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为了研究舵、 翼面高超声速颤振特性, 中国航天空气动力技术研究院建立了高超声速风洞连续变动压颤振试验技术.对具有相同结构动力学和气动特性的舵面模型进行颤振试验, 试验马赫数为4. 9 5和5. 9 5.试验中缓慢连续增加试验动压直至颤振发生, 并由此获得颤振临界参数; 采用短时傅里叶变换时频域分析法研究了试验中模型频率随动压变化的耦合特性, 分析表明该模型在试验条件下发生了经典弯扭耦合颤振.试验中还采用亚临界试验数据对颤振余度法和阻尼外推法2种颤振边界预测技术进行了研究, 2种方法在高超声速颤振试验中都显