1、“.....则有广义质量矩阵计算公式公式这里，和分别为和阶的矩阵。广义刚度矩阵广义刚度矩阵为对角阵，有以下形式公式其中，为各阶态。以上种情况的曲线如图所示。图气动面与模态的选取对曲线的影响从图可以看出与情况的曲线基本重合，说明在气动伺服弹性分析中，平尾气动力在全机气动力中占主要作用和种情况的曲线在频率为附近几乎重合，该频率对应的模态是第阶模偶极子格网法对工程应用的分析研究工程力学论文公式公式这里，和分别为和阶的矩阵。广义刚度矩阵广义刚度矩阵为对角阵，有以下形式公式其中，为各阶机体模态的固有频率。偶极子格网法对工程应用的分析研究工程力学论文......”。

2、“.....为弹性机体传递函数矩阵，它为阶的矩阵，具体有以下关系式。气动伺服弹性稳定性分析方法气动弹性运动方程弹性飞机气动弹性运动方程般可以写为公式其中，数。广义阻尼矩阵广义阻尼矩阵也为对角阵，有以下形式公式其中，ξ为各阶机体模态的阻尼比。非定常气动力计算非定常气动力是气动弹性分析的基本原始数据之。非定常气动力的计算需要考虑谐振荡和非谐振荡两种形式。非谐振荡计算相当复杂，现在发展起来的用于工程计算的绝大多数都是谐振荡的非定常气对于第个方案，虽然可以从根本上解决问题，但是由于传感器的布臵方案是在飞机总体设计中就已经确定的......”。

3、“.....因此对于个己经定型的飞机而言，改变其传感器的安装位臵不太现实。同样，对于第个方法，由于机体结构已基本确定，对机体结构的调整难度极大，控制面广义耦合质量是使得开环传函幅值较大导致气动伺服弹性闭环失稳的重要因素。问题解决方案飞机气动伺服弹性系统的稳定性受到多方面因素的影响，包括机体固有振动模态的频率与阻尼控制面的质量分布传感器的安装位臵作动器的动态特性以及增稳控制回路中的增益滤波器特性等。对于架飞机，要提高其伺服气动验过程中不可避免的有噪音污染，导致试验曲线存在定的跳点和误差。而理论建模略去了结构阻尼有限源简化过程也存在误差传感器舵机模型建模与实物也存在偏差。这些都导致了理论计算和试验存在定偏差......”。

4、“.....其结果被作为飞机的放飞标准。本文以工程实态，可以通过调整机身结构进而改变机身垂直弯的频率和节线来提高稳定裕度飞控系统调整结构陷幅滤波器参数，使其在谐振峰上的增益下降到可接受范围内。试验验证结构模态耦合试验的目的是检查零空速条件下飞机飞控系统的伺服弹性幅值稳定裕度及相位稳定裕度是否满足要求。将试验状态点与气动伺服弹性馈对曲线的影响图控制面广义耦合质量对曲线的影响从图可以看出，两种情况的曲线相差很大。这说明，对于所分析的飞行状态点，控制面的气动力作用远比惯性力作用小，控制面广义耦合质量是使得开环传函幅值较大导致气动伺服弹性闭环失稳的重要因素......”。

5、“.....理论上主要有以下种办法改变飞控系统的传感器安装位臵由于机身垂直弯是个敏感模态，可以通过调整机身结构进而改变机身垂直弯的频率和节线来提高稳定裕度飞控系统调整结构陷幅滤波器参数，使其在谐振峰上的增益下降到可接受范围内。偶极子格网法对工程应用的分析研究工程力学论文社，张欢，刘欣，黄勇强，桑岚基于偶极子格网法分析的工程应用教练机，。图过载与角速度反馈对曲线的影响图控制面广义耦合质量对曲线的影响从图可以看出，两种情况的曲线相差很大。这说明，对于所分析的飞行状态点，控制面的气动力作用远比惯性力作用小然可以从根本上解决问题，但是由于传感器的布臵方案是在飞机总体设计中就已经确定的......”。

6、“.....因此对于个己经定型的飞机而言，改变其传感器的安装位臵不太现实。同样，对于第个方法，由于机体结构已基本确定，对机体结构的调整难度极大，很难达到要求状态介绍了气动伺服弹性分析技术在飞机设计中的应用，通过与试验对比表明该分析技术的可行性。然而理论分析结果的可靠性，取决于数学模型的精度。后续还需用试验数据修正理论分析的数学模型，从而得出更准确的分析结论。参考文献李秋彦飞机分析技术应用力学学报，胡寿松主编自动控制原理北京科学出版论分析的曲线进行对比，如图图所示。图纵向通道理论曲线与试验对比图图横向通道理论曲线与试验对比图图航向通道理论曲线与试验对比图从上述曲线可以看出，理论计算的曲线和试验曲线在趋势上基本致......”。

7、“.....由此，可以认为理论分析具有定的可信度，能够反映飞机的真实情况。但由于试机气动伺服弹性系统的稳定性受到多方面因素的影响，包括机体固有振动模态的频率与阻尼控制面的质量分布传感器的安装位臵作动器的动态特性以及增稳控制回路中的增益滤波器特性等。对于架飞机，要提高其伺服气动弹性稳定裕度，理论上主要有以下种办法改变飞控系统的传感器安装位臵由于机身垂直弯是个敏感模。对于第个方案，虽然调整飞控系统结构滤波器可能在定程度上影响飞机的稳定储备和飞行品质，但如果选取合适的参数，可使对稳定储备和飞行品质的影响降低到可接受范围内。因此，为了解决飞机的伺服弹性稳定裕度不够的问题，决定在不影响飞控系统特性的基础上调整系统中的结构陷幅滤波器参数......”。

8、“.....可得广义非定常气动力的表达式公式其中，弹性机体模态控制面偏转模态对应的广义非定常气动力系数阵为公式弹性机体传递函数引入谐振荡运动条件可得到频域气动弹性方程为公式解此方程最后得到公式其中，为弹性机体传递函数矩阵，它为阶的矩阵，具体有以下关系式。对于第个方案，机体模态的固有频率。偶极子格网法对工程应用的分析研究工程力学论文。广义阻尼矩阵广义阻尼矩阵也为对角阵，有以下形式公式其中，ξ为各阶机体模态的阻尼比。非定常气动力计算非定常气动力是气动弹性分析的基本原始数据之。非定常气动力的计算需要考虑谐振荡和非谐振荡两种形式。非谐振态平尾对称弯......”。

9、“.....气动伺服弹性稳定性分析方法气动弹性运动方程弹性飞机气动弹性运动方程般可以写为公式其中，为飞机机体模态坐标向量，为控制面刚体偏转坐标向量，为大气密度，为飞行速度，和为广义质量矩阵，为广航向通道图从计算结果可以看出，在该计算状态点，横向和航向通道是稳定的，但稳定裕度偏小纵向通道则是不稳定的。原因分析气动面与模态选取的影响为了考查气动面和模态选取的影响，对比了种情况的气动伺服弹性计算结果全机气动面左右平尾气动面，阶模态左右平尾气动面，第和阶模为飞机机体模态坐标向量，为控制面刚体偏转坐标向量，为大气密度，为飞行速度，和为广义质量矩阵，为广义阻尼矩阵，为广义刚度矩阵，和为广义非定常气动系数矩阵......”。