閱有關專著和資料。氣動彈性問題包括機翼的扭轉擴大，副翼（或舵面）的操縱反效（或失效），機翼、尾翼、機身的顫振等。
扭轉擴大是指機翼的扭轉變形由小到大地單調增加，導致結構破壞。操縱反效是由于副翼或舵面在操縱時所產生的氣動力，導致與它相連的結構（機翼或安定面的翼盒）有較大的變形，引起操縱失效或反效。以上兩者統(tǒng)屬于靜氣動彈性問題。至于顫振，其結構變形是振動擴大的。此時除空氣動力和結構彈性之外，還與振動加速度和由此產生的結構慣性力有關，屬于動氣動彈性問題，下面分別進行討論。
"機翼的扭轉擴大（）扭轉擴大的基本概念。取機翼的一個典型剖面。此剖面上有三個重要的點，即剖面的氣動力焦點、重心與剛心（扭轉時繞該剛心轉動）。由于是靜氣動彈性問題
（即加速度很小，慣性力可以略去），故只討論氣動力與彈性力。亞音速飛行時，焦點在剖面弦長的 % & ’%處，剛心一般在弦長的 (’% & )*%處，也即焦點在剛心前。假設機翼以迎角 +,使飛機處于穩(wěn)定平飛中，若突然有一擾動上升氣流 -.（所謂擾動指瞬間有一上升氣流，過后即消失）導致迎角 +/+, 0 +，引起附加升力 1。由于此 1作用于焦點而非作用于剛心上，故使該剖面瞬間引起了扭轉變形 "。當此擾動消失后，研究扭轉變形的發(fā)展趨勢為：此時有兩種可能性，一為即使 -.消失，此附加扭轉變形仍愈來愈增大，導致結構破壞，此即為扭轉擴大；一為在 -.消失后，此附加扭轉愈來愈小，以致消失。現(xiàn)在具體分析一個發(fā)展過程。由 "引起該機翼剖面的迎角增加 +，因此氣動力升力有一個增量 1，此力作用在焦點上，對剛心產生一個使扭轉變形進一步增大的氣動力矩 2+ / 13+。由 "引起的彈性恢復力矩 24將使附加扭轉變形減小。若 2+ 524，則扭轉變形愈來愈大，形成扭轉擴大；若 2+ 624，則附加扭轉變形愈來愈小，以致消失。由于氣動力矩與飛行速度的二次方成正比，而彈性恢復力矩則與飛行速度無關，故有一個臨界速度。
超音速飛行一般不會出現(xiàn)扭轉擴大，因為此時焦點已顯著后移。
后掠機翼對防止扭轉擴大有利，前掠機翼則相反。故后掠機翼一般主要考慮防止副翼反效，而不需要考慮防止扭轉擴大。對亞音速飛機的大展弦比直機翼，則兩方面都需要考慮。亞音速前掠機翼一般不需考慮副翼反效，而著重考慮防止扭轉擴大。
（）防止扭轉擴大的措施可以將剛心前移，也可以提高機翼的剛度。由于彈性恢復力矩與機翼扭轉剛度成正比，故提高機翼扭轉剛度對防止扭轉擴大是有好處的。對于直機翼，只需提高扭轉剛度；對于前掠機翼，則增加彎曲剛度對防止扭轉擴大也有好處，因為此時機翼撓曲軸的彎曲變形將引起順氣流翼剖面有不利的附加扭角。 71—飛機為了防止機翼扭轉擴大，采取了一個較特殊的措施，機翼主抗扭匣前移，使剖面剛心前移，因此就不容易發(fā)生扭轉擴大。
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"副翼反效
副翼和舵面都有操縱反效的問題。現(xiàn)舉副翼為例加以闡明。當為了使某側機翼產生附加升力而使副翼下偏 角時，若機翼為絕對剛硬，則由于副翼下偏所影響的單位寬度機翼翼段將增加升力 "。但實際上機翼僅有有限的剛度，機翼剛心又遠在 "合力作用點之前，故由 "引起的力矩 % & "’(，將使該翼段產生前緣向下的扭轉變形。這相當于減少翼段迎角，將使升力減少 ")，若 ") * "，則操縱副翼下偏時，反而引起向下的負升力，即操縱反效了。實際飛機當然不但不應操縱反效，而應保持有一定效率的正常操縱。由于我們可近似認為所需的操縱力不隨飛行速度而變，而 ")卻大致與飛行速度的二次方成正比，因此有一副翼反效的臨界飛行速度。
副翼反效在大展弦比后掠機翼上較嚴重。這是因為展弦比愈大，對剛度愈不利；而后掠機翼彎曲引起順氣流翼剖面的附加扭角，也產生不利于操縱的附加氣動力。此時可在高速時改用內副翼或擾流片；也可增加機翼的扭轉剛度和彎曲剛度，當然主要還是扭轉剛度。三角機翼由于翼尖部分機翼剖面尺寸特別小，故需特別注意翼尖部分的扭轉剛度。因此三角機翼在翼尖處都是截頭的，即翼尖并非真正尖的，而是截去一塊；副翼也不一直伸到翼尖，而是往內移一些。
+"顫振顫振是氣動翼面的一種自激振動。由有關部件的氣動力、慣性力和彈性特性的綜合作用所引起。當飛機速度 , -.（顫振臨界速度）時，振動受到阻尼；當 /&0時，
-.
振動以等幅特征進行；當 /*0時，大多數(shù)情況下，振動將發(fā)散，并導致結構快速出現(xiàn)
-.
損傷或破壞。
由于顫振須考慮振動變形引起的加速度及結構相應的慣性力（作用在結構重心上），因此結構各剖面的重心位置在顫振中有很大影響。
顫振基本上分兩種類型，一為機翼的彎扭顫振，即由機翼的彎曲變形與扭轉變形交感而產生振動發(fā)散；二為副翼的彎曲顫振，即由副翼的偏轉與機翼的彎曲變形交感而產生振動發(fā)散。由此可見，舵面等也可發(fā)生顫振。
（1）機翼彎扭顫振。下面先闡明機翼彎扭顫的基本概念。取一個典型翼剖面，剖面上的三個點通常這樣排列：焦點（亞音速飛行時）最前，剛心則位于重心前不遠處。通常焦點在弦長的 23外，剛心在弦長的 +23 4 563處，重心在弦長的 53 4 573處。可用圖 85 81說明彎扭顫振的物理概念。先看圖（ 85 81）（ ），翼剖面沒有受到擾動前的位置為 （但剖面應沒有扭轉）。假設該剖面受到一擾動，使其位置從 位移至 6位。現(xiàn)分析將此擾動去掉后，翼剖面在彈性力、慣性力、氣動力作用下的運動情況。當瞬間擾動一取消，由于機翼彎曲引起的彈性力將使該剖面向上運動。彈性力是始終向著原始平衡位置方向的；且偏離距離愈大，彈性力愈大。從 6位到
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