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World File Search System损伤容限
碳纤维撞击后损伤发展的分析方法重复载荷下的增强层压板
摘要：本文介绍了一种在循环压缩载荷下获取碳纤维增强塑料 (CFRP) 平板冲击后损伤扩展的分析方法。基于引入的参考损伤模式 (RDM) 假设，给出了损伤增长寿命的解决方案。通过使用有限元分析 (FEA) 对裂纹驱动力与损伤大小的分析，可以确定获取损伤增长寿命的损伤临界大小。通过示例讨论和说明了损伤容限原理对包含冲击损伤的结构元件压缩-压缩循环载荷情况的适用性。使用引入的简化方法计算损伤增长寿命特征的结果表明，在复合材料结构中使用缓慢增长方法是可能的，但必须解决获得与所选裂纹驱动力测量有关的损伤增长率方程的精确参数的必要性。
B.Sc.Aero.pdf - 孟买大学
机身结构。结构强度的适航要求；结构分类，一级、二级和三级；故障安全、安全寿命、损伤容限概念；区域和站点识别系统；应力、应变、弯曲、压缩、剪切、扭转、拉伸、环向应力、疲劳；排水和通风规定；系统安装规定；雷击保护规定。应力蒙皮机身、框架、纵梁、纵梁、舱壁、框架、双层板、支柱、拉杆、横梁、地板结构、加固、蒙皮方法和防腐保护的建造方法。吊架、稳定器和起落架附件；座椅安装；门：构造、机制、操作和安全装置；窗户和挡风玻璃构造；燃料储存；防火墙；发动机支架；结构组装技术：铆接、螺栓连接、粘合；表面保护方法、铬酸盐处理、阳极氧化、喷漆；表面清洁。机身对称性：对准和对称性检查方法。
钛合金疲劳性能基础研究
在500–600°C下具有优异比强度的轻质高强度钛合金不仅用于飞机的结构构件、紧固件和发动机部件，还用于汽车发动机部件和/或排气系统，根据其使用情况，需要具有强度、疲劳强度、断裂韧性、抗蠕变和抗氧化等各种性能。主要在飞机领域研究了微观结构、织构、化学成分等对钛合金疲劳性能的影响，通过引入故障安全和损伤容限设计，提高了可靠性。1–3) 最近，正在进行如下所述的停留疲劳研究和利用集成计算材料工程（ICME）一致预测其疲劳寿命的研究和开发。4) 在日本，除了飞机之外，还开发了汽车、消费品（例如高尔夫球杆头）和医疗设备的应用。因此，除了对钛合金的疲劳、裂纹扩展和断裂韧性的基础研究之外，5、6）还进行了大量针对各自用途所需性能的研究。
亚麻纤维的物理和机械性能及其...
行业的一个重要目标是减少碳足迹 [5]。节约能源的一种方法是用亚麻等天然纤维代替玻璃纤维 [6]。此外，亚麻能够提高层压板的阻尼性能，这一点众所周知，而且对于提高损伤容限可能很有吸引力 [7]。将纤维添加到聚合物中可以提高拉伸性能，使用偶联剂后拉伸性能会提高更多 [8]。与其他天然纤维和合成纤维相比，亚麻纤维具有特定的强度和特定的刚度。亚麻纤维具有多种特性，但也存在一些缺点 [9]。这些缺点是纤维是亲水性的，文献中观察到复合材料受湿度和温度等环境变化的影响很大，这会导致纤维增强复合材料的机械性能下降，这是由于纤维膨胀和基质老化造成的 [10]。纤维中的水分吸收遵循菲克扩散定律（扩散
复合材料：疲劳与断裂——第五卷
复合材料的层间断裂韧性。随着层间断裂特性在材料评级和损伤容限设计中的重要性逐渐被接受，这一主题继续受到广泛关注。本节中的论文讨论了混合模式分层的具体主题，以及使用混合模式弯曲试件和一些新开发的试件（Sriram 等人和 Gong 和 Benzeggagh）在静态和疲劳载荷下生成混合模式失效准则。此外，还介绍了使用夹层或珠子的层间增韧材料中的分层特性（Kageyama 等人、Lee 等人和 Armstrong-Carroll 和 Cochran）。两篇论文（Kussmaul 等人和 Chou 等人）讨论了非单向铺层断裂试件中的分层。此外，还介绍了 III 型分层试验（Sharif 等人）；该论文获得了研讨会的最佳演讲奖。
钛合金疲劳性能基础研究
钛合金在500～600℃的高温下具有高强度，可用于飞机的结构件、紧固件和发动机部件，此外还用于汽车发动机部件和/或排气系统，根据其使用情况，需要具有强度、疲劳强度、断裂韧性、抗蠕变性和抗氧化性等各种性能。钛合金的微观结构、织构、化学成分等对疲劳性能的影响主要在飞机领域进行研究，通过引入故障安全和损伤容限设计，提高了可靠性。1-3) 最近，正在进行如下所述的停留疲劳研究以及利用集成计算材料工程（ICME）来一致预测其疲劳寿命的研究和开发。4）日本除了飞机之外，还开发了汽车、消费品（例如高尔夫球杆头）和医疗设备的应用。因此，除了对钛合金的疲劳、裂纹扩展和断裂韧性的基础研究外，5,6）还进行了大量与各自用途所需的性能相关的研究。
重复载荷下碳纤维增强板冲击后损伤发展的分析方法
摘要：本文提出了一种分析方法，用于获取碳纤维增强塑料 (CFRP) 平板在循环压缩载荷下的冲击后损伤扩展情况。基于引入的参考损伤模式 (RDM) 假设，给出了损伤增长寿命的解决方案。通过使用有限元分析 (FEA) 分析裂纹驱动力与损伤尺寸的关系，可以确定获得损伤增长寿命的临界损伤尺寸。通过示例讨论和说明了损伤容限原理对包含冲击损伤的结构元件压缩-压缩循环载荷情况的适用性。使用引入的简化方法计算损伤增长寿命特征的结果表明，在复合材料结构中使用缓慢增长方法是可能的，尽管必须解决获得与所选裂纹驱动力测量有关的损伤增长率方程的精确参数的必要性。
复合材料结构：理论与实践 - ASTM International
纪念奖发表了这篇演讲，该演讲未在 STP 上发表。他审查了一个旨在开发缝合树脂膜注入材料的损伤容限允许值的测试程序。该材料是美国宇航局先进亚音速技术 (AST) 复合材料机翼计划中使用的材料，由 3501-6 树脂中的 IM7 和 AS4 纤维组成，用 Kevlar-29 线横向缝合。在三个纤维方向和四种不同厚度上进行了测试，以复制从尖端到根部的机翼蒙皮。配置包括紧凑、延伸紧凑和中心缺口拉伸样品。使用平面各向异性裂纹问题的威廉型应变场级数表示法，计算了断裂平面上的法向应变和剪切应变。计算了极限拉伸和剪切的特征距离，并确定了相互作用方程。
论文 2013 03 - 先进复合材料飞机结构损伤检测的可靠性
飞机结构受到撞击是常见现象；鸟类、异物碎片或餐饮卡车对复合材料飞机结构的意外撞击可能会导致表面凹痕以及相关的表面下分层。如果严重程度足够，分层会降低复合材料的抗压强度，使其低于原始设计的极限强度。如果无法通过目视检查发现大于几乎不可见的撞击损伤 (BVID) 值的表面凹痕，则可能导致飞机在飞行时无法检测到分层，强度也低于原始值。飞机结构必须承受服务载荷，同时包含太小而无法在检查期间检测到的损伤。为了支持复合材料飞机损伤容限检查计划，必须了解凹痕大小和形状对检测概率的影响。这些信息类似于金属飞机结构中表面断裂裂纹的检测概率 (POD) 的成熟测量。
美国在高影响增材制造领域的领导战略
过去十年，美国需要在关键先进制造技术领域保持领先地位，这一直是提升美国全球竞争力的不变主题。增材制造 (AM)，又称 3D 打印，是这些关键技术之一。然而，尽管过去十年取得了重大进展，但仍存在许多挑战，限制了增材制造的应用，尤其是对于高后果应用。高后果增材制造是指增材制造零件，如果发生故障，该应用可能会影响个人和公共安全或造成深远的经济影响。增材制造材料的性能属性（强度、疲劳、损伤容限等）通常与传统制造的材料不同，甚至可能不如传统制造的材料。除了材料问题之外，相对不成熟的增材制造设备的局限性（尤其是与控制相关的局限性）可能使制造可重复和可预测的零件变得困难。克服这些挑战对于美国在该领域的领先地位至关重要。