عکس سمت راست فوکر DV-III [www.militaryfactory.com]
… من طی تست های بررسی سختی بال متوجه شدم که با افزایش بار بر روی بال زاویه حمله در نوک بال به صورت غیرطبیعی افزایش می یابد. من بخاطر نمی آورم که این پدیده را طی آزمایش ها با بال اصلی دیده باشم. کاملا مشخص است که این افزایش زاویه حمله در نوک بال باعث شکستن بال شده است، بطور منطقی بار اعمال شده به بال به واسطه فشار هوا در شیرجه هایی با زاویه زیاد در نوک بال به نسبت قسمت میانی بال افزایش بیشتری داشته، و خود باعث افزایش زاویه حمله در نوک بال می شود. این پدیده به علت وجود اسپار عقبی اضافه شده به بال است، و وجود این اسپار باعث تغییر شکل ناخواسته بر روی بال تحت بار می شود….
پیچش منتج شده از این فرایند باعث شکستن بال تحت مانورهای مداوم جنگی می شود.[۸]
بعد از جنگ جهانی اول و در سال ۱۹۲۳ بومر و کونینگ فلاتر ایلران هواپیمای دریایی ون برهل را بررسی نمودند. آن­ها یافتند که مجزا نمودن مودهای متقابل به وسیله روش تعادل جرم می تواند این مشکل را حذف نماید. از آن زمان استفاده از تعادل جرم به عنوان روشی برای جلوگیری از فلاتر پذیرفته شده است.[۹]

( اینجا فقط تکه ای از متن فایل پایان نامه درج شده است. برای خرید متن کامل پایان نامه با فرمت ورد می توانید به سایت feko.ir مراجعه نمایید و کلمه کلیدی مورد نظرتان را جستجو نمایید. )

(( اینجا فقط تکه ای از متن درج شده است. برای خرید متن کامل فایل پایان نامه با فرمت ورد می توانید به سایت feko.ir مراجعه نمایید و کلمه کلیدی مورد نظرتان را جستجو نمایید. ))

در سال ۱۹۲۷ ژان و بیر بررسی های خود را بر روی فلاتر دم عمودی هواپیمای MO-1 در ایالات متحده معطوف نمودند. این دم یک سیستم با دو اسپار بود که باعث جفت شدن مودهای پیچش و خمش می­شد. به عنوان یک راه حل، افزایش سختی پیچشی و جلوبردن مرکز جرم پیشنهاد شد. بعلاوه نوئل،یانگر و گرین مطالعاتی را بر روی پدیده فلاتر انجام داده و مقالات خود را در مورد فلاتر در سال ۱۹۲۷ و ۱۹۲۸ چاپ نمودند.
همچنین در سال ۱۹۲۷ در دانشگاه MIT مطالعات اولیه بر روی پدیده فلاتر آغاز شد و اولین استفاده از مدل­ها در تونل باد صورت پذیرفت. بعدها به رهبری راشر، مدل متشابه دینامیکی بسیاری از هواپیماهای نظامی در لابراتوار تحقیقات سازه و آیروالاستیسیته دانشگاه MIT ساخته و تست شد.
در سال ۱۹۲۸، پرینگ کار خود را در مورد استفاده از یک مدل کوچکتر جهت مشخص نمودن سرعت فلاتر یک هواپیما ارائه نمود. او تحقیقات خود را بر روی یک هواپیما که سرعت و فرکانس فلاتر بال و ایلران آن توسط تست های پروازی مشخص شده بود متمرکز نمود.
پس از او، قوانین ساخت مدل های متشابه با ابعادی کوچکتر توسط مک کین و وود هراس توسعه یافت. بر اساس این قوانین برای اینکه به تشابه دینامیکی بین مدل کوچکتر و هواپیمایی با ابعاد کامل رسید، ابتدا باید تشابه هندسی جرم و توزیع ویژگی های الاستیک را ایجاد نمود. پرینگ از یک مدل با ابعاد یک سوم هواپیما استفاده نمود و سرعت و فرکانس فلاتر مشاهده شده به خوبی با مقادیر بدست آمده طی تست های پروازی مطابقت داشت. این تحقیق بررسی سودمندی جهت مشخص نمودن استفاده از مدل های کوچکتر در تونل باد برای پیش بینی سرعت فلاتر بحرانی یک هواپیماست.
در سال ۱۹۲۹ دونکن و فریزر گزارشی را با موضوع فلاتر بال های هواپیما ارائه نمودند. در این گزارش فرمول های تئوریک فلاتر به همراه مشتقات آیرودینامیکی محاسبه شده در تونل باد ارائه شد.گزارش علمی آن­ها تا سال ها به عنوان یکی از اصلی ترین مراجع فلاتر شناخته می شد به صورتی که این گزارش نام انجیل فلاتر را به خود اختصاص داد.
در این گزارش مفهوم مودهای طبیعی سازه تعریف شده بود و با بهره گرفتن از این تعریف مسائل به وسیله معادلات دیفرانسیل معمولی بجای معادلات دیفرانسیل جزئی حل می­شد. فریزر و دونکن اثر دنباله­های جداشده از سطح بال را در محاسبات خود در نظر نگرفتند و از اینرو نتایج حاصل از اصول آیرودینامیکی کار آن ها به اندازه کافی رضایتبخش نبود.
بعد از جنگ جهانی اول، هوانوردان توجه خود را به شکستن رکوردهای سرعت معطوف نمودند. بین سالهای ۱۹۲۴ تا ۱۹۳۴ تعداد زیادی مسابقه هوایی برگزار شد. بعضی از شرکت کننده ها مانند ورویل اسپرگ R-3، سوپر مرین S-4، ژئو-بی، لونینگ P-4 و کانیس R-6 با مسئله فلاتر روبرو شدند. طراحان هواپیماهای خود را با بهره گرفتن از اسپارهای چوبی تقویت شده در انتهای بال و تقویت بال توسط اتصالات خارجی یا کوچک نمودن پهنای بال بهبود دادند.
در سال ۱۹۳۰، مطالعات آیروالاستیسیته با پیشرفت بسیار بزرگی به خصوص در زمینه تئوری مواجه شد. در این سال هواپیماهای یک باله نسبت به هواپیماهای دوباله به علت کارایی بسیار بهتر خود ترجیح داده شده و بال هایی با روکش فلزی به همراه اسپارهای فلزی و تقویت کننده های داخلی به جای بال هایی با اسپارهای چوبی که توسط پارچه پوشانده شده بود استفاده شدند.
در اوایل سال ۱۹۳۰ کلمه آیروالاستیسیته برای اولین بار توسط کاکس و پاگسلی در انگلستان استفاده شد. در سال ۱۹۳۰، کاکس،پاگسلی،دونکن و مک میلان بر روی اثر معکوس ایلران متمرکز شدند. اثر معکوس ایلران در مرجع [۱۰] به صورت زیر تعریف می شود:
اثر معکوس ایلران زمانی روی می دهد که با افزایش سرعت، تغییر زاویه ایلران باعث ایجاد پیچش در بال در خلاف جهت ایلران شود و در نتیجه، اثر ایلران برای ایجاد ممان جهت غلتش کاهش می یابد. این فرایند تا زمانی که ایلران دیگر اثری نداشته و عکس العملی معکوس با عملکرد خود ایجاد نماید ادامه می یابد.
در سال ۱۹۳۲، هواپیمای دی هاویلند با حادثه ای جدی به علت فلاتر بال، دم و رادر خود مواجه شد. مشخص شد استرات های V شکل عامل اصلی این حادثه بودند. طی سال های ۱۹۳۲تا ۱۹۳۴ موارد فلاتر زیادی در ایالات متحده نیز روی داد. هواپیمای YC-14،YO-27، داگلاس C-26A،Xo-43 و F-24 فلاتر دم را هم تجربه نمود.
هواپیمای YA-8 با فلاتر رادر نازک خود روبرو شد و بوئینگ YB-9A با فلاتر رادر-بدنه، داگلاس XV-7 با فلاتر بدنه-الویتور و کورتیس Yo-40B با فلاتر الویتور-تب روبرو شد. در همان سال تئودرسون شروع به فعالیت در زمینه مسائل فلاتر در ایالات متحده نمود او تنها در عرض چند ماه یک گزارش علمی ناسا به شماره ۴۹۶ و در سال ۱۹۳۵ چاپ نمود. کار او تاثیر بزرگی بر روش های بررسی فلاتر در صنعت هوانوردی آمریکا نهاد. تئوری تئودرسون روش دقیق و آسانی را برای صفحاتی با سطح مقطع ایرفویل شکل ارائه می نمود. روش او مبنای اصلی روش استریپ است که هم اکنون جهت محاسبه فلاتر بال بکار گرفته می شود. توسعه روش های بررسی فلاتر در آمریکا به شدت از کارهای او تاثیر پذیرفته است می توان به عنوان برجسته­ترین آن­ها روش استریپ و روش های تقریب فلاتر را نام برد.
تئودرسون و گریک بین سال های ۱۹۳۰ و ۱۹۴۶ با یکدیگر به بررسی اثرات مشخص هر پارامتر سازه مانند مرکز جرم، محور الاستیک، ممان اینرسی، نسبت وزن، مکان قرارگیری لولای ایلران و پارامترهای متشابه آن پرداختند.
در سال ۱۹۳۵، فارن نتایج تجربی خود را در مورد افزایش ضریب برآی بالی که زاویه حمله آن به سرعت تغییر می نماید ارائه نمود. او نشان داد که ضریب برآ تا مقدار ماکزیمم برآی بال افزایش می یابد و این به علت فلاتر تا مرز واماندگی بال، ملخ یا پره بکار رفته بود.
در اواسط دهه ۱۹۳۰، اولین تست های پروازی فلاتر، آغاز شد و ون شیپ در آلمان اولین کسی بود که این تست ها را انجام داد. روشی که او استفاده می نمود خیلی ساده بود: شیرجه زدن با هواپیما تا حداکثر سرعت آن و مشاهده رفتارهای بوجود آمده.
بسیاری از آزمایش های پروازی فلاتر موفق بر روی هواپیماهای مختلف انجام شد تا اینکه این آزمایش منجر به سقوط هواپیمای جونکر JU-90در سال ۱۹۳۸ شد. بعد از سال ۱۹۴۵، صنعت لزوم تست های فلاتر را پذیرفت و این منجر به بهبود روش­های آزمایش و همچنین تولید هواپیما با حداکثر امکان جلوگیری از وقوع این پدیده بود.
پراندتل مقاله ای را در مورد آیرودینامیک جریان پایدار در سال ۱۹۳۶ ارائه نمود. تئوری ارائه شده در این مقاله برای آیرودینامیک جریان ناپایا نیز تعمیم یافت. او شتاب پتانسیل را تعریف نمود. تئوری او نتایج صحیحی در مورد جریان های زیر صوت و مافوق صوت با اغتشاشات کوچک ارائه نمود. اما در جریان گذر صوتی تئوری خطی او، پیش ­بینی­های صحیحی ارائه نمی­نمود.
تنها طی دو سال در ایتالیا، کایله پوزیو دو مقاله با بهره گرفتن از روش پرانتل ارائه نمود. او پتانسیل سرعت را برای مسائل دو بعدی و غیر ایستا بکار برد. در سال ۱۹۳۷، سیکالو تئوری خط برآزای پرنتل را توسعه داد و روش چند خط برآزا را برای یک بال با پهنای محدود و در حال نوسان ارائه نمود. بعدها و در سال ۱۹۴۰ فریزر به همراه دونکن و کلار کتابی را در مورد ماتریس ها و کاربرد های آن ها به همراه مسائل فلاتر چاپ نمودند. در سال ۱۹۴۱ لرینگ روش خود را برای حل مسائل آیروالاستیسیته با بهره گرفتن از ماتریس های متقارن ارائه نمود.
طی جنگ جهانی دوم، کاسنر مقاله ای را ارائه نمود که در آن تئوری کلی سطوح برآزا برای بال های سه بعدی بکار برده شد. او از شتاب پتانسیل پرانتل و اثر حرکت دابلت های یکنواخت استفاده نمود.
طی جنگ جهانی دوم و بعد از آن با پیشرفت هواپیما ها شکل آن ها نیز تغییر نمود. هواپیماهای فلزی بجای هواپیماهای چوبی استفاده شد بعلاوه سرعت هواپیماها افزایش چشمگیری داشت. فلاتر به علت های دیگری از جمله حمل سلاح، تانکر های سوخت خارجی یا عدم تعادل وزن و کاهش سختی سازه به علت خسارات بوجود آمده طی درگیری ها نمود یافت.
در سال ۱۹۴۲، اسمیلگ و واسرمن در مقاله ای جداول جامعی را از ضرایب آیرودینامیکی ناپایدار که در محاسبات و تحلیل فلاتر استفاده می شوند ارائه نمود.آن ها از تئوری تئودرسون و تعادل آیرودینامیک سطوح کنترل برای محاسبه این ضرایب استفاده نمودند. این جداول و روش های محاسبه آن ها تا سال ها در ایالات متحده مورد استفاده قرار می­گرفت.روش های ارائه شده در این مقالات شامل مفاهیم میرایی سازه بود. با بهره گرفتن از این مفاهیم یک روش کاربردی از حل گرافیکی با نام نمودار V-g برای محاسبه فلاتر به دست آمد.
این روش به نسبت رایج، نموداری را ارائه می نماید که سرعت در محور افقی و میرایی سازه در محور عمودی آن قرار دارد. سرعت فلاتر به سادگی و با برخورد نمودارهای محاسبه شده از تقابل نیروهای آیرودینامیک و الاستیک با محور افقی محاسبه می شود.
با ادامه تحقیقات تئوریک محققان، برخی دیگر از آن ها توجه خود را معطوف به اطلاعات تجربی نمودند و اندازه گیری نوسان حاصل از نیروهای آیرودینامیکی تا آزمایشات پیشرفته فلاتر را با بهره گرفتن از مدل های اولیه تولید شده هواپیما انجام دادند. بعلاوه از این اطلاعات تجربی بعنوان وسیله ای کارا جهت اعتبارسنجی تئوری ها نیز استفاده می­شد و نقشی اصلی در پیشرفت آن ها در آینده داشت.
در سال ۱۹۶۲، هال در مقاله ای که به بررسی اندازه گیری مشتقات آیرودینامیک جسم در حال نوسان پرداخت ۵۳ عدد از مطالعات انجام شده بین سال های ۱۹۴۰ تا ۱۹۵۶ را ارائه نمود. بر اساس این مقاله، دانشمندان انگلیسی توجه خود را در زمان جنگ معطوف به سرعت های مادون صوت نموده بودند. هر چند بعد از جنگ مطالعات در آمریکا به سمت بدست آوردن نتایج برای سرعت های گذرصوت و مافوق صوت هدایت شد. اندازه گیری نیروهای آیرودینامیک صفحات در حال نوسان کاری بسیار سخت و غیر دقیق بود تا اینکه برت، وایت و تایلی دستگاه واتمتر را در سال ۱۹۴۲ ارائه نمودند.
زمانی که استفاده از سازه هایی تمام فلزی عمومیت یافت، درخواست ها جهت تست های فلاتر مدل های هواپیما با ابعاد کوچکتر افزایش یافت. طی جنگ پلی ونیل کلرید ماده اصلی جهت ساخت مدل ها بود. واسرمن و میکیوتو تجارب خود را در مورد این نوع مدل ها را در سال ۱۹۵۱ ارائه نمودند. اما این روش به علت محدودیت ها در دقت ساخت، تغییر خواص مواد به واسطه دما و رطوبت و همچنین هزینه های ساخت بالا به صرفه نبود. بلافاصله، روشی که در بالا ارائه شد با یک روش ساده تر جایگزین شد. در این روش جدید تنها مودهای ارتعاشی در مدل شبیه سازی می شد و این مودهای ارتعاشی جهت تحلیل فلاتر بسیار مهم بودند. به وسیله این روش یک بال شبیه به تیر را می توان به وسیله تنها یک اسپار فلزی با توزیع سختی مناسب مدل نمود و جهت تشابه هندسی نیز از چوب بالسا جهت ساخت شکل بال استفاده نمود. مقالات و گزارش های علمی بسیار زیادی توسط کانینگهام، برون، تمپلتون، وایت، مکارتی و هافمن ارائه شده است.
در سال ۱۹۴۶، یک تونل باد برای تحقیقات فلاتر در لابراتوار لانگلی عملیاتی گردید. این تونل، یک تونل باد ویژه بود که توانایی استفاده از هوا و گاز فرئون را برای محیط تست داشت. این تونل باعث ایجاد یک دانشکده برای بررسی های تجربی در زمینه آیروالاستیسیته در آمریکا شد. با افزایش سرعت هواپیما­ها و ورود آن ها به جریان گذر صوتی، دانشمندان با مسائل آیروالاستیسیته جدید و بسیار زیادی روبرو شدند. یکی از اولین مسائل بوجود آمده نوسان ایلران (که به آن clean buzz گفته می شد) در هواپیمای P-80 در هنگام آزمایش های پروازی با سرعت بالا و طی سال ۱۹۴۴ بود.
روش شناخته شده تعادل جرم، جهت برطرف نمودن این مشکل بکار رفت اما مشاهده شد که تعادل جرم هیچگونه اثری بر شدت نوسانات ایجاد شده نگذاشت. راه حلی که برای این مشکل در نظر گرفته شد، افزایش سختی سطوح کنترل، تغییر شکل پروفیل و دمپر های سطوح کنترل بود. برای بررسی صحت روش های ارائه شده آزمایش های تونل باد و تست های پروازی استفاده شد چراکه هیچگونه روشی برای جریان گذرصوتی تا آن زمان ارائه نشده بود. آرتور ریجر معیارهای اصلی جهت جلوگیری از فلاتر سطوح کنترل در جریان گذرصوتی را در یک مقاله کامل در جلد پنجم کتابچه آموزشی آگارد^[۱۰] ارائه نمود.
در سال ۱۹۴۵، آرتی جونز سوئیپ را به عنوان شکل جدیدی از طراحی ارائه نمود. این طرح در بمب افکن بوئینگ B-47 استفاده شد و در آن زمان یکی از موفقترین طراحی های هواپیما را به نام خود ثبت نمود. سوئیپ مفهومی جدید بود و اثرات آن بر روی فلاتر تحقیقات گسترده­ای را هم در زمینه سازه و هم در زمینه آیرودینامیک شکل داد.
با نازک شدن بال ها به واسطه پرواز در سرعت های بالا، مشکلات بوجود آمده برای ایجاد سختی مورد نیاز جهت جلوگیری از فلاتر به صورت محسوسی افزایش یافت. در آن زمان تئوری جریان غیرخطی توسعه نیافته بود و تونل های باد جریان گذرصوتی نیز وجود نداشت. به علت این مشکلات محققان روش­های آزمایش مختلفی را از سال ۱۹۴۶ آغاز نمودند. شکل ۱-۴ به صورت شماتیک این روش را نشان می دهد.
دو مدل اول ، مدل­های پرواز آزاد بودند، که از هواپیما و از ارتفاع بالا رها می شدند یا به وسیله راکت از زمین شلیک می شدند. روش دیگر روش استفاده از جریان روی بال بود در این روش مدل بر روی سطح بالایی بال و جایی که جریان به جریان گذرصوتی نزدیک می شد نصب شده و بررسی ها انجام می شد. در آخرین روش مدلی با ابعاد کامل به راکت قرارگرفته بر روی ریل قطار نصب شده و بررسی ها انجام می­شد. تونل های باد گذرصوتی در اوایل دهه پنجاه ساخته شد. برای اولین بار در لانگلی آزمایش ها انجام شد و اولین نتیجه دریافت شده این بود که این تست ها خیلی دقیق تر و ارزانتر از روش های بیان شده در پاراگراف بالا بودند.
با پیشرفت طراحی و عملکرد بهتر هواپیماها در دهه ۱۹۴۰، پرواز در جریان سوپرسونیک ممکن شد، هواپیماها به خصوص در شیرجه های سریع خود وارد این رژیم جریان می شدند. در پرواز مستقیم الخط چارلز یگر در هواپیمای تحقیقاتی X-1 خود، در سال ۱۹۴۷ به سرعت سوپرسونیک رسید. اما مطالعات تحلیلی از چند سال قبل آغاز شده بود. در انگلستان، کلار، تمپل، جان و در آلمان ون بربلی و در آمریکا گریک و ربینوه بر روی فلاتر جریان­های سوپرسونیک تحقیق می­نمودند.
شکل۱-۴٫ روش های تجربی تست فلاتر قبل از پیدایش تونل های باد گذر صوتی
همچنین نوع جدیدی از فلاتر با نام فلاتر صفحه نیز بوجود آمد. فلاتر صفحه در نتیجه آسیب های خستگی است لذا بسیار مهم است که از این پدیده جلوگیری نمود. بیش از ۷۰ عدد از نقص­های بوجود آمده طی جنگ جهانی دوم و در مراحل تست و طراحی موشک V-2 به علت فلاتر صفحه­ای اتفاق افتاد. حادثه فلاتر صفحه­ای دیگری در دهه ۱۹۵۰ روی داد و طی آن یک هواپیمای جنگنده طی پروازهای آزمایشی سقوط نموده و از بین رفت.
در سال ۱۹۵۶ زیرگروه فلاتر و ارتعاشات ناسا، مقاله ای از حوادث فلاتر اتفاق افتاده بین سال­های ۱۹۴۷ تا ۱۹۵۶ چاپ نمود. با آغاز دهه ۱۹۵۰، هواپیماهای حمل و نقل عمومی افزایش یافت و در نتیجه آن مشکلات فلاتر نیز بیشتر اتفاق افتاد.
سازمان هوانوردی عمومی (که هم اکنون با نام سازمان هوانوردی فدرال^[۱۱] شناخته می شود.) موارد فلاتر زیادی را بررسی نمود و علت های این پدیده و همچنین روش­های حل این مشکل را نیز بررسی نمود. بعدها، سازمان هوانوردی کتابچه قوانین هوایی فدرال را ارائه نمود، نیروی هوایی نیز کتابچه استانداردهای نظامی خود را چاپ نمود. ناسا نیز معیارهای طراحی وسایل فضایی را جهت راهنمایی طراحان و استفاده کنندگان از این قبیل وسائل ارائه نمود.
با پیشرفت رایانه ­ها و قابلیت محاسبات آن­ها بعد از جنگ جهانی دوم، بررسی فلاتر بسیار آسانتر انجام می­شد. پیشرفت رایانه ­ها به دو طریق آنالوگ و دیجیتال صورت پذیرفت یکی از وسایل آنالوگ پیشرفته آنالیزر دیفرانسیل واتربوش بود که معادلات دیفرانسیل خطی را با ضرایب متغیر حل می نمود.
در همان زمان هر چند این ماشین های آنالوگ از لحاظ شکل ظاهری متفاوت بودند اما از روش های مشابهی استفاده می نمودند. مکنیل، مکان و ویلتز در دانشگاه کالیفرنیا در سال ۱۹۵۱ حلگر آنالوگ خود را به صورت الکتریکی طراحی نمودند. همچنین یک شبیه ساز فلاتر با ۶ درجه آزادی توسط اسمیت طراحی گردید که برای حل جریان این شبیه ساز، از حلگر آنالوگ مالاوارد در فرانسه استفاده شد.
ماشین های محاسبه گر دیجیتال از اواخر دهه ۱۹۴۰ ظهور یافتند. یکی از آن ها کامپیوتر بل بود که از رله­های تلفن استفاده می­نمود و در لانگلی مورد استفاده قرار گرفت. با بهره گرفتن از ماشین­های محاسبه­گر دیجیتال معادلاتی که برای حل دستی بسیار زمانبر بودند به راحتی حل می­شدند. در این روش کلاسیک، مدل نمودن فیزیکی پدیده به وسیله معادلات دیفرانسیلی انجام شده و حل آن با سیستم­های پردازشگر بود. بعد ها تحلیل های المان محدود به روشی مشخص در طراحی تبدیل شد.
پیشرفت ها در مطالعات تئوری و دستگاه­های پردازشگر به تنهایی کافی نبود و آزمایش­های تجربی همچنان لازم بود و به خصوص در رژیم­های جریان گذرصوت و مافوق­صوت این آزمایش ها الزامی بود. ریگر در سال ۱۹۵۱ کمبود موجود در بخش آزمایش های تجربی را تشخیص داد و پیشنهاد ساخت یک تونل باد گذرصوتی را به ناسا ارائه نمود.
تونل باد پیشنهاد شده باید همانگونه که در مرجع [۱۰] نیز بیان شد، ویژگی های زیر را می داشت:
باید به اندازه کافی بزرگ باشد تا توانایی شبیه سازی دقیق اجزاء مدل مانند سطوح کنترل را داشته باشد.
توانایی عملکرد در بازه گسترده­ای از چگالی­های مختلف را داشته باشد تا بتواند شرایط بوجود آمده در ارتفاع های مختلف را شبیه سازی نماید زیرا مشخصات فلاتر غالبا با ارتفاع تغییر می نماید.
از گاز فرئون به عنوان سیال تونل باد استفاده شود زیرا بر اساس تجربیات قبلی، استفاده از این سیال کاربر را قادر می سازد تا از مدل های سنگین تر و ارزانتر استفاده نموده و امکان رسیدن به اعداد رینولدز بالاتر را مهیا می نماید، بعلاوه توان کمتری نیز برای استفاده از تونل باد لازم است.
توانایی عملکرد تا ماخ بیش از ۱٫۲ را داشته باشد.
پیشنهاد ریگر پذیرفته شد و ساخت تونل باد در لانگلی در سال ۱۹۵۵ آغاز شد. در سال ۱۹۶۰ این تونل باد شروع به کار نمود. این تونل باد ۱۶ فوتی از گاز فرئون ۱۲ به عنوان سیال آزمایش استفاده می­نمود و تونل دینامیک گذرصوتی^[۱۲] نام گرفت.
تونل باد گذرصوتی در بسیاری از تست های سرعت بالا مانند مشخص نمودن ایمن بودن هواپیما نسبت به فلاتر، مشخصات آیروالاستیک هواپیماهای نظامی و تجاری طراحی شده، تاثیر پیکربندی جدید یا بهینه سازی شکل سازه بر مشخصات فلاتر و … در آمریکا مورد استفاده قرار گرفت.
این تونل باد هنوز در حال استفاده است و مشخص شده است که نتایج آزمایش مدل­های آیروالاستیک انجام شده در تونل باد گذرصوتی به خوبی با نتایج تست های پروازی مطابقت دارد. از اولین روزهای بررسی آیروالاستیسیته، بغیر از اشخاص، سازمان­هایی نیز بر روی این موضوع مطالعه می نمودند. در اروپا نیروی هوایی سلطنتی(RAE) و لابراتوار فیزیک ملی(NLR) در انگلستان، لابراتوار هوافضایی ملی(NRL) در هلند، لابراتوار هوافضای فرانسه(ONERA) و مرکز تحقیقات و توسعه مسافرت های فضایی و هوایی آلمان بر روی مسائل فلاتر کار می کردند.
در آمریکا لابراتوار دینامیک پرواز نیروی هوایی، مرکز هوانوردی نیروی دریایی، ناسا و زیرگروه ارتعاشات و فلاتر آن، کمیته فلاتر سازه های هوافضایی(متشکل از صنایع بخصوص)، لابراتوار آیروالاستیسیته MIT و لابراتوار هوانوردی کرنل در زمینه آیروالاستیسیته فعالیت های خود را انجام می دادند.