文献

J-GLOBAL ID：201702276798569182   整理番号：17A1094323

パネルとサブラミネート座屈モードの剥離誘起相互作用を有する積層複合材の圧縮強さ【Powered by NICT】

Compressive strength of composite laminates with delamination-induced interaction of panel and sublaminate buckling modes

著者 (3件)： Rhead Andrew T. (Materials and Structures Research Centre, Department of Mechanical Engineering, University of Bath, Bath BA2 7AY, United Kingdom) ,  Butler Richard (Materials and Structures Research Centre, Department of Mechanical Engineering, University of Bath, Bath BA2 7AY, United Kingdom) ,  Hunt Giles W. (Materials and Structures Research Centre, Department of Mechanical Engineering, University of Bath, Bath BA2 7AY, United Kingdom)
資料名： Composite Structures  (Composite Structures)
巻： 171  ページ： 326-334  発行年： 2017年 
JST資料番号： D0145B  ISSN： 0263-8223  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： イギリス (GBR)  言語： 英語 (EN)

抄録/ポイント： 衝撃後圧縮(CAI)強さは炭素繊維航空機の安全性と重量に重要である。本論文では,パネル座屈とCAI強度の分離分析と試験を用いての標準航空宇宙産業実践には疑問がある。範囲の積層順序を持つ複合材料パネルした人工的剥離と相互作用する局所サブ積層と大域的パネル座屈モードを可能にする固定具における圧縮試験を受ける。剥離無しパネルと比較して,座屈モードの相互作用はパネル座屈歪みを最大29%低減した。同様に,パネル座屈に対する拘束された剥離したパネルと比較して,相互作用は剥離伝搬歪を49%減少させた。これらの結果は,CAI試験中の相互作用の制限がある非安全側,そしてそれ故潜在的に不安全なことを示した初めてのものである。積層体座屈駆動剥離伝搬のための,解析的ストリップモデルの新しい統合,積層体座屈誘導パネル曲率に起因する増加した局所歪を決定するための,Shanleyモデルは座屈モード相互作用による強度の減少を計算した。座屈前剛性比0.65の典型的な積層体後を仮定して,統合モデルと実験結果の差は<11%初期設計研究を駆動する統合モデル可能にする精度のレベルである。Copyright 2017 Elsevier B.V., Amsterdam. All rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.【Powered by NICT】

シソーラス用語： *複合材料 ,  剛性 ,  航空機 ,  *パネル ,  航空宇宙工業 ,  *圧縮強さ ,  圧縮試験 ,  曲率 ,  衝撃 ,  *相互作用 ,  複合板 ,  炭素繊維 ,  積層材料
準シソーラス用語： 剥離伝搬 ,  *座屈モード , 【Automatic Indexing@JST】

著者キーワード (4件)： 座屈 ,  衝撃後の圧縮 ,  剥離 ,  Strength

分類 (2件)： 平板  (HD03060Z) ,  曲板  (HD03070K)

タイトルに関連する用語 (7件)： サブ ,  ラミネート ,  座屈モード ,  誘起 ,  相互作用 ,  複合材 ,  圧縮強さ