Relevant bibliographies by topics / Панель крила

Academic literature on the topic 'Панель крила'

Author: Grafiati
Published: 30 May 2022
Last updated: 31 May 2022

Create a spot-on reference in APA, MLA, Chicago, Harvard, and other styles

Select a source type:

Contents

Consult the lists of relevant articles, books, theses, conference reports, and other scholarly sources on the topic 'Панель крила.'

Next to every source in the list of references, there is an 'Add to bibliography' button. Press on it, and we will generate automatically the bibliographic reference to the chosen work in the citation style you need: APA, MLA, Harvard, Chicago, Vancouver, etc.

You can also download the full text of the academic publication as pdf and read online its abstract whenever available in the metadata.

Journal articles on the topic "Панель крила"

1

Митрофанов, O., and Мазен Осман. "Проектирование гладких композитных панелей при обеспечении устойчивости и прочности при закритическом поведении." Механика композитных материалов 58, no. 1 (March 2022): 21–42. http://dx.doi.org/10.22364/mkm.58.1.02.

Full text
Abstract:
Для сжатых несущих панелей кессонов крыла и агрегатов механизации легкого самолета допускается потеря устойчивости тонких обшивок при нагрузках, близких к эксплуатационному уровню. В работе рассмотрена методика определения оптимальных параметров обшивки из композитных материалов при воздействии сжимающими и сдвиговыми потоками. Особенности постановки задачи оптимального проектирования следующие. Во-первых, при проектировании панелей предложено рассматривать два уровня нагружения: на первом не допускается потеря устойчивости панели; на втором при условии допустимости закритического поведения вычисляют толщину панели из условий достижения предельных по прочности напряжений, определенных с учетом геометрически нелинейных соотношений. Во-вторых, в качестве переменных параметров принята толщина и ширина прямоугольной панели. В-третьих, для определения оптимальных параметров панелей учитывается условие реализации минимальных запасов по устойчивости при первом уровне нагружения и по прочности при проектировании по закритическому состоянию при втором уровне нагружения. Запасы по устойчивости и по прочности на соответствующих уровнях нагружения должны быть равны единице. Указанные уровни нагружения в общем случае не обязательно должны совпадать с эксплуатационными и расчетными нагрузками, рассматриваемыми при проектировании авиационных конструкций, но могут назначаться разработчиком воздушного судна из специальных расчетных условий. Отмечено, что при определении параметров по закритическому состоянию должны быть использованы аналитические решения геометрически нелинейных задач. Указанные соотношения соответствуют методологии проектирования по закритическому состоянию. Приведенные в работе соотношения учитывают мембранные напряжения, возникающие при потере устойчивости тонких панелей. Представленная методика может быть применима на ранних этапах проектирования. В работе приведены соотношения для проектирования шарнирно опертых ортотропных панелей при сжатии, сдвиге и комбинированном нагружении.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
2

Бормотин, К. С., А. И. Олейников, and И. О. Овчаров. "Modeling of riveted assembly of wing sheathing with forward stiffeners." Numerical Methods and Programming (Vychislitel'nye Metody i Programmirovanie), no. 3 (September 15, 2015): 376–86. http://dx.doi.org/10.26089/nummet.v16r337.

Full text
Abstract:
Проводится моделирование процесса высокоресурсного заклепочного соединения элемента панели двойной кривизны с ребрами жесткости. Приводится математическая постановка задачи клепки швов панели и ребер жесткости. Предложен итерационный метод определения упреждающих кривизн ребер, которые обеспечивают заданные геометрические параметры клепаных панелей. Предлагается реализация метода в комплексе программ конечно-элементного анализа MSC.Marc и MSC.Patran. Modeling of a high-reliability riveted joint of a double-curvature panel with ribbed stiffeners is considered. A mathematical formulation of the problem devoted to riveting the joints of panels and stiffeners is given. An iterative method of determining the forward curvatures of stiffeners that provide the prescribed geometrical parameters of riveted panels is proposed. This method is implemented using the MSC.Marc and MSC.Patran finite-element analysis software packages.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
3

Азаров, А. В., А. А. Бабичев, and А. Ф. Разин. "Оптимальное проектирование сетчатой композитной панели крыла самолета при одноосном сжатии." Механика композиционных материалов и конструкций 26, no. 04 (December 30, 2020): 490–500. http://dx.doi.org/10.33113/mkmk.ras.2020.26.04.490_500.04.

Full text
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
4

Ковель, Петро, Андрій Бологін, and Леонід Нагорний. "АНАЛІЗ НАПРУЖЕНО-ДЕФОРМОВАНОГО СТАНУ СИЛОВИХ ЕЛЕМЕНТІВ КОНСТРУКЦІЇ ПАНЕЛЕЙ КРИЛА ЛІТАКІВ ТИПУ ИЛ-76 ЗА НАЯВНОСТІ КОРОЗІЙНОГО УРАЖЕННЯ." Збірник наукових праць Державного науково-дослідного інституту авіації, no. 17(24) (December 31, 2021): 106–16. http://dx.doi.org/10.54858/dndia.2021-17-16.

Full text
Abstract:
В статті наведено розроблену методику оцінки напружено-деформованого стану і моделювання силових елементів конструкції планера військово-транспортних літаків Ил-76 в процесі експлуатації. Виконано чисельні експерименти з визначення напруженого стану елементів крила за наявності корозійного ураження Розроблена методика дозволить удосконалити систему обліку витрат ресурсу планера і використовувати отримані з її допомогою результати для коригування встановлених показників ресурсу планера під час реалізації стратегії експлуатації за технічним станом.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
5

Sun, Yifang, and А. А. Вендин. "АНАЛІЗ НАПРУЖЕНО-ДЕФОРМОВАНОГО СТАНУ ФІТИНГОВОГО СТИКУ ПАНЕЛЕЙ ВІД'ЄМНОЇ ЧАСТИНИ КРИЛА ТА ЦЕНТРОПЛАНА ТРАНСПОРТНОГО ЛІТАКА." Open Information and Computer Integrated Technologies, no. 91 (June 18, 2021): 97–112. http://dx.doi.org/10.32620/oikit.2021.91.07.

Full text
Abstract:
Fitting joints are widely used in aircraft structures, and they are responsible for the interconnection of important components. The stress-strain state analysis of the fitting joint must be carried out before the performance analysis of the fitting joint. With the help of 3D modeling software (CATIA) and finite element analysis software (ANSYS), the stress-strain state of each component in the fitting joint of outer wing section was calculated in this paper. In the CATIA, the solid model is simplified and segmented according to the size of the cross section and the height of the center of gravity of the model. In the ANSYS, the beam elements are used to replace the simplified segmented model to obtain the internal force distribution of the solid model and to determine the magnitude and change law of the stress applied to the end of the solid model. When calculating the force transmitted by the fastener, the pre-tightening force of the bolt and the interaction between the surfaces of the component are taken into account, so as to simulate the real force situation well. Therefore, it is a very feasible method to use the CATIA and ANSYS to obtain the stress-strain state of components in the fitting joint of center wing section and outer wing section.The results show that under the working conditions of the fitting joint (130Mpa), the fitting of outer wing section with center section has a maximum stress of 245.79Mpa and a maximum strain of 0.0035, the stringer of outer wing section has a maximum stress of 293.17Mpa and a maximum strain of 0.0047, the lower panel of outer wing section has a maximum stress of 289.53Mpa and a maximum strain of 0.0042. The connecting bolts (M8 and M6) have a maximum stress of 686.81Mpa and a maximum strain of 0.0063, which meets the design requirements. In addition, according to the analysis results of the stress-strain state of the fitting joint of outer wing section, the force distribution of the bolts in the fitting joint of outer wing section with center section was obtained in this paper. It has been confirmed that due to the different positions and force areas of the bolts, the force distribution between rows of bolts is uneven, and the first row of bolts has a more force.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
6

Сикульский, Валерий Терентьевич, and Станислав Валерьевич Сикульский. "ОСОБЕННОСТИ ФОРМООБРАЗОВАНИЯ МОНОЛИТНЫХ ПАНЕЛЕЙ ПРИ ПОЛУЧЕНИИ КЕССОНА КРЫЛА БЕЗ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ РАЗЪЕМОВ." Aerospace technic and technology, no. 3 (June 27, 2018): 52–57. http://dx.doi.org/10.32620/aktt.2018.3.07.

Full text
Abstract:
The subject of the study in the article is the problem of the exact forming of individual panels in the wingbox assembling process without technological spanwise joints of the wing. The goal of the study is to create a model for an oblique curvature forming of the stiffened panels, which provides high tolerance of the panel shape and a given position of the bending axis. Objectives: a development of procedures that improve the tolerance of panel forming, reduce the amount of fitting work, reduce labor intensity, and increase productivity. The methods include: local deformation forming method by means of applying bending moments at the sweep angle and an additional correction angle, which takes into account the elastic effects of the stiffened panel; as well as numerical analysis of the forming process using ANSYS simulation. The following results are obtained. The created model of oblique curvature forming of the stiffened panels provides the capability to model the process of panel forming with the given tolerance. Using numerical approach, the magnitudes of the normal stresses and strains, deflections of the panels formed by applying local moments at the sweep angle, at the maximum load applied as well as their residual values. The results of the experiment of panel forming by unconstrained bending and local deforming on aluminum alloy samples are described. Conclusions. The scientific novelty of the research is as follows: the developed model of the stiffened panel forming process for a swept wingbox proofed the high efficiency while achieved the specified tolerance; by comparing the results, obtained by different methods, the advantages of the model applied to the local method of achieving the wing panel oblique curvature are verified. The local forming method by applying local bending moments to the ribs of the panel allows us to correct the oblique angle and achieve high tolerance due to the iterative procedure
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
7

Serebrennikova, N. Yu, Yu N. Nefedova, A. A. Selivanov, A. V. Kovalenko, P. S. Ogurtsov, and V. A. Soloviev. "AUTOCLAVE MOLDING OF LOWER WING PANEL SKINS FROM 1441 ALLOY PLATES." Aviation Materials and Technologies, no. 3 (2021): 35–44. http://dx.doi.org/10.18577/2713-0193-2021-0-3-35-44.

Full text
Abstract:
The paper considers the main features of the process of autoclave molding of complex geometric shape parts from plates of medium-strength alloy 1441, combined with aging to the state of T11 heat treatment. The article provides the results of modeling of the autoclave molding process of skin fragments of the lower wing panel made of 1441 alloy, and the temperature-time parameters of this process determined during the research. The paper generalizes the results of examination of mechanical and corrosion characteristics of the fragments of the lower wing panel. The possibility of obtaining high accuracy of geometry of complex shaped elements while ensuring uniformity of characteristics in the entire area of parts is shown.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
8

Avtaev, V. V., E. A. Kotova, A. V. Gladkikh, and A. S. Boychuk. "EQUIPMENT FOR BENDING TESTS CONSTRUCTIVE AND SIMILAR SAMPLES WELDED HYBRID PANELS OF THE WING." Proceedings of VIAM, no. 9 (September 2018): 83–91. http://dx.doi.org/10.18577/2307-6046-2018-0-9-83-91.

Full text
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
9

Serebrennikova, N. Yu, V. V. Antipov, O. G. Senatorova, V. S. Erasov, and V. V. Kashirin. "Hybrid multilayer materials based on aluminum-lithium alloys applied to panels of plane wing." «Aviation Materials and Technologies», no. 3 (2016): 3–8. http://dx.doi.org/10.18577/2071-9140-2016-0-3-3-8.

Full text
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
10

Oreshko, E. I., V. S. Erasov, N. Yu Podzhivotov, and A. N. Lucenko. "Strength calculation of hybrid wing panel on the basis of sheets and profiles from high-strength aluminum lithium alloy and laminated aluminum fiberglass." «Aviation Materials and Technologies», no. 1 (2016): 53–61. http://dx.doi.org/10.18577/2071-9140-2016-0-1-53-61.

Full text
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles

Dissertations / Theses on the topic "Панель крила"

1

Динник, Євген Вячеславович. "Обґрунтування вибору конструктивного виконання вуглепластикової панелі крила з умов міцності, жорсткості та стійкості." Master's thesis, КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020. https://ela.kpi.ua/handle/123456789/39557.

Full text
Abstract:
Дана магістерська дисертація за обсягом роботи складає 79 сторінок, 42 ілюстрації, 33 таблиці та містить 10 літературних джерел. Об’єктом дослідження є набор вуглепластикових панелей крила. Головна ціль даної дисертації – вибір оптимальної конфігурації вуглепластикової панелі крила. Актуальність: Деталі з композиційних матеріалів мають складні методи аналізу. Разом з тим, велика кількість деталей конструкції сучасного літака виконано з композиційних матеріалів, тому важливо вибрати оптимальну конфігурацію деталі, виготовленої з композиційних матеріалів. Актуальним є вирішення цієї проблеми за допомогою аналітичного методу в Microsoft Excel. Панелі з вуглецевого волокна аналізуються за допомогою Microsoft Excel. В результаті цієї роботи було розраховано властивості жорсткості та критичне навантаження для великої кількості панелей та порівняно ці результати. Також був проведений аналіз міцності композитної панелі.
The master`s degree dissertation for the amount of work is 79 pages, 42 figures, 33 tables, and contains 10 literature. The object of the work is the set of carbon fiber composite panels of wing. The main goal of this dissertation is the choose optimal configuration of carbon fiber composite panel of wing. Relevance: Parts of composite materials have complex methods of analysis. At the same time, a large number of parts of modern aircraft structure make of composite materials and it is important to select optimal configuration of part, which made of composite materials. The relevance is to solve this problem using the analytical method in Microsoft Excel. The carbon fiber panels are analyzed using the Microsoft Excel. As a result of this work, it was calculated stiffness properties and critical load for a large number of panels and compared this results. Also was performed strength analysis of composite panel.
APA, Harvard, Vancouver, ISO, and other styles
We offer discounts on all premium plans for authors whose works are included in thematic literature selections. Contact us to get a unique promo code!

To the bibliography