711 遷音速での航空機主翼フラッタの閉ループ分岐特性

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概要

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• In transonic region where a shock wave is staying on the aircraft wing surface, flutter often behaves like a limit cycle oscillation (LCO). It has been observed in the wind tunnel tests that the flutter controlled by a linear feedback also behaves as LCO. The authors have developed a nonlinear mathematical model, by the nonlinear dynamics approach, which can explain the fundamental bifurcation phenomena observed in the tests. Applying a linear feedback control to the nonlinear mathematical model, the paper shows that the bifurcation of LCO for the closed loop system can be analyzed and estimated by a continuation method

• 一般社団法人日本機械学会の論文
• 2003-03-01

著者

• 松下 洸

  福井大学大学院工学研究科機械工学専攻

• 宮田 貴文

  福井大

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