一、引言
飛機的結構不可能是絕對的剛體，在氣動力的作用下會發生一定程度的彈性變形。 這種彈性變形反過來又導致空氣動力隨之變化，從而加劇了彈性變形。
這構成了結構變形與空氣動力之間的相互作用，即所謂的氣動彈性現象。
2. 什麼是“氣動彈性”和“空氣伺服彈性”？
氣動彈性：慣性力、彈性力和空氣動力的相互作用。
氣動伺服彈性 （ase）。：慣性力、彈性力、空氣動力和控制力的相互作用。
氣動彈性力學是空氣動力學和彈性結構力學的乙個分支，主要研究飛機在飛行過程中的彈性特性。 氣動伺服彈性是氣動彈性的乙個分支，主要考慮飛控系統與結構和空氣動力學之間的相互作用。
氣動彈性會對飛機的結構、機動性和穩定性產生重大影響，如果設計不好，變形會呈現發散趨勢，嚴重時會造成結構損壞，導致飛行事故。
在20世紀初，飛機設計師對氣動彈性一無所知。 20世紀30年代，英國“飛蛾”飛機因連續顫振而墜毀，引起了航空工業對氣動彈性的嚴重關注，顫振試驗從此成為飛機設計中必須考察的試驗專案。
3、空氣炸彈會帶來什麼問題？
氣動彈性問題在自然界中無處不在。 通常，1940 年 11 月 7 日，美國的塔科馬大橋（塔科馬）因結構設計問題而倒塌。
關於此次事故的機理眾說紛紜，其中一種是橋梁遭遇臨界風速，其結構模態阻尼由正變負，導致結構失穩和顫振。
這種現象與飛機機翼的顫動非常相似。
自飛機誕生以來，結構變形發散、機動反作用力、顫振等氣動彈性問題已成為影響飛機穩定性和飛行效能的重要因素。
在傳統的飛機設計過程中，氣動彈性工作通常是對現有的設計方案或原型進行分析，然後提出設定配重、增加阻尼、增加缺口等補救措施。
現代大型飛機一般採用大長寬比的空氣動力學形狀、全時全權電傳操縱飛行控制系統，以及使用比例越來越大的複合材料。 該機呈現出結構輕、阻尼低、靈活性大的特點，飛控系統越來越寬，許可權也越來越大，這導致了氣動彈性和氣伺服彈性問題日益突出。
下圖顯示了波音 787 飛機機翼在極端負載下的彎曲。
對於現代飛機設計來說，受氣動彈性和空氣伺服彈性效能約束的結構設計和優化貫穿於飛機設計的各個階段。 它涉及結構、強度、氣動、飛控等多個學科，很難通過簡單的結構優化或飛控改進來實現最優，必須將設計領域拓寬到多學科約束和協同設計。
其中，飛控系統也越來越多地採用減載、陣風緩和、結構模態抑制等主動控制技術來平衡公升力分布，減小翼根部彎矩，減輕結構重量，提高氣動彈性的穩定性。
四、與空氣炸彈有關的三個典型問題
下面對空氣炸彈引起的三個典型問題進行說明。
4.1 變形發散度
在結構變形與氣動力的相互作用下，結構變形出現非週期性單調發散現象，稱為變形發散
例如，機翼的公升力一般作用在機翼結構的扭轉中心之前，會產生抬頭扭矩以增加迎角，而迎角的增加會進一步增加氣動力，並引起迎角的更大彈性變形。
結構變形與氣動力的相互作用通常在一定高度和速度下達到平衡狀態。 當空速增加時，空氣動力隨著空速的增加而增加，而彈力與空速無關。 因此，平衡狀態將對應於越來越多的彈性變形。
當達到臨界速度時，迎角的任何意外擾動都會導致彈性變形擴大和膨脹，從而導致機翼失效。 這就是變形散度，這個臨界速度稱為變形散度速度。
4.2 操縱會適得其反
在結構變形與氣動力的相互作用下，控制面效率降低甚至失效甚至失效的現象稱為操縱會適得其反
例如，左右副翼的偏轉方式不同，導致飛機產生滾動力矩。 然而，空氣動力使副翼變形，導致滾動扭矩降低，從而降低了副翼的效率。
當速度增加到臨界速度時，偏轉副翼根本無法產生滾動力矩，副翼失效。
當超過臨界速度時，偏轉副翼會產生相反的滾動力矩，飛行器會違背飛行員的意願向相反方向滾動，導致副翼失效。
其他控制面也有類似的現象，統稱為操縱反效應。 為了防止操縱的反向效應，應採取提高結構剛度等各種措施，以減少氣動彈性對控制面效率的不利影響。
4.3 顫振
在結構變形與氣動力的相互作用下，結構出現自激振動，稱為撲動
顫振是結構強度設計中最重要的氣動彈性問題。 顫振最基本的形式是機翼屈顫，一般在機翼振動時伴有彎曲和扭轉變形。 變形和空氣動力之間的這種相互作用導致變形進一步變化。
低速飛行時，機翼振動不斷衰減。 當空速增加到一定值時，機翼振動將保持相等振幅，這就是顫振臨界情況，相應的飛行速度稱為顫振臨界速度。
當飛行速度超過顫振的臨界速度時，振動將繼續擴大，機翼將被破壞。 因此，設計一般要求顫振臨界速度高於最大飛行速度，並具有一定的安全裕度。
顫振的基本因素是空氣動力、彈力和慣性力的耦合作用，如果機翼的重心向前移動到扭轉中心，則伴有扭轉的機翼彎曲振動的機構將被破壞，不會發生顫振。
例如，對於常規飛機，通常增加配重以將控制面的重心向前移動到軸前方，以防止舵面顫動。
此外，高速飛機的蒙皮會受到超音速氣流的影響，這類似於所謂的旗幟在風中飄揚的壁板飄動。 這種顫動不會導致面板立即撕裂，但會引起疲勞。
5.空氣彈設計有哪些要求？
氣動彈性設計的主要依據是 25第 629 條及其諮詢通知。
民用航空器應滿足氣動彈性穩定性的要求，應避免因顫振、發散、機動反作用力等結構變形原因造成穩定性和機動性的過度喪失。
在規定的氣動彈性穩定性範圍內，任何飛機的氣動彈性都不能不穩定。 這裡提到的“穩定性包絡”在 25第629條定義明確，不再贅述。
特別是對於氣動伺服彈性，需要確保在不同的飛行控制配置下滿足以下要求：在飛機氣動彈性穩定性包絡內，幅值裕度大於6 dB，相位裕度大於60。
6、如何驗證空氣炸彈的穩定性要求？
符合適航條款通常可以通過理論分析、風洞試驗、地面共振試驗（包括地面結構模態耦合試驗）、飛行試驗等來證明。
例如，使用縮放模型進行風洞試驗，以確定飛機的顫振特性和顫振臨界速度。 開展地面共振試驗，得到飛機結構重要模態的振動頻率、振動形狀和結構阻尼值。 開展了地面結構模態耦合試驗，分析了飛控系統工況下結構與系統耦合的地面伺服彈性穩定性（需要考慮各種控制模式）。 進行了顫振飛行試驗（包括氣動伺服彈性飛行試驗），以證明包絡線內有合適的穩定裕度，並且在接近速度邊界時穩定性不得顯著降低。 進行了執行器裝置級剛度試驗，結果表明各控制面（副翼、公升降舵、方向舵等）的執行器具有足夠的剛度和阻尼，滿足顫振抑制的要求。