尾翼气动弹性抖振模型设计与抖振试验研究

针对尾翼非升力型抖振问题,提出尾翼非升力型抖振试验气动弹性模型设计的经验性原则和一种实用的非升力型抖振特性指标。设计制作了某机尾翼气动弹性抖振模型,进行了不同俯仰角和偏航角下的风洞试验。风洞试验结果表明随着机身俯仰角的增加尾翼振动响应没有突变现象发生,偏航角的改变对尾翼振动响应变化趋势影响不大。

载荷识别的等效点动标定法

围绕飞机全动式平尾翼面抖振载荷的识别问题，提出一种用于识别未知作用位置的动载荷的方法——等效点动标定法。这种方法将结构在实际外载荷作用下的响应认为是在结构上某几个特定点处伪载荷作用的结果，将未知作用位置的动载荷转化为已知作用位置的动载荷进行识别，再依据作用等效原则将各伪载荷合成，达到识别外载荷的合力大小和作用位置的目的。验证试验结果表明：恰当地选取标定点，本文提出的等效点动标定法可有效地识别出作用于结构上的外载荷的合力大小和作用位置。