1、論文書(shū)寫(xiě)及打印格式要求為了保證論文集質(zhì)量，提交論文請(qǐng)參照以下格式。具體要求如下：1、提供印刷的論文打印格式，上頁(yè)邊距2.5cm、下頁(yè)邊距為2cm，左右頁(yè)邊距為2.5cm，選擇左邊裝訂，字跡清楚，字為黑色，正文為5號(hào)字體，行間距為18磅，每行為43個(gè)字。2、論文題目用3號(hào)黑體字；作者姓名用小4號(hào)仿宋體字；工作單位、城市及郵編用小5號(hào)宋體字；摘要及關(guān)鍵字內(nèi)容用小5號(hào)宋體字，且左右兩邊各縮進(jìn)去1個(gè)字，“摘要”和“關(guān)鍵字”用小5號(hào)宋體加粗。3、正文內(nèi)容用5號(hào)宋體字；正文一級(jí)標(biāo)題用4號(hào)黑體字，正文二級(jí)標(biāo)題用小4號(hào)黑體字，正文三級(jí)及三級(jí)以下標(biāo)題用5號(hào)黑體字。4、“參考文獻(xiàn)”用小4號(hào)黑體字，參考文獻(xiàn)內(nèi)容用小

2、5號(hào)宋體字，且左側(cè)縮進(jìn)去1個(gè)字。參考文獻(xiàn)按文中出現(xiàn)順序用數(shù)碼編號(hào)，置于文末，書(shū)寫(xiě)順序?yàn)椋壕幪?hào)、作者姓名、引文題目(或書(shū)名)、刊名(或出版社)、年代、卷號(hào)、期號(hào)、頁(yè)碼。正文引用的參考文獻(xiàn)應(yīng)在右上角以方括號(hào)注明文獻(xiàn)編號(hào)。5、論文集頁(yè)碼統(tǒng)一編號(hào)，作者只須在論文右下角注出該論文的頁(yè)碼。6、論文的插圖需清楚，文中計(jì)量單位一律按國(guó)際制單位。7、論文摘要在150-200字左右，每篇論文不超過(guò)6頁(yè)(包括插圖、表格)。第十二屆全國(guó)空氣彈性學(xué)術(shù)交流會(huì)組委會(huì)二一一年三月二日固定小翼顫振激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)力建模研究霍幸莉（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所， 陜西 西安 710089）摘 要 基于雙時(shí)間方法求解非定常歐拉方程得到固

3、定小翼激勵(lì)力源數(shù)據(jù)，及對(duì)固定小翼這種新型顫振激勵(lì)系統(tǒng)工作原理的分析，建立了其激勵(lì)力簡(jiǎn)化計(jì)算模型。該模型用小翼圓筒開(kāi)縫長(zhǎng)度、小翼攻角、馬赫數(shù)等參數(shù)描述，可實(shí)現(xiàn)M=0.30.5飛機(jī)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下激勵(lì)力載荷計(jì)算，大大簡(jiǎn)化了計(jì)算過(guò)程，精度足夠滿足工程分析，可滿足試飛數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)處理的需要。關(guān)鍵詞 顫振激勵(lì)系統(tǒng)、固定小翼、激勵(lì)力、簡(jiǎn)化模型在飛機(jī)進(jìn)行顫振試飛時(shí)，經(jīng)常要加裝激勵(lì)系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行人為激勵(lì)，在眾多的激勵(lì)系統(tǒng)中，固定小翼激勵(lì)系統(tǒng)以其獨(dú)立性，克服了以往激勵(lì)系統(tǒng)的缺陷，適應(yīng)了國(guó)內(nèi)新機(jī)發(fā)展的特點(diǎn)，成為我國(guó)顫振試飛領(lǐng)域近年研制的重要激勵(lì)系統(tǒng)。其工作原理是：通過(guò)直流伺服電機(jī)帶動(dòng)固定小翼后緣帶有開(kāi)縫的圓筒旋轉(zhuǎn)，使流

4、過(guò)固定小翼翼面的氣流在其后緣發(fā)生向上或向下的偏轉(zhuǎn)，從而使固定小翼上的氣動(dòng)力發(fā)生變化，產(chǎn)生所需的激勵(lì)力。1建模依據(jù)（略）2建模原理2.1變馬赫數(shù)圖1是428cm2小翼激勵(lì)系統(tǒng)100%開(kāi)縫，0攻角，理論計(jì)算得到的（標(biāo)準(zhǔn)大氣）不同馬赫數(shù)升力（激勵(lì)力）變化曲線。從圖1分析可知，小翼攻角、開(kāi)縫長(zhǎng)度固定，理論計(jì)算結(jié)果表明隨著馬赫數(shù)M的增加，小翼的交變升力（激勵(lì)力）幅值也依次增大；隨著馬赫數(shù)改變，升力（激勵(lì)力）隨著圓筒逆時(shí)針（順時(shí)針）旋轉(zhuǎn)呈交替變化規(guī)律沒(méi)有改變，并且峰谷值、零位值出現(xiàn)時(shí)對(duì)應(yīng)的圓筒位置也不變。圖2給出了小翼激勵(lì)系統(tǒng)100%開(kāi)縫，0攻角，（標(biāo)準(zhǔn)大氣）理論計(jì)算升力（激勵(lì)力）幅值隨馬赫數(shù)變化曲線。從

5、圖中可以看出隨著M馬赫數(shù)的增加，小翼的交變升力（激勵(lì)力）峰值（谷值）也依次增大（減?。咏€性關(guān)系。即存在： （1）AM為在馬赫數(shù)M時(shí)的激勵(lì)力峰值，kM為馬赫數(shù)變化導(dǎo)致的激勵(lì)力變化斜率，a為在馬赫數(shù)M0時(shí)的激勵(lì)力峰值。6結(jié)論理論計(jì)算表明帶開(kāi)縫旋轉(zhuǎn)圓筒固定小翼激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)力大小、方向和形式受小翼面積、小翼攻角、圓筒開(kāi)縫長(zhǎng)度、圓筒旋轉(zhuǎn)速度、圓筒旋轉(zhuǎn)方向、來(lái)流馬赫數(shù)諸多因素影響，而且理論證明了固定小翼激勵(lì)系統(tǒng)處于一定速度的來(lái)流下，通過(guò)直流伺服電機(jī)帶動(dòng)開(kāi)縫圓筒旋轉(zhuǎn)，固定翼面上能夠產(chǎn)生正弦（余弦）形式變化的振蕩氣動(dòng)力，其頻率是開(kāi)縫圓筒旋轉(zhuǎn)頻率的兩倍。激勵(lì)力幅值大小改變，可通過(guò)變更馬赫數(shù)、變開(kāi)縫來(lái)實(shí)現(xiàn)。參 考 文 獻(xiàn)1 Lura Vernon.In-Flight Investion of a Rotating Cylinder-Based Structural Excitation System for Flutter TestingR.AIAA-93-1537,19932 Michael W. Kehoe.A HISTORICAL OVERVIEW OF FLIGHT FLUTTER TESTING .NASA Technical Memorandum 47203 Allied Aerospace Flutter Exciter