CN106769533A - 一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法 - Google Patents

一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106769533A
CN106769533A CN201611180281.9A CN201611180281A CN106769533A CN 106769533 A CN106769533 A CN 106769533A CN 201611180281 A CN201611180281 A CN 201611180281A CN 106769533 A CN106769533 A CN 106769533A
Authority
CN
China
Prior art keywords
testpieces
test
bvid
completion
carried out
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201611180281.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106769533B (zh
Inventor
王瑜
胡海阳
王振世
刘利阳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Publication of CN106769533A publication Critical patent/CN106769533A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106769533B publication Critical patent/CN106769533B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/20—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady bending forces
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/02—Details
    • G01N3/04—Chucks
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0014—Type of force applied
    • G01N2203/0023—Bending
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0075—Strain-stress relations or elastic constants
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/04—Chucks, fixtures, jaws, holders or anvils

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明涉及一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，用于研究不同隔框结构形式及不同长桁鼠洞形状对隔框结构应力应变分布及承载能力的影响，及评定结构承受BVID损伤的能力，验证结构剩余强度，所述复合材料隔框结构四点弯曲试验方法包括1：选取试验件、2：设计加载方案和3：加载试验。本发明的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。

Description

一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法
技术领域
本发明属于飞机复合材料试验技术领域，尤其涉及一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法。
背景技术
众所周知，在飞机设计中，复合材料以其比刚度/比强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优异性能，越来越广泛的应用于飞机结构中。复合材料可有效降低飞机结构重量，提高飞机商用载荷；或者增加燃油量，提高飞机航程。另一方面，复合材料的应用可减少飞机结构检查次数，提高检查间隔，降低飞机维护成本，从而从根本上提高民用飞机在整个寿命服役期内的经济效益。
国外先进民用飞机如空客A350及波音B787等飞机，其复合材料用量已占飞机结构重量的50％以上，部位包括机身、机翼、尾翼蒙皮，机身隔框、地板梁、地板支柱、舷窗口框，机翼翼梁、翼肋等结构。伴随着型号研制，已经形成了一套完整的飞机复合材料结构设计、制造及试验验证的方法及流程。
国内目前在役的ARJ21及一些飞机结构中，90％以上都是铝合金，复合材料用量极少，且均应用在次承力结构中，尚无飞机主承力结构应用复合材料的经验，更缺乏复材结构设计分析制造及验证的方法。因此，开展复合材料在民机结构中的应用技术研究，是提高我国民用飞机性能及市场竞争力的重要手段。
发明内容
本发明的目的是提供一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，解决目前的飞机复合材料隔框结构无验证方法的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，用于研究不同隔框结构形式及不同长桁鼠洞形状对隔框结 构应力应变分布及承载能力的影响，及评定结构承受BVID损伤的能力，验证结构剩余强度，其特征在于，所述复合材料隔框结构四点弯曲试验方法包括
S01：选取试验件
所述试验件选取自机身隔框典型部位，用于考核不同结构形式及长桁鼠洞开口形状对试验件承载能力的影响，设计多种隔框试验件；
S02：设计加载方案
试验方案为四点弯曲试验，用于考核试验件在弯矩作用下的应力应变分布及承载能力，由于试验件浮框上缘条及剪切带下缘条不在同一个平面内，加载时会在试验件横截面内产生附加弯矩，采用特殊的试验夹具；
S03：加载试验
对所述试验件依次进行不同的损伤试验项目，直至所述试验件加载破坏。
进一步地，试验件选取自机身隔框典型部位，为考核不同结构形式及长桁鼠洞开口形状对试验件承载能力的影响，设计两组隔框试验件；试验件的不同之处是第一组试验件为组合件，浮框与剪切带之间采用螺栓连接，另一组试验件为整体件，结构一次性铺贴与固化成形。第一组试验件长桁鼠洞形状不同，第二组试验件长桁鼠洞形状与第一组试验件中某个试验件相同，试验件均材料为CF3052/BA9916-Ⅱ。
进一步地，所述试验项目包括试验一：无损伤试验件静力试验、试验二：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的静力试验、试验三：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的耐久性试验、试验四：在上缘条上引入BVID损伤的静力试验和试验五：在上缘条上引入BVID损伤的耐久性试验。
进一步地，所述试验一：无损伤试验件静力试验的试验过程为
1.1)使用载荷静力试验；
1.2)设计载荷静力试验；
1.3)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
1.4)加载至试验件破坏或无法承载。
进一步地，所述试验二：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的静力试验的试验过程为
2.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
2.2)使用载荷静力试验；
2.3)设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
2.4)加载至试验件破坏或无法承载。
进一步地，所述试验三：在上缘条上引入BVID损伤的静力试验的试验过程为
3.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
3.2)使用载荷静力试验；
3.3)设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测。
3.4)加载至试验件破坏或无法承载。
进一步地，所述试验四：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的耐久性试验的试验过程为
4.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
4.2)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
4.3)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
4.4)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
4.5)加载至试验件破坏或无法承载。
进一步地，所述试验五：在上缘条上引入BVID损伤的耐久性试验的试验过程为
5.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检 测；
5.2)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
5.3)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
5.4)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
5.5)加载至试验件破坏或无法承载。
本发明的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例中两者不同试验件构型示意图，
图2中的(a)(b)(c)附图分别为本发明一实施例中1～3号试验件长桁鼠洞形状及尺寸示意图，
图3为本发明一实施例中试验件支持及加载方案示意图，
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
一、试验目的
(1)来自于有限元中的应变预测与应变片读数之间的校对；
(2)确认隔框结构分析方法；
(3)研究不同隔框结构形式及不同长桁鼠洞形状对隔框结构应力应变分布及承载能力的影响；
(4)评定结构承受BVID损伤的能力，验证结构剩余强度。
二、试验概述
试验件是依据复合材料机身结构方案，选取典型隔框形式及长桁鼠洞开口形状所设计。试验所施加的载荷取自有限元分析模型中的极限载荷，试验加载方式为四点弯曲，模拟机身隔框承受的因座舱增压而引起的机身蒙皮壁板的弯矩。试验件采用损伤容限设计思想，在试验前需在典型部位预置冲击损伤，用来模拟该结构在制造、使用及维护过程中可能遇到的外来冲击。冲击完成后对试验件进行2倍寿命的耐久性试验，并检查损伤是否扩展，最后再对试验件施加极限载荷，考核结构的剩余强度。
三、试验件
试验件选取自机身隔框典型部位，为考核不同结构形式及长桁鼠洞开口形状对试验件承载能力的影响，设计两组共4种隔框试验件。试验件基本构型见附图1，左侧附图为第一组试验件(三件，编号1～3)、右侧附图为第二组试验件(一件，编号4号)，不同之处在于1～3号试验件为组合件，浮框与剪切带之间采用螺栓连接，4号件为整体件，结构一次性铺贴与固化成形。1～3号试验件长桁鼠洞形状不同，详见附图2所示，附图2中的(a)(b)(c) 三图分别为1、2、3号试验件长珩鼠洞形状示意图，而4号试验件长桁鼠洞形状与1号试验件相同，试验件材料均为CF3052/BA9916-Ⅱ。
四、加载方案
本试验为四点弯试验，考核隔框试验件在弯矩作用下的应力应变分布及承载能力。由于试验件浮框上缘条及剪切带下缘条不在同一个平面内，加载时会在试验件横截面内产生附加弯矩。为抵消这一附加弯矩，采用特殊设计的试验夹具，示意图见附图3。
五、试验步骤
(1)无损伤试验件静力试验
a.使用载荷静力试验；
b.设计载荷静力试验；
c.120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
d.加载至试验件破坏或无法承载。
(2)在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的静力试验
a.在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
b.使用载荷静力试验；
c.设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
d.加载至试验件破坏或无法承载。
(3)在上缘条上引入BVID损伤的静力试验
a.在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
b.使用载荷静力试验；
c.设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测。
d.加载至试验件破坏或无法承载。
(4)在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的耐久性试验
a.在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检 测；
b.1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
c.1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
d.120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
e.加载至试验件破坏或无法承载。
(5)在上缘条上引入BVID损伤的耐久性试验
a.在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
b.1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
c.1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
d.120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
e.加载至试验件破坏或无法承载。
本发明可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效。本发明已应用于某复合材料民用飞机项目研制中，完成隔框结构设计分析及制造，并通过零件级及部段级的试验考核验证。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，用于研究不同隔框结构形式及不同长桁鼠洞形状对隔框结构应力应变分布及承载能力的影响，及用于评定结构承受BVID损伤的能力、验证结构剩余强度，其特征在于，所述复合材料隔框结构四点弯曲试验方法包括
S01：选取试验件
所述试验件选取自机身隔框典型部位，用于考核不同结构形式及长桁鼠洞开口形状对试验件承载能力的影响，设计多种隔框试验件；
S02：设计加载方案
试验方案为四点弯曲试验，用于考核试验件在弯矩作用下的应力应变分布及承载能力，由于试验件浮框上缘条及剪切带下缘条不在同一个平面内，加载时会在试验件横截面内产生附加弯矩，采用特殊的试验夹具；
S03：加载试验
对所述试验件依次进行不同的损伤试验项目，直至所述试验件加载破坏。
2.根据权利要求1所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，试验件选取自机身隔框典型部位，用于考核不同结构形式及长桁鼠洞开口形状对试验件承载能力的影响，设计两组隔框试验件；
试验件的不同之处是第一组试验件为组合件，浮框与剪切带之间采用螺栓连接，另一组试验件为整体件，结构一次性铺贴与固化成形。第一组试验件长桁鼠洞形状不同，第二组试验件长桁鼠洞形状与第一组试验件中某个试验件相同，试验件均材料为CF3052/BA9916-Ⅱ。
3.根据权利要求1所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验项目包括试验一：无损伤试验件静力试验、试验二：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的静力试验、试验三：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的耐久性试验、试验四：在上缘条上引入BVID损伤的静力试验和试验五：在上缘条上引入BVID损伤的耐久性试验。
4.根据权利要求3所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验一：无损伤试验件静力试验的试验过程为
1.1)使用载荷静力试验；
1.2)设计载荷静力试验；
1.3)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
1.4)加载至试验件破坏或无法承载。
5.根据权利要求3所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验二：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的静力试验的试验过程为
2.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
2.2)使用载荷静力试验；
2.3)设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
2.4)加载至试验件破坏或无法承载。
6.根据权利要求3所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验三：在上缘条上引入BVID损伤的静力试验的试验过程为
3.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
3.2)使用载荷静力试验；
3.3)设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测。
3.4)加载至试验件破坏或无法承载。
7.根据权利要求3所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验四：在长桁鼠洞附近引入BVID损伤的耐久性试验的试验过程为
4.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
4.2)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
4.3)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
4.4)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
4.5)加载至试验件破坏或无法承载。
8.根据权利要求3所述的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，其特征在于，所述试验五：在上缘条上引入BVID损伤的耐久性试验的试验过程为
5.1)在预定位置对试验件引入BVID损伤，完成后对试验件进行无损检测；
5.2)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
5.3)1倍寿命的耐久性试验，施加50％设计载荷下的等幅谱，完成后对试验件进行无损检测；
5.4)120％设计载荷静力试验，完成后对试验件进行无损检测；
5.5)加载至试验件破坏或无法承载。
CN201611180281.9A 2016-11-29 2016-12-19 一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法 Active CN106769533B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2016110717062 2016-11-29
CN201611071706 2016-11-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106769533A true CN106769533A (zh) 2017-05-31
CN106769533B CN106769533B (zh) 2019-08-23

Family

ID=58890800

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611180281.9A Active CN106769533B (zh) 2016-11-29 2016-12-19 一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106769533B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107314936A (zh) * 2017-08-23 2017-11-03 长沙理工大学 一种可自由调控的环境‑疲劳荷载耦合模拟装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101678890A (zh) * 2007-05-24 2010-03-24 波音公司 成形的复合长桁及其制造方法
CN104778372A (zh) * 2015-04-27 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法
CN105372124A (zh) * 2015-12-12 2016-03-02 中国飞机强度研究所 一种跨度可调且具有定位功能的弯曲试验夹具

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101678890A (zh) * 2007-05-24 2010-03-24 波音公司 成形的复合长桁及其制造方法
CN104778372A (zh) * 2015-04-27 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法
CN105372124A (zh) * 2015-12-12 2016-03-02 中国飞机强度研究所 一种跨度可调且具有定位功能的弯曲试验夹具

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
WENRAN GONG ET AL.: "Buckling and delamination growth behaviour of delaminated compisite panels subject to four-point bending", 《COMPOSITE STRUCTURES》 *
邹静 等: "直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究", 《直升机技术》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107314936A (zh) * 2017-08-23 2017-11-03 长沙理工大学 一种可自由调控的环境‑疲劳荷载耦合模拟装置
CN107314936B (zh) * 2017-08-23 2023-09-08 长沙理工大学 一种可自由调控的环境-疲劳荷载耦合模拟装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN106769533B (zh) 2019-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Baker Bonded composite repair of fatigue-cracked primary aircraft structure
Baker Repair of cracked or defective metallic aircraft components with advanced fibre composites—an overview of Australian work
CN103983463B (zh) 一种飞机机体与起落架联合加载的验证试验方法
CN104778372A (zh) 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法
CN108984909B (zh) 一种基于Mar-Lin模型的含大损伤飞机复合材料结构剩余强度分析方法
CN106596003B (zh) 一种复合材料飞机机身段充压试验方法
CN106769533B (zh) 一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法
Shanygin et al. Multilevel approach for strength and weight analyses of composite airframe structures
Rośkowicz et al. Research on durability of composite materials used in repairing aircraft components
Fleuret et al. Complex wing spar design in carbon fiber reinforced composite for a light aerobatic aircraft
Tavares et al. Stress intensity factor calibration for a longitudinal crack in a fuselage barrel and the bulging effect influence
Nesterenko et al. Ensuring structural damage tolerance of Russian aircraft
CN103534168B (zh) 多模式高机动性飞行器的机体
CN211553486U (zh) 一种飞机长桁壁板疲劳试验件
CN114112348A (zh) 一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法
Arndt et al. Damage Tolerance Prediction for a Hybrid Composite/Metal Structure under Three Point Bending
Giglio et al. Comparison of fatigue crack propagation behavior of Al 2024 and Al–Li 8090 helicopter fuselage panels
Papapetrou et al. Preliminary wing study of general aviation aircraft with PRSEUS panels
CN112722317A (zh) 一种民用固定翼飞机系留方案快速设计方法
Behl et al. On the Study of PRSEUS-Structural Integrity and Wing Design for General Aviation Aircraft
Roach et al. Experimental and analytical program to determine strains in 737 lap splice joints subjected to normal fuselage pressurization loads
Degenhardt et al. Improved design scenario for composite airframe structures
Sukeerth et al. Damage Tolerance Evaluation for Wing Structure with Large Cutout
Umezawa et al. Postbuckling Analysis of Composite Stiffened Panel under Shear Load
Kamath et al. Damage tolerance studies on Carbon fibre composite flap structures having defects at rib-skin interfaces

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant