本文对新一代战斗机广泛采用的气动布局形式——边条翼双垂尾布局的垂尾抖振特性进行了深入研究,包括风洞实验研究和数值模拟研究。 实验研究方面的内容和成果主要有四个方面: (1)边条翼布局飞机模型双垂尾抖振风洞实验研究。设计了双垂尾抖振响应测量的实验方案,并初步研究了某边条翼布局的飞机模型的双垂尾抖振响应特性。通过实验检验了实验方案的正确性、可行性,并通过垂尾的根部弯矩测量和翼尖加速度测量得到了双垂尾的抖振响应曲线和抖振起始迎角,掌握了边条翼布局的双垂尾抖振响应随迎角变化的规律,即在抖振起始迎角之前,双垂尾的抖振响应很小且基本不随迎角变化,当迎角超过抖振起始迎角时,抖振响应急剧增加并在某一迎角范围达到最大值,之后抖振响应逐渐降低。 (2)边条翼布局飞机模型双垂尾抖振发生机理风洞实验研究。通过激光片光源流场显示技术研究了边条涡随迎角的发展和破裂特性,以及垂尾附近的破裂涡流场。结合该模型的垂尾抖振实验表明,该边条翼布局模型的垂尾抖振响应随迎角的变化特性与边条涡流场随迎角的发展和破裂特性是一致的,从而验证了边条破裂涡是引起双垂尾抖振的主要原因。 (3)边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力的风洞实验研究。测量和研究了垂尾表面脉动压力随迎角的变化特性,并将垂尾表面脉动压力积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。将压力积分所得的根部弯矩响应曲线与垂尾根部应变片所测得的根部弯矩响应曲线比较发现二者符合得很好,从而进一步验证了边条翼布局的双垂尾抖振是由边条涡破裂气流作用在垂尾表面上的脉动载荷引起的,并且这种振动属于强迫振动。 (4)边条翼布局各主要参数对其双垂尾抖振响应的影响研究。通过翼根弯距测量,翼尖加速度测量和表面脉动压力测量研究了边条后掠角,机翼后掠角,垂尾的展向、弦向位置等主要参数对双垂尾抖振响应的影响。为工程应用和型