Оптимизация структуры композиционного материала панелей летательных аппартов при ограничениях по прочности, устойчивости и прогибу

• Veröffentlicht in: Проблемы прочности
• Datum: 2004
• ISSN: 0556-171X
• 1. Verfasser: Карпов, Я.С.
• Format: Artikel
• Sprache: Russisch
• Veröffentlicht: Інститут проблем міцності ім. Г.С. Писаренко НАН України 2004
• Schlagworte: Научно-технический раздел
• Online Zugang: https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/47133
• Назва журналу: Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
• Zitieren: Оптимизация структуры композиционного материала панелей летательных аппартов при ограничениях по прочности, устойчивости и прогибу / Я.С. Карпов // Проблемы прочности. — 2004. — № 6. — С. 33-47. — Бібліогр.: 4 назв. — рос.

Предложен теоретический подход к проектированию структуры слоистого композиционного
 материала панелей минимальной массы (количество слоев, их толщина и углы армирования)
 при ограничениях по прочности, устойчивости и прогибу. Выведены зависимости для
 определения возможного количества равнопрочных слоев в пакете, для которых критерий
 прочности выполняется в виде равенства. Сформулирована и решена задача оптимизации
 структуры композиционного материала, состоящей из равнопрочных слоев. Показано, что в
 зависимости от характера и величины нагрузок оптимальными являются структуры [0],
 [90], [0, 90], [±φ], [±φ1 , ±φ2 ], [0, ±φ], [90, ±φ], [0, 90, ±φ]. Получены необходимые и
 достаточные системы уравнений для определения проектных параметров. Рассмотрены
 некоторые примеры и частные случаи нагружения. Запропоновано теоретичний підхід до проектування структури шаруватого
 композиційного матеріалу панелей мінімальної маси (кількість шарів, їх
 товщина та кути армування) при обмеженнях на міцність, стійкість і прогин.
 Виведено залежності для визначення можливої кількості рівноміцних шарів
 у пакеті, для яких критерій міцності виконується у вигляді рівності. Сформульовано
 і розв’язано задачу оптимізації структури композиційного матеріалу,
 що складається з рівноміцних шарів. Показано, що в залежності від
 характеру і величини навантаження оптимальними є структури [0], [90], [0, 90], [±φ], [±φ1 , ±φ2 ], [0, ±φ], [90, ±φ], [0, 90, ±φ]. Отримано необхідні
 і достатні системи рівнянь для визначення проектних параметрів. Розглянуто
 деякі приклади та окремі випадки навантаження. laminated
 composite material of aircraft panels
 with minimal weight (number of layers, their
 thickness and reinforcement angles) with limitations
 by strength, stability and deflection. We
 deduce dependences for calculation of probable
 number of full-strength layers in the package,
 the strength criterion for which is satisfied as
 an equality. We provide formulation and solution
 of the optimization problem for the structure
 of composite materials consisting of
 full-strength layers. It is shown that, depending
 on the type and magnitude of loads, the optimal
 structures are those with orientations [0], [90], [0, 90], [±φ], [±φ1 , ±φ2 ], [0, ±φ], [90, ±φ], [0, 90, ±φ]. We obtained the necessary and
 sufficient systems of equations for determination
 of the design parameters. Several examples
 and particular cases of loading are presented.