航空機構造における疲労の概要【Powered by NICT】

Tavares S. M. O.; de Castro P. M. S. T.

文献

J-GLOBAL ID：201702285717754622 整理番号：17A1447795

航空機構造における疲労の概要【Powered by NICT】

An overview of fatigue in aircraft structures

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巻： 40 号： 10 ページ： 1510-1529 発行年： 2017年
JST資料番号： H0708A ISSN： 8756-758X CODEN： FFESEY 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)

安全寿命フェールセーフと損傷許容アプローチから,後者は航空機構造のための主要な設計哲学として出現し,軽量化を可能にし,同時に製造中または使用中に発生したかもしれない損傷の存在下における信頼性と構造健全性を増加させた。損傷許容哲学の応用は,疲労と破壊特性,腐食強度と潜在的故障モード,非破壊検査技術の広範なノウハウ,特に最小検出可能欠陥と検査間隔を必要とする。材料特性のばらつきに直面しているために,最悪のシナリオあるいは材料の変動性を扱う統計的方法を考慮した保守的なアプローチが構造物の疲労評価に使用した。疲れ寿命推定はかなりの変動を示し,実際の応用における確率論的評価の必要性を示す。例として,Al合金板の貫通亀裂の一般的なシナリオの疲れ寿命の変化は,特性のばらつきを考慮して評価した。限界有効性(LOV)を確立2010FAA規則は以前の規制により可能にした不定運転寿命の限界を置く。機体におけるアルミニウムの役割と共に,この要求は後年における疲労,破壊と損傷力学研究の方向を形成する,LOV値の充実した知識ベースを拡張し,持続可能な条件下で安全性を確保する。Copyright 2017 Wiley Publishing Japan K.K. All Rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.【Powered by NICT】

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金属材料

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