The method of sweep excitation is employed in the resonance testing of aircraft and other structures. The method allows resonant frequencies and corresponding modal damping parameters to be calculated from a limited amount of real time test data. The amount of test time required to obtain the system's frequency response characteristics is reduced by subjecting the structure to an entire range of frequencies within one test pattern, or "sweep", instead of repeating individual tests at a number of different frequencies. The "sweep-rate" is defined as the rate at which the frequency increases or decreases during the frequency sweep. This thesis studies the effect of sweep-rate and sweep-direction on the accuracy of estimated system parameters, as well as assessing two different methods used to reduce discrete time histories to frequency transfer data. The impact of introducing a structural nonlinearity into the aeroelastic system is also investigated.

Numerical simulations of a two-degree-of-freedom airfoil with a flap subject to two-dimensional, incompressible, inviscid flow were performed. The airfoil was subjected to a sweep excitation by applying a flap input at a known frequency and sweep-rate. Data points obtained through numerical integration of the equations-of-motion were used to calculate modal frequency and damping parameters using two techniques, identified as the "time-domain" and Fourier transform methods, and the two methods were compared. Results obtained at different sweep-rates, as well as for increasing and decreasing frequency sweeps were compared for a number of different flow velocities up to the linear flutter speed.

The effect of introducing a structural nonlinearity was investigated by modi flying the linear system with a bilinear spring containing a ffeeplay region in the pitch degree-offreedom. The resulting system was subjected to sweep excitations at one of the sweeprates used on the linear system, and the nonlinear behaviour of the resulting frequency response curves were investigated for a number of different spring configurations. Nonlinear modal frequency and damping values are also compared to the corresponding linear values, and the effect of the system nonlinear response on the Fourier transform method of obtaining the frequency transfer function is investigated.

L'excitation sinusoidale à fréquence variable est une méthode couramment employée dans le contexte des mises à l'essai et analyses de resonance des aéronefs et autres structures. C'est une méthode qui permet le calcul des paramètres du système à partir d'un minimum de données obtenues en vol. La quantité de donnés requises est réduite en faisant un seul essai de vol comprenant plusieurs fréquences d'excitation au lieu d'effectuer de nombreuses manoevres, chacune ayant une fréquence fixe. L'objectif de ce travail est d'étudier des conséquences de l'emploi de la méthode de la fréquence variable sur la précision de l'identification des paramètres du système. L'étude du système linéaire comprend trois parties;​ l'effet de la vitesse a laquelle la fréquence de l'excitation est variée, l'effet d'une variation croissante ou décroissante des fréquences ainsi qu'une évaluation de deux méthodes appliquées pour obtenir les fréquences resonantes et les valeurs d'amortissement des modes d'oscillation à partir des données obtenues en vol. Le travail conclu avec une investigation sur l'impact de l'introduction d'une non-linearité structurelle sur la réponse dynamique du système aeroelastique.

Des simulations numériques ont été effectués dans le cas d'un profil à deux degrés de liberté muni d'un volet et soumis a un écoulement non-visqueux, incompressible et bidimensionel. Le profil a été soumis à une excitation périodique par le moyen d'oscillations prédéterminées des volets et les équations de mouvement ont été resolues avec une méthode numérique. Ces données numeriques, simulations des données "réelles" d'un essai de vol, ont été utilisées afin de calculer les fréquences naturelles et les valeurs d'amortissement des modes aéroélastiques du profil. Une comparaison des résultats a été effectuée pour plusieurs vitesses d'ecoulement différentes.

L'effet de la présence d'une non-linéarité structurelle a été étudié en introduisant un jeu dans le moment de rotation au profil linéaire. Le profil non-lineaire a été soumis a une excitation a fréquence variable et les comportements résultants ont été compares pour plusieurs paramètres de la non-linearité. De plus, les valeurs obtenues pour les fréquences naturelles et l'amortissement des modes ont été compares aux valeurs obtenues pour le système linéaire.