直升机振动与减振特性分析

第19卷第5期 海军航空工程学院学报 2004年9月 JOURNALOFNJ瓠，ALAERONAUTICALENGINEERINGINSl'ITUTE 、，01．19No．5 Sep．2004 直升机振动与减振特性 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 柳文林1，穆志韬2，段成美2 (1．海军航空工程学院研究生管理大队，烟台，264001；2．海军航空工程学院青岛分院，青岛，266041) 摘要：针对直升机的振动情况，分析了振动的危害和引起振动的各种激振力，主要介绍了用 于减振的结构优化设计，被动式减振技术和主动式减振技术的原理及应用，最后展望了减振技 术的发展趋势。 关键词：直升机；振动；旋翼 中图分类号：V275+．1 文献标识码：A 许多年来，飞行器振动监测与减振一直是科研人 员和工程技术人员研究的热点问 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 。据有关统计表明， 在飞行器所发生的重大事故中，有40％的事故与振动 有关。直升机作为一种特殊的飞行器，最显著的特征 是具有旋翼，旋翼是重要的振动载荷源。加上尾桨和 其他一些高速旋转的动部件工作时产生的振动载荷， 使振动问题成为直升机技术固有的特殊问题。 1直升机的振动与危害性分析 直升机的振动和噪声问题一直很突出，从1942 年西柯斯基研制的R一4型直升机投入使用以来，人们 一直致力于振动和噪声水平的降低。上世纪60年代以 前采用静态设计，振动和噪声水平很高；70年代采用 半动态设计，局部的考虑了振动与动不稳定性问题； 80年代大量采用新材料、新结构以及各种振动控制措 施，振动水平有所降低。不同时期直升机振动水平及 代表机型如表1所示。 表1 直升机的振动水平和代表机型 1．1直升机振动的产生 直升机振动总的来讲来自两个方面‘11：机械的和 空气动力的。通常依据各部件破坏后果的严重性和这 些部件所承受的载荷和应力把直升机部件分类为：旋 收稿日期：2003一12—25 作者简介：柳文林(1977一)，男，博士生 翼及尾桨系统、传动系统、机体结构。引起直升机振 动的激振力很多，决定直升机振动水平的激振力主要 由以上部件产生：①旋翼和尾桨交变气动环境引起的 激振力；②旋翼和尾桨气动及质量不平衡引起的激振 力；③旋翼尾流引起的激振力；④发动机的激振力 (主要是转子的不平衡和临界转速，其次是由零件产 生的激振力)。其中旋翼交变气动环境引起的激振力是 决定直升机振动水平的最主要因素。除了由于部件引 起的激振力以外，还有直升机地面滑行时的激振力、 着陆时的激振力、武器发射引起的激振力。 直升机的动不稳定振动现象，如直升机的“空中 共振”、“地面共振”是系统本身激发出的一种突发性 振动，故又称自激振动。一旦发生这种振动，振幅急 剧增大，常导致灾难性事故发生。 1．2直升机振动的危害 直升机的振动是难免的，但是振动大了会产生一 系列的危害：①影响驾驶员正常工作和乘员的舒适 性；②降低结构的疲劳寿命；③影响部件和机载设 备的功能；④振动还会降低直升机部件和设备的可靠 性，增加使用维护的费用。 直升机各部件的损伤主要是由振动载荷引起的疲 劳损伤：高周疲劳和低周疲劳。高周疲劳主要是由于 旋翼和尾桨旋转引起的高频低幅振动载荷，与之相反 低周疲劳主要来自于机动飞行时的低频大载荷、阵风 载荷、着陆冲击载荷。直升机的疲劳损伤应力变化如 图l所示。直升机的振动问题一直困扰着直升机型号 发展。振动问题对直升机疲劳寿命的评定也起着至关 重要的作用，在寿命评定中振动载荷的监测、载荷信 万方数据 534 海军航空工程学院学报 2004年第5期 号的提取和分析一直是振动监测中的两个重要环节。 图1直升机振动疲劳损伤应力变化示意图 直升机振动之所以重要是因为除了上述危害以 外，振动异常还预示着直升机具有潜在故障，如不及 时检查、排除，就有可能造成严重的后果。 2直升机的减振技术 直升机的减振，开始时主要依靠旋翼和机体的动 力学设计及被动式减振技术，近年来主要通过主动式 减振技术【2】。所谓主动式减振技术是指工作时需要外 界输入能量，与之相反，被动式减振技术不需要外界 输入能量。从引起振动的原因上讲，要降低直升机振 动水平应从两个方面人手：①降低旋翼激振力；②降 低在一定激振力下的机体响应。 2．1旋翼和机体结构的动力学设计 旋翼的周期性振动载荷是直升机振动的主要根 源，所以降低旋翼激振力自然是减振研究的理想目标。 如何运用现代结构优化设计 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 降低旋翼激振力是文 献[3】主要研究的内容。文献[4】较系统地综述了降低直 升机振动水平的旋翼桨叶减振优化设计研究进展情 况，讨论了桨叶减振优化设计途径与目标，桨叶优化 设计分析模型、设计方法及灵敏度分析技术等问题。 要降低旋翼的激振力，旋翼固有频率以及旋翼和 机身耦合振动固有频率的分析是必不可少的。直升机 旋翼与机身耦合振动系统固有频率的分析是一个复杂 的问题。在直升机动力学分析中，传统的方法是分别 计算机身和桨叶的固有频率【2’孓61。文献[7—9】研究了旋 转状态下旋翼的固有频率。文献[9】对全尺寸旋翼在旋 转状态下通过自动倾斜器激振，给出了对应变响应的 分析找出其固有频率的试验方法。针对旋翼试验中干 扰因素多等特点，提出了一种将时域数据分段FFT处 理的新方法。经过认真的分析研究，对一个与挥舞二 阶固有频率接近的频率给出了合理的解释。计算旋翼 和机身耦合振动固有频率工程应用上传统的做法一般 做出浆叶的共振图，这种方法能够解决工程中的许多 实际问题，推动了直升机工业的发展。分别计算机身 和桨叶的固有频率的方法，忽略了直升机旋翼与机身 之间的相互影响，作为更深入地讨论直升机动力学问 题，有必要探讨直升机旋翼与机身耦合后直升机的动 力学特性是否发生变化和发生了怎样的变化这个问 题，这对寻找降低直升机振动的措施是非常有益的。 但这一问题很复杂，文献【10]在分析直升机旋翼挥舞、 扭摆、变距运动基础上，应用多体系统动力学建模法 建立了旋翼与机身耦合的动力学方程。在直升机稳定 飞行状态下，对方程中描述直升机机身刚体运动的参 数和旋翼刚体运动的参数进行泰勒展开，导出直升机 旋翼与机身耦合线性化动力学方程，然后计算系统的 固有频率。分析结果表明机身的弹性变形对系统的固 有特性有一定的影响。 旋翼桨叶问不平衡是引起直升机附加振动的主要 原因【11|，工程上应用旋翼失衡诊断的方法减少桨叶问 不平衡引起的直升机附加振动。在直升机的动稳定性 分析中，传统方法是建立所谓的“平面模型”，该模型 考虑机体的侧、纵向和旋翼的摆振，具有四个自由度。 它反映了“地面共振”的一些主要特征。随着研究的 深入，国内顾仲权【12】等考虑了更为详细的因素，建立 了“空间模型”，并在无铰式旋翼直升机运动稳定性方 面取得了不少成果。“空间模型”考虑机身的横滚、俯 仰、旋翼挥舞等因素的影响【l31，挥舞对“地面共振” 影响很小，空气动力影响也小，可当量为阻尼作用【141。 旋翼新技术、复合材料的应用、桨叶几何形状优 化，都能有效降低旋翼振动水平。目前许多专家学者 仍致力于旋翼本身的减振研究，由于旋翼设计中不确 定性因素很多，要完全做到最优化设计实际上很困难。 2．2被动式减振技术B151 直升机振动控制技术与旋翼新技术、反扭矩新技 术、复合材料的应用是直升机发展中的四大关键技术。 目前在直升机中广泛采用主动式、被动式减振装置。 2．2．1动力吸振器 动力吸振器是一个单自由度的质量一弹簧系统。 当外界激振力频率等于系统的固有频率时，吸振器的 阻抗最大。通过吸振器的阻抗减少该部位的振动。这 类吸振器包括：①桨叶根部的摆式吸振器，吸收旋翼 桨叶挥舞面的振动。具有代表性的是OH一6A及 BO．105，安装了这种吸振器后桨叶根部切力减少了近 80％，机体振动减少近70％；②桨毂上的双线摆式吸 振器。上世纪70年代我国成功应用于直一6上，使座 舱位置纵、侧向振动降低了60％，主减速器架的交变 应力降低了45％。另一种是频率不变的安装在桨毂上 的吸振器，这种吸振器随桨毂一起转动。吸振器主要 吸收旋翼旋转平面内的交变激振力或力矩向量。 wG一30和AS355直升机采用了这种吸振器，取得了良 万方数据 总第77期 柳文林等：直升机振动与减振特性分析 535 好的吸振效果；③机身上的常规动力吸振器。主要是 减少机身某部位的振动水平，如驾驶舱内弹性元件与 机体形成的质量一弹簧系统可有效降低驾驶舱振动水 平。 2．2．2隔振系统 隔振主要是降低机体对旋翼激振力的响应。将机 体与旋翼／主减速器用隔振系统连接，达到隔振的目 的。这种隔振系统也是一个质量一弹簧系统，当系统 的固有频率低于激振频率的0．7倍时，振动传递系数 就小于1。 Bell公司早期采用非聚焦式隔振，其隔振效果不 理想，后来主要采用聚焦式隔振。这种隔振 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 把主 减速器架各杆聚焦于一点，主减速器下端通过软弹性 支持与机体相连，这样由于旋翼和主减系统绕焦点的 摆动振动的固有频率较低，因而可减少在旋翼平面内 的激振力或力矩向量到机体的传递率。我国的直一8 及直—9型直升机采用聚焦式隔振，在巡航状态下， 驾驶员座椅处的垂直振动水平降为0．159左右。还有 一种在某个频率上传递率几乎为零的隔振——动力反 共振隔振。这种隔振装置由弹簧、阻尼器和惯性元件 组成，在力激励情况下，由于惯性元件运动产生的惯 性力在某个特定的频率上完全抵消弹性力向机体的传 递，在运动激励情况下，同样能完全抵消弹性力向隔 振对象的传递。由于被动式减振方式减振频率窄，难 以适应转速及飞行状态的变化，因此要达到很好的减 振效果，必须采用主动式减振技术。 2．3主动式减振技术 当代直升机的振动水平大体已降到0．19左右，但 同时人们对振动水平的要求也不断提高。如果仍然依 靠旋翼及机体的动力学设计及一般被动减振技术，要 达到这样高的要求几乎是不可能的。多年来人们对振 动主动控制技术给予了很大的关注。主动式减振主要 途径是通过主动控制旋翼的气动载荷或控制机体对旋 翼激振的响应从而降低振动水平。 2．3．1频率调谐跟踪式动力吸振器 被动式动力吸振器有两大缺陷：①不适应外激励 频率变化大的情况；②吸振器质量小，振幅过大。主 动式动力吸振器就是及时识别出吸振器固有频率与外 激励频率的差别，通过改变弹性元件或惯性元件的特 性参数使吸振器固有频率始终跟踪外激励频率。 cH一47B型直升机成功应用了频率调谐跟踪式动力吸 振器。f21 2．3．2主动升力连杆隔振，主动动力反共振隔振器 主动升力连杆隔振／主动动力反共振隔振器都属 于主动振动隔离系统。工作原理是在被动隔离系统基 础上附加能产生按要求控制的作动机构。主动升力连 杆既可以用来传递静拉(升)力，又可减少交变升力 向机身的传递。uH．1和AH．1直升机采用此种主动升 力连杆。主动动力反共振系统用伺服液压舵机代替被 动式动力反共振隔振器中的惯性元件。 2．3．3高阶谐波控制(HHC) 高阶谐波控制属于主动消振，通过控制桨距角的 变化来达到降低桨叶通过频率(桨叶片数乘转速)时 的旋翼扰力。川包括两种控制方式：①控制自动倾斜 器；②分别控制每片桨叶(mC)。由于通过自动倾 斜器实现桨距控制，消耗功率大、效率低、适航性差， 这一控制方式未在型号中应用。mC通过控制各片桨 叶的桨距，改变一阶弹性弯曲模态的有效惯量、阻尼 与刚度，减少桨叶一阶弹性弯曲振动，从而减少桨毂 垂直交变激励。IBc不仅能降低振动载荷，还能减少 桨涡干扰噪声，是一种很有发展的减振技术。【2’151 2．3．4主动控制襟翼(ACF) m{C需要消耗很大功率，特别对无铰、无轴承式 旋翼，实现起来很困难。ACF通过主动控制安装在桨 叶尖部后缘的襟翼实现对桨叶的激励，这种方法消耗 功率小，而且同原操作系统是相互独立的，无适航性 问题。实现ACF有两种方式：①机械系统控制；② “智能材料”控制。 2．3．5结构响应主动控制(ACSR) 基于“用振动抵消振动”的原理，weStland公司 提出结构响应主动控制(AcsR)的新概念。至今， 已有EHl01、UH一60、s．92等机型成功地进行了ACSR 的飞行试验，而且定型后的EHl01机型上已采用了 AcsR系统。应用AcSR系统在有效降低振动水平的 同时增加了关键件的疲劳寿命，其工作原理见图2。 主要通过作动系统附加激振力产生的激振响应与由旋 翼激振力引起的机体响应线性叠加，使叠加后的振动 最小。被认为是目前最有效的主动式减振技术。【2’16】 图2 ACSR系统工作原理图 3直升机减振技术的发展趋势 直升机作为一种多用途的交通运输工具。振动与 减振控制贯穿于设计、试验、生产、使用维修的全过 万方数据 536· 海军航空工程学院学报 2004年第5期 程。就目前的分析看，短时间内要使直升机达到喷气 式客机或达到低于0．059的振动水平还有一定的困难。 目前直升机的减振技术主要还是围绕降低旋翼激振力 和减少机体响应两方面展开。 (1)降低旋翼激振力的研究继续深入。气弹剪裁 优化技术的进一步改进和完善；随着桨叶结构分析模 型与气动分析模型的更加精确和匹配适用，先进桨尖 形状的采用，桨叶气动弹性响应及稳定性分析技术也 将进一步完善。以智能材料为基础的桨叶变形控制技 术如果获得成功，将是旋翼系统设计的又一次革命。 旋翼系统的参数设计考虑了最佳飞行性能允许的振动 水平和富裕的动稳定性。无尾桨替代传统尾桨的设计 思想消除了由于尾桨引起的振动和噪声。 (2)旋翼，机身耦合振动分析。如何更加精确地 获得旋翼／机身耦合的动力学特性，进而提出有效的减 振措施，还需要更为深入的研究。旋翼一机体动力耦 合分析以及它们参数匹配技术相继问世，出现了旋翼 和机身的耦合动力分析和试验系统。 (3)复合材料的应用。复合材料的应用被称为直 升机的第二次革命。智能旋翼技术基于桨叶中附加或 ’埋入的智能材料的电致驱动作用，按照一定的控制规 律驱动桨叶的控制面，从而实现降低旋翼系统振动的 目的，是直升机减振降噪的治本技术。 (4)以结构响应主动控制技术为代表的机身主动 控制技术的发展，配合旋翼本身的减振努力，是对直 升机振动“标本兼治”的方法。此外在NonhSea地区 的直升机中还广泛采用了振动寿命监视器⋯，用以监 视振动情况，便于“视情”控制。 参考文献： n】TerryFord．ⅥbrationreductionaIldmonitoring[J】．Aircmft EngineeringaIldAerospaceTechnology1999，7l(1)：21-24 【2】航空航天工业部科学技术研究院．直升机动力学手册 [M】．北京：航空工业出版社，199l 【3】MedmaIlPP．ApplicationofmodemstnlcturaloptiIIlization me山odstovibration础uctioninmtorcraft【J】．Vertic4 1985，9(4)：363·376 [4】向锦武，郭俊贤，张晓谷．直升机减振的旋翼桨叶优化 设计研究综述[J】北京航空航天大学学报，2001，27 (1)：32—35 [5】PeretzPFriendmall．HelicopterrotordyIl锄ics龃daem el船ticity：Somekeyideasandinsights【J】．Vbnica， 1990，14(14)：10l-121 [6】Johsonw．Recentdevelopmentind”锄icsofadvaIlced rotorsystelTlsp矾1【J】．Vertica'1986，10(11)：73-107 [7】MufrillRJ，HaIIlitonBK'An加dVR．Be砸ng—lessmain rotorwhjrltest：design，aIlalysisandtestresults【J】．AHS 49mAnnualFomnL1993：19．2l [8】黄君，邓景辉．直升机旋翼旋转状态下桨叶固有频率的 测试[J】．南京航空航天大学学报，200l，3l(5)：410_416 [9】KD，sinsl(iT，FemlloD．OverviewtheECl55dyIl锄ics ValidationpmgraIIl舶mdesigIlstagetocenification【J】． 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re“ctionsystemsaremainlydealtwim．Finallythenewtechnologyanddevelopmentonvibrationreductionare presented． Keyw盯ds：helicopter；Vibration；rotorwings 万方数据 直升机振动与减振特性分析 作者： 柳文林， 穆志韬， 段成美， LIU Wen-lin， MU Zhi-tao， DUAN Cheng-mei 作者单位： 柳文林,LIU Wen-lin(海军航空工程学院研究生管理大队,烟台,264001)， 穆志韬,段成美 ,MU Zhi-tao,DUAN Cheng-mei(海军航空工程学院青岛分院,青岛,266041) 刊名： 海军航空工程学院学报 英文刊名： JOURNAL OF NAVAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE 年，卷(期)： 2004，19(5) 被引用次数： 3次 参考文献(16条) 1.黄君;邓景辉 直升机旋翼旋转状态下桨叶固有频率的测试[期刊论文]-南京航空航天大学学报 2001(05) 2.Murrill R J;Hamiton B K;AnandVR Bearing-less main rotor whirl test:design, analysis and test results 1993 3.Johson W Recent development in dynamics of advanced rotor systems part1 1986(11) 4.Peretz P Friendman Helicopter rotor dynamics and aero elasticity:Some key ideas and insights 1990(14) 5.向锦武;郭俊贤;张晓谷 直升机减振的旋翼桨叶优化设计研究综述[期刊论文]-北京航空航天大学学报 2001(01) 6.KrysinskiT;Ferullo D Overview the EC155 dynamics validation program from design stage to certification 1999 7.Chopra I Aeromechanical stability of 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本文介绍了"黑鹰"直升机飞行振动水平测试的目的、直升机状态和飞行状态,给出了"黑鹰"直升机振动水平测试的部分实测结果,对"黑鹰"直升机的 振动水平进行了分析;对照ADS-27的要求,计算了振动影响指数、1次/转的振动、操纵机构(驾驶员和武器系统操纵员)的振动水平和仪表板的振动水平.进 行了"黑鹰"直升机振动水平的ADS-27符合性分析,得出了分析结论.测试和分析的结果为先进振动规范的研究和编写提供了参考数据. 4.期刊论文 孙东红.郭光海.凌爱民 直升机振动环境与机载设备振动环境试验若干问题的探讨 -航空标准化与质量 2004(4) 简要介绍了直升机振动环境的特点,结合国军标和国外有关标准,对标准执行过程中的一些问题和直升机机载设备振动环境试验的有关技术问题进行 了分析讨论,并提出了一些建议. 5.会议论文 尹春望.童国荣 直升机振动水平控制技术途径探讨 2007 直升机的振动水平,是衡量当代直升机先进程度最主要的因素之一。直升机振动水平控制是非常复杂的系统工程,需要系统的控制方法、流程和技术 。本文将面向工程实际,结合直升机的研制流程,从技术途径方面进行探讨。 6.会议论文 王荇卫.诸德超.孙东红 桅杆式瞄准具对直升机振动的影响 2003 以直X型机为平台,就桅杆式瞄准具对直升机振动的影响进行了分析与试验研究.建立了瞄准具/旋翼/主减/隔振系统/机身简化分析模型,通过与原型 机隔振效率的对比,确定了桅杆系统的主要设计参数.为了定量确定对机体振动水平的影响,加工了一套瞄准具假件及其支撑结构,并依次开展了固有特性 试验、地面开车试验、飞行振动水平测试.试验表明,加装40kg、60kg的桅杆式瞄准具,直升机振动满足使用要求,桅杆上的振动环境满足瞄准具装机要求. 7.学位论文 梅振景 直升机结构响应鲁棒控制研究 2007 直升机机体的振动水平是评定直升机性能的一项重要指标，因此直升机减振研究得到了相当的重视。特别是振动主动控制技术在近些年得到了越来 越多的研究和应用。直升机飞行过程中，由于飞行高度、速度以及飞行状态随时间而变化，使得机体振动的周期和幅值产生一定的波动。振动主动控制 系统的控制通道特性难以精确预知，机体结构参数也会在直升机使用过程中发生变化使得控制通道的传递特性发生变化。这就使得直升机结构响应主动 控制的工程实现要求探索有效、鲁棒性好、适应性强的控制算法。 基于以上考虑，本文研究一种适合于直升机飞行过程的振动主动控制设计方法——直升机结构响应鲁棒控制方法。首先，探讨了利用设计方法和 μ综合设计方法设计鲁棒控制器在工程实践中的具体实现方法，研究了不同权函数选择的原则和方法，基于直升机模型分别设计出相应的鲁棒控制器 ，通过仿真验证控制器在不同情况下的鲁棒性，在此基础上，对不同鲁棒设计方法进行了比较和分析。其次，在鲁棒反馈控制的前提下，为了进一步提 高控制系统的控制性能和系统冗余度，引入基于FXLMS方法设计的自适应前馈控制器，形成自适应前馈——鲁棒反馈的混合控制，并进行了仿真验证。以 上方法机体模型采用离线建模，克服了在线识别难度和计算量大的问题，设计过程中又充分考虑了扰动变化和机体参数变化对控制性能的影响，使得设 计出的控制器具有一定的鲁棒性，权函数的选择可以有效降低控制器的输入能量。最后，编制了鲁棒反馈控制和混合控制的DSP测控软件，进行了自由- 自由梁的振动主动控制试验研究，证明了鲁棒控制方法的有效性。 8.会议论文 游中校 直升机使用维修中的振动探讨 1998 振动是直升机的特有的突出问题。该文概述了直升机的振动类型，中国直升机使用维修中发生振动的情况和原因，提出了预防和解决振动的方法。 9.期刊论文 何荣光.郭定.杨俊超.史越.HE Rong-guang.GUO Ding.YANG Jun-chao.SHI Yue 振动环境下直升机座舱 显示器周边键的工效学实验 -空军工程大学学报（自然科学版）2010,11(1) 直升机座舱显示器周边键的工效学设计对于改善直升机操控性能有重要作用,在振动环境下其工效学特性的研究是该领域研究的薄弱环节.本研究在 研制的直升机座舱实验平台上,设计了振动环境下直升机座舱显示器周边键的工效学实验.通过分析实验数据发现:按键反应时受按键方位和大小影响,无 振动时,按键大小为10 mm即可;主振为23 Hz,振幅为人体稍感振动时,按键大小应增加25%以上,即13 mm,按键间隔以10 mm为宜;振动造成错误率上升和反 应时延长,应控制在适当范围. 10.会议论文 章光裕 振动环境技术在直升机研制中的地位和作用 1997 直升机的飞行原理，决定了其特有的振动问题。振源多强度大，主要频率分散，结构振动响应量值差异大，因而在研制过程中由振动引起的故障多 。该文简要介绍直升机研制中一些故障现象及排除方法。以某一型号为依托，介绍排除振动故障的过程；和动力学减振隔振技术结合，加装吸振器，通 过参数调整达到最佳效果。从而揭示了振动环境技术工作在整个直升机研制工作中的重要地位和作用。 引证文献(3条) 1.何荣光.郭定.杨俊超.史越 振动环境下直升机座舱显示器周边键的工效学实验[期刊论文]-空军工程大学学报 （自然科学版） 2010(1) 2.段勇.陈前.林莎 颗粒阻尼对直升机旋翼桨叶减振效果的试验[期刊论文]-航空学报 2009(11) 3.柳文林.穆志韬.周凯.段成美 直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析[期刊论文]-海军航空工程学院学报 2005(6) 本文链接：http://d.wanfangdata.com.cn/Periodical_hjhkgcxyxb200405009.aspx 下载时间：2011年5月26日