俯仰后掠翼的流致振荡：稳定性边界、涡动力学与力分解

我们通过实验研究了扫掠角在0至25度范围内的俯仰后掠翼的气弹失稳边界和三维涡动力学。机翼的结构动力学使用网络物理控制系统进行模拟。在恒定流速、给定的高惯性和小结构阻尼下，我们表明系统对所有扫掠角均经历亚临界Hopf分岔进入大幅极限环振荡（LCOs）。LCOs的起始很大程度上取决于机翼的静态特性。鞍结点被发现随扫掠角非单调变化，我们将其归因于环境流体与弹性支座之间的非单调能量传递。观察到最优扫掠角可增强能量提取性能，从而促进LCOs并使气弹系统失稳。系统的频率响应揭示了具有较高扫掠角机翼的结构-水动力振荡模式。利用多层立体粒子图像测速仪测量的力、力矩和三维流动结构被分析以解释不同后掠翼能量提取的差异。最后，我们采用基于物理的力与力矩分解方法（FMPM）将三维涡动力学与所得非定常气动力矩定量关联。