更新时间：2024-07-02 07:35
涉及空气动力学和弹性结构力学的一个力学分支，主要研究飞行器飞行时的弹性特点。
飞行器的结构不可能是绝对刚硬的，在空气动力作用下会发生弹性变形。这种弹性变形反过来又使空气动力随之改变，从而又导致进一步的弹性变形，这样就构成了一种结构变形与空气动力交互作用的所谓气动弹性现象。气动弹性对飞行器的操纵性和稳定性会产生显著影响，严重时会使结构破坏或造成飞行事故。因此气动弹性问题是飞行器（特别是一些刚度较小而速度较高的飞机和导弹）设计中需要考虑的一个重要问题。
20世纪初，飞机设计师对气动弹性尚一无所知，飞机刚一试飞，原先认为强度足够的机翼结构因变形发散而折断，飞行遂告失败。第一次世界大战期间，飞机急剧发展，除了变形发散仍有发生之外，颤振型式的气动弹性现象至迟在1916年已经出现。随着飞行速度提高，空气动力增大，而重量小的结构型式使机翼抵抗变形的能力下降，所以气动弹性问题变得严重起来。30年代初英国“蛾”号飞机连续发生颤振失事，促使航空工程界对气动弹性问题严重关注。气动弹性力学作为一个分支学科大体上可以认为就是在这个年代形成的，颤振验证也由此时起成为设计飞机必须考查的项目而载入强度规范。以后针对高速飞行器设计的需要，又发展了涉及气动加热效应的气动热弹性力学。60～70年代以来，由于自动控制系统在飞行器上的广泛应用，又出现计入伺服机构作为动态环节的气动伺服弹性力学。
气动弹性对飞行影响的问题，主要是从结构强度和飞行器的动态特性（操纵性、稳定性）两个方面进行研究的。常遇到的有变形发散、操纵反逆和静稳定性影响等气动弹性静力学问题以及颤振、阵风响应、抖振、动稳定性和操纵反应等气动弹性动力学问题。
在结构变形与空气动力交互作用下结构变形的非周期性的单调发散现象。例如，机翼升力一般作用在机翼结构扭转中心（简称扭心）之前，故产生一抬头扭矩使迎角增大，迎角的增大使空气动力进一步加大，这又引起更大的弹性变形迎角。结构变形与空气动力的交互作用，通常达到一稳定平衡状态为止。在一定高度上平飞时，空气动力将随飞行速度增加而增大，而弹性力矩则与飞行速度无关，因此飞行速度增加时，上述平衡状态将对应于越来越大的弹性变形。一般存在着一个临界飞行速度，达到这一速度时，迎角的任何偶然扰动都会引起弹性变形不断扩大，导致机翼破坏。这叫作变形发散，与此相应的飞行速度称为变形发散速度。1903年S.P.兰利的单翼机失败，其原因一般认为是机翼的扭转变形发散。通常较高的结构刚度对应于较大的变形发散速度，为了保证变形发散速度大于最大飞行速度且留有一定安全裕度，强度规范对结构刚度规定了相应的要求。
由于结构变形与空气动力交互作用引起操纵面效能降低以至丧失甚至反逆的现象。例如，左右副翼相反偏转的效能是使飞机产生滚转力矩，但是空气动力的作用使副翼变形,原来所产生的滚转力矩下降,从而降低副翼效率。当动压增大，即当定高飞行的速度增大到临界的所谓反逆速度时，偏转副翼就根本产生不了滚转力矩，于是副翼失效。超过这一临界速度后，偏转副翼会产生反向的滚转力矩，使飞机违背操纵者意愿而反向滚转。这种设计上不允许出现的情况称为副翼反逆。对于其他操纵面也有类似现象，统称为操纵反逆。第二次世界大战期间，日本零式战斗机开始曾以轻巧灵活取胜，但机翼抗扭刚度小、副翼反逆速度低，不能快速滚转,这一弱点被对方掌握后,就失去了它的作战优势。为了防止操纵反逆，应采取各种有效措施（包括结构要满足一定的刚度要求）以降低气动弹性对操纵面效率的不利影响。
气动弹性对飞行器静稳定性的影响首先表现在它改变了飞行器平衡状态(或基准飞行状态)的压力分布，引起焦点位置的变化，从而改变飞行器的静稳定性。
翼面在结构变形与空气动力交互作用下发生的自激振动现象，是飞行器结构动强度中最重要的气动弹性问题。有记载的第一次颤振事故是1916年英国一架双发动机轰炸机因水平尾翼颤振而失事。最基本的颤振是机翼弯扭颤振。机翼振动时，一般都伴有弯曲和扭转变形。这种变形与空气动力的交互作用，使变形进一步变化。飞机低速飞行时，机翼振动会不断衰减。随着飞行速度增大到某一数值时，机翼振动就会保持等幅，这就是颤振临界状况，与此相应的飞行速度称为颤振临界速度。飞行速度超过颤振临界速度以后，振动将不断扩大以至机翼破坏。颤振的基本因素是空气动力、弹性力和惯性力三者的耦合作用,若机翼重心前移到扭心处,则会破坏机翼弯曲振动伴随扭转的机制，平直气流就无从产生激励振动的作用，颤振也就不会发生。强度规范要求颤振临界速度高于最大飞行速度并留有一定的安全裕度。飞行器的颤振型式很多，可按所涉及的振动型态加以区分。例如涉及机翼弯曲和副翼偏转的称为弯曲-副翼型颤振。凡属这类涉及操纵面的颤振，通常采用加配重使操纵面重心前移到它的转轴之前的办法来防止。高速飞行器的蒙皮在超音速气流作用下会发生类似旗帜随风飘扬型的所谓壁板颤振。这种颤振虽不致使蒙皮立即破裂，但却会引起疲劳破坏。
气动弹性对飞行器静稳定性的影响首先表现在它改变了飞行器平衡状态(或基准飞行状态)的压力分布，引起焦点位置的变化，从而改变飞行器的静稳定性。
飞行器结构某些部分由于气流中的紊流扰动所引起的强迫振动。紊流可能是由发生抖振的部件自身或另一部件上的气流分离引起的。例如，机翼前缘的跨音速气流分离引起机翼本身的抖振；机翼机身联接处气流分离引起尾翼的抖振。抖振有时难以预计，常在试飞时发现后再设法排除。解决途径主要是改善气动外形设计，以避免、减弱或延缓气流分离；改变尾翼位置，以避开从机翼流来的分离气流；采取适当的减振措施等。
飞行器结构某些部分由于气流中的紊流扰动所引起的强迫振动。紊流可能是由发生抖振的部件自身或另一部件上的气流分离引起的。例如，机翼前缘的跨音速气流分离引起机翼本身的抖振；机翼机身联接处气流分离引起尾翼的抖振。抖振有时难以预计，常在试飞时发现后再设法排除。解决途径主要是改善气动外形设计，以避免、减弱或延缓气流分离；改变尾翼位置，以避开从机翼流来的分离气流；采取适当的减振措施等。
飞行器遇阵风而产生附加的变形和应力等响应。在飞行器结构设计中，一般仅对机动载荷相对较低的大型飞行器考虑阵风响应，主要是进行静强度校核和疲劳强度校核等。
飞机飞行时总会遇到垂直于飞行方向短时间的突风。在大型飞机的强度计算中，突风是必须考虑的因素。这方面的计算必须考虑到飞机的弹性。按弹性飞机对突风的响应算出机翼根部的弯矩，比刚性飞机的值大15〜20%。
气动弹性对动稳定性和操纵反应的影响表现在它改变了飞行器的扰动运动特性（见飞行器动态特性）。弹性飞行器受扰后的扰动运动可分解为附加的移动、转动和变形三部分。前两者合称为刚体运动（或总体运动），后者称为弹性运动。这两种运动的相互影响，形成了弹性飞行器不同于刚性飞行器的扰动运动的一些特点。
飞行器弹性振动的自振频率是由飞行器的刚度和质量分布决定的。一般来说，结构刚度越大，各阶振型对应的自振频率也越高，反之则越低。
如果飞行器结构最低阶自振频率比刚体运动的频率高得较多，则在研究弹性飞行器的动态特性时可采用准静弹性假设，用修正气动导数的办法以计入气动弹性的影响。如果飞行器结构最低阶自振频率与刚体运动频率比较接近，则弹性运动与刚体运动之间将出现较强的耦合。此时必须计入弹性运动自由度，并根据给定的初始条件或控制规律等求解完整的弹性飞行器运动方程组，来计算弹性飞行器的动态特性。
在小变形假设下，可以认为飞行器的弹性运动与刚体运动之间不存在惯性耦合。但气动力的耦合却总是存在的。气动弹性对于飞行器动态特性的影响正是由于飞行器受扰后所发生的弹性振动使得作用在飞行器上的气动力发生变化，从而使飞行器的总体运动的动稳定性和操纵反应特性也发生变化。
随着飞行器日益广泛地采用各种类型的自动器和在稠密大气层中高速飞行的发展，60年代以来，在古典气动弹性力学的基础上又发展了若干新的学科和研究内容，如气动热弹性力学、气动伺服弹性力学、主动控制技术的应用、噪声激励、随机扰动以及新的研究方法等。
在一些装有自动控制系统的飞行器中，在一定的情况下，结构弹性振动与控制系统的相互作用会使控制系统的工作受到严重的干扰，对飞行器的稳定性和操纵性产生不利影响。改善自动控制系统的工作条件，降低弹性振动对控制系统的不利影响，是这类飞行器设计工作中必须研究的课题。
70年代末期以来，主动控制技术有了很大的发展。在一些飞行器上，可采用主动控制系统来抑制某些不利的弹性振动，以改善飞行器的动态特性。这是气动弹性力学领域中一个新的值得重视的研究方向。
随着高速电子计算机的出现和计算空气动力学等学科的发展，可采用数值计算的方法来研究气动弹性对稳定性和操纵性的影响。同时，由于测试技术的发展，采用实验方法研究飞行器动态特性问题也取得很大进展。例如用风洞实验测量模型的非定常压力分布，应用动力相似模型在风洞中测量飞行器的气动导数，进行模型自由飞试验和飞行试验以测量弹性飞行器的动态特性等。