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World File Search System声发射
飞机结构测试中的高级声发射源位置
s Grigg，C A Featherston，M Pearson和R Pullin Cardiff工程学院，加的夫大学，皇后建筑，游行，加的夫，CF24 3AA摘要。声发射（AE）是一种原位结构性健康监测（SHM）技术，在该技术中，由于裂纹生长而产生的超声波监测结构。将AE应用于飞机和其他复杂结构时，AE的主要挑战是，波传播会受到加强剂，孔，厚度变化和其他复杂性的显着影响。这降低了基于奇异传播波速的传统源位置技术的准确性。Delta-T方法通过映射结构并考虑这些更改来实现更高级别的准确性。在这项工作中，AE监视设备安装在铝空客A320机翼的一部分上。位置试验显示，与商业标准技术相比，人工HSU-Nielson来源的Delta-T技术将平均误差从85mm提高到23mm。在疲劳下进行测试证明了检查3D结构（由于多个信号路径）具有显着水平的背景噪声时遇到的挑战。在结构中鉴定出的两个裂纹中，其中第一个被成功地检测到并找到，而另一个由于高机噪声和无代表性的负载而错过了。
欧洲结构健康监测研讨会
Rizzo 博士于 1998 年获得意大利巴勒莫大学航空工程学硕士学位（相当于硕士）。在意大利陆军工程兵团服役后，Rizzo 博士移居美国，在加州大学圣地亚哥分校获得结构工程硕士（2002 年）和博士学位（2004 年）。2006 年 9 月，他成为匹兹堡大学 CEE 系的助理教授。他于 2012 年晋升为终身副教授，并于 2018 年晋升为正教授。Rizzo 博士的研究兴趣是使用超声波、声发射、孤立波、热成像和机电阻抗等方法进行无损评估和结构健康监测 (SHM)。他的研究得到了宾夕法尼亚州交通部、国家科学基金会、联邦铁路管理局、美国国家科学院和美国无损检测学会 (ASNT) 的支持。Rizzo 博士曾获得 ASNT 颁发的 2002 年奖学金、2007 年教师资助奖、2009 年、2015 年和 2019 年奖学金研究奖以及 2013 年和 2017 年杰出论文奖。Rizzo 博士是全球第一位同时获得阿肯巴赫奖章（2012 年）和 SHM 年度人物奖（2015 年）的人。他还获得了 2016 年匹兹堡大学校长杰出研究青年学者奖。迄今为止，他发表了 115 篇参考论文、5 本会议论文集、8 个书籍章节、200 多篇会议论文集和报告以及 2 项专利。
混凝土材料中的人工智能：科学计量学视角
神经网络 167 2014 42 130 抗压强度 92 2015 32 85 混凝土 54 2014 25 45 机器学习 34 2019 26 29 建模 32 2011 21 29 预测 22 2017 23 22 支持向量机 19 2018 11 17 深度学习 17 2019 13 13 回归 17 2015 20 17 高性能混凝土 15 2015 15 14 粉煤灰 13 2014 14 12 再生骨料混凝土 13 2016 15 13 弹性模量 12 2014 15 11 人工智能 11 2016 15 9 沥青混凝土 11 2018 6 9 随机森林 10 2019 7 7 自密实混凝土 10 2013 6 8 抗弯强度 9 2018 11 9 混合料设计 9 2013 11 9 腐蚀 8 2017 9 6 耐久性 8 2015 14 8 模糊逻辑 8 2011 9 7 高强度混凝土 8 2013 10 8 力学性能 8 2018 11 8 无损检测 8 2015 9 8 剪切强度 8 2013 5 7 声发射 7 2017 5 6 ANFIS 7 2015 12 7 水泥砂浆 7 2016 6 7 动态模量 7 2018 5 6 遗传编程 7 2014 7 7 钢筋混凝土 7 2016 6 6 碳化 6 2014 10 6 水泥 6 2013 10 6 高温 6 2017 7 5 纳米二氧化硅 6 2017 7 5 优化 6 2014 12 6 孔隙率 6 2015 7 6 硅灰 6 2014 9 6 强度 6 2011 9 4 粘结强度 5 2015 5 5 土聚合物 5 2017 5 5 图像处理 5 2017 6 5 微观结构 5 2015 6 5 矿渣 5 2011 7 5
妊娠期糖尿病对妊娠妇女影响的前瞻性研究
背景：妊娠期糖尿病是新生儿听力损失的潜在危险因素。妊娠期间母亲体内循环糖分增加会损害微循环，并可能导致内耳先天性异常，从而导致先天性听力损失。糖尿病母亲所生新生儿的耳聋患病率为 4.16%。耳声发射 (OAE) 和脑干诱发反应听力检查 (BERA) 用于评估听力障碍。方法：这项前瞻性病例对照研究由妇产科开展，研究对象为 92 名年龄在 21 至 35 岁之间的产前母亲，根据她们的妊娠期糖尿病状况将她们分为两组。所有这些新生儿均按照通用方案在出生后 72 小时内和第 10 天使用 OAE 进行听力筛查。本研究旨在确定妊娠期糖尿病对新生儿听觉功能的影响。结果：本研究共选取 92 名孕妇，分为 A 组和 B 组，平均年龄为 27.8±5.4 岁。在出生后 72 小时内进行的评估中，A 组 39.1%（18）的新生儿 OAE 未通过，而 B 组仅有 8.7%（4）的新生儿 OAE 未通过。患有妊娠期糖尿病的母亲所生的孩子患先天性听力损失的风险高出 6.7 倍。结论：本研究表明妊娠期糖尿病与新生儿听力障碍之间存在显著关联。与非妊娠期糖尿病母亲所生的新生儿相比，GDM 母亲所生的新生儿 OAE 筛查的失败率更高。关键词：妊娠期糖尿病、新生儿、听力、OAE
结构验证测试方法的发展......
2.1 引言................................................................................................................................................ 14 2.2 结构验证试验............................................................................................................................... 14 2.2.1 定义........................................................................................................................................ 14 2.2.2 结构验证试验的应用......................................................................................................................... 18 2.2.2.1 结构完整性和残余机械性能....................................................................................... 21 2.2.3 验证试验载荷的应用.................................................................................................................... 22 2.2.4 新型验证试验方法中的问题.................................................................................................... 24 2.2.5 结构验证试验评审的讨论和结论.................................................................................................... 25 2.3 复合材料结构损伤.................................................................................................................... 27 2.3.1 引言........................................................................................................................................ 27 2.3.2 损伤和损伤机制.................................................................................................................... 27 2.3.2.1 简介 ................................................................................................................................ 27 2.3.2.2 复合材料 T 型接头的分层损伤 .............................................................................................. 28 2.3.2.3 孔隙率和空隙 ................................................................................................................ 32 2.3.3 损伤容限、剩余强度和寿命预测 ............................................................................................. 36 2.3.4 案例研究：T 型加筋复合材料板（T 型接头） ............................................................................. 38 2.3.4.1 简介 ................................................................................................................................ 38 2.3.4.2 粘合结构 ............................................................................................................................. 40 2.3.4.3 T 型接头设计和失效模式 ................................................................................................ 41 2.3.5 复合材料结构损伤总结 ............................................................................................................. 43 2.4 适用于验证测试的 NDT 技术 ............................................................................................. 44 2.4.1 简介......................................................................................................................................... 44 2.4.2 声发射检测...................................................................................................................... 46 2.4.3 表面应变和位移映射............................................................................................................... 48 2.4.4 振动分析......................................................................................................................................... 51 2.4.5 伴随 PT 的 NDT 技术总结......................................................................................................... 51 2.5 模态分析......................................................................................................................................... 51 2.5.1 简介......................................................................................................................................... 51 2.5.2 频率响应......................................................................................................................................... 53 2.5.2.1 简介......................................................................................................................................... 53 2.5.2.2 损伤检测质量......................................................................................................................... 55 2.5.2.3 FR 技术的应用......................................................................................................................... 58 2.5.2.4 频率响应技术的结论和未来研究......................................................................................... 61 2.5.3 随机减量................................................................................................................................ 61........................................... 55 2.5.2.3 频率响应技术的应用 ...................................................................................................... 58 2.5.2.4 频率响应技术的结论和未来研究 .............................................................................. 61 2.5.3 随机减量 ................................................................................................................................ 61........................................... 55 2.5.2.3 频率响应技术的应用 ...................................................................................................... 58 2.5.2.4 频率响应技术的结论和未来研究 .............................................................................. 61 2.5.3 随机减量 ................................................................................................................................ 61
基于人工智能的腐蚀传感和
腐蚀会对许多工业领域的机械结构造成巨大损害，航空业也不例外。为了在不影响安全性的情况下延长机身的使用寿命，清晰地了解飞机的腐蚀状态 (SoC) 非常重要。因此，开发适合实时监测 SoC 并在结构受到腐蚀损害时发出可靠通知的方法至关重要。迄今为止发布的结果表明，超声波（例如声发射、导波）以及电化学传感器（例如电化学噪声、阻抗谱）适用于监测与飞机相关的腐蚀，但尚未具备应用于商用飞机的技术条件。实现可靠监测系统的一个巨大问题是腐蚀现象与（通常）嘈杂的传感器数据之间的相关性。AICorrSens 项目通过开发基于超声波、电化学和环境传感器以及 AI 算法的多传感器设置来监控 SoC，从而解决了这些问题。应通过使用配备传感器的试样和演示部件进行加速腐蚀测试来生成训练数据。使用 AI 进行后续数据分析，可以克服操作噪声，从而允许当今的腐蚀检测方法在检测、定位、量化和类型化方面实时评估 SoC。该项目的目标是将创建的连续数据流转换为可通过人机界面直观理解的 SoC 分类，包括由测试活动生成的 AI 模型进行的合格腐蚀预测。该项目的结果将提高飞机的安全性和可靠性，并为飞机运营商带来明显的经济效益，因为它允许从定期检查间隔转换为基于条件的维护。资助方：奥地利研究促进署 项目：Take Off, Call 2019 联盟：CEST 电化学表面技术能力中心 (CEST)、林茨约翰内斯开普勒大学 - 结构轻量化设计研究所 (IKL)、克雷姆斯多瑙大学 - 集成传感器系统系 (DISS)、Senzoro GmbH (SENZ)。项目持续时间：2020 年 10 月 - 2023 年 9 月。
新生儿AAV基因疗法在SYNE4耳聋
对于各种类型的听力损失，但当前的治疗方案仍主要限于声音放大和人工耳蜗（Muller＆Barr-Gillespie，2015； Schilder等，2018）。SYNE4中的变体（含有核包膜家族成员4）的变体会导致以色列，英国和土耳其个人的常染色体隐性进行性，高调听力损失（Panelapp。; Horn等人，2013年； Masterson等人，2018年）。syne4代码为蛋白质Nesprin-4编码，核骨骼和细胞骨架（LINC）复合物的接头成员（Roux等，2009）。Nesprins位于外部核膜上，它们与内部核膜太阳蛋白相互作用，并与细胞质细胞骨架元素（如肌动蛋白和中间丝）以及运动蛋白以及诸如驱动蛋白（Cartwright＆KarakakeSogoglou，2014年）等运动蛋白。缺乏SYNE4或SUN1的小鼠表现出渐进的听力损失，让人联想到DFNB76；在SYNE4基因敲除小鼠（SYNE4 /）中，毛细胞正常发展，但外毛细胞（OHC）核逐渐失去其基础位置，导致随后的OHC变性（Horn等，2013）。在动物模型中的初步结果确定腺相关病毒（AAV）是聋哑基因治疗的有前途的候选者（Landegger等，2017; Akil等，2019; Isgrig et al，2019; Isgrig et al，2019; Nist-Lund等，2019）。AAV似乎很少引起免疫反应，重组AAVs以非常低的速率整合到宿主中，从而降低了遗传毒性的风险（Nakai等，2001）。天然AAV血清型的初始特征表明内耳细胞类型的转移率相对较低，尤其是OHC（Kilpatrick等，2011）。然而，最近开发的合成AAV Capsids似乎已经克服了这一障碍。已显示AAV9-PHP.B在小鼠和非人类灵长类动物中以高速率转导内毛细胞和外毛细胞（Gyorgy等，2019; Ivanchenko等，2020; Lee等，2020）。在这项研究中，我们将SYNE4 /小鼠用作DFNB76隐性耳聋的模型，以开发基于AAV9-PHP.B的这种形式的人类耳聋的基因治疗作为向量。为转导OHC的形态恢复加上形态恢复，我们观察到了增强的OHC存活，改善了听觉的脑干反应（ABR）以及恢复的失真产物耳声发射（DPOAE）。此外，我们证明了内耳的功能恢复足以驱动
塞斯纳 T-303 Crusader 垂直尾翼飞行疲劳裂纹扩展监测 Eric v. K. Hill 1 和 Christopher L. Rovik 2
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。可以设想，在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要根源可能是疲劳裂纹的存在和增长，这也是本研究的主题。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂
附录 - Springer 链接
A 乙醛 AC 纤维素醋酸盐 A 丙酮、丙烯酸酯、丙烯腈、醇酸树脂、酰胺等 ACC 汽车复合材料联盟ACCS 先进复合材料结构 A 安培系统 A 埃 ACF 活性碳纤维 A 面积 ACG 先进复合材料集团 AA 乙醛 ACGIH 美国政府会议 AA 丙烯酰胺 工业卫生学家 AA 铝业协会 ACI 美国混凝土协会 AA 原子吸收 ACM 丙烯酸酯橡胶 AAAS 美国先进科学协会 ACM 丙烯酸酯橡胶 ACM 先进固化监测器 AAc 丙烯酸 ACM 美国化学制造商 AAC 戊酸乙酸酯 Acn 丙酮 AAE 美国工程师协会 ACMS 先进材料科学中心 AAES 美国工程（印度）学会协会 ACN 丙烯腈 AAEZ 美国企业协会 ACPES 丙烯腈氯化聚乙烯 苯乙烯 AAGR 年均增长率 ACR 丙烯酸酯氯化橡胶AAm 丙烯酰胺 ACR 丙烯酸纤维 AAMI 医疗器械促进会 ACS 丙烯腈-氯化聚乙烯-苯乙烯 AAMA 美国建筑制造协会 ACS 美国陶瓷学会协会 ACS 美国外科医师学会 AAR 美国铁路协会 ACS 澳大利亚海关服务 AAS 丙烯酸酯-苯乙烯-丙烯腈 ACT 振幅相关时间 AAS 科学促进会 ACTC 先进复合材料技术联盟 AAS 原子吸收光谱 AID 模数转换（也称为 ADC） AATC 美国纺织化学协会 AD 表观密度 AB 防粘连 AD 平均偏差 ABA 丙烯腈-丁二烯-丙烯酸酯 ADA 己二酸 ABA 美国律师协会 ADA 美国残疾人法案 缩写缩写 ADC 烯丙基二甘醇碳酸酯（另见 ABC 活动成本核算 CR-39） ABC 原子、生物、化学 ADC 重铬酸铵 AI3EA 偶氮二甲酰胺 ADC 模拟数字转换（也称为 ABL 阿勒格尼弹道实验室 AID） ABR 丙烯酸酯-丁二烯橡胶 ADCB 非对称双悬臂梁 ABC 活动成本核算 adh。粘合剂 聚甲醛（见 POM） ADS 添加剂输送系统 abs。绝对值 ADS 风干片 ABS 吸光度 AE 声发射 ABS 丙烯腈-丁二烯-苯乙烯 AE 辅助设备 AC 聚甲醛（聚合物） AEB 平均燃烧程度 AC 先进复合材料 AEC 丙烯腈-乙烯-苯乙烯 AC 交流电 AECO 环氧氯丙烷橡胶
塞斯纳 T-303 飞行中疲劳裂纹扩展监控...
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。设想在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要来源，也是本研究的主题，可能是疲劳裂纹的存在和增长。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂