Bola vyvinutá technika aproximácie modálnych koeficientov aerodynamického vplyvu (AIC) pomocou bázických funkcií.
Bol tiež vyvinutý postup na použitie výslednej aproximovanej modálnej matice AIC v aeroelastickej analýze. Metóda vyžaduje nestacionárnu aerodynamiku vo frekvenčnej oblasti a túto metodiku možno použiť na nestacionárnu podzvukovú, transsonickú a nadzvukovú aerodynamiku.
Riešenie flutteru možno nájsť klasickými metódami, ako sú aproximácia racionálnou funkciou, k, p-k, p, koreňový lokus atď. V tomto dokumente sa demonštruje nestacionárna aeroelastická analýza s použitím nestacionárnej podzvukovej aerodynamickej aproximácie. Ukazuje sa, že predložená technika ponúka konzistentnú predpoveď rýchlosti flutteru na testovacom krídle s aerodynamickou štruktúrou (ATW) 2 a na konfigurácii vozidla typu hybridného krídla (HWB) so zanedbateľnou stratou presnosti.
Táto metóda vypočítava AIC, ktoré sú funkciami meniacich sa skúmaných parametrov a sú generované v priebehu niekoľkých minút procesorového času namiesto hodín. Tieto výsledky môžu mať praktické využitie pri parametrických analýzach flutteru, ako aj pri efektívnejších multidisciplinárnych konštrukčných a optimalizačných štúdiách.
