三角翼机翼抖振研究

摘要

本文叙述了在风洞中进行了75°后掠三角翼刚性模型的动态测压和弹性模型的翼尖测加速度实验，目的是研究三角翼机翼抖振的来源。实验结果表明：三角翼翼面的压力脉动强度变化和翼面上前缘涡的流态是相关的，在前缘涡破裂迎角区，上翼面的压力脉动强度很大，而对应的弹性三角翼模型在破裂迎角区，抖振强度也很大，抖振强度随迎角变化与上翼面的压力脉动随迎角变化一致。三角翼破裂涡流中的螺旋波是三角翼机翼抖振的来源。