1摘要本文采用流固耦合的数值方法研究了机翼在，50攻角下的颤振。计算结果明，随着来流攻角0的增大，机翼的固有频率对颤振的影响越来越大，颤振由线性的强迫振动逐渐发展成为非线性的自激振动，而当，增加到定程度以后，大尺度分离流交替地从机翼头部和尾部产4，机翼和流场会发生共振，引起机翼的失速颤振。
刖目气流流经机翼时会产生非定常的气动力，引起机翼的颤振。颤振是造成机翼失效的重要原因之，深入研究机翼颤振问对设计性能的机翼是非常重要的。
随着计算机技术的发展，人们养手用数值方法研究机翼的颤振问。数值模拟机翼颤振问的难点方面在于要在计算流体力学，程序和汁算同体力学，8巧程序之间传递数据，而这两者的程序在算法上有很大区别。另个难点在于机翼的颤振经常伴随着复杂的分离流动，过去流同耦合般都采用简化的气动模型，比如在流体区域采用欧拉方程1等，采用这些简化的物理模型是很难准确地模拟失速颤振时机翼周围复杂的流场的。
机翼的颤振问在流体区域求解非定常的1汉8坊方程和低雷诺数双方，7，12湍流模型，在固体区域采用两个自由度的，人模型；1邱也1心1职心，求解两个自由度的振动方程；每计算个时间步长后，非定常流场和固体弹性系统都相互传递次边界条件；计算流场时采用高精度高收敛率的，303名隐式格式3和高阶；37格式。应用上述方法本文成功地实现了包括失速颤振在内的机翼颤振问的流固耦合数值模拟，并得出机翼颤振问的系列规律。
2数理模型气流流经机翼时产生的非定常气动力引起的机翼振动形式有扭转振动和弯曲振动两种。对于维问，机翼的颤振问可以用，人。模型简化，即基金项目国家重点基础研究专项经费。，1999，223，6；国家自然科学基金资助项目05，76，19认为在振动中心处有两个弹簧支撑机翼，个控制机翼的扭转运动，另个弹簧控制机翼的上下运动0，如阁1.控制方程包括流体的基本方程和间体的坫本方程两部分。
流体部分的控制方程为Farvc平均Navier扣，8方，和低雷诏数双方程9湍流模型，任意曲线叱标系下控制方程的尤量纲形式可写成振动机翼的绕流流场为典型的湍流流场，选择，适的湍流模型对丁准确模拟振动机翼的流场至关砍要。本文采用的低茁诺数双方程模型能够较准确地模拟人尺度分离流，更有着算量少，边界条件荇易处评，适矽粗糙的初始湍流流场的优点。间体部分的方程为3数值算法在流体区域用计算流体力学的方法，求解非定常心〃3，方程，在固体域用计！1体力学步长结束，流体和固体都相年交换次边界条件流体把计算出来的气动力传递给间体，间体把计算出来的固体边界位扉和速度传递给流体，然后进行下个时间步的汁算。
从阁2可看出，采用本文的算法得到的数值模拟结采和试验吻合很好，尤其在振动的下冲程，本文的结汜比以前文献的结果精度史高。洋细的讣兑结果参文献问。
4.2机翼在不同攻角下颤振的流固耦合研究以10人0015机翼为例用流间耦合的方法研究了人攻角，=050范刹的颤振，气动参数和结构参数如下似，=29，处1.9510Sa当来流攻角细，时，机翼周没有分离流产生，振动达到平衡状态6，振动的频率诺在个明显的主频10.012，而且这个主频与机翼3中入为的幅值。0攻角下振动的极限环是个封闭的周期性曲线阁4幻，这时的振动属亍壁时的排网格点到壁面的垂距离为2，稳定的强边振动。
其中0为弦长。振动方程采用4阶只，瓜堪；心血3法随着攻角的，大，机翼的背部逐渐出现分离来求解，具体解法参数学亍册。流。在勿5 15时，分离区域很小，而民只在机配有频率的成份3作〉，而且随着攻角的，大，固有频率处的幅值越来越大。振动的极限环是个很不规则的曲线4作，这时的振动属于个非线性的响应问。
皇1频率随着攻角的继续，大，机翼逐渐进入失速颤振状态。和小攻角流场不同，大攻角时机翼尾部有大尺度的分离流产生，分离流交替地从机翼的头部和尾部产生，这和均匀来流流经钝体的流场很相似。5以88时，分离流在尾部附近产生，到=96，分离流动完成个周期。从振动的极限环4沁可以看出，颤振随着时间越来越剧烈，系统是发散的。分离流动的频率和机翼的固有频率很接近，在振动的频谱中可以看到振动只有个主频率3，〉，也就是机翼的固有频率，这说明流场和机翼发生共振造成了机翼的失速颤振。
4结论机翼颤振问。机翼的颤振存在如下些规律当来流攻角为，时，振动属于线性的强迫振动，随着攻角的，大，机翼尾部附近出现分离流，振动中的固有频率成份越来越明显，振动逐渐变为非线性的响应问。当来流攻角增大到定程度，大尺度分离流交替在机翼头部附近和尾部附近产生。分离流成了机翼的失速颤振。以上工作对深入研究机翼的气动弹性问和工程设计具有参考意义。
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