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颤振是飞行器弹性结构在气动力作用下的一种自激振荡现象，会给飞行安全带来严重威胁，是飞行器设计过程中必须考量的重要问题。对高超声速飞行器而言，准确获取其颤振特性同样具有举足轻重的作用，但目前的相关研究工作并不完善。存在风洞试验理论方法欠缺、模型设计制作难度大、安全保障技术不成熟等问题;其数值仿真方法的计算精度还受激波边界层干扰、真实气体效应等因素影响。针对上述问题，本文开展了以下研究工作: 完成了马赫数5的高超声速舵面颤振试验的部分工作，在风洞中完整再现了从稳定到发散的颤振过程，试验获得的颤振动压为29.5kPa，颤振频率为29.3，颤振形式为弯扭耦合;此外，试验过程中还发现了高超声速颤振特性对结构模态振型异常敏感的现象。 针对所开展的高超声速舵面颤振风洞试验模型进行了数值仿真研究。采用多种气动力模型和耦合迭代策略，进行了时域、频域的颤振动压预测。计算结果表明，采用三阶活塞理论、统一升力面理论、Euler、N-S方程的颤振动压预测结果较接近，与试验值误差均在7％以内。采用时域方法计算时，松耦合方法的误差超过15％。同时发现支撑机构会带来激波边界层干扰效应，一定程度上提高了颤振动压，考虑该因素的预测结果与试验值更接近。 针对二元双楔型翼型，在飞行高度为10km、马赫数5条件下，采用矩阵摄动理论和基于Euler方程的CFD方法完成了不同模态振型下的颤振动压计算。结果表明，高超声速下，双楔型机翼前缘迎风位置的颤振动压对振型异常敏感。当该敏感位置的振型分别放大5％和10％时，对应的颤振动压分别增大9.4％和21.6％。 本文的相关工作可为高超声速飞行器设计提供重要参考。