@inproceedings{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00037460,
 author = {ケイランディシュ, ハミド レザ and 中道, 二郎 and Kheirandish, Hamid Reza and Nakamichi, Jiro},
 book = {航空宇宙技術研究所特別資料, Special Publication of National Aerospace Laboratory},
 month = {Dec},
 note = {航空宇宙技術研究所 16-18 Jun. 1999 東京 日本, National Aerospace Laboratory 16-18 Jun. 1999 Tokyo Japan, SST実験機の遷音速領域でのフラッタの数値シミュレーションを報告する。航空機の翼と胴体の弾性は、構造方程式を解く際に24個の対称および非対称の自然モードを使用することによって考慮した。SSTの応答を見るために、オイラー方程式および構造方程式は同時に積分された。線形理論と同じように、補助翼のフラッタはこの形状では最も重要なものの1つであることが分かった。マッハ数0.6〜1.0の範囲で線形理論から予測されたフラッタの境界より低い値が推算された。, Numerical flutter simulation of the experimental SST in transonic region is presented. The elasticity of the aircraft's wing and fuselage is taken into account by utilizing 24 symmetric and anti-symmetric natural modes in solving structural equations. The Euler and structural equations were integrated simultaneously to obtain SST responses. The aileron flutter, like the linear theory, was found to be the most critical one for this configuration. The flutter boundaries are estimated lower than those obtained by the linear theory for the range of Mach number 0.6-1.0., 資料番号: AA0001961027, レポート番号: NAL SP-44},
 pages = {181--184},
 publisher = {航空宇宙技術研究所, National Aerospace Laboratory (NAL)},
 title = {Simulation of a flexible aircraft dynamics},
 volume = {44},
 year = {1999}
}