顫振試驗
正文
主要指確定飛行器(整體或部件)的顫振臨界速度的試驗。當飛行達到一定速度時，由於空氣動力和結構彈性振動的相互影響，飛行器會發生一種稱之為顫振的自激振動，這時的速度叫顫振臨界速度。大多數顫振會造成災難性後果。例如飛機的機翼和尾翼在以秒計的短時間內發生破壞。在第一次世界大戰初期，Handley Page轟炸機曾由於尾翼顫振而使機身和尾翼發生激烈振動。1917年，DH-9飛機也因尾翼顫振而墜毀。這些顫振事件促使航空工程界首先開展顫振的理論和試驗研究，並把這項工作列為飛行器設計工作中的一個重要環節。顫振試驗基本上可以分為兩大類：①模型試驗 這類試驗可用縮尺模型在風洞中進行。供試驗用的模型應該滿足空氣動力學、結構動力學和幾何形狀等方面相似律的要求，這些要求內容廣泛，以致顫振模型很難全部滿足。解決辦法通常是根據具體情況忽略某些次要因素。在風洞中進行試驗的一般作法是逐步提高氣流速度,當模型的振動由衰減轉變為擴散時,氣流速度就等於顫振臨界速度。在設計工作中，為了研究機翼上外掛物（如發動機、油箱、武器等）對顫振速度的影響，可採用風洞模型顫振試驗，它能方便地確定外掛物的最佳位置。除風洞試驗外，也可利用受控飛行的火箭或在專門設計的軌道上滑行的火箭橇進行模型顫振試驗。對於高速飛行,這類方法相當重要,它可以避免風洞的洞壁干擾，使模型經受的氣流環境和實物相同。
②飛行試驗 即用真實飛行器進行的飛行顫振試驗，由於它能反映真實情況而受到重視。試驗方法一般是逐步提高飛行速度，並記錄在每一飛行速度下飛行器結構對外加激勵的振動回響，然後導出振動衰減率和飛行速度的關係曲線，最後利用外推法得到振動衰減率為零值時的顫振臨界速度。但是這類試驗的危險性較大。
此外，還有工程結構（如鋼結構懸橋等）的顫振試驗。
參考書目
R.Mazet,AGARD-Manual on Aeroelasticity，Vol.4,London,1961.
R. L. Bisplinghoff,H. Ashley and R. L. Halfman,Aeroelasticity, Addison-Wesley Pub.Co.,Cambridge,Massachu-setts,1957.
