فلاتر پانل؛ ناپایداری دینامیكی و خود تحریك یك صفحه نازك یا متعلقات سازه ای ورق مانند یك وسیله پرنده میباشد.و یك پدیده آیروالاستیكی سوپرسونیك/هایپرسونیك است كه اغلب در سرعتهای بالای هواپیما یا موشك ها اتفاق میافتد.پدیده ای است كه معمولا با افزایش دمای سطوح خارجی وسایل پرنده ای كه در سرعت های بالا پرواز میكنند همراه است.بخاطر نیروهای فشاری آیرودینامیكی روی پانل ، دو مود ویژه سازه با یكدیگر تركیب میشوند ومنجر به این ناپایداری دینامیكی میگردند.
شكل خرابی این پدیده خستگی است كه ناشی از نوسانات با دامنه محدود میباشد. فلاتر سوپرسونیك پانل ها و ورقها باعث شد تا یك دیدگاه بسیارمهم برای طراحی این وسایل لحاظ گردد وتحقیقات تجربی و تحلیلی بسیار زیادی در این مورد انجام پذیرد.
برای افزایش فشار دینامیكی بحرانی یا حذف نوسانات با دامنه محدود طرح های مهمی ارایه گردید.چاره معمول و متداول برای این مشكل،تقویت كردن پانل هایی است كه در معرض خطر فلاتر قرار دارند كه این خود باعث بوجود آمدن وزن اضافی در طراحی است.[]
فلاتر پانل به عنوان نوسانات خودتحریك پوسته خارجی یك وسیله پرنده هنگامیكه در معرض جریان هوا قرار میگیرد، تعریف میشود.از سال 1950 مساله پانل فلاتر مورد توجه وتحقیق قرار گرفت اما زیاد جالب توجه نمی نمودتا زمانیكه هواپیماهای ترابری با سرعت بالا و جنگنده های تاكتیكی، مخصوصاً جنگنده اف-22 شروع به كار كردند.در سرعت های بالای وسیله پرنده ، پوسته خارجی ممكن است تحت ارتعاش خودتحریك ناشی از بارگذاری آیرودینامیكی قرار گیرد كه این پدیده را فلاترپانل می نامند.
فلاتر پانل بطور معمول بادامنه ارتعاش بالا در4/3 طول پانل اتفاق می افتد. این پدیده باعثمی شود كه پانل های پوسته وسیله پرنده بطور جانبی وبا دامنه زیاد شروع به ارتعاش كند و باعث تنش های صفحه ای نوسانی گردد؛ که در واقع این تنش ها سبب پدیده خستگی در پانل می شوند.[]

[1]- Fatigue
[2]- Limit Cycle Oscillation
][i][- Adaptive composites modelling and application in panel flutter and noise suppression.A. Suleman
][ii][- Suppression of Post-Buckling Deflection And Panel FlutterDuring Shape Memory Alloy:Mohammad Tawfik Abo El So-oud,B.S. June 1993, Cairo University
برای تخمین فشار دینامیكی فلاتر از آنالیز خطی سازه استفاده می شود، اما هنگامیكه ارتعاشات قبل از فلاتر با دامنه زیاد شروع می شود استفاده از تكنیك های مدل غیر خطی الزامی است .اگر چه آنالیز خطی، رشد نمایی دامنه ارتعاش را با افزایش فشار دینامیکی در شرایط قبل از فلاتر تخمین می زند. با این وجود ،تحت آن شرایط ارزش چندانی ندارد و ارتعاش پانل از تنش های صفحه ای مانند تنش های خمشی که منجر به نوسان با چرخه محدود می شود تأثیر می گیرد. بنابراین خرابی پانل در فشار دینامیکی قبل از فلاتر اتفاق نمی افتد، اما وقتی که این پدیده تکرار شود عمر خستگی پانل کاهش می بابد.
روش های مختلفی برای تخمین وضعیت انتقالی فلاتر پانل که طبیعتاًیک پدیده غیرخطی است استفاده شده است؛ روش های انتقالی مودال با انتگرال گیری مستقیم عددی،تعادل هارمونیک،روش اغتشاشات و روش المان محدود غیرخطی ازجمله روش هایی است که برای این منظور استفاده گردیده است.
بارگذاری آیرودینامیکی روی پانل همچنین با استفاده از روش های مختلفی انجام پذیرفته است؛جریان پتانسیل ناپایدار سوپرسونیک، جریان پتانسیل خطی شده وتئوری پیستون شبه پایدار.که تئوری پیستون مرتبه اول نسبت به سایر موارد بیشتر مورد استفاده قرار گرفته و بوسیله اشلی و  زارتاریان معرفی شده است که در عددهای ماخ بالا(M>1.6) دقت قابل قبولی دارد.[]
در شرایط پروازی فلاتر پانل( معمولاً شرایط پرواز سوپرسونیک)، این پدیده با افزایش درجه حرارت همراه است که ناشی از گرمای اصطکاک لایه های مرزی و حضور موج های ضربه ای می باشد، که باعث پیچیدگی مسأله و کاهش سختی پانل و معرفی بارگذاری حرارتی است و همچنین ممکن است که با تغییر شکل های کمانشی همراه باشد.
 
 
1-2-تاریخچه فلاترو مروری بر کارهای پیشین
هواپیماهای ابتدایی قادر بودند با سرعت زیادی پرواز کنند و شاید فلاتر عامل مهمی در بسیاری سوانح هوایی در آن زمان بود. پدیده فلاتر برای اولین بار در سال 1916 میلادی روی یک هواپیمای بمب افکن در لانچستر انگلیس نمایان شد که مکانیزم فلاتر شامل کوپلی از مودهای پیچشی بدنه و مود چرخشی و نا متقارن الویتور بود. الویتور ها در این هواپیما بطور مستقل از هم عمل می کردند که برای حل این مشکل الویتورها به یکدیگر متصل شدند وبه طور همزمان وبا یکدیگر کار می کردند[] .
فلاتر سطوح کنترل در طول جنگ جهانی اول نمود پیدا کرد؛ فلاتر ایلرون به طور گسترده ای در این زمان شیوع پیدا کرد[] . فان بومهور و کونینگ پیشنهاد استفاده از یک وزنه تعادلی ، حول لولاهای سطوح کنترل را به عنوان وسیله ای جهت جلوگیری از فلاتر دادند. اگر چه بعد از آن چند نمونه فلاتر کم خطر سطوح کنترل بوجود آمد .
[1]-  Quasi_Steady
[2]- Ashly
[3]- Zartarian
[4]- shock wave
[5]-Elevator
[6] -Von Baumhauer
[7] -Koning
][i][-Ashley, H., and Zartarian, G., “Piston Theory – A New Aerodynamic Tool for the
Aeroelastician,” Journal of Aeronautical Sciences, Vol. 23, No. 12, 1956, pp. 1109-
1118.
][ii][ – lancaster, ew., “torsional vibrations of the tail of anaeroplane,” reports and memoranda,

1. 276, july 1916, in “aiaa selected reprint series, volume v, aerodynamic flutter,” i. e.

garrick, ed., march 1969, pp. 12-15.
][iii][ – collar, a.r., “the first fifty years of aeroelasticity;’aerospace, voi. 5, no. 2, (royalaeronautical society),february 1978, pp. 12-20.