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本文主要研究了弹翼抖振风洞测量方法及弹翼抖振特性.抖振试验是通过脉动压力测试方法获得弹翼表面动载荷激励及载荷特征频率,通过加速度、翼根弯矩测试方法获得结构的振动模态.试验结果表明:该弹翼抖振主要是由激波振荡引起的,激波振荡流动区的特征频率在某些状态下恰好与结构的低阶固有频率一致,进一步加剧了结构振动.飞行器抖振特性试验研究为飞行器结构设计提供有力的数据支持.