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 "Szeląg, K." wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-3 z 3
    Tytuł:
    Odporność laminatu węglowo-epoksydowego na zmęczeniowy rozwój rozwarstwień w warunkach ISP
    Resistance of carbon-epoxy laminatete against mode I cyclic delamination
    Autorzy:
    Czajkowska, K.
    Szeląg, D.
    Lorenc, Z.
    Czarnocki, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213251.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    konstrukcje i materiały w lotnictwie
    laminat węglowo-epoksydowy
    odporność
    warunki ISP
    resistance of carbon-epoxy laminate
    structures and materials in aerospace
    Opis:
    Przeprowadzone badania dotyczą odporności laminatu węglowo-epoksydowego o wzmocnieniu z jednokierunkowej z taśmy KDU1007 wykonywanego techniką "na mokro" na propagacje rozwarstwień w warunkach obciążeń cyklicznych, w warunkach I sposobu pękania, dla R = 0.5 i G max= 0.9 Gc . Z badań otrzymano następujące wyniki: wartości progowa i krytyczna współczynnika uwalniania energii wynoszą odpowiednio 0.145 i 0.275 N/mmm natomiast równanie Parisa przyjmuje postać da/dn = 10 6.404 G 15.977. Wyniki te są rezultatem przyjęcia do obliczeń obserwowanej długości rozwarstwienia a vis. Uzupełniono je o analogiczne wyniki uzyskane przez przyjęcie do obliczeń długości rozwarstwienia wynikającej ze zmian podatności próbki. Są to Gth = 0.15 N/mm, Gc = 0.275 n/mm i zależność da/ dn = 10 7.475 G 17.553.
    Carbon-epoxy laminate reinforced with KO111007 UD carbon fabric was tested to determine the laminate resistance against Mode I delamination due to cyclic loading. The laminate was made with the use of hand wet lay-up method. The tests ware carried out under displacement controlled conditions for R = 0.5 and G max = 0.9 G1c. The following results were obtained: Gth = 145 N/mm, GIc = 0.275 N/mm, and Paris low of the form da/dn = 10 6.404G 15.977 for visual assessment of the delamination extension, and G th = 0.15 N/mm , Gc =0.275 N/mm and Paris low of the form da/dn = 10 7.475 G 17.553 for compliance changes based assessment of delamination extension.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 18-25
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical simulation of fatigue delamination growth under mode I loading conditions
    Autorzy:
    Bajurko, P.
    Czajkowska, K.
    Czarnocki, P.
    Szeląg, D.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/247320.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    polymeric composite
    fatigue delamination
    numerical simulation
    fatigue test
    Paris-Erdogen relationship
    Opis:
    Delaminations are common defects that deteriorate strength of laminates. Delaminations can arise in the course of manufacturing due to faulty fabrication process or can result from low energy impacts, (e.g. FOD), that can take place in service. Once a delamination has been detected, a question will arise whether the defective component can still stay in service or should be immediately repaired or replaced. Before the decision is made, one of the factors that must be considered is a possible delamination growth rate under the expected service cyclic loading. One of the most effective tools that help to answer this question is a numerical simulation of delamination growth. Relatively easy way to simulate fatigue delamination growth under Mode I loading conditions is presented. The a=f(n) relationship was simulated. The simulation was performed with the help of FEM. The delamination extension resulted from gradual reduction in the stiffness of cohesive elements of length t that were located along the expected delamination path. It was assumed that the delamination would extend by delta a=t if the cohesive element stiffness dropped to 0. The applied degradation procedure of the initial mechanical properties of the cohesive elements was based on Paris low. For each delamination, extension increment the degradation process was limited to the cohesive element adjacent to the delamination front. In case of laminates, so far, there is no standard procedure available to determine Paris low and the one used to determine it for the purpose of the simulation performed is presented, as well. The simulation was ended when the number of cycles simulated exceeded 1000 000. The numerical results were verified against the experimental ones resulting from the four specimens tested and a satisfactory agreement was found. The difference between the a=f(n) relationship obtained by the simulation and the one being the average of the four tests was smaller than the scatter of the tests results.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2012, 19, 2; 17-24
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Modyfikacja procedury wyznaczania zależności Parisa-Erdogena dla laminatu weglowo-epoksydowego w warunkach i sposobu pękania
    Modified method for determination of ParisErdogen relatIonship for mode I cyclic Delamination of carbon-epoxy laminate
    Autorzy:
    Szeląg, D.
    Czajkowska, K.
    Lorenc, Z.
    Czarnocki, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213294.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    procedura wyznaczania odporności na rozwarstwienia laminatów
    norma ASTM E647
    laminat węglowo-epoksydowy
    konstrulcje i materiały w lotnictwie
    Paris-Erdogen relationship for mode i cyclic delamination
    carbon-epoxy laminate
    structures and materials aerospace
    Opis:
    W związku z brakiem ogólnie przyjętej standardowej procedury wyznaczania odporności na rozwarstwienia laminatów ze spoiwem polimerowym, w pracy do tego celu adaptowano normę ASTM E647. Dla uniknięcia konieczności bezpośredniego monitorowania rozwoju rozwarstwienia zaproponowano modyfikację wymagań tej normy, polegające na wyznaczaniu długości rozwarstwienia na podstawie zmian podatności próbki. Wyniki wskazują, iż jest to możliwe, jednak w celu podwyższenia ich wiarygodności konieczne jest wykonanie interlaboratoryjnych badań na obszerniejszej partii próbek, wykonanych ze zróżnicowanych materiałów.
    Designed for metals ASTM E647 standard test procedure was adapted for determination of Paris-Erdogen relationship for carbon-epoxy laminate. To eliminate the need for continuous monitoring of delamination growth during the test the new procedure was applied that takes advantage of compliance changes resulting from delamination growth. The test results indicate that such a procedure is promising one however additional interlaboratory test should be carried out with the use of larger number of specimens made of various laminates to enhance reliability of the procedure.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 182-188
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-3 z 3

      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