机翼的跨音速激波抖振将限制飞机特别是民机的跨音速飞行性能,因此跨音速激波抖振始发边界是民机包线重要的组成部分。一旦飞机无意进入抖振始发边界,跨音速激波抖振载荷会对飞机设计的操控性与安全性产生较大影响。本文针对翼型跨音速激波流场流动失稳机理、抖振始发延迟、激波振荡自持机理及抖振载荷减缓等四个问题,通过数值求解N-S方程,结合流场特性随攻角及来流马赫数的变化趋势,研究了NACA0012翼型跨音速绕流流动失稳的机理。结合流场特性在一个激波振荡周期内的变化趋势,研究了NASA SC(2)-0714超临界翼型跨音速激波振荡自持的机理。分别在NACA0012翼型和NASA SC(2)-0714超临界翼型的表面加装微型扰流片,研究了微型扰流片对翼型跨音速激波抖振始发延迟的机理和对抖振载荷减缓的机理问题。主要的研究工作和结论如下:1、跨音速激波抖振始发的精确判定方法研究。针对现有的基于定常流场计算结果的抖振始发判定方法不能精确确定机翼抖振始发边界的问题,提出了一种精确判定机翼跨音速激波抖振始发边界的方法—气动参数曲线最大曲率法。该方法利用气动参数曲线的曲率来确定抖振始发攻角。采用该方法判定的抖振始发边界与文献中风洞试验结果的对比表明,最大曲率法具有较高的预计精度,该方法对不同的气动参数曲线和不同来流马赫数都具有较好的适应性。2、跨音速激波抖振始发特性及流动失稳机理研究。通过数值求解以SST湍流模型封闭的N-S方程,对NACA0012翼型绕流流场进行模拟。在对抖振始发前,翼型绕流流场特性(激波强度、激波位置、分离涡强度及激波后边界层厚度)随攻角及来流马赫数的变化趋势分析的基础上,得出了翼型绕流跨音速流场失稳的机理:当激波强度和激波后分离涡的强度随翼型攻角或者来流马赫数增大到一定程度时,激波与激波后分离涡之间的相互增强作用强度达到了“失稳”的量级,激波与激波后分离涡强度呈现出持续且快速增大的趋势,引起翼型的环量呈现出周期性的变化,导致翼型绕流流场由定常流动转变为非定常流动,引发机翼抖振。3、微型扰流片对NACA0012翼型跨音速激波抖振始发的延迟与机理研究。通过求解以SST湍流模型封闭的N-S方程,分别研究了微型扰流片的安装方式(上置扰流片、下置扰流片)及伸出翼面高度对NACA0012翼型抖振始发特性的影响。结果表明:上置扰流片能够推迟抖振的始发攻角,并且抖振始发攻角随上置扰流片伸出翼面高度的增加而增大。下置扰流片提高了抖振始发时的升力系数,且抖振始发时的升力系数随下置扰流片伸出翼面高度的增加而增大。通过对相同来流条件和相同攻角下,微型扰流片安装方式及伸出翼面高度对流场特性(激波强度和激波位置等)的影响分析,得出了微型扰流片对NACA0012翼型跨音速激波抖振始发延迟的机理。4、NASA SC(2)-0714超临界翼型跨音速激波振荡自持机理研究。采用数值求解N-S方程的方法对发生激波振荡的非定常流场进行了模拟,通过对NASA SC(2)-0714超临界翼型的跨音速非定常流场特性的剖析,得出了第二类B型跨音速激波振荡的自持机理:分离涡与激波及激波后边界层上方气流之间的相互增强与相互减弱作用的交替,造成分离涡强度及激波后边界层厚度发生周期性变化,而边界层厚度形成的几何效应,等效改变了激波后翼型的几何形状,使得翼型环量发生周期性变化,造成激波在翼面上方的周期性振荡。5、微型扰流片对NASA SC(2)-0714超临界翼型跨音速激波抖振载荷减缓及机理研究。针对机翼跨音速激波抖振载荷减缓问题,通过求解N-S方程模拟了在NASA SC(2)-0714超临界翼型后缘附近的上表面安装微型扰流片的非定常流场,研究了上置微型扰流片的弦向安装位置、伸出翼面高度对NASA SC(2)-0714超临界翼型绕流流场特性及抖振载荷的影响。研究表明:微型扰流片在激波后上翼面的弦向位置,对以激波振荡及分离涡规模呈现周期性变化为主要特征的跨音速非定常流场及抖振载荷的影响较大,其中微型扰流片位于x/c=0.8处时,抖振载荷幅值降低幅度最大。且随着微型扰流片高度的增加,激波振荡的范围及抖振载荷的幅值不断减小。通过对安装微型扰流片的NASA SC(2)-0714超临界翼型周围流场特性变化的分析,得出了微型扰流片对抖振载荷减缓的机理。本文通过对流场特性的分析,研究了NACA0012翼型的跨音速激波抖振始发机理和NASA SC(2)-0714翼型跨音速激波振荡的自持机理,为飞机机翼跨音速飞行的气动设计与优化提供了依据,同时提出并分别研究了采用微型扰流片对NACA0012翼型跨音速激波抖振始发的延迟及对NASA SC(2)-0714翼型的抖振载荷进行减缓的方法,为应用微型扰流片实现机翼跨音速激波抖振始发延迟和抖振载荷减缓的工程应用提供了指导。