● 摘要
现代及未来战斗机都是以大迎角机动飞行为其主要特征，机翼的流态要经历涡流，破裂涡流以及完全分离流。三角翼大迎角下的流动主要是涡面卷起形成的两个大的反向旋转的前缘涡。对一个固定的三角翼在大迎角下，前缘涡的破裂能产生很多非定常现象。其中，有两种不同的频率模式，分别是涡破裂点振荡频率和螺旋波传播频率。这些不同的准周期成分，与机翼或尾翼的结构相耦合就可能形成强迫振动，即抖振。实际上飞机做大迎角机动飞行是动态进行的，当三角翼做上仰、滚转振荡和俯仰振荡运动，翼面上会出现和静态一样的基本流场特征，但三角翼的运动不可避免的会对流场产生影响。在本文里将会介绍对三角翼抖振、双立尾-三角翼立尾抖振和动态三角翼的研究。通过风洞中的动态压力测量实验，找到了不同后掠三角翼上抖振流引起压力的频率及其范围，以及弦向位置、迎角和后掠角对频率特性的影响。其中研究了涡破裂流中非定常气动力成份与弹性三角翼固有弯曲频率的耦合对三角翼抖振的影响。由水洞中的流动显示、热膜测速和风洞中的动态压力测量实验，研究了大角度上仰三角翼的上仰折合频率k对不同后掠三角翼的流态和频率特性的影响；大迎角下小振幅振荡三角翼的机翼振荡无量纲频率n对三角翼流态和频率的影响和耦合现象，并对小振幅振荡的弹性三角翼的抖振进行了研究，找出机翼振荡频率n与三角翼固有弯曲频率的耦合对三角翼抖振的影响。对双立尾-三角翼组合体流场特性进行了研究。将双立尾-三角翼与无立尾三角翼的结果相比较，得到立尾对三角翼的干扰作用。对作用在立尾表面上的压力脉动强度、频谱特性和立尾顶部加速度脉动强度进行分析，找出立尾抖振的起因。由立尾抖振机理的研究结果，提出减缓抖振的措施。使用翼刀和鼓包，减弱涡破裂的强度或改变涡核传播方向，达到改善立尾抖振的目的。并通过流动显示、立尾表面动态压力测量、激光和加速度传感器测立尾顶部加速度检验立尾抖振减缓的效果。