Bei bestimmten Flügelkanten von Überschallflugzeugen kommt es zu einer intensiven lokalen Erhitzung als Folge der Interferenz zweier Stoßwellen, welche von verschiedenen Punkten der Konstruktion ausgehen. Entwicklung eines mathematischen Modells unter Nutzung der Finite-Elemente-Methode und einer dreidimensionalen Anordnung von CST-DKT-Plattenelementen in Form eines Halbzylinders (CST (constant strain triangle) = konstantes Verformungsdreieck für Dehnverformungen, kombiniert mit DKT (discrete Kirchhoff triangle) = diskretes Kirchhoff-Dreieck für Biegeverformungen). Die Analyse verwendet eine Formulierung, welche die dreidimensionale nichtlineare Geometrie, ein thermoviskoses Materialverhalten und Trägheitseinflüsse beinhaltet. Numerische Beispiele bei Verwendung der Superlegierung B1900 + Hf als Blech von 1.6 mm Dicke mit (Masse-%, Richtwerte) 0.10 % C, 8 % Cr, 10 % Co, 6 % Mo, 4 % Ta, 1 % Ti, 6 % Al, 0.10 % Zr, 0.15 % B, Rest Ni (etwa 64.5 %) + Hf. Angabe ihrer temperaturunabhängigen und temperaturabhängigen (760 Grad C bis 1093 Grad C) Konstanten und Elastizitätsmoduln.
Thermoviscoplastic response of hypersonic leading edge structures subjected to intense local heating
Thermoviskoplastisches Verhalten der Konstruktionen von Vorderkanten der Überschallflügel unter Einwirkung einer starken lokalen Erhitzung
Journal of Thermal Stresses ; 17 , 3 ; 419-434
1994
16 Seiten, 13 Bilder, 1 Tabelle, 19 Quellen
Aufsatz (Zeitschrift)
Englisch