Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "fatigue loading" wg kryterium: Wszystkie pola

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-7 z 7
    Tytuł:
    Predicting Fatigue Crack Growth and Fatigue Life Under Variable Amplitude Loading
    Autorzy:
    Jasztal, M.
    Kocanda, D.
    Tomaszek, H.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97891.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Opis:
    A probabilistic approach to the description of fatigue crack growth and fatigue life estimation of a component subjected to variable amplitude loading is presented in the paper. The core of the model is a differential equation originated from the Paris formula. In order to consider the influence of overload-underload cycles existing in an exploitive load spectrum on crack growth rate for an aeronautical aluminum alloy sheet, the modified Willenborg retardation model was applied.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2010, 2; 37-51
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Development and implementation of a testing method for the characterization of interlaminar delamination propagation in laminates under fatigue mode II loading conditions
    Opracowanie i wdrożenie metody badania rozwoju delaminacji międzywarstwowych w laminatach w warunkach zmęczeniowego II sposobu pękania
    Autorzy:
    Wilk, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213718.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    composites
    delamination
    fatigue
    mode II
    mechanical testing
    kompozyty
    delaminacje
    zmęczenie
    sposób II pękania
    badania mechaniczne
    Opis:
    With no standardized methods being available the paper presents a procedure for experimental characterization of fatigue delamination growth under mode II loading conditions. The distinctive feature of the proposed algorithm is determination of crack length based on the specimen compliance. It eliminates the need of visual observations replacing it with compliance calibration performed at the end of the test. The testing methodology, using the end notch flexure set-up, is described step by step as well as calculations leading to obtaining the relationship between the delamination growth rate and strain energy release rate values in the form of Paris' law. The method was implemented in the Composites Testing Laboratory in the Institute of Aviation and the experimental investigations of crack resistance properties of laminates made of unidirectional prepreg MTM 46 were performed. Consistent results were obtained and the Paris law for II cracking mode was determined.
    W świetle braku dostępnych unormowanych metod zaprezentowano procedurę eksperymentalnego badania zmęczeniowego rozwoju delaminacji w warunkach II sposobu pękania. Wyróżniającą cechą zaproponowanego algorytmu jest wyznaczanie długości pęknięcia za pomocą podatności badanej próbki. Pozwala to na wyeliminowanie konieczności prowadzenia obserwacji, zastępując ją wykonaniem kalibracji podatności po zakończeniu testu. Opisana została krok po kroku metodologia, wykorzystująca zginanie trójpunktowe próbki z rozwarstwieniem (ENF), jak również przedstawione zostały obliczenia prowadzące do wyznaczenia zależności szybkości wzrostu delaminacji od wartości współczynnika uwalniania energii w postaci prawa Parisa. Metoda została wdrożona w Laboratorium Badań Kompozytów w Instytucie Lotnictwa. Przeprowadzono badania doświadczalne odporności na pękanie laminatu wykonanego z jednokierunkowego preimpregnatu MTM 46. Uzyskano zgodne wyniki oraz wyznaczono prawo Parisa dla II sposobu pękania.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 4 (245); 251-261
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Development and implementation of a testing method for the characterization of interlaminar delamination propagation in laminates under fatigue mode I loading conditions
    Opracowanie i wdrożenie metody badania rozwoju delaminacji miedz y warstwowych w laminatach w warunkach zmęczeniowego I sposobu pękania
    Autorzy:
    Wilk, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213231.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    composites
    delamination
    fatigue
    mode I
    mechanical testing
    kompozyty
    delaminacje
    zmęczenie
    sposób I pekania
    badania mechaniczne
    Opis:
    With no standardized methods for experimental characterization of fatigue delamination growth in laminates available the paper presents a testing method for mode I loading conditions. The distinctive feature of the proposed method is determination of crack length based on the specimen compliance and an additional compliance calibration procedure. This approach eliminates the need of visual observations. The testing methodology, using the double cantilever beam specimen, is described step by step as well as calculations leading to obtaining the relationship between the delamination growth rate and strain energy release rate values in the form of Paris' law The method was implemented in the Composites Testing Laboratory in the Institute of Aviation and the experimental investigations of crack resistance properties of laminates made of unidirectional prepreg MTM 46 were performed. Consistent results were obtained and the Paris law for I cracking mode was determined.
    W świetle braku dostępnych unormowanych metod zaprezentowano procedurę eksperymentalnego badania zmęczeniowego rozwoju delaminacji w warunkach I sposobu pękania. Wyróżniającą cechą zaproponowanego algorytmu jest wyznaczanie długości pęknięcia za pomocą podatności badanej próbki oraz dodatkowo przeprowadzanej kalibracji podatności. Zaprezentowane podejście pozwala wyeliminować konieczność obserwacji długości pęknięcia podczas testu. Opisana została krok po kroku metodologia, wykorzystująca próbkę w postaci podwójnej belki wspornikowej (Double Cantilever Beam), jak również przedstawione zostały obliczenia prowadzące do wyznaczenia zależności szybkości wzrostu delaminacji od wartości współczynnika uwalniania energii w postaci prawa Parisa. Metoda została wdrożona w Laboratorium Badań Kompozytów w Instytucie Lotnictwa. Przeprowadzono badania doświadczalne odporności na pękanie laminatu wykonanego z jednokierunkowego preimpregnatu MTM 46. Uzyskano zgodne wyniki oraz wyznaczono prawo Parisa dla I sposobu pękania.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 4 (245); 239-250
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation of Fatigue Crack Growth in Integrally Stiffened Panels Under the Constant Amplitude and Spectrum Loading
    Autorzy:
    Augustin, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97771.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Opis:
    The paper describes methodology of numerical simulation of fatigue crack growth and its application on integrally stiffened panels made of 2024-T351 aluminium alloy using high speed cutting technique. Presented approach for crack growth simulation starts by the calculation of stress intensity factor function from finite element results obtained using MSC. Patran/Nastran. Subsequent crack growth analysis is done in NASGRO and uses description of crack growth rates either by the Forman-Newman-de Koning relationship or by the table lookup form. Three crack growth models were applied for spectrum loading: non-interaction, Willenborg and Strip Yield model. Relatively large experimental program comprising both the constant amplitude and spectrum tests on integral panels and CCT specimens was undertaken at the Institute of Aerospace Engineering laboratory in order to acquire crack growth rate data and enable verification of simulations. First analyses and verification tests of panels were performed under the constant amplitude loading. For predictions of crack growth using the spectrum loading a load sequence representing service loading of the transport airplane wing was prepared. Applied load spectrum was measured on B737 airplane within the joint FAA/NASA collection program. The load sequence is composed of 10 flight types with different severity analogous to the standardized load sequence TWIST. Before application on the stiffened panels a calculation of crack growth under the spectrum loading was performed for simple CCT specimen geometry. The paper finally presents comparison of simulations of fatigue crack propagation in two-stringer stiffened panel under the spectrum loading with verification test carried out in the IAE lab. The work was performed within the scope of the 6th Framework Programme project DaToN - Innovative Fatigue and Damage Tolerance Methods for the Application of New Structural Concepts.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2009, 1; 5-19
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Deterministic Approach to Predicting the Fatigue Crack Growth in the 2024-T3 Aluminum Alloy Under Variable Amplitude Loading
    Autorzy:
    Kocańda, D.
    Torzewski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97779.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aluminum alloy
    fatigue crack growth rate
    microfractographic analysis
    Willenborg retardation model
    Opis:
    The paper presents the attempt to predict fatigue crack growth rate in a component subjected to variable amplitude loading containing overload-underload cycles. For this goal in a deterministic approach the modified Willenborg retardation model was applied. To provide experimental data the research into fatigue crack growth for 2024-T3 aluminum alloy sheet CCT specimens under LHL type block program loading with multiple overload-underload cycles was developed. The microfractographic analysis of fatigue fractures with the use of the transmission electron microscope (TEM) made it possible to trace the effect of block program loading on the crack growth rate. The knowledge of the affection of a particular overloadunderload cycle or a block of these cycles on crack rate on the basis of microfractographic analysis was utilized for assessing the equivalent loading for the LHL block program. The diagrams that presented the crack growth rate both on the surface and inside the aluminum alloy sheet was performed. The crack growth rate inside the sheet was estimated on the basis of the striation spacing analysis.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2009, 1; 102-115
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical modelling of fatigue delamination growth in laminates under mode i loading conditions using VCCT
    Modelowanie numeryczne zmęczeniowego rozwoju delaminacji w warunkach i sposobu pękania metodą VCCT
    Autorzy:
    Wilk, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213651.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    delamination
    fatigue crack propagation
    FEM
    VCCT
    delaminacje
    zmęczeniowa propagacja pęknięcia
    MES
    Opis:
    The article presents a numerical method of modelling the fatigue growth of delaminations in laminates with the use of Virtual Crack Closure Technique. The principle of the method is an algorithm based on the user subroutines of finite element method software MSC MARC. It uses experimentally determined Paris' law to calculate the number of load cycles needed for specified length of delamination propagation. As a result, the relationship between delamination growth and number of fatigue cycles can be established. The 2D numerical model of a double cantilever beam made of carbon epoxy laminate was created and the calculations were conducted for two sets of input values. They corresponded to the specimens that were tested experimentally. This allowed for the comparison of the results and verification of the numerical method against experimental investigations.
    W artykule przedstawiono numeryczną metodę modelowania zmęczeniowego wzrostu delaminacji w kompozytach warstwowych z wykorzystaniem metody Virtual Crack Closure Technique. Podstawą metody jest algorytm oparty na procedurach użytkownika dostępnych w oprogramowaniu do obliczeń metodą elementów skończonych MSC MARC. Wykorzystuje on wyznaczone eksperymentalnie prawo Parisa w celu obliczenia liczby cykli zmęczeniowych potrzebnych do wzrostu delaminacji o określoną długość. Pozwala to na wyznaczenie związku pomiędzy rozwojem delaminacji a liczbą cykli obciążenia zmęczeniowego. Stworzony został dwuwymiarowy model belki dwuwspornikowej wykonanej z laminatu węglowo-epoksydowego oraz przeprowadzone zostały obliczenia dla dwóch zestawów wielkości wejściowych. Odpowiadają one próbkom badanym eksperymentalnie. Pozwoliło to na porównanie wyników i weryfikację metody numerycznej względem badań eksperymentalnych.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 4 (245); 227-238
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Impact of load retention on aircraft engine parts under real flight cycle conditions in service life monitoring
    Wpływ retencji obciążenia na elementy silnika lotniczego w warunkach rzeczywistych cykli lotniczych w monitorowaniu trwałości eksploatacyjnej
    Autorzy:
    Yepifanov, Sergiy
    Brunak, Andrii
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36443453.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    gas turbine engine
    service life
    repeated-static loading
    low-cycle fatigue
    creep
    retention of load
    gazowy silnik turbinowy
    żywotność serwisowa
    powtarzalne obciążenie statyczne
    zmęczenie niskocyklowe
    pełzanie
    retencja obciążenia
    Opis:
    One of the major problems in the development of algorithms for monitoring the life of aircraft gas turbine engines is that the character of loading in real flight cycles is crucially different from the character of the static and dynamic loading during the testing of samples. This paper proposes a method for taking into account the effect of retentions at maximum stresses and cycle temperatures on the low-cycle fatigue (LCF) of the heat-resistant alloys used in engine parts. Regularities in repeated-static loading (RSL) are used in combination with the method of linear accumulation of damage due to the LCF and RSL, with retentions of a variable length. A non-linear equation is derived for the summation of these damages, the solution of which determines the durability (life) of the part while taking into account the retention duration. The theoretical results were verified by using the experimental characteristics of the GS-6K and EI-437B nickel-based alloys, previously reported by other researchers.
    Jednym z głównych problemów w opracowywaniu algorytmów do monitorowania trwałości lotniczych gazowych silników turbinowych jest to, że charakter obciążeń powstałych w rzeczywistych cyklach lotu różni się zasadniczo od charakteru obciążeń statycznych i dynamicznych obecnych podczas testowania próbek. W niniejszej pracy zaproponowano metodę pozwalającą uwzględnić wpływ retencji przy maksymalnych naprężeniach oraz temperatur cyklicznych na zmęczenie niskocyklowe (LCF) stopów żaroodpornych używanych w elementach silnika. Wykorzystano regularności w powtarzalnym obciążeniu statycznym (RSL) w połączeniu z metodą linearnej akumulacji uszkodzeń wynikających ze zmęczenia niskocyklowego i powtarzalnego obciążenia statycznego, z retencjami o zmiennej długości. Dla sumowania tych uszkodzeń wyprowadzono nieliniowe równanie, którego rozwiązanie określa trwałość (żywotność) elementu z uwzględnieniem czasu trwania retencji. Wyniki teoretyczne zostały zweryfikowane na podstawie charakterystyk doświadczalnych stopów na bazie niklu GS-6K i EI-437B, zaczerpniętych z wcześniejszych prac innych zespołów badawczych.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2021, 3 (264); 47-57
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-7 z 7

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies