《直升機飛行控制（第2版）》從直升機飛行控制的專業(yè)教學(xué)及工程實踐要求出發(fā)，論述了直升機飛行控制的基本原理與控制技術(shù)。主要內(nèi)容包括直升機飛行動力學(xué)基本特性、直升機的增穩(wěn)與控制增穩(wěn)、電傳操縱方式下的顯模型跟蹤自適應(yīng)控制、自動飛行控制結(jié)構(gòu)模態(tài)、直升機的現(xiàn)代飛行控制技術(shù)、直升機軌跡生成與制導(dǎo)以及直升機光傳操縱系統(tǒng)。
《直升機飛行控制（第2版）》內(nèi)容力求突出物理實質(zhì)，面向工程實際，并力圖與固定翼飛機的飛行控制相對照與銜接，以便于理解與自學(xué)。
《直升機飛行控制（第2版）》可作為飛行控制相關(guān)學(xué)科專業(yè)的本科生或研究生選用教材，也可供從事直升機飛行控制的技術(shù)人員參考。
楊一棟，1936年11月出生于浙江省紹興市。1961年畢業(yè)于南京航空學(xué)院，從事飛行控制的教學(xué)與研究工作，1990年任教授，1993年任“導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制”學(xué)科博士生導(dǎo)師，享受國務(wù)院政府特殊津貼。被上海辭書出版社列為1989年及1999年兩版《辭�！返闹饕帉懭恕＝陙碛蓢拦I(yè)出版社出版的主編著書籍有《艦載機著艦引導(dǎo)技術(shù)譯文集》、《光傳飛行控制》、《直升機飛行控制》（第1版）、《艦載機進場著艦規(guī)范評估》、《空間飛行器再入返航制導(dǎo)與控制》、《自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)驗證指南》、《艦載飛機著艦引導(dǎo)與控制》、《艦載機著艦飛行訓(xùn)練認證指南》、《儀表和微波著艦引導(dǎo)系統(tǒng)》、《艦載機光學(xué)著艦引導(dǎo)控制要素》及《光學(xué)著艦助降系統(tǒng)》。
第1章 直升機的基本工作原理
1.1 緒言
1.1.1 直升機發(fā)展概況
1.1.2 直升機的分類
1.1.3 直升機的控制
1.1.4 主動控制技術(shù)在直升機控制中的應(yīng)用
1.2 直升機旋翼氣動特性
1.2.1 直升機的組成
1.2.2 旋翼系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)
1.2.3 旋翼的類型
1.2.4旋翼基本參數(shù)
1.2.5 旋翼基本空氣動力特性
1.3 槳葉的揮舞運動
1.3.1 垂直飛行的均勻揮舞
1.3.2 前飛時的周期揮舞
1.3.3 揮舞系數(shù)的物理解釋
1.4 直升機的操縱原理
1.4.1 直升機穩(wěn)定與操縱基本概念
1.4.2 直升機的操縱機構(gòu)
1.4.3 直升機的操縱特點
第2章 直升機飛行動力學(xué)
2.1 坐標(biāo)系及運動參量
2.1.1 坐標(biāo)系
2.1.2 作用于直升機上的氣動力
2.2 直升機的平衡動力學(xué)
2.2.1 直升機的平衡方程
2.2.2 直升機懸停時的平衡
2.2.3 直升機平飛時的平衡
2.3 直升機的穩(wěn)定性與操縱性
2.3.1 直升機的縱向靜穩(wěn)定性
2.3.2 直升機的航向靜穩(wěn)定性
2.3.3 直升機的橫滾靜穩(wěn)定性
2.3.4 直升機的阻尼特性
2.3.5 直升機的操縱性
2.4 直升機運動方程
2.4.1 全量運動方程.
2.4.2 小擾動線性化方程
2.4.3 自然直升機性能分析
2.5 小型無人直升機動力學(xué)建模及物理特性分析
2.5.1 直升機增穩(wěn)動力學(xué)結(jié)構(gòu)
2.5.2 數(shù)學(xué)模型的建立
2.5.3 增穩(wěn)動力學(xué)的狀態(tài)空間模型
2.5.4 小型直升機增穩(wěn)動力學(xué)的結(jié)構(gòu)
第3章 直升機的增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)
3.1 直升機結(jié)構(gòu)圖形式的數(shù)學(xué)模型
3.2 增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)原理及設(shè)計方法
3.2.1 增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)工作原理
3.2.2 增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計方法
3.3 典型控制增穩(wěn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析
3.3.1 具有漏泄積分器的增穩(wěn)系統(tǒng)
3.3.2 具有姿態(tài)角微分信息的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
3.3.3 一種重型直升機的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
3.3.4 有前后兩旋翼的重型直升機的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
3.3.5 具有高度自動化水平的重型直升機的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
3.3.6 具有模型跟蹤的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
第4章 直升機顯模型跟蹤控制系統(tǒng)
4.1 顯模型跟蹤解耦自適應(yīng)控制系統(tǒng)設(shè)計
4.1.1 基本MFCS工作機理
4.1.2 顯模型的設(shè)計
4.1.3 控制陣G3的設(shè)計
4.2 系統(tǒng)的跟蹤性能及解耦機理分析與仿真驗證
4.3 系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化
4.3.1 控制陣G、的增益陣艘的選取
4.3.2 G4陣的選取
4.3.3 G1，G2，G5陣的選取
4.3.4 顯模型帶寬的選取
4.3.5 采樣周期的選取
……
第5章 直升機自動飛行控制系統(tǒng)
第6章 直升機現(xiàn)代飛行控制技術(shù)
第7章 直升機軌跡生成與制導(dǎo)
第8章 直升機光穿飛行控制系統(tǒng)
參考文獻
1.4 直升機的操縱原理
1.4.1 直升機穩(wěn)定與操縱基本概念
直升機在飛行過程中的平衡是駕駛員通過操縱機構(gòu)使作用于直升機的諸力以及繞重心的諸力矩之和為零，保持某個定常飛行狀態(tài)，稱此時直升機處于平衡狀態(tài)。
穩(wěn)定性是指在飛行中原來處于平衡狀態(tài)的直升機，若偶然受到干擾（如突風(fēng)）破壞了力及力矩的平衡，使直升機偏離原來狀態(tài)，當(dāng)干擾消失后，直升機能自動恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)，則認為它是穩(wěn)定的；反之，若越來越偏離原來的狀態(tài)，則認為是不穩(wěn)定的。若停留在干擾消失時的偏離狀態(tài)上，則稱中性穩(wěn)定。
靜穩(wěn)定性指直升機受到擾動后是否自動產(chǎn)生恢復(fù)力和恢復(fù)力矩。動穩(wěn)定性指的是直升機受到擾動后的全過程，即動態(tài)性能，它往往以物體恢復(fù)到它原來位置所需的時間來度量。
直升機的操縱是指直升機原來處于平衡狀態(tài)，當(dāng)駕駛員操縱后，直升機的飛行狀態(tài)發(fā)生了改變，建立了新的平衡狀態(tài)。操縱性指按駕駛員的意圖對直升機施加力和力矩后完成機動飛行的能力。直升機的操縱性一般用操縱靈敏度、操縱響應(yīng)、操縱功效等來表示。
直升機的平衡及操縱，主要是通過保持（對平衡而言）或改變（對于操縱而言）旋翼的空氣動力合力的大小和方向以及尾槳的空氣動力的大小來實現(xiàn)的。直升機之所以能在空中作各種復(fù)雜的運動，關(guān)鍵在于駕駛員可以利用操縱機構(gòu)來任意調(diào)節(jié)旋翼空氣動力合力F，即調(diào)節(jié)合力F的大小和方向。
在直升機上，旋翼產(chǎn)生的氣動合力，可按坐標(biāo)軸系分解為旋翼拉力、側(cè)向力和縱向力。垂直飛行或懸停狀態(tài)下，旋翼氣動力大致與地面垂直。顯然，改變旋翼氣動合力F的大小，便產(chǎn)生上下運動，即引起直升機的升、降和懸停；如果使旋翼氣動合力F的左右傾斜，即改變旋翼的側(cè)向力，直升機便產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運動及側(cè)向偏移；如果使旋翼氣動合力F前后傾斜，即改變旋翼的縱向力，直升機便產(chǎn)生俯仰運動，以改變直升機的前飛速度。
……
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