Аналіз напружено-деформованого стану багатошарового скління кабін пілотів літальних апаратів під впливом статичних і динамічних навантажень

• Published in: Проблемы прочности
• Date: 2018
• Main Authors: Родічев, Ю.М., Сметанкіна, Н.В., Шупіков, О.М., Угрімов, С.В.
• Format: Article
• Language: Ukrainian
• Published: Інститут проблем міцності ім. Г.С. Писаренко НАН України 2018
• Subjects: Научно-технический раздел
• Online Access: https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/174008
• Journal Title: Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
• Cite this: Аналіз напружено-деформованого стану багатошарового скління кабін пілотів літальних апаратів під впливом статичних і динамічних навантажень / Ю.М. Родічев, Н.В. Сметанкіна, О.М. Шупіков, С.В. Угрімов // Проблемы прочности. — 2018. — № 6. — С. 49-56. — Бібліогр.: 14 назв. — укр.

Розроблено метод розрахунку на міцність багатошарового скління кабін пілотів літальних апаратів під впливом різних експлуатаційних факторів (удар птаха, надлишковий тиск). Метод ґрунтується на способі занурення вихідної неканонічної оболонки в допоміжну оболонку канонічної форми в плані з граничними умовами, які дозволяють одержати простий аналітичний розв’язок задачі у вигляді тригонометричного ряду. Щоб забезпечити виконання вихідних граничних умов, до допоміжної оболонки додаються компенсуючі навантаження, які неперервно розподілені вздовж контуру вихідної оболонки. Компенсуючі навантаження входять у рівняння руху допоміжної оболонки як інтегральні співвідношення. Система рівнянь руху перетворюється в систему звичайних диференціальних рівнянь другого порядку, яка інтегрується методом розвинення розв’язку в ряд Тейлора. Разработан метод расчета на прочность многослойного остекления кабин пилотов летательных аппаратов под воздействием разных эксплуатационных факторов (удар птицы, избыточное давление). Метод базируется на способе погружения исходной неканонической оболочки во вспомогательную оболочку канонической формы в плане с граничными условиями, позволяющими получить простое аналитическое решение задачи в виде тригонометрического ряда. Чтобы обеспечить выполнение исходных граничных условий, к вспомогательной оболочке прилагаются компенсирующие нагрузки, которые непрерывно распределены вдоль контура исходной оболочки. Компенсирующие нагрузки входят в уравнения движения вспомогательной оболочки как интегральные соотношения. Система уравнений движения преобразуется в систему обыкновенных дифференциальных уравнений второго порядка, которая интегрируется методом разложения решения в ряд Тейлора. The method of strength calculations for laminated aircraft cockpit windows influenced by different operating factors (bird strike, pressurization) is devised. The method is based on embedding the initial un canonical shell in the auxiliary one of canonical form in plan with the boundary conditions, which permit of a simple analytical problem solution as a trigonometric series. For satisfying the initial boundary conditions, the auxiliary shell is supplemented with compensating loads, which are continuously distributed over the contour of the initial shell. The compensating loads enter in the equations of motion for the auxiliary shell as integral relations. The system of motion equations is rearranged in the system of ordinary differential equations of second order, which is integrated by the solution expansion in the Taylor series.