Mit Überschallgeschwindigkeit fliegende Flugzeuge wie HSCT, NASP, ATF müssen u.a. starke, leichte Rumpf- und Flügelstrukturen besitzen, die den großen aerodynamischen Kräften standhalten. Die Kenntnis des nichtlinearen Flatterverhaltens von Hautfeldern aus dünnen, laminierten Verbundstoffen infolge großamplitudiger Schwingungen, und der Membranzugkräfte ist sehr wichtig, läßt sich aber analytisch nur für orthotrope Platten ermitteln. Deshalb wurde eine erweiterte finite Elemente-Methode für zweidimensionale Felder entwickelt, deren Integralgleichungen nach dem Kontinuumsprinzip von Hamilton für das Spannungs-Dehnungs-Verhältnis, den aerodynamischen Druck auf das Rechteckfeld abgeleitet, linearisiert und gelöst sind. Näher eingegangen ist auch auf den Gültigkeitsnachweis dieses FEM-Modells für lineares und nichtlineares Flattern und auf die angegebenen und diskutierten numerischen Resultate wie grenzzyklische Schwingungen, Laminatfeldverhalten bei der Eigenwertvariation der o.e. Parameter, verschiedenen Randbedingungen und Länge/Breite-Auswirkungen usw. (Bühn)
Large-amplitude finite element flutter analysis of composite panels in hypersonic flow
Großamplitudige finite Elemente-Analyse des Flatterns von Verbundstoff-Rumpfbeplankungsfeldern in einer Hyperschallströmung
AIAA Journal ; 31 , 6 ; 1090-1099
1993
10 Seiten, 8 Bilder, 6 Tabellen, 33 Quellen
Article (Journal)
English
Large-Amplitude Finite Element Flutter Analysis of Composite Panels in Hypersonic Flow
Online Contents | 1993
|Large-Amplitude Finite Element Flutter Analysis of Composite Panels in Hypersonic Flow
British Library Online Contents | 1992
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