● 摘要
飞行器飞行时前部和机翼边缘产生不稳定的分离气流，然后演变成紊流，这些气流中的大部分能量是对应于机翼、尾翼、机身表面的低阶结构振动模态的频带范围，具有这种特点的气流称之为涡流。由于这些高强度的涡流载荷与机体的相互作用，从而引起结构的共振形成抖振。对于高性能双垂尾战斗机来说，抖振是一种常见的气动现象。特别是在大攻角飞行时，由于尾部涡流形成脉动气动激扰力会直接作用在垂直尾翼材料壁板的法向，使构件产生较大的交变应力和复杂的位移响应，形成微裂纹，显著降低构件的疲劳寿命，同时也影响了武器系统的瞄准、跟踪和射击质量，严重的抖振影响飞机飞行品质甚至危及飞行器的飞行安全。
本文首先简要介绍了论文的课题背景的实际意义，国内外在垂直尾翼振动主动控制方面的研究现状等等。
然后介绍了系统中的传感和驱动元件的基本知识，讨论了压电元件的机电性质，推导压电传感方程和驱动方程；通过压电梁板的物理方程，进行合理的简化建立压电板的有限元方程；建立压电片与板的耦合模型；推导出压电传感器与板的传感方程,压电作动器与板的作动方程；基于压电材料和板的本构方程推导出压电板的运动方程；
最后对垂直尾翼模型进行简化，在Matlab中编程进行模态分析，根据相关文献中的原理对模型的传感器及作动器位置优化，进行算例分析，对位置优化进行探究。然后基于前几章的基础及讨论，对模型进行控制器设计，主要是线性二次型(LQR)控制和线性定常系统耦合模态(振型)的控制仿真，并对控制效果进行了对比，同时讨论加权矩阵Q、R的优化，探索控制效果更好的方法。
关键词：垂直尾翼，压电单元，有限元，振动主动控制，Matlab仿真