī)的全機(jī)或部件結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)動(dòng)載荷標(biāo)定還沒有成熟技術(shù)，全機(jī)或部件的動(dòng)應(yīng)變測試研究尚在探索階段。目前在飛機(jī)上進(jìn)行的動(dòng)應(yīng)變測試僅能針對特定結(jié)構(gòu)進(jìn)行。
根據(jù)隨時(shí)間的變化規(guī)律，動(dòng)態(tài)應(yīng)變可以分為不同的類型，隨時(shí)間變化的規(guī)律可以用明確的數(shù)學(xué)關(guān)系描述的稱為確定性動(dòng)態(tài)應(yīng)變，包括周期動(dòng)應(yīng)變和非周期性動(dòng)應(yīng)變；其他的則屬于非確定性的，包括非周期性動(dòng)應(yīng)變和隨機(jī)性動(dòng)態(tài)應(yīng)變。
測量動(dòng)態(tài)應(yīng)變時(shí)，必須將應(yīng)變隨時(shí)間變化的過程記錄下來，然后利用適當(dāng)?shù)姆椒ǚ治鲅芯俊?dòng)態(tài)測量與靜態(tài)測量的基本原理是相同的，在粘貼技術(shù)／溫度補(bǔ)償／防潮處理／對導(dǎo)線的處理和接橋方法上也是相同的，但在構(gòu)造與記錄方面上不同：動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀是多通道的，且每一通道獨(dú)立。
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