Leichte und sehr biegesteife, im Flugzeugbau angewendete Verbundstoff-Sandwichplatten neigen infolge der selbsterregten Außenhautschwingungen, verursacht durch die dynamische Instabilität von Trägheits-, elastischen und aerodynamischen Kräften, zum Flattern. Erstmals wurde das Flatterverhalten der o.e. Platten, hier zweidimensional, unter Biege- und Scherdeformation mit Hilfe der abgeleiteten und gelösten Differentialgleichung für eine Luft-Überschallströmung analytisch untersucht. Näher beschrieben sind u.a. die mathematische Formulierung des Problems und die angegebenen und diskutierten Beispielsresultate für die definierte Platte aus graphitfaserverstärktem Epoxidharz wie Auswirkungen des Moduls der schrägen Scherung und des Koeffizienten C, ferner der Faserorientierung auf die Flattergrenzen usw. (Bühn)
Supersonic flutter of composite sandwich panels
Überschall-Flatterschwingungen von Verbundstoff-Sandwichplatten
AIAA Journal ; 30 , 12 ; 2987-2989
1992
3 Seiten, 3 Bilder, 9 Quellen
Article (Journal)
English
Supersonic Flutter of Composite Sandwich Panels
AIAA | 1992
|Supersonic flutter of simply supported isotropic sandwich panels
TIBKAT | 1966
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