دیکسون و می استفاده از آنالیز غیر خطی برای پانل های کامپوزیتی را گسترش دادند. روابط کرنش-جابجایی وان کارمن[۳۴] جهت نشان دادن انحرافات بزرگ و بارگذاری آیرودینامیکی که از تئوری پیستون مرتبه اول شبه پایدار پیروی می کرد، استفاده شد. آنها معادلات حرکت را با بهره گرفتن از مود بهینه شده خطی[۳۵] با یک تابع زمانی غیرخطی[۳۶] تقریبی حل کردند. نتایج همچنین برای شرایط مرزی مختلف نشان داده شده است.
مدل مورد نظر تا جایی توسعه داده شد که شامل تأثیرات حرارتی جریان عبوری باشد. ژیو و می یک بررسی بسیار خوبی روی تأثیر ترکیبی نیروهای آیرودینامیکی و بارهای حرارتی درباره مسأله فلاتر پانل انجام دادند.آنها تأثیر تغییرات حرارتی روی فشار دینامیکی بحرانی و همچنین کمانش تغییرات حرارتی تحت شرایط مختلف فشار دینامیکی را مورد مطالعه قرار دادند. این مطالعه همچنین تأثیر شرایط مرزی مختلف را روی دامنه نوسانات محدود نشان می دهد. عبدالمتقالی و همکارانش تأثیر جهت جریان روی رفتار فلاتر پانل را با بهره گرفتن از تئوری تغییرشکل برشی مرتبه اول برای پانل های چند لایه کامپوزیتی مورد مطالعه قرار دادند. آنها معادلات غیرخطی المان محدود را در گره های سازه ای که دارای آزادی عمل بودند فرمول بندی نموده وسپس تعداد معادلات را با بهره گرفتن از انتقال مودال کاهش داده و نتایج معادلات کاسته را با بهره گرفتن از تقریب مود بهینه شده خطی /تابع زمانی غیرخطی حل نمودند.
سارما[۳۷] و واردان[۳۸][[۳۹]] دو روش مختلف برای حل مسأله فلاترغیر خطی پانل استفاده کردند، نقطه شروع روش اول ، استفاده از مود ارتعاش غیر خطی و در روش دوم استفاده از مود خطی بود. آنها معادلات انرژی را با بهره گرفتن از معادله لاگرانژ استخراج نمودند و سپس برای حل مقدار ویژه معادلات را به معادلات جبری غیرخطی کاهش دادند. فرمپتن[۴۰][[۴۱]]جریان پتانسیل آیرودینامیک خطی را برای تخمین و کنترل مرز فلاتر استفاده کرد. او برای بدست آوردن جواب، فشار دینامیکی بی بعد را افزایش داده و مقادیر ویژه سیستم را تا زمانی که دو مقدار ویژه با هم تداخل کردند محاسبه نمود. آنها مسأله فلاتر پانل خطی را مطالعه کردند وسپس فقط تخمینی از مرز فلاتر را نشان دادند.
گری[۴۲][[۴۳]]تقریبی از تئوری آیرودینامیکی پیستون ناپایدار مرتبه سوم را برای جریان عبوری از روی یک پانل دو بعدی نشان داد. هر دو ترم های آیرودینامیکی و سازه ای بصورت المان محدود فرموله گردید. او همچنین نتایج را برای شرایط تکیه گاهی مختلف نشان داد. اونتیجه گرفت که تئوری پیستون مرتبه سوم یک اثر ناپایدار در مقایسه با تئوری پیستون مرتبه اول ایجاد می نماید.
بنمار[۴۴][[۴۵]]مسأله ارتعاشات پانل با دامنه بزرگ را فرموله کرد و از مدل عددی برای تحلیل پانل تمام گیردار[۴۶] استفاده نمود. او ادعا کرد که فرض حل فضای زمانی[۴۷]w(x,y,t) که به صورت w(x,y,t)=q(t)*f(x,y) نشان داده می شود ممکن است در انحرافات غیر خطی نادرست باشد. او پیشنهاد کرد که برای دامنه های بزرگ و نسبت های منظری پایین ، تأثیر ویژگی غیرخطی(پلاستیک)مواد بایستی به خوبی مورد توجه قرار گیرد. او همچنین یک سری نتایج آزمایشات را نشان داد که به بررسی ویژگی پاسخ دینامیکی پانل های تمام گیرداری که با دامنه بزرگ ارتعاش می نماید منتج شد.
مدلهای آیرودینامیکی مختلفی برای حل مسأله فلاتر پانل معرفی شد که نتایج مدل المان محدود را مرتفع می کند ویا مقادیر جدیدی از آنالیز را معرفی می نماید.
یانگ و سانگ[۴۸][[۴۹]]مدل آیرودینامیکی ناپایداری را در تحقیقاتشان روی فلاتر پانل در جریان سوپرسونیک پایین ارائه دادند در حالیکه تئوری پیستون شبه پایدارنتوانست نتایج قابل قبولی را ارائه دهد.
لیو[۵۰][[۵۱]] دستاورد جدیدی برای مدل آیرودینامیکی بال و پانل در رژیم های پروازی سوپرسونیک- هایپرسونیک معرفی نمود. مدل او تعمیمی از تئوری پیستون بود و این مدل همچنین تأثیر ضخامت بال را نیز به شمار می آورد.
همچنین بهینه سازی پارامترهای پانل برای مسأله فلاتر پانل با روش های گوناگونی انجام شد. لیونه و مینیو[۵۲][[۵۳]] بهینه سازی متغیرهای طراحی پانل را تحت عنوان مسأله برنامه نویسی غیرخطی ارائه دادند.آنها تأثیر پارامترهای شکلی را برای پانلهای ذوزنقه ای علی الخصوص تأثیر ضخامت را مطالعه نمودند. همچنین تأثیر بارهای درون صفحه ای را در فلاتر پانل بررسی کردند.
سوزوکی و دیگاکی[۵۴][[۵۵]] استفاده از آلیاژهای هوشمند و حافظه دار را در حذف فلاتر پانل های دو بعدی مورد مطالعه قرار دادند.
بسیاری از تحقیقاتی که در بالا به آن اشاره شد مسأله فلاتر پانل را مورد مطالعه قرار داده بودند، اما مطالعه زیادی درباره کنترل فلاتر پانل انجام نشده است. مطالعه کنترل فلاتر پانل اساساً به سمت افزایش مرزهای فلاتر (افزایش عددماخ فلاتر) هدایت می شود.
هدف اصلی کنترل فلاتر پانل افزایش عمر پانل هایی است که در معرض تنش های خستگی قرار دارند و این کار را با به تأخیر انداختن فلاتر ویا با کاهش دامنه فلاتر انجام می دهد.
الگوریتم های کنترلی مختلف و همچنین استفاده از مواد هوشمند برای از بین بردن مسأله فلاتر پانل بکار برده شده است. ژئو[۵۶][[۵۷]] یک طرح کنترلی بهینه را برای خنثی کردن دامنه بزرگ حرکت فلاتر پانل های ایزوتروپیک مستطیلی به نمایش گذاشت. او کنترل کننده بهینه خودش را براساس معادلات مودال خطی شده توسعه داد، وقسمت فیدبک کنترلی ، شکل بهینه و موقعیت بازوهای پیزوالکتریک[۵۸] را مهیا می کرد.آنها نتیجه گرفتند که نیروهای درون صفحه ایی که بوسیله لایه های پیزوالکتریک القا شده در جلوگیری از فلاتر ناچیز می باشند؛ به عبارت دیگر، نتایج بدست آمده با تأثیر مواد پیزوالکتریک در حذف فلاتر پانل سازگار می باشد، به خصوص برای پانل هایی که دارای تکیه گاه ساده می باشند و فشار دینامیکی بحرانی می تواند در آنها تا چهار برابر افزایش یابد.
فرمتن تأثیر مواد پیزوالکتریک خودحساس[۵۹] را به همراه پانل مورد مطالعه قرار داد و نتیجه گرفت که استفاده اینگونه مواد، فشار دینامیکی بی بعد فلاتر را بطور مطلوبی افزایش می دهد.
دونگی[۶۰]و همکارانش[[۶۱]] بازوهای پیزو خودحساس را به عنوان فیدبک دینامیکی سیستم کنترلی برای حذف فلاتر استفاده نمود. او نتیجه گرفت که یک فیدبک خطی با اساس مشاهده گر صرف درسیستم کنترلی بخاطر غیرخطی بودن سیستم نمی تواند جوابگو باشد و به همین منظور با افزودن یک فیدبک خروجی از بازوهای پیزو در سیستم کنترلی کار خود را ادامه و به این نتیجه دست یافتند که این تکنیک تا حد بسیار خوبی ویژگی های غیرخطی متغیرهای پروازی و اختلاف فشار را دارا میباشد.
اسکات و ویشر[۶۲][[۶۳]] مواد سازگار[۶۴] را درکنترل فلاتر پانل مورد استفاده قرار دادند.آنها استفاده از هر دو مواد پیزوالکتریک و آلیاژهای هوشمند در بهینه کردن ویژگیهای فلاتر پانل با تکیه گاه ساده را مورد بررسی قرار دادند. آنها نتیجه گیری کردند که برای مواد پیزوالکتریک استفاده شده در مطالعاتشان، هیچگونه بهبود اساسی صورت نپذیرفت؛ به عبارت دیگر، آنها نتیجه گرفتند که موادآلیاژی حافظه دار و هوشمند قابلیت افزایش سرعت فلاتر را داشته و ممکن است راه حل خوبی برای مسأله فلاتر پانل باشد که دچار حرارت های آیرودینامیکی است. لرد ریلی[۶۵] (۱۸۹۷)، در ابتدای مقاله اش با عنوان ناپایداری جت ها، پیشنهاد داد که یافته های تئوری اش می تواند ناپایداری همیشگی یک طول نامحدود را اثبات کند. حقیقتاً، او براحتی اثبات می کند یک ورق الاستیک با ابعاد نامحدود ( در هر دو جهت طولی وعرضی) هنگامی که در معرض یک جریان پتانسیلی محوری قرار بگیرد، همیشه ناپایدار است. با این وجود، مسأله تداخل سازه وسیال ، هنگامی که ابعاد محدود سازه به طور وضوح وارد مسأله میشوند از محاسبات پیچیده ای برخوردار است. کورنکی[۶۶] (۱۹۷۶) با بهره گرفتن از ابزار تحلیلی تئوری ایرفویل نشان داد که یک ورق با طول نامحدود وعرض محدود برای سرعت های زیر سرعت بحرانی ، پایدار می باشد. کورنکی یک ورق الاستیک فرض کرد و از دو تئوری مختلف، جهت مدل کردن جریان اطراف ورق استفاده کرد. او ابتدا یک جریان پتانسیلی بدون چرخش را فرض کرد. سپس، روشی را که تئودرسن[۶۷](۱۹۳۵) معرفی کرده بود؛ استفاده نموده و با افزودن یک توزیع گردابی در ورق موج دار ، به آرامی لبه فرار را منحصر به میدان فشار کرد. این نتایج در یک جریان چرخشی، اخیراً با بهره گرفتن از کامپیوترهایی با دقت بیشتر توسط هانگ[۶۸] (۱۹۹۵) و واتانابی[۶۹] (۲۰۰۲) انجام شده است .نتایج تئوری دیگری بوسیله گویو[۷۰] و پایدوسیس[۷۱](۲۰۰۰) استفاده شد. آنها مسأله دو بعدی را با فرض طول نامحدود در فضای فوریه برای یک جریان پتانسیلی حل کردند. الوی[۷۲] در سال ۲۰۰۷ آنالیز اخیر را برای یک ورق با طول محدود به دست آورد.
جنبه مهم اینگونه مدلهای تئوری استفاده آنها از شرایط مرزی جریان است.کورنکی( ۱۹۷۶ )در مدل بدون چرخشش در هر دو لبه حمله و فرار فشار را یکنواخت کرد.کورنکی با بهره گرفتن از تئوری تئودرسون و شرایط کوتا در مدل دومش یکنواختی لبه فرار را متوقف کرد.در این مساله ناپایدار، علی رغم اینکه اثبات های محاسباتی توسط فردریکس[۷۳](۱۹۸۶) ارائه شده بود،شرایط کوتا[۷۴] ، به خاطر اینکه عدد رینولدز معمولاً بسیار بزرگ و فرکانس فلاتر از مرتبه یک است بسیار مفید میباشد. سرانجام ، مدل تئوری گویو و پایدوسیس (۲۰۰۰) مسأله توزیع فشار رادر فضای فوریه بدست آورد. این بدین مفهوم است که یک موج بایستی به جریان اضافه شود تا تکین بودن لبه حمله را متوقف کند . این موج در پایه فیزیکی قابل ارائه نیست. بطور شگفت آوری ، این سه مدل دو بعدی مختلف ، تقریباً نتایج یکسانی را برای سرعت بحرانی ناپایداری می دهند. بدین معنی که موج های اضافه شده به بالا دست جریان ویا پایین دست جریان، تأثیر زیادی روی پایداری این بر هم کنش سازه وسیال ندارد. شایو[۷۵] (۱۹۸۰) ابتدا تلاش کرد تا آنالیز پایدار سه بعدی را برای فهمیدن وابستگی سرعت بحرانی روی طول پانل انجام دهد.در مطالعاتش ، او چندین فرض ریاضی را برای ساده کردن محاسباتش انجام داد که او را به این نتیجه رهنمون کرد که ورق با طول نامحدود از پایداری بیشتری نسبت به طول محدود برخوردار است . این نتایج در مغایرت با یافته های لایت هیل[۷۶](۱۹۶۰) ، داتا وگوتنبرگ[۷۷](۱۹۷۵) و لمایتره[۷۸](۲۰۰۵) می باشد . این تفاوت بوسیله لوسی[۷۹] و کارپنتر[۸۰] (۱۹۹۳) ، مجدداً امتحان شد. آنها به این نتیجه رسیدند که ورق با طول محدود همیشه از ورق با طول نامحدود پایدارتر است؛ که با نتایج شایو (۱۹۸۰) مغایرت دارد .
آرژانتین[۸۱] و مهادیوان[۸۲] در سال ۲۰۰۵، ناپایداری فلاتر یک تیر با یک مدل ساده دو بعدی بر اساس تئوری کورنکی (۱۹۷۶) مورد مطالعه قرار داد. آنها از یک شبیه ساز عددی سه بعدی استفاده کردند وبه طور کیفی نشان دادند که طول محدود تمایل به پایدار کردن سیستم دارد.
آزمایشات با بهره گرفتن از ورق های فلزی ، کاغذی و پلاستیکی بوسیله تاندا[۸۳](۱۹۶۸)، داتا وگوتنبرگ (۱۹۷۵) ، کورنکی(۱۹۷۶) و یاماگوچی[۸۴](۲۰۰۰)، واتانابی(b2002)، شلی[۸۵](۲۰۰۵) و سوئیلیز[۸۶] (۲۰۰۶) ، انجام شد . این آزمایشات نشان داد که مودهای فلاتر مشاهده شده در سرحدها همیشه دو بعدی هستند. آنها همچنین نشان دادند که ناپایداری سرحدی همیشه بزرگتر از تخمین های تئوری است. کار واتانابی (a2002) ، نشان داد که سرعت بحرانی اندازه گیری شده در آزمایشات حداقل دو برابر بزرگتر از محاسبات تحلیلی و عددی برای همه پارامترهای آزمایشی است.
ورق های کنسولی در جریان محوری همچنین به شکل عددی بوسیله واتانابی (a2002) ، بالینت و لوسی (۲۰۰۵) و تانگ وپایدوسیس (۲۰۰۶) ، مدل شدند. در این مطالعات ، یک حل دو بعدی بر اساس معادلات ناویر –استوکس یا بر اساس یک روش گردابی ترکیب شده با مدل تیر خطی برای ورق ارائه شد. سرعت بحرانی بدست آمده با این شبیه سازی های عددی مشابه با نتایج کورنکی (۱۹۷۶) و گائو و پایدوسیس(۲۰۰۰)، می باشد. در این مقالات ، گائو و پایدوسیس (۲۰۰۰) و بالینت و لوسی (۲۰۰۵) ، مکانیزم انرژی برگشت ناپذیر از سیال به سازه که نوعی دیگر از مکانیزم های ناپایداری است ؛ مهیا کردند.[[۸۷]]
فصل دوم: آیروالاستیسیته ومفاهیم آن
۲-۱- آیروالاستیسیته[۸۸]
طراحی اجسام پرنده به دلیل درگیر بودن سیال، دینامیک و سازه زمینه جدیدی از علم را ایجاد کرده است که به آن اندرکنش سازه و سیال (آیروالاستیسیته)گفته می‌شود، در این علم تداخل بین اثرات نیروهای آیرودینامیکی، اینرسی و الاستیک سازه مورد مطالعه قرار میگیرد. آیروالاستیسیته به زبان ساده، پدیدهای ناشی از تداخل دوطرفه و محسوس بین نیروهای آیرودینامیکی، انعطافپذیری سازه و مکانیزم های کنترلی و یا پیشرانه سازه و برآیند ناشی از آنها است. در شکل(۲- ۱)نمایی از سه علم مهم هوافضایی نمایش داده شده است، بخوبی میتوان دید که تداخل بین آیرودینامیک، الاستیسیته و دینامیک و کنترل تحت عنوان آیروالاستیسیته بررسی می شود.
شکل(۲- ۱):مسایل مطرح شده در آیروالاستیسیته
۲-۲- پدیده‌های آیروالاستیک
آیروالاستیسیته تحت دو عنوان مشخص در دو حالت استاتیکی و دینامیکی مورد مطالعه قرار میگیرد. در آیروالاستیسیته، تعادل هواپیما و یا رفتار کوتاه مدت تغییر مکان‌های سازهای در برابر نیروهای آیرودینامیکی و تاثیر متقابل آن روی شکل پرواز مورد بررسی قرار میگیرد. هرچقدر میزان انعطافپذیری و الاستیک بودن سازه هواپیما، خصوصاً سازه بال بییشتر باشد، تغییر شکل خارجی سطوح کنترل و در نتیجه تغییر بارهای آیرودینامیکی افزایش مییابد و امکان پیدایش پدیده آیروالاستیک بیشتر می شود. در شکل(۲- ۲)پدیده ها و موضوعات آیروالاستیک در دو بخش استاتیکی و دینامیکی بشرح ذیل مورد مطالعه قرار میگیرند.
شکل(۲- ۲) : تقسیم بندی پدیده های آیروالاستیکی
در آیروالاستیک استاتیکی رفتار سیستم به صورت استاتیک مورد مطالعه قرار میگیرد و سیستم تابع زمان نیست و معمولاً هیچ فرکانسی برای مدل تعریف نمی شود. نمونه‌هایی از رفتار آیروالاستیسیته استاتیک شامل واگرایی، تغییر شکل آیروالاستیک و معکوس عمل کردن سیستم کنترل می‌شود. در آیروالاستیسیته دینامیکی، رفتار سیستم در حوزه زمان بررسی می‌شود. نمونه‌هایی از آن شامل پدیده فلاتر به‌صورت ناپایداری دینامیکی و نوسانات با دامنه محدود می‌شود.
۲-۲-۱- پدیده های استاتیکی
۲-۲-۱-۱- واگرایی[۸۹]
ناپایداری استاتیکی سطوح برا و یا پانلهای سطحی را واگرایی مینامند. این پدیده در اثر تداخل نیروهای الاستیک سازهای و آیرودینامیک یکنواخت ایجاد میگردد و باعث تغییر فرم استاتیکی سازه می شود. واگرایی وقتی رخ میدهد که برروی یک بال الاستیک نیروی بالابر ایجاد می‌شود آنگاه با افزایش سرعت مقدار لیفت زیاد می شود تا جاییکه با Meمساوی گردد در صورتیکه Meیک حداکثر دارد. از آنجا که مقدار نیروی برا و گشتاور با توان دوم سرعت افزایش می یابد، افزایش ناچیز در سرعت، باعث واگرایی و در نهایت باعث شکست بال خواهد شد و سرعت حاصل، سرعت واگرایی بال خواهد بود. پیچش بال حول محور الاستیکی، اگر باعث واگرایی سازه نشود موجب تغییر در زاویه حمله ، نیروهای آئرودینامیکی و مشتقات پایداری خواهد بود که در هواپیماهای پیشرفته که مانورهای پیچیده و سنگین انجام می دهند حائز اهمیت است. در بالهایی با زاویه عقب رفت[۹۰] مسأله واگرایی برای بال غیرمحتمل است، دقیقاً برعکس بالهایی با زاویه جلو رفت[۹۱] که در برابر این ناپایداری استاتیکی بسیار ضعیف هستند.
بایستی اشاره نمود پدیده ای بنام واگرایی ایلرون[۹۲] نیز برخی مواقع مطرح می شود و آن زمانی است که ایلرون نقش مهمی را در فرایند پروازی ایفا نماید. همچنین باید اشاره نمود که سطوح افقی و عمودی دم نیز می توانند تحت سرعت ناپایداری واگرایی قرار گیرند.
افزایش ناچیزی در سرعت باعث واگرایی و شکست بال خواهد شد و سرعت حاصل سرعت واگرایی خواهد بود. در (شکل(۲- ۳) تعامل بین نیروهای الاستیک تحت عنوان ممان پیچشی سازه و گشتار پیچشی ناشی از بارهای آیرودینامیکی نمایش داده شده است.
شکل(۲- ۳ ): ممان پیچشی و گشتاور پیچشی ناشی از بارهای آیرودینامیکی
در زمان پرواز با سرعت زیاد، تغییر شکل سازه میزان نیروی آیرودینامیکی وارده به بال را تغییرمی دهد. با درنظر گرفتن یک ایرفول، با چرخش زاویه حمله و به تبع آن نیروی بالابری زیاد می گردد. افزایش میزان لیفت باعث پیچش بیشتر ایرفویل گشته ولی چنانچه سرعت کمتر از سرعت واگرایی باشد این افزایش تا رسیدن به حالت ثابتی کمتر می شود تا تعادل پایداری صورت پذیرد. در این حالت مسأله اصلی یافتن توزیع نیروی روی بال با توجه به توزیع پیچش در طول بال است. این مسأله در هواپیماهایی با ضریب منظری بالا اهمیت زیادی دارد.[[۹۳] ]. مثلاً در شکل(۲- ۴)توزیع لیفت در طول یک بال هواپیمایی را در حالتی که صلب و الاستیک باشد نشان می دهد و بطور مشخص الاستیک بودن بال حتی کمک می کند که نیروی بالابری بیشتری برای بال الاستیک مخصوصاً در قسمت انتهای بالبوجود بیاید.
شکل(۲- ۴):توزیع نیروی لیفت ایجاد شده روی بالی با طولL
۲-۲-۱-۲- اثر پذیری و معکوس پذیری سیستم کنترل سطوح[۹۴]
در ابتدا این پدیده را برای ایلرون تشریح می نمائیم . قاعدتاً ایلرون ها در بال هواپیما می توانند باعث ایجاد حرکت رول[۹۵]شوند. در حین این عمل ایلرونی که به پایین خم می شود باعث افزایش نیروی لیفت و پیچش ایرفویل به سمت پایین و کاهش زاویه حمله می گردد، دقیقاً برعکس ایرفویلی که به سمت بالا خم می شود؛ پیچش بال باعث کاهش یافتن گشتاور لازم برای دوران هواپیما می گردد و از آنجا که این گشتاور با توان ۲ سرعت رابطه مستقیم دارد تنها در یک محدوده سرعت، رفتاری درست از ایلرون را شاهد خواهیم بود. سپس اثر ایلران کاهش یافته تا جایی که در یک سرعت خاص بنام سرعت بازگشتی[۹۶] حرکت ایلرون دیگر تاثیری نداشته و بعد از آن سرعت ، شاهد عملکرد معکوس ایلرون خواهیم بود.[۲۷]
شکل(۲- ۵) عملکرد این ناپایداری دینامیکی برای یک هواپیما که در جنگ جهانی دوم آزمایش شده را نشان می دهد.
شکل(۲- ۵): تاثیر سرعت بر عملکرد ایلرون[۲۷]
دو نکته در مورد خاصیت معکوس پذیری ایلرون را بایستی مدنظر داشت:
-
- سرعت معکوسی ایلرون به محل محور دوران الاستیک با مرکز فشار آیرودینامیک مرتبط نیست.
-
- با افزایش ضریب فنریت پیچشی و افزایش ارتفاع پرواز سرعت این پدیده زیاد می شود.
در حالت زاویه عقب رفت بال این پدیده بسیار نمایان است، بدین صورت می توان گشتاور خمشی و گشتاور پیچشی بال(البته فاکتور وزن را نیز بایستی مد نظر داشت) را افزایش داد و یا استفاده از اسپویلر[۹۷]و اجزاء متحرک که در انتهای بال قرار دارند؛ تاثیر بسزایی در به تعویق افتادن این پدیده می توانند ایفاء نمایند.
همچنین پدیده اثر پذیری و معکوس کارکردن اعضاء کنترلی در رادر و الویتورها هم دیده می شود ولی به اندازه ایلرونها فاجعه آمیز نیستند.
۲-۲-۲- پدیده های دینامیکی
۲-۲-۲-۱- بافتینگ[۹۸]
این واژه به ارتعاشات بی نظم یک سازه یا قسمتی از آن که در جریان هوا قرار دارد گفته می شود که در اثر تاثیر اغتشاشات ایجاد شده در جریان بر روی سازه بوجود می آید بدین نحو که این اغتشاشات ضرباتی را به سازه می زنند. در صورتیکه فرکانس این ضربات که بعنوان نیروی تحریک کننده می باشند با فرکانس طبیعی سازه یکی باشد سازه دچار ارتعاشات بی نظم می شود. این پدیده علاوه بر دم هواپیما در سطوح کنترلی همچون بالک یا سکان که در دم متصل می شود و در ساختمانهای بلند که به علت ارتفاع زیاد در معرض جریان هوای بالای سطح زمین هستند و همچنین در توربینها اهمیت زیادی دارند. در واقع بافتینگ در هواپیما بدلیل جدایش جریان روی بال یا نوسانات حاصل از امواج شاک بوجود می آید و این پدیده با توجه به اینکه بر اثر نیروهای غیرخطی اتفاق می افتد یک نوسان غیر منظم و غیر خطی است.
اولین سانحه تاریخی از این اثر را می توان به سال ۱۹۳۰ جایی که یک هواپیمای ژانکر اف-۱۳در انگلیس با ورود به یک جبهه هوای قوی، تغییرات ناگهانی در زاویه حمله بالهای خود را دید نسبت داد بنحوی که جدایش جریان در پشت بال ایجاد شده، گردابه هایی ایجاد کرد که که باعث ارتعاشات بی نظم و شدید الویتور و استبلایزر و در نتیجه شکست آنها و مرگ ۶ نفر شد.
