【摘 要】
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在用定常气动参数对机翼跨音速抖振边界进行仿真预计时，由于有些流场条件下的气动参数在抖振始发攻角附近变化不明显，给抖振边界的准确预计带来困难。因而提出了确定抖振始发攻
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在用定常气动参数对机翼跨音速抖振边界进行仿真预计时，由于有些流场条件下的气动参数在抖振始发攻角附近变化不明显，给抖振边界的准确预计带来困难。因而提出了确定抖振始发攻角的气动参数曲线最大曲率法，通过求解机翼不同攻角下的定常流场N-S方程，获得机翼的升力系数、俯仰力矩系数和后缘压力系数，用四次多项式分别对这些气动参数进行曲线拟合，得到各种曲线的曲率方程，由曲率的极大值点确定抖振始发攻角。用该方法对一个NACA0012翼型在0．775马赫下的抖振始发攻角的仿真预计结果与风洞试验得到的抖振始发攻角对比表明具有较高
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