Диплом, курсовая, контрольная работа
Помощь в написании студенческих работ

Проектирование композитных элементов конструкций и их соединений на базе численно-аналитических методов

ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Современные программы расчета прочности на основе МКЭ используют электронные вычислительные машины (ЭВМ) не только и не сколько, как быстрый арифмометр, но и как средство обработки логической информации. Эта особенность использования ЭВМ позволяет создавать программы достаточно универсальными и обладающими большими возможностями. За рубежом для расчета НДС в авиации широкое распространение… Читать ещё >

Содержание

  • Глава 1. Особенности расчета на прочность элементов авиационных конструкций, выполненных с применением композиционных материалов
    • 1. 1. Повышение роли композитов при проектировании авиационной техники
    • 1. 2. Механические характеристики композиционных материалов
    • 1. 3. Виды соединений в конструкциях из композиционных материалов
    • 1. 4. Способы ремонта конструкций с применением КМ
    • 1. 5. Методики определения прочности элементов авиационных конструкций
  • Глава 2. Численно — аналитическая методика определения напряженно деформированного состояния в двумерной постановке
    • 2. 1. Постановка задачи
    • 2. 2. Определение усилий в болтовых и заклепочных соединениях
    • 2. 3. Вычисление напряжений в отверстиях под крепеж
    • 2. 4. Клеевые соединения
      • 2. 4. 1. Методика расчета
      • 2. 4. 2. Учет нелинейности клея
      • 2. 4. 3. Исследование разрушения пластины с отверстием, усиленной круглой накладкой
  • Глава 3. Численно — аналитическая методика определения напряженно деформированного состояния в трехмерной постановке
    • 3. 1. Исследование силового контактного взаимодействия тел
      • 3. 1. 1. Методика решения
      • 3. 1. 2. Оценка достоверности методики
    • 3. 2. Клеевые соединения
      • 3. 2. 1. Методика расчета
      • 3. 2. 2. Учет нелинейности клея
      • 3. 2. 3. Оценка достоверности методики
  • Глава 4. Применение методик расчета к определению рациональных параметров и прочности элементов конструкций
    • 4. 1. Определение усилий в дискретных связях крепления накладки к пластине
    • 4. 2. Исследование элементов крепления лопасти вертолета из КМ
      • 4. 2. 1. Выбор конструктивно-технологических параметров узла крепления лопасти вертолета
      • 4. 2. 2. Исследование разрушения соединения, выполненного намоткой
    • 4. 3. Усиление обшивок с отверстиями накладками переменной толщины
    • 4. 4. Вычисление энергии разрушения в элементах соединения сжатых панелей с силовым набором крыла
      • 4. 4. 1. Методика расчета
      • 4. 4. 2. Описание программ расчета
      • 4. 4. 3. Примеры расчета
    • 4. 5. Исследование рациональных параметров узла крепления стекло-пластиковой лопасти вентилятора ГАЦ-28Т

Проектирование композитных элементов конструкций и их соединений на базе численно-аналитических методов (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

В середине 50-х годов в авиастроении начал разрабатываться новый класс материалов — полимерных композиционных материалов (ПКМ) или композитов. Реализация разработок этого типа привела в начале 70-х годов к широкому применению композитов в производстве летательных аппаратов.

Обладая высокими удельными прочностными и жесткостными характеристиками, стойкостью к зарождению и развитию трещин, инертностью по отношению к окружающей среде и различным агрессивным средам, их внедрение требует решения многих проблем — разработки материалов с высокими технологическими и эксплуатационными свойствами при низкой стоимости, принципов проектирования, учитывающих особенности ПКМ, принципов формирования экономичной и высокопроизводительной технологии изготовления.

Накопленный опыт по применению ПКМ, показывает, что наиболее эффективным является путь, при котором планер или несущая система сразу проектируются с учетом свойств и особенностей ПКМ. При создании высокона-груженных многофункциональных агрегатов достигается эффект не только за счет снижения массы, но и уменьшения количества входящих в агрегат деталей. В связи с этим вопросы разработки эффективных конструкторских решений на основе новых методов расчета, как при проектировании новых изделий, так и при восстановлении их прочности в процессе эксплуатации являются актуальными.

Исследования в области создания новых ПКМ, способов изготовления и проектирования конструкций из этих материалов приводились в трудах отечественных и зарубежных исследователей Образцова И. Ф. Васильева В.В. Болотина В. В., Бунакова В. А., Протасова В. Д. 1−4], Кутьинова В. Ф. 5−6], Сироткина O.e., Литвинова В. Б. 7], Царахова Ю. С. 8], Ушакова А. Е. 9] Аскани Л. 10], Балл ока Ц. 11], Чемиса Ц. 12], Диксона Дж. 13], Дурхлауба И. [14] и др.

Проблема эффективного использования ПКМ в агрегатах планера связана с решением двух вопросов:

— создания агрегатов планера, состоящих из крупногабаритных, высокопрочных частей, включающих в свой состав наряду с трехслойными конструкциями элементы силового набора, как неотъемлемые ее части;

— создание нерегулярных зон в агрегатах, обеспечивающих необходимый ресурс и надежность всего агрегата в целом,.

В зависимости от решения этих вопросов проблемы прочности разделяются на решении двух типов задач:

— общей прочности, связанной с определением напряженно — деформированного состояния (НДС) и устойчивости регулярных зон конструкций;

— местной прочности, связанной с определением НДС и коэффициентов концентрации напряжений (ККН) в нерегулярных зонах для получения эффективны конструктивно-технологических решений.

Сложность поставленной задачи усугубляется отсутствием эффективных и пригодных для конструктора методик проектирования агрегатов из ПКМ. Необходимо отметить еще один важный аспект, вопрос выполнения высокона-груженных соединений (нерегулярных зон) в агрегатах из ПКМ, который усугубляется тем, что одновременно с конструкцией агрегата проектируется и создается сам ПКМ в нерегулярной зоне, обладающий в общем случае неограниченным количеством схем армирования и столь же большим разнообразием прочностных и деформативных свойств.

При оценке качества того или иного конструктивно-технологического решения нерегулярной зоны важную роль играет создание математических моделей соединения, способных моделировать как конструктивные элементы, так и связь с прочностью и живучестью.

Появление и развитие вычислительной техники привело к расширению области использования классических методов строительной механики, к эффективному их применению к математическому моделированию задач местной прочности. Роль’математического моделирования в задачах прочности авиаконструкций существенно возросла в последние годы в связи с появлением современных ЭВМ и дискретных методов расчета.

Под математической (расчетной) моделью местной прочности авиационных конструкций будем понимать совокупность гипотез, взаимосвязей и данных, обеспечивающих решение задач прочности самолетных конструкций в ходе проектирования, производства и эксплуатации[15]. Математическая модель алгоритмирована, если она описана в понятиях, доступных ЭВМ, и сформирована, если заданы все входные данные и параметры, необходимые для решения задач. В ходе функционирования модели путем обработки информации на ЭВМ формируются новые данные. Математическая модель отличается от реальной конструкции не только вследствие физико-механической и математической идеализации, но и из-за перевода характеристик конструкции на язык ЭВМ и последующей обработки.

Последовательная и строгая запись основных уравнений строительной механики в матричном виде[16] позволила объединить различные методы строительной механики в одно целое — метод конечных элементов (МКЭ), что привело к использованию их не только при расчете стержневых систем, но и для исследования континуальных сред, подкрепленных оболочек и пластин, как в физически линейной, так и в физически нелинейных постановках.

Использование этого метода основывается на дискретизации континуальной среды, т. е. на замене ее набором конечного числа определенным образом связанных между собой элементов с некоторым заранее принятым распределением напряжений (усилий) или перемещений между их узловыми точками. Известно большое число дискретных схем, используемых при расчете различных конструкций. Классификация идей, лежащих в основе построения таких схем, рассмотрена в [17].

В настоящее время широкое распространение получили способы дискретизации, основанные на моделировании действительной работы конструкции посредством расчленения ее на элементы и выделения главных функций, выполняемых каждым из них. Процесс подобной дискретизации, в общем, аналогичен решению задач теории упругости прямыми вариационными методами. Искомая функция выражается через некоторые известные аппроксимирующие функции и коэффициенты или функции, подлежащие определению. В зависимости от того, решается задача в напряжениях (метод сил) или в перемещениях (метод перемещений), аппроксимирующие функции представляют собой возможное распределение напряжений (усилий) или перемещений в конструкции, в некоторой ее части или элементе. Неизвестные коэффициенты или функции определяются затем с помощью основных принципов механики деформируемых тел — принципа возможного изменения напряженного состояния или принципа возможных перемещений.

Современные программы расчета прочности на основе МКЭ используют электронные вычислительные машины (ЭВМ) не только и не сколько, как быстрый арифмометр, но и как средство обработки логической информации. Эта особенность использования ЭВМ позволяет создавать программы достаточно универсальными и обладающими большими возможностями. За рубежом для расчета НДС в авиации широкое распространение получили такие программы, как NASTRAN, ANSYS, SAP, ADINA, COSMOS. Кроме программ анализа прочности при проектировании применяется большое количество программ автоматизации конструкторских работ, таких как UNIGRAFICS, CATIA и др., которые имеют интерфейс для взаимодействия с вышеперечисленными комплексами, что позволяет конструктору использовать сложные математические модели в процессе работы. На базе МКЭ созданы отечественные программы расчета общей прочности, которые широко используются в ОКБ авиационной промышленности стран СНГ: МАРС, ДИАНА, ОТСЕК, ФРОНТ. Перечисленные программы в основном предназначены для решения задач общей прочности и не могут моделировать все физико-механические эффекты, свойственные задачам местной прочности.

Цель работы. Разработка, обоснование и внедрение новых комбинироваиных методик расчета прочности элементов авиационных конструкций, изготовленных из композиционных материалов, реализация этих методик в вычислительном комплексе программ ФИТИНГ для применения его как на стадиях проектирования, так и при проведении ремонтных доработок изделий, находящихся в эксплуатации.

Задачи исследования:

1. Разработка комбинированных численно-аналитических методик определения напряженно — деформированного состояния, прочности и рациональных параметров элементов авиационных конструкций, изготовленных из композиционных материалов при наличии дискретных и нелинейных континуальных связей в двумерных и трехмерных постановках. Реализация полученных методик в вычислительном комплексе программ ФИТИНГ.

2. Проведение параметрических исследований прикладных задач, характеризующих поведение ортотропных тонкостенных и объемных элементов конструкций с целью формирования рациональных конструкторских решений.

Связь темы диссертации с планами отраслей науки и промышленности. Выполненная работа непосредственно связана с тематическим планом Центрального аэрогидродинамического института, хозяйственными договорами с предприятиями отрасли, а также с выполнением зарубежных контрактов ЦАГИ.

Научная новизна подходов и результатов, вынесенных на защиту, состоит в следующем:

1. Предложены комбинированные расчетно-аналитические методики определения напряженно — деформированного состояния и прочности элементов авиационных конструкций, изготовленных из композиционных материалов при наличии дискретных и нелинейных континуальных связей в двумерных и трехмерных постановках.

2. Усовершенствован численный метод решения физически нелинейных задач расчета элементов авиационных конструкций. Исследована сходимость метода и предложена формула для ускорения процесса сходимости.

3. Для композитных конструкций с концентраторами напряжений получены предельные параметры деформационного критерия прочности, достоверность которого подтверждена экспериментально.

4. Предложена и обоснована методика для определения энергии разрушения соединений обшивки панелей крыла с силовым набором каркаса, позволяющая уточнить расчеты устойчивости сжатых изотропных и композитных панелей при разрушении связей.

5. Проведены параметрические исследования по проектированию ряда элементов конструкций: усилений контуров отверстий обшивок крыла накладками переменной жесткости, узлов креплений композитных лопастей основных и рулевых винтов вертолета, заделок стеклопластиковых лопастей аппаратов воздушного охлаждения. На основании выполненных исследований установлены новые закономерности в распределении НДС и перераспределении усилий в дискретных и континуальных (клеевых) связях и даны рекомендации по рациональному проектированию агрегатов новых конструкций.

Достоверность разработанных в диссертации методов подтверждается результатами лабораторных и натурных испытаний, численными экспериментами, аналитическими и экспериментальными данными литературных источников.

Практическая значимость работы заключается в реализации разработанных методик и алгоритмов в специализированном вычислительном комплексе программ ФИТИНГ, который находит применение в ОКБ авиационной промышленности и внедрен в ряде других организаций как России (ВНИИ-МЕТМАШ, ЦНИИПСК им. Мельникова), так и за рубежом (Республика Корея — КАШ, КНР-г. Шеньян). Результаты, полученные в диссертации, и разработанные программные средства для комплекса ФИТИНГ внедрены в следующих организациях: ЦАГИ им Н. Е Жуковского, АО «Гидроаэроцентр», АпАТэК, УВЗ им. Камова, АНТК «Антонов», ВНИИМЕТМАШ, ЩШИПСК им. Мельникова.

Личный вклад автора. Основная часть предложенных новых методик и теоретических положений принадлежит лично автору. Автором также выполнена реализация их в качестве компоненты вычислительного комплекса программ ФИТИНГ в удобном для конструктора виде и получены значения рациональных параметров новых элементов конструкций. Экспериментальные проверки и внедрение работы выполнены совместно с сотрудниками ЦАГИ, фамилии которых указаны в публикациях.

Апробация работы. Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались на 5-ом международном научно-техническом симпозиуме «Авиационные технологии XXI — го века», Жуковский, ЦАГИ, 1999 г., на международной научно — технической конференции молодых учёных и специалистов «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», ЦАГИ, 2000 г., на II всероссийской научно — технической конференции молодых учёных «Современные проблемы аэрокосмической науки», ЦАГИ, 1999 г., на всероссийской научно — технической конференции молодых учёных «Проблемы исследований и разработок по созданию силовых и энергетических установок XXI века», ЦИАМ, 2000 г., на всероссийском семинаре «Прочность и надежность нефтегазового оборудования» Москва, ГУН НИКИЭТ, 19−20 сентября 2000 г.

Публикации. Основное содержание диссертации изложено в 8 печатных работах, которые опубликованы в отечественных и международных изданиях.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, четырех глав и выводов, изложена на 144 страницах машинописного текста, включающих 89 рисунков и 25 таблиц. Список использованных литературных источников состоит из 100 наименований.

Основные результаты и выводы.

1. Для типовых элементов авиационных конструкций разработаны новые комбинированные модели, включающие в себя работу композитных обшивок и элементов крепежа в виде болтов, заклепок и клея, позволяющие повысить качество принятых конструкторских решений.

2. Предложены комбинированные численно-аналитические методики определения напряженно — деформированного состояния и прочности элементов авиационных конструкций, изготовленных из композиционных материалов при наличии дискретных и нелинейных континуальных связей в двумерных и трехмерных постановках, позволяющие эффективно рассчитать НДС и прочность предложенных моделей конструкций.

3. Усовершенствован численный метод решения физически нелинейных задач расчета элементов авиационных конструкций. Исследована сходимость метода и предложена формула, ускоряющая в 2−3 раза время решения задачи.

4. Для композитных конструкций с концентраторами напряжений получены, отсутствующие ранее, предельные параметры деформационного критерия прочности, достоверность которого подтверждена экспериментально,.

5. Проведены параметрические исследования по проектированию ряда элементов конструкций: усилений контура отверстий обшивок крыла накладками переменной жесткости, узлов креплений композитных лопастей основных и рулевых винтов вертолета, заделок стеклопластиковых лопастей аппаратов воздушного охлаждения. На основании выполненных исследований установлены новые закономерности в распределении НДС и перераспределении усилий в дискретных и континуальных (клеевых) связях и даны рекомендации по рациональному проектированию агрегатов новых конструкций.

6. Предложенные алгоритмы реализованы в вычислительном комплексе программ ФИТИНГ для выбора рациональных параметров элементов конструкций из композиционных материалов.

7. Результаты, полученные в диссертации, и разработанные программные средства внедрены в организациях ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского, АО «Гидроаэроцентр», АпАТэК, УВЗ им. Камова, АНТК 'Антонов', ВНИИ-МЕТМАШ, ЦНИИПСК им. Мельникова.

Показать весь текст

Список литературы

  1. И.Ф., Васильев В. В., Бунаков В. А. Оптимальное армирование оболочек вращения из композиционных материалов. — М.: Машиностроение, 1977.-с. 144.
  2. В.В. Механика конструкций из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1988.
  3. В.Д. Механика конструкций из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1992. — с. 352.
  4. Васильев В. В, Протасов В. Д, Болотин В, В. и др. Композиционные материалы. Справочник. М.: Машиностроение, 1990.
  5. В.Ф. Расчет клеевого соединения с учетом пластических свойств клея. // РТМ «Проектирование, расчет и испытания конструкций из композиционных материалов». — Изд. ЦАГИ, 1976, Вып. V.
  6. O.e., Литвинов В. Б., Гришин В. И. Технология и механика соединений. М: М. Артика, 2000. — с. 314.
  7. Ю.С. Конструирование соединений элементов ЛА из композиционных материалов. М.: МФТИ, 1982. — с. 82.
  8. А.Е., Гришин В. И. Методы расчета местной прочности авиационных конструкций. М.: М. Артика, 1999. — с. 254.
  9. Л., Лакмен Л, Снижение стоимости самолета за счет применения перспективных конструкций из металла и композиционных материалов.- Ракетная техника и космонавтика. 1980. — Т.18. — № 1.-с. 45−52.
  10. Bullock С. Repair composite structures. Interavia, 1983. — № 4. — pp.317−319.
  11. Chamis C.C. Structural Design and Analysis, // Composite Materials, — 1975.-V. 7.-p. 342.
  12. Dickson J.N. et al. Development of an Understanding ofthe Fatigue Phenomenal of Bonded and Bolted Joints in advanced filamentary Composite Materials. // Air Force Flight Dynamics Laboratory, June 1972. p. 125.
  13. Durchlaub E.C. et al. Design Data for Composite Structure Safelife Prediction. // AFLM-TR-73−225, 1974.
  14. А.Ф., Гришин В. И., Замула Г. Н., Картамышев А. И., Чубань В. Д. Математическое моделирование в задачах прочности авиаконструкций. // Авиационная промышленность. 1985. — № 9. — с.3−8.
  15. О. Метод конечных элементов в технике. М.: Мир, 1975.- с. 541.
  16. И.Ф., Савельев Л. М., Хазанов Х. С. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов. М.: Высшая школа, 1985.-с. 392.
  17. Sandow, F.A. and Cannon, R.K. Composite Repair of Cracked Aluminum Alloy Aircraft Structure. // Air Force Flight Dynamics Laboratory, AFWAL-TR-87−3072, September 1987.
  18. Ushakov A.E., Golubeva N.V. Study of Repairability of Airframes made of Polymer Matrix Composites (PMCs). // Proceedings of International Conference. -Moscow: CAMPI, 1994.
  19. Schliekelmann R.J. Past, Present, and Future of Structural Adhesive Bonding in Aero-Space Applications. // Transactions of the Japanese Society of Composite Materials.- 1979.- December.- Vol. 5.- №. ½.
  20. Ciba-Geigy Technical Notes. // Ciba-Geigy Plastics and Additives Co. Cambridge, UK. — 1977.- № 3.
  21. Potter D.L. Primary Adhesively Bonded Structure Technology (PABST). // Design Handbook or Adhesive Bonding. // Douglas Aircraft Co., Long Beach, CA. For the Air Force Flight Dynamics Laboratory, AFFDL-TR-79−3129, January 1979.
  22. Hart-Smith L.J. Adhesive Bonding of Aircraft Primary Structures // In High Performance Adhesive Bonding. G. DeFrayne, ed. — Society of Manufacturing
  23. Engineers. Dearborn, MI, 1983.
  24. Baker A.A. Bonded Composite Repair of Metallic Aircraft Structures. // In Composite Repair of Military Aircraft Structures. Proceedings of the 79th Meeting of the AG ARD Structures and Materials Panel. — Seville, Spain, 1994.
  25. Sandow F.A. and Cannon R.K. Composite Repair of Cracked Aluminum Alloy Aircraft Structure. // Air Force Flight Dynamics Laboratory, AFWAL-TR-87−3072, September 1987.
  26. Elkins C.A. Use of Composite Materials to Repair Metal Structures. // Proceedings of the 14th Symposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue. Ottawa, Canada, 8−12 June 1987.
  27. Belason E.B. Fatigue and Static Ultimate Tests of Boron/Epoxy Doublers Bonded to 7075-T6 Aluminum with a Simulated Crack. // In Proceedings of the 18th Symposium of the International Conference on Aeronautical Fatigue. Melbourne, Australia, May 1995.
  28. Belason E.B. Status of Bonded Boron/Epoxy Doublers for Military and Commercial Aircraft Structures // In Composite Repair of Military Aircraft
  29. Structures.- Proceedings of the 79th Meeting of the AGARD Structures and Materials Panel.- Seville, Spain, 1994.
  30. Adams R.D. Testing of Adhesives-Useful or Not? in Adhesion 15 // Proceedings of the 28' Annual Conference on Adhesion and Adhesives. K.W. Alien, ed.- Elsevier Applied Science Publishers, London, UK, 1991.
  31. Hart-Smith L.J. Adhesive-Bonded Double-Lap Joints. Douglas Aircraft Co.- Long Beach, CA.- For NASA Langley Research Center. // NASA, CR-112 235, January 1973.
  32. Ripling E.J., Mostovoy S. and Patrick R.L. Application of Fracture Mechanics to Adhesive Joints in Adhesion.- ASTM STP 360. -American Society for Testing and Materials.- Philadelphia, PA, 1963.
  33. A.E. Методологические основы конструктивно технологического обеспечения живучести авиаконструкций, выполненных из полимерных композитных материалов. Диссертация на соискание степени доктора технических наук. — М., 1991.- с. 622.
  34. А.Е. Ремонт авиационных конструкций из композиционных материалов. // Научные труды Международной конференции по авиационным материалам и технологиям: II Московская конференция по композитам. М., 20−22 сентября 1994 г.
  35. Нормативы времени на узловую и нормативную сборку летательных аппаратов. М.: Издательство НИИ Технологии и организации производства, 1973.-с. 320 .
  36. Myhre J.H., Beck СЕ, Repair concepts for advanced composite structures, — Journal of aircraft. 1979. — № 10. — V. 16.- pp.780−788.
  37. WickerH. Composite structures repair.// ISAS Proceeding. 1982.- Vol, 2, рр. 1986−1992.
  38. Stone R.H. Field level repair materials and processes. // SAMPE28 National Symposium Proceedings, 1983. pp. 1038−1045.
  39. Н.И. Некоторые основные задачи математической теории упругости. М.: Наука, 1966.
  40. СП., Гудьер Д. Теория упругости. М.: Наука, 1979.
  41. И.А. Некоторые общие методы решения задач теории прочности.- Прикладная математика и механика (ПММ). 1951. — Вып. 15 (6). — с. 765 770.
  42. А.А. Пластичность. -М. Л.: Гостехтеориздат, 1948. — с. 376.
  43. СГ. Теория упругости анизотропного тела. -М.: Наука, 1977. -C.415.
  44. Н.Н. Прикладная теория пластичности и ползучести. М.: Машиностроение, 1975.- с. 398.
  45. Ю.Н. Расчет деталей машин на ползучесть. Изв. АН СССР, ОТН.- 1948. № 6.
  46. В.З., Морозов Е. М. Механика упруго пластического разрушения. -М.: Наука, 1974.-с. 416.
  47. Г. Н. Концентрация напряжений около отверстий. -М.: ГИТ Л, 1951.- с. 493.
  48. Г. Н., Тульчий В. И. Справочник по концентрации. Киев: Вища школа, 1976. — с. 410 .
  49. Р. Коэффициенты концентрации напряжений. М.: Мир, 1977, — с. 302.
  50. В.П., Юхарин В. И. Расчет моноблочного крыла на изгиб. // Труды ЦАГИ, вып. 428, 1939. с. 80.
  51. А.Ф., Воробьев А. З., Гришин В. И. и др. Прочность самолетных конструкций. М.: Машиностроение, 1982. — с. 228.
  52. Т.Н., Селихов А. Ф., Гришин В. И., Картамышев А. И., Чубань В.Д.
  53. Математическое моделирование в задачах прочности авиаконструкций. Авиационная промышленность. — 1985. — № 9. — с.3−8.
  54. К.М., Фомин В. П. Выпучивание сжатой многопролетной панели при разрушении связей с опорными элементами. М.: Изд. отд. ЦАГИ. // Труды ЦАГИ, Вып. 2632, 1998.
  55. Е.М., Никишков Т. П. Метод конечных элементов в механике разрушения. М.: Наука, 1980. — с. 256.
  56. В.З., Морозов Е. М. Механика упруго пластического разрушения. -М.: Наука, 1974.-с. 416.
  57. Д. Независящий от пути интеграл и приближенный анализ концентрации деформаций у вырезов и трещин. // Труды амер. общества инж. мех. -1968.-Сер. Е.-№ 4.-т.35.
  58. Г. П. Механика хрупкого разрушения. М.: Наука, 1974. — с. 640.
  59. Barrois W. Stresses and Displacements due to Load Transfer by Fasteners in Structural Assemblies. Eng. Fracture Mech.- 1978. — V.IO. — № 1. — pp.115−176.
  60. H.C., Гришин В. И., Донченко В. Ю. Исследование напряженно-деформированного состояния элементов авиационных конструкций и их соединений. // Труды ЦАГИ, Вьш.2012,1979. с.1−50.
  61. Rosenfeld S. Analytical and Experimental Investigation of Bolted Joints. //NASA, TN 1458, 1947.-p. 45.
  62. И.П. Прочность шарнирных узлов машин. М.: Машиностроение, 1977.-с. 168.
  63. Jarfall L. Optimum Design of Joints: The Stress Severity Factor Concept. // In «Aircraft Fatigue, Design, Operational and Economic Aspects», 1972. pp. 49−63.
  64. Ю.С. Конструирование соединений элементов ЛА из композиционных материалов. М.: МФТИ, 1982. — с. 82.
  65. А.Е. Методологические основы конструктивно технологического обеспечения живучести авиаконструкций, выполненных из полимерных композитных материалов. Диссертация на соискание степени доктора технических наук, — М., 1991, с. 622.
  66. Tropis Мг.А. Composite or metallic Bolted repairs on self-stiffened Carbon wing panel of the commuter ATR72 Design criteria, analysis, verification by test. //AGARD, CP-550, January 1995. pp. 1−21.
  67. О. Метод конечных элементов в технике. М.: Мир, 1975. -с. 541.
  68. В.А. Проектирование силовых схем авиационных конструкций, // В кн. «Актуальные проблемы авиационной науки и техники». Москва: Машиностроение, 1984.-е. 114−129.
  69. Д.А., Гришин В. И., Голубева Н. В. Расчет в трехмерной постановке клеевого соединения с учетом пластичности клея. // Труды ЦАГИ, вып. 2638, 1998 г. с. 44−51.
  70. А.Б., Линии Е. К., Шаныгин А. Н., Шевченко Ю. А. Применение системы МАРС в проектировочных расчетах авиационных конструкций. // Ученые записки ЦАГИ. 1988 г. — Т. 19. — № 4.
  71. П.В. Исследование напряжений сдвига в болтовых соединениях.- Вестник инженеров и техников. 1951. — № 4. — с. 21−29.
  72. И.И., Рубина А. Л. Распределение усилий между болтами стыкового соединения за пределом, пропорциональности. // Труды ЦАГИ, 1950 г.- с 25.
  73. Н.С., Гришин В. И. Применение МКЭ к исследованию напряженно-деформированного состояния соединений с дискретными и континуальными связями. // Сб. «Численные методы решения задач строительной механики». -Киев:КИСИ, 1978.
  74. Shah R.C. Stress intensity factor for trough and part through crack originating at fastener holes. Mechanics of crack growth. // ASTM STR 590 American Society for Testing and Materials, 1976.
  75. СИ. Взаимодействие болта с элементами односрезного соединения. // Сб. «Местная прочность конструктивных нерегулярностей планера самолета». Труды ЦАГИ, Вып. 2018, 1979.
  76. И.Я. Контактная задача теории упругости. М. — Л.: Гостехиздат, 1949.
  77. Blackburn W.S., Hellen Т.К. Calculation of stress factors in three dimensions by finite element methods. -Int. J. Numer. Meth. Eng. -1977. V. l 1.
  78. B.M., Сухобокова Т. П. Расчет характеристик прочности многослойных композиционных материалов за пределом упругости. // Труды ЦАГИ, Вып. 1570, 1974.
  79. В., Форсайт Д. Разностные методы решения дифференциальных уравнений в частных производных. М.: ИИЛ, 1963.
  80. Г. Б. Концентрация напряжений и деформаций в деталях машин.- М.: Машиностроение, 1981.-е. 224.
  81. .Н., Даширабданов В. Д., Дунаев В. В. Исследование поляризацион-но оптическим методом напряжений в болтовых соединениях с натягом.- Известия вузов. Машиностроение. 1983. — № 8. — с. 14 — 18.
  82. Lee B.C., Kwak В.М. А Computational Method for Elastic Plastic Contact Problems. — Computers and Structures, 1984, V. 18,' 5.
  83. И.А., Мавлютов P.P. Сопротивление материалов. М.: Наука, 1986, с. 560.
  84. A.M. Расчет клеевого соединения с учетом пластичности клея. // Ученые записки ЦАГИ. 1979. — Т. 10.- № 5. — с. 140−143.
  85. Dickson J.N. et al. Development of an Understanding of the Fatigue Phenomenal of Bonded and Bolted Joints in advanced filamentary Composite Materials. Air Force Flight Dynamics Laboratory, June 1972. — p. 125.
  86. Sandhu P. A survey of failure theories of isotropic and anisotropic materials. -APFDL -TR-72−71.
  87. K.M., Фомин В. П. Выпучивание сжатой многопролетной панели при разрушении связей с опорными элементами. М.: Изд. отд. ЦАГИ. // Труды ЦАРИ, Вып. 2632, 1998.
  88. Д.А., Голубева Н. В., Гришин В. И. К определению энергии разрушения дискретных соединений композитных обшивок с силовым набором крыла. // Труды ЦАГИ, Вып. 2643, 2001 г. с. 23−30.
  89. Справочник металлиста. Редактор Владиславлев B.C. М.: МАШГИЗ. — 1959.-Т.З.- Кн. 1.
  90. Н.М. Сопротивление материалов. М.: Наука, 1976.
  91. А.З., Олькин Б. И., Стебенев В. Н. и др. Сопротивление усталости элементов конструкций. М.: Машиностроение, 1990.
Заполнить форму текущей работой