Vše

Co hledáte?

Vše
Projekty
Výsledky výzkumu
Subjekty

Rychlé hledání

  • Projekty podpořené TA ČR
  • Významné projekty
  • Projekty s nejvyšší státní podporou
  • Aktuálně běžící projekty

Chytré vyhledávání

  • Takto najdu konkrétní +slovo
  • Takto z výsledků -slovo zcela vynechám
  • “Takto můžu najít celou frázi”

Compression after impact and fatigue behaviour of CFRP stiffened panels

Identifikátory výsledku

  • Kód výsledku v IS VaVaI

    <a href="https://www.isvavai.cz/riv?ss=detail&h=RIV%2F00010669%3A_____%2F15%3A%230001898" target="_blank" >RIV/00010669:_____/15:#0001898 - isvavai.cz</a>

  • Výsledek na webu

    <a href="http://www.emeraldinsight.com/doi/full/10.1108/IJSI-06-2014-0030" target="_blank" >http://www.emeraldinsight.com/doi/full/10.1108/IJSI-06-2014-0030</a>

  • DOI - Digital Object Identifier

    <a href="http://dx.doi.org/10.1108/IJSI-06-2014-0030" target="_blank" >10.1108/IJSI-06-2014-0030</a>

Alternativní jazyky

  • Jazyk výsledku

    angličtina

  • Název v původním jazyce

    Compression after impact and fatigue behaviour of CFRP stiffened panels

  • Popis výsledku v původním jazyce

    Impact and fatigue are critical loading conditions for composite aerostructures. Compression behavior after impact and fatigue is a weak point for composite fuselage panels. The purpose of this paper is to characterize experimentally the compression behavior of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) stiffened fuselage panels after impact and fatigue. The panels were tested using ultrasound inspection just after manufacturing to check material quality and between different tests to detect impact and fatigue damage accumulation. During tests the mechanical behavior of the panel was monitored using an optical displacement measurement system. Experimental results show that the presence of impact damage significantly degrades the compression behavior of thepanels. Moreover, the combined effect of BVID and fatigue was proven more severe than VID. The paper gives information about the compression after impact and fatigue behavior of CFRP fuselage stiffened panels, which represent the most re

  • Název v anglickém jazyce

    Compression after impact and fatigue behaviour of CFRP stiffened panels

  • Popis výsledku anglicky

    Impact and fatigue are critical loading conditions for composite aerostructures. Compression behavior after impact and fatigue is a weak point for composite fuselage panels. The purpose of this paper is to characterize experimentally the compression behavior of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) stiffened fuselage panels after impact and fatigue. The panels were tested using ultrasound inspection just after manufacturing to check material quality and between different tests to detect impact and fatigue damage accumulation. During tests the mechanical behavior of the panel was monitored using an optical displacement measurement system. Experimental results show that the presence of impact damage significantly degrades the compression behavior of thepanels. Moreover, the combined effect of BVID and fatigue was proven more severe than VID. The paper gives information about the compression after impact and fatigue behavior of CFRP fuselage stiffened panels, which represent the most re

Klasifikace

  • Druh

    J<sub>imp</sub> - Článek v periodiku v databázi Web of Science

  • CEP obor

  • OECD FORD obor

    20304 - Aerospace engineering

Návaznosti výsledku

  • Projekt

  • Návaznosti

    I - Institucionalni podpora na dlouhodoby koncepcni rozvoj vyzkumne organizace

Ostatní

  • Rok uplatnění

    2015

  • Kód důvěrnosti údajů

    S - Úplné a pravdivé údaje o projektu nepodléhají ochraně podle zvláštních právních předpisů

Údaje specifické pro druh výsledku

  • Název periodika

    International Journal of Structural Integrity

  • ISSN

    1757-9864

  • e-ISSN

    1757-9872

  • Svazek periodika

    6

  • Číslo periodika v rámci svazku

    2

  • Stát vydavatele periodika

    GB - Spojené království Velké Británie a Severního Irska

  • Počet stran výsledku

    18

  • Strana od-do

    176-193

  • Kód UT WoS článku

    000214188800003

  • EID výsledku v databázi Scopus

    2-s2.0-84928480400