飛機上裝有感受飛機運動的感測器(如加速度、俯仰速率、滾轉速率及偏航速率等)以測量飛機的飛行引數二由於飛機不是完全剛性的，因此這些感測器能夠測量到諸如機身彎曲及扭轉等彈性變形引起的結構加速度和角速率訊號，通過控制面位置感測器也測量到控制面的旋轉及彈性模態。一般來說，飛機結構運動會造成為人熟知的非指令性控制面偏轉，這個由感測器感應產生的訊號會反饋到飛行控制系統(FCS)計算機，持續地指令控制面偏轉與控制飛機剛體運動訊號疊加，可能會導致錯誤的控制面位置。如果感測器訊號和控制面響應之間相位延遲達到180°或者控制系統增益足夠高，就會產生持續的控制面運動。這種型別的反饋稱為結構反饋或結構耦合。結構反饋可能導致控制面過阻尼振盪或者發散振盪，由此造成整個系統的不穩定甚至結構破壞。即使控制面運動不是發散的，也可能以某一個頻率點以及一定的幅值振動，產生一般的氣動彈性顫振。這種問題定義為氣動伺服彈性(ASE)． 

研究背景：

氣動伺服彈性在現代飛行器設計中逐漸變得重要起來，因為它將氣動力與柔性結構之間的氣動彈性耦合擴充套件為氣動力和柔性結構與控制系統之間的耦合。引入伺服控制系統後，可能使原本顫振穩定的系統變為不穩定。這種型別的不穩定就稱為氣動伺服彈性不穩定。所以，在飛行器設計中，只考慮單獨飛行器的氣動彈性穩定性是不夠的，還必須考慮彈性飛行器與伺服控制系統相互作用下的氣動彈性穩定性。

伺服控制系統是指利用伺服系統去操縱舵面偏轉運動的飛行控制系統。隨著飛行器的發展，伺服控制系統也在不斷髮展。最初的伺服控制系統只是一種裝有助力器的操縱系統，用它來推動舵面偏轉，發展至今幾乎所有飛行器都會使用不同形式的飛行控制系統來改善整個飛行包線內的操縱穩定特性、飛行效能和乘坐品質以及降低載荷和提高使用壽命。對於民用飛機的飛行控制系統，除了包含滿足基本操縱要求的控制系統外，還可能會有陣風和/或機動載荷減緩系統。對於軍用飛機，有時為了提高機動能力，可以在降低開環靜穩定性或開環靜不穩定性情況下飛行，這時只有使用飛行控制系統才能飛行。所有這些使得在分析結構與控制的耦合時，必須包含伺服傳動的動力學特點。 [2] 

伺服彈性地面試驗

試驗目的

飛機氣動伺服彈性地面試驗用於測試飛機控制系統與柔性飛機機體之間的動力耦合特性，為飛機伺服彈性分析模型驗證和飛機氣動伺服彈性分析提供依據。飛機氣動伺服彈性地面試驗包括開環頻率響應試驗和閉環穩定性試驗。

開環頻率響應試驗測試飛抖機體系統的傳遞函式，其目的是為飛機氣動伺服彈性分析提供準確的數學模型。

閉環穩定性試驗測試飛控/機體系統的穩定裕度，以確保飛機具備足夠高的伺服彈性穩定性。

試驗飛機狀態

試驗的飛機應是結構和各系統裝備完整，並經檢驗合格的產品。航電系統(包括飛行控制系統)功能正常，且已完成舵面的調整。

飛機狀態與進行全機地面共振試驗時相同。即應包括空機構型及不同的燃油及商載構型，對於帶外掛飛機，飛機狀態應包括不同外掛組合。

飛機支援

伺服彈性地面試驗時應用空氣彈簧支援模擬空中飛行狀態，用起落架支援模擬地面狀態。採用空氣彈簧支援時，飛機的剛體運動頻率應小於飛機最低階固有頻率的1/3。

試驗內容

在地面滑行和空中飛行的整個包線範圍內都有可能發生氣動伺服彈性不穩定，所以應該在各種飛行高度，各種飛行馬赫數，起落架放下和起落架收起狀態，以及飛控系統各種不同的控制律狀態下進行試驗。上述狀態的組合使得每個飛機構型下的測試專案多達幾十多個。 

氣動伺服彈性分析

氣動伺服彈性分析是利用氣動伺服彈性系統有限元模型，進行穩定性和伺服顫振計算；檢查主動控制飛機的結構、非定常氣動力和飛控系統是否產生耦合而發生不穩定現象，是否存在伺服顫振問題；分析飛機在整個飛行包線範圍內是否滿足氣動彈性穩定性要求。其工作主要有：

①完成氣動伺服彈性系統建模；

②完成穩定性分析和伺服顫振分析；

③提出飛控系統優化設計方案；

④編寫飛機氣動伺服彈性分析報告。