هدف از این رساله، بررسی رفتار ایروالاستیک بال سه بعدی در جریان گذرصوت با استفاده از روشی کارامد با دقت و هزینه محاسباتی مناسب است. برای این منظور روشی جدید بر مبنای مدل سازی رتبه کاسته برای محاسبات ایروالاستیسیته بال توسعه داده می شود. مدل سازی رتبه کاسته ایرودینامیکی بر اساس رویکرد مود ویژه و با استفاده از تحلیل اجزای مرزی جریان پتانسیل تراکم پذیر صورت می گیرد. در این روش میدان سرعت اغتشاشی ناپایا توسط یک معادله انتگرال مرزی برای بدست آوردن پتانسیل مجهول حل می شود. با فرمول بندی مسأله در شکل مقدار ویژه مدل رتبه کاسته ایرودینامیک بدست می آید. با کوپل کردن مدل ایرودینامیک به یک مدل دینامیک سازه مثل مدل تیر، مرزهای ناپایداری فلاتر با تحلیل مقدار ویژه کلاسیک روی معادلات کوپل سازه/سیال قابل محاسبه هستند. همچنین می توان با استفاده از حل حوزه زمان دستگاه معادلات ایروالاستیک پاسخ زمانی سازه بال به تحریکهای گوناگون را تعیین نمود. نتایج حاصل از بکارگیری مدل های رتبه کاسته ایرودینامیکی و ایروالاستیک در حالت های مختلف آزمایشی تطابق خوبی با نتایج معتبر عددی و تجربی نشان می دهند. به علاوه دستیابی به یک مدل ایروالاستیک مبتنی بر مدل رتبه کاسته ایرودینامیکی مود ویژه، با توجه به زمانبر بودن رویکردهای غیرخطی پیمایش زمانی که معمولاً برای تحلیل های ایروالاستیسیته در جریان گذرصوت استفاده می شوند بسیار مطلوب خواهد بود. چنین مدلی امکان شناسایی مرزهای پایداری را از طریق تحلیل مسأله ویژه کلاسیک بدون نیاز به روش های تکرارمبنا مانند p-k و v-g فراهم می سازد.

در این پایان نامه ناپایداری ایرفویل دو درجه آزادی در جریان مافوق صوت بررسی می گردد. ابتدا مدل ایرودینامیکی پیستون مرتبه سوم با صرفنظر از ضخامت ایرفویل در حوزه زمان معرفی گردیده و سپس بر مبنای آن معادلات حاکم در این حوزه استخراج شده است. در ادامه به پاسخ دینامیکی ایرفویل با اثر غیر خطی سازه ای درجه سه با استفاده از روش مقیاس های زمانی چندگانه که از جمله روش های اغتشاشات تکین می باشد پرداخته شده است و پدیده دوشاخه ای شدن برای اعداد ماخ مختلف بررسی شده است. نوسانات سیکل محدود در سرعت های بالاتر از سرعت فلاتر خطی با اثر غیر خطی سازه ای درجه سه رخ می دهند. فرکانس و دامنه این نوسانات با استفاده از روش مقیاس های زمانی چندگانه برای چند حالت مختلف بدست آمده اند. نتایج حاصل با استفاده از نتایج عددی روش رانگ کوتا مورد مقایسه قرار گرفته اند. این مقایسه نشان دهنده تطابق مناسب بین نتایج حاصل از روش تحلیلی و عددی برای تحلیل نوسان سیکل محدود ایرفویل می باشد.

بال های نوسان کننده اخیراً کاربردهای زیادی در وسایل پرنده پیدا کرده اند به خصوص در ریزپرنده ها که برای ماموریت های مختلف نظامی و غیر نظامی از آنها استفاده می شود. دلیل گرایش فراوان به این مکانیزم ها توانایی آنها در تامین عملکرد آیرودینامیکی مناسب برای وسایل مورد اشاره است که غالبا بال-های ثابت قادر به ایجاد آن نیستند. از مزایای بال های نوسان کننده می توان به مواردی همچون توانایی تولید همزمان نیروهای برآ و پیشران، کاهش توان مصرفی و فراهم کردن شرایط پرواز با مانورپذیری بالا بمنظور انجام عملیات های مختلف گشت زنی و شناسایی اشاره کرد. بنابراین مساله تحلیل عملکرد آیرودینامیکی این مکانیزم ها بسیار مهم است. بدین منظور در این تحقیق از مدل جریان پتانسیل برای تحلیل استفاده شده است که تاکنون در بحث های آیرودینامیکی در رژیم های سرعت پایین کارآیی خود را به خوبی نشان داده است. اهداف این پروژه در ابتدا توسعه یک رویکرد عددی مناسب بر اساس مدل جریان پتانسیل برای تحلیل آیرودینامیکی بال نوسان کننده و سپس مطالعه پارامتریک مشخصه های تأثیرگذار بر عملکرد بال نوسان کننده می باشد. با توجه به جدید بودن کاربرد بال های نوسان کننده برای دستیابی به عملکرد ایرودینامیکی مطلوب (مانند ایجاد نیروی پیشران)، این تحقیق از هر دو منظر تحلیل عددی عملکرد آیرودینامیکی بال نوسان کننده و همچنین بررسی تأثیر پارامترهای مختلف بر آن دارای نوآوری است.