RU2003124324A - Способ моделирования напряженно-деформированного состояния авиационной панели - Google Patents

Claims (2)

1. Способ моделирования напряженно-деформированного состояния авиационной панели, включающий нагружение масштабной модели в виде прямоугольной обшивки (пластины), соединенной дискретно, на отдельных участках или непрерывно с продольным и поперечным силовыми наборами, отличающийся тем, что напряжения в панели (в натуре) определяют с учетом масштаба толщин кδ, причем

кδ=к_h=к_t,

где к_h=h_н/h_м - масштаб толщин общивки;

2h_н - толщина обшивки натуры;

2h_м - толщина обшивки модели;

к_t=t_н/t_м - масштаб толщин силового набора;

2t_н - ширина контактной зоны элемента подкрепления в его поперечном сечении у натуры;

2t_м - ширина контактной зоны того же элемента у модели, а для идентичного напряженно-деформированного состояния натуры и модели принимают к_h=к_t, одинаковые граничные условия и произвольный общий масштаб геометрического подобия.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что нагружение модели осуществляют растягивающими или сжимающими усилиями по торцам силового набора, либо по кромкам обшивки с сохранением подобия распределения усилий по натуре.