The current academic study focuses on analysis and synthesization of a high density, high refractive indexed heavy metal oxide pigmented heat absorbent sodium silicate glass system xPbO-y(0.14Cu2O-0.05CuO-0.03SnO2) -30Na2O-(70-0.22y-x)SiO2 (x= 0,1.5,10 mol% and y = 0,1) explored with various ratios PbO doping via conventional melt annealing route, resulted optimally suited material for various linear and nonlinear optoelectronic applications. The fundamental physio-mechanical properties like density(ρ), molar volume(V_m ), and oxygen packing density (OPD) of synthesized samples were analyzed, alongside elastic moduli were computed utilizing experimental, Makishima-Mackenzie, & Rocherulle models. When the XRD data verified the substance's amorphous character, the FTIR study specified the vibrational bands associated with the silicate matrix’s structure. The visible optical properties, solar optical properties, refractive index (n), extinction coefficient (k) optical dielectric constants, direct &indirect optical band gap, and Urbach energy (〖 E〗_( U) ) were measured from computed spectral data collected by Jasco V-770 spectrophotometer in the solar spectrum wavelength spanning 190 nm - 1100 nm, as a result, the computed indirect optical band gap energy (E_gind ) and, direct optical band gap energy (E_gd ) were illustrated to be in the 1.64-2.61 and, 2.57-3.03 eV range respectively. Using the absorption spectra, the average of refraction index (n_0 ), corresponding nonlinear refractive index (n_( 2) ), molar refraction (R_( m) ), polarizability (α_m ), reflection loss (R_L ), optical transmission (T), metallization criterion (M_c ), optical electronegativity (〖Δχ〗^* ), third order nonlinear optical susceptibility(χ^((3)) ) have all been calculated, whereas the beneficiary parameter, optical basicity (Λ_th) has been also evaluated. All the above characterizations have been established and explored, paving the road for the created product to be an acceptable option for commercial construction, especially for exterior use in high-light areas as well as optoelectronic devices.

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">The paper presents a theoretical framework for the detection and first-level preliminary identification of potential defects on aero-structure components by employing ultrasonic-guided wave-based structural health monitoring strategies, systems and tools. In particular, we focus our study on ground inspection using a laser-Doppler scan of the surface velocity field, which can also be partly reconstructed or monitored using point sensors and actuators structurally integrated. Using direct wavefield data, we first question the detectability of potential defects of unknown location, size, and detailed features. Defects could be manufacturing defects or variations, which may be acceptable from a design and qualification standpoint; however, those may cause significant background signal artefacts in differentiating structure progressive damage or sudden failure like impact-induced damage and fracture. We consider the surface velocity field over continuous time stamps obtained from laser-doppler scan experiments using surface-integrated piezoelectric transducers on a composite panel. We consider such likely uncertainty in material properties and measurement noise issues while studying specific defects such as delamination. We use the physics of wave interaction with these different defects to show the detectability of hotspots and their preliminary identification ability, whether they could be material manufacturing uncertainty or structure damage such as delamination. We then discuss advanced algorithms based on reduced-order imaging techniques with certain invariance properties, such as signal phase change associated with stationary features compared to moving features or noise. A novel first-order cross-correlation using surface velocity similarity is developed and applied to study the stationary and non-stationary features in the image. The defect map is then generated from the high-dimensional temporal field data, where a detection threshold is used to define the defect hot spot. To this end, the nature of wave mode conversion and attenuation across these defects are discussed, which are important precursors for full-fledge SHM system-based automated detection.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Fastener joints play a critical role within aircraft engine structures by connecting vital structural members and withstanding various load scenarios, including impact occurrences like foreign object damage (FOD) on engine nacelles. The precise modeling and simulation of fastener joint behavior under dynamic loads are pivotal to ensuring their structural integrity and functionality. Simulation is essential for minimizing costly experiments in evaluating the challenging design aspect of containing FOD. Prior investigations on fastener joints have predominantly focused on quasi-static or in-plane dynamic loads. This study introduces a comprehensive methodology to simulate the impact dynamics of fastener joints, accommodating both in-plane and out-of-plane loads. The approach investigates the significance of rate-dependent and three-dimensional stress effects, including some comparative investigations using a simplified sequential stress update formulation available in LS-DYNA to understand the implication of coupled damage process leading to complex fracture mechanisms. Central to this investigation is capturing the intricate stress state and material behavior of fastener joints under high strain rates. The Johnson-Cook model is utilized to characterize viscoplastic deformation, incorporating damage evolution and crack initiation effects. A key challenge is determining parameters for this model, which is addressed through a consistent variational finite element formulation combined with coupon tests designed to encompass varying stress triaxiality ratios considering pure and mixed-mode loading conditions. By synergizing experimental data and simulation techniques, this methodology extracts parameters under dynamic tension, compression, and shear loading, providing precise predictions of fastener joint behavior. The study offers insights into stress distribution, deformation patterns, damage progression, and crack initiation mechanisms through simulations. In summary, this research enhances the understanding of fastener joint responses under dynamic loads and informs predictive failure analysis, facilitating design improvements for FOD mitigation and containment strategies.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Selective Laser Melting (SLM) has gained widespread usage in aviation, aerospace, and die manufacturing due to its exceptional capacity for producing intricate metal components of highly complex geometries. Nevertheless, the instability inherent in the SLM process frequently results in irregularities in the quality of the fabricated components. As a result, this hinders the continuous progress and broader acceptance of SLM technology. Addressing these challenges, in-process quality control strategies during SLM operations have emerged as effective remedies for mitigating the quality inconsistencies found in the final components. This study focuses on utilizing optical emission spectroscopy and IR thermography to continuously monitor and analyze the SLM process within the powder bed, intending to strengthen process control and minimize defects. Optical emission spectroscopy is employed to study the real-time interactions between the laser and powder bed, melt pool dynamics, material behavior, and energy deposition. In parallel, IR thermography provides temperature gradient mapping and thermal insights during SLM, facilitating the detection of potential thermal irregularities. By employing these diagnostic methods, deviations from anticipated process behavior are identified and classified, which can be employed in multi-physics models as input for studying defects and deformation. Real-time data acquisition enables swift detection of anomalies like powder segregation, uneven layer melting, and potential thermal concerns. The insights derived from optical emission spectroscopy and IR thermography are processed and analyzed. This study provides comprehensive process insights through optical spectroscopy and IR thermography. These advanced diagnostics not only elevate the overall quality of manufactured components but also cut down on post-processing and material wastage, rendering additive manufacturing more efficient and dependable.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Hypersonic flight vehicles have potential applications in strategic defence, space missions, and future civilian high-speed transportation systems. However, structural integration has significant challenges due to extreme aero-thermo-mechanical coupled effects. Scramjet-powered air-breathing hypersonic vehicles experience extreme heat loads induced by combustion, shock waves and viscous heat dissipation. An active cooling thermal protection system for scramjet applications has the highest potential for thermal load management, especially for long-duration flights, considering the weight penalty associated with the heavier passive thermal insulation structures. We consider the case of active cooling of scramjet engine structural walls with endothermic hydrocarbon fuel. We have developed a semi-analytical quasi-2D heat transfer model considering a prismatic core single cooling channel segment as a representative volume element (RVE) to analyse larger-scale problems. The model includes various mechanisms of heat transfer as well as the coolant’s energy transport (non-cracking fuel). Using this model, we aim to study the effect of active cooling on the system's thermal behaviour and heat transfer characteristics. The model predicts the temperature distribution in the channel and the interfaces. Parametric analysis is undertaken to assess the active cooling system design parameters which affect the heat transfer characteristics of the system. Such semi-analytical models help investigate the effect of the cooling channel geometry and flow parameters, which can be a decisive prerequisite to the configuration design of a scramjet engine.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">High-cycle fatigue damage causing micro-crack initiation is a critical concern in aerospace structural components and alloys due to intense thermo-mechanical stress and vibration. Vibration or overload/impact can initiate small cracks near the stress concentration zones. These cracks may expand erratically before being detectable in subsequent inspections, emphasizing the need to predict the effects of usage and aging on components. This predictive ability would significantly aid material refinement, design enhancements, and inspection planning. Prediction of fatigue damage leading to the formation of cracks is a great challenge for many reasons, including microstructure anisotropy and uncertainties in complex stress states compared to design stress used in testing and qualifying a component. These uncertainties undermine inspection reliability and effectiveness. The elastic moduli of the material are considered isotropic and homogeneous at the macroscopic level of continuum plasticity. Effective properties at the microscopic level are anisotropic and are strongly correlated to constituent phases, interphases, and geometric factors like shape, size, and orientation, which are the reasons for anisotropy in elastic moduli. Statistical modeling of microstructure is vital to identify the scatter in the properties, which involves the generation of synthetic microstructure, that is statistically equivalent to experimental microstructure. A multi-scale computational scheme and tool are developed to accurately estimate adequately resolved fatigue damage-induced plastic strain. The damage evolution model developed from constitutive properties at the microstructure level is the precursor for predicting continuum damage. The model developed correlates the damage accumulation and life (in terms of number of cycles). A polygonal finite element scheme developed recently in our previous studies employing a numerical integration scheme is used for modeling complex grain geometries.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Thermo-mechanical fatigue and natural aging due to environmental conditions are challenging to simulate in an actual test with advanced fiber-reinforced composites, where their fatigue and aging behavior are little understood. Predictive modeling of these processes is challenging. Thermal cyclic tests take a prohibitively long time, although the strain rate effect can be scaled well for accelerating the mechanical stress cycles. Glass fabric composites have important applications in pipes, aircraft, and spacecraft structures, including microwave transparent structures, impact-resistant parts of the wing, fuselage deck and many other load-bearing structures. Often additional additively manufactured features and coatings on glass fabric composites are employed for thermal and anti-corrosion insulations. In this paper, we employ a thermo-mechanical fatigue model based on an accelerated fatigue test and life prediction under hot-to-cold cycles. Thermo-mechanical strain-controlled stress evolution is modeled and tested for fitting fatigue model parameters over thermal cycles under different creep stresses. The model accounts for damage mechanics-based treatment of stiffness degradation up to a limiting inelastic strain up to endurance limit stress, and strength degradation in the process of damage to crack initiation. The strain evolution and stiffness degradation are monitored, and fatigue strength degradation behavior is predicted using the constitutive model. A scheme for remaining user life (RUL) prediction is developed and the scheme is validated using different thermo-mechanical cycles as compared to the data used for fitting the constitutive model parameters. This study limits the fatigue damage to crack initiation in simple flexure and temperature cycles for specific micro-damage coalescence to interlaminar fracture. To generalize the life prediction methodology, a scheme based on finite element stress analysis-based progressive damage methodology is employed, which can be employed for complex composite structures involving different complex damage mechanisms and final failure modes.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Bio-composites have gained significant attention within the aerospace industry due to their potential as a sustainable solution that addresses the demand for lightweight materials with reduced environmental impact. These materials blend natural fibers sourced from renewable origins, such as plant-based fibers, with polymer matrices to fabricate composite materials that exhibit desirable mechanical properties and environmental friendliness. The aerospace sector's growing interest in bio-composites originates from those composites’ capacity to mitigate the industry's carbon footprint and decrease dependence on finite resources.</div><div class="htmlview paragraph">This study aims to investigate the suitability of utilizing plant-derived flax fabric/PLA (polylactic acid) matrix-based bio-composites in aerospace applications, as well as the recyclability potential of these composites in the circular manufacturing economy. The bio-composite laminate is produced through a compression molding process involving interleaved layers of PLA and flax fiber mats. We discuss the manufacturing technique, mechanical behavior, thermal characteristics properties of the bio-composite. A thorough comparison is drawn between these properties and those of similar bio-composites. Moreover, the study emphasizes the recycling of these bio-composites using mechanical milling, and their subsequent use as additives in the original fiber mat laminated composites. A comprehensive evaluation is conducted, contrasting the attributes of the original laminate with those of the laminate containing recycled additives.</div><div class="htmlview paragraph">The outcomes of this study will contribute to understanding and assessing the sustainability of bio-based polymer applications. By examining the performance of flax/PLA bio-composites in aerospace composite material qualification settings and investigating their recyclability, this research reveals the viability as an eco-friendly alternative in the aerospace industry, aligning with the industry's ongoing efforts to adopt greener practices and materials.</div></div>

<div class="section abstract"><div class="htmlview paragraph">Scramjet-based hypersonic airbreathers are needed for next-generation defense and space applications. Two scramjet configurations, namely, rectangular and axisymmetric, are primarily studied in the literature. However, there is no quantitative comparison of the performance metrics between these two scramjet configurations. This study investigates the aero-thermo-structural performance of rectangular and axisymmetric scramjet engines at Mach 7 and 25 km altitude. A numerical framework involving computational fluid dynamics and computational structural dynamics is established. The aero-thermo-structural loads on the scramjet flow path are estimated using RANS/FANS simulation. A finite element-based coupled thermo-structural analysis is performed to understand the thermo-structural response. Before using the numerical models for the study, CFD and CSD modules are validated with literature data. The presence of oblique shocks in rectangular scramjets provides better compression than conical shocks in axisymmetric scramjets. Thus, the rectangular scramjet shows improved aerodynamic efficiency from a high lift-to-drag ratio. However, rectangular scramjet suffers from a high convective heat transfer rate due to high compression and shows large thermo-structural deformation and stress. Axisymmetric scramjet performs better mass capture than rectangular scramjet, influencing the propulsive efficiency. The large surface area available in axisymmetric scramjet allows for improved heat dissipation. Both scramjet configurations have associated advantages and disadvantages that are quantified through the aero-thermo-structural performance metrics. A unified scramjet configuration can combine rectangular and axisymmetric scramjets, such as Rectangular-to-Axisymmetric Shape Transition or REST scramjet.</div></div>