1、機(jī)翼顫振抑制是氣動(dòng)彈性力學(xué)的研究熱點(diǎn)，特別是大展弦比機(jī)翼具有結(jié)構(gòu)輕和柔性大的特點(diǎn)，機(jī)翼顫振的問題尤為突出。傳統(tǒng)的被動(dòng)抑制方法和主動(dòng)抑制技術(shù)雖然都有效地避免了機(jī)翼的顫振，但是前者以犧牲大展弦比機(jī)翼升阻比大的固有優(yōu)勢(shì)為代價(jià)，后者也有系統(tǒng)模型參數(shù)難以全部獲取且作動(dòng)器反應(yīng)與控制命令之間存有時(shí)滯等缺陷。而近二十年來興起的合成射流技術(shù)作為全新的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，得到國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者的研究關(guān)注并展現(xiàn)出良好的應(yīng)用前景。然而，將合成射流技術(shù)應(yīng)用于機(jī)翼顫振抑

2、制的探索研究目前尚不多見。
　　 為此，本文利用合成射流的流動(dòng)特性，針對(duì)經(jīng)典顫振及失速顫振提出了不同的抑制方法，并以NACA0012翼型為例數(shù)值模擬了顫振抑制的效果。主要研究工作如下:
　　 (1).針對(duì)二元機(jī)翼模型，分析了非線性氣動(dòng)載荷作用下的顫振臨界速度和顫振幅值，并給出了合成射流抑制經(jīng)典顫振的反饋控制策略，即當(dāng)氣動(dòng)升力做功的功率為負(fù)時(shí)施加合成射流，增大能量的消耗以抑制顫振。以NACA0012翼型為例，數(shù)值模擬驗(yàn)證了

3、反饋控制的效果。
　　 (2).將大展弦比機(jī)翼簡(jiǎn)化為閉口截面復(fù)合材料薄壁梁模型，邊界條件形式為懸臂梁。選取彎曲和扭轉(zhuǎn)兩自由度分析討論，建立了三元機(jī)翼模型，其中氣動(dòng)力分解為準(zhǔn)定常氣動(dòng)力項(xiàng)和表示渦旋脫落的脈動(dòng)氣動(dòng)力項(xiàng)，而復(fù)合材料層合板采用斜交對(duì)稱鋪層。該理論模型由ABAQUS軟件的有限元分析結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證。
　　 (3).針對(duì)NACA0012翼型的三元機(jī)翼進(jìn)行了氣動(dòng)彈性剪裁研究，分析了機(jī)翼鋪層角對(duì)顫振臨界速度、顫振頻率、靜變形