14.2 Designing against fatigue

航空機の疲労寿命を十分に確保するためには、様々な予防措置がとられることがあります。 第10章では、初期のアルミニウム-亜鉛合金は高い極限応力と耐力を有するが、疲労負荷に対して早期に破壊する可能性があり、材料の選択が重要であることを見た。 また、自然時効を経たアルミニウム-銅合金は、耐疲労性は良好ですが、静的強度は低くなります。 最近の研究では、高強度と高疲労抵抗を併せ持つ合金が注目されています。

詳細設計への注意も同様に重要です。 鋭角なコーナーや断面の急激な変化で応力集中が発生することがあります。 したがって、入り組んだコーナーにはフィレットを設け、窓やアクセスパネルなどの切り欠きは補強する必要があります。 機械加工されたパネルでは、ボルト穴の周囲の材料厚を厚くし、一次ボルト接合部の穴はリーマ加工して表面仕上げを改善します。表面の傷やマシンマークは疲労亀裂の発生源になります。 また、非対称の場合、曲げによる応力がさらに加わる可能性があります。

適切な構造設計と詳細設計に加えて、航空機が遭遇する変動荷重の数、周波数、および大きさを推定する必要があります。 疲労負荷のスペクトルは、航空機が離陸位置にタクシーで移動するときに始まる。 タキシング中は、積載物を満載した状態で凹凸のある地面を移動するため、静的な場合よりも翼の応力などが大きくなる可能性があります。 また，離陸・上昇時や降下・着陸時には，最も大きな荷重変動が発生する． 足回りの格納と降下、フラップの上げ下げ、着陸時の衝撃、機体の操作、そして最後に、後述するように、航空機は巡航時よりも多くの突風を経験する。 たとえば離陸時、翼の曲げ応力とせん断およびねじれによる応力は、満タンの燃料タンクを含む航空機の総重量と最大積載量をもとに、硬い滑走路での各離陸時の衝撃を考慮して1.2倍、芝生からの離陸の場合は1.5倍して算出される。 水平飛行と対称操縦で発生する荷重は、13.2 章で説明した方法で計算する。 これらの値から、揚力分布を積分することによって、例えば主翼の場合、せん断力、曲げモーメント、トルクの分布を求めることができます。 突風による荷重は、13.4節で述べた方法で計算する。 したがって、一つの等価な鋭角突風による負荷率は、式（13.25）または式（13.26）で与えられる。

フラップの上げ下げや足回りの格納、下げなどの標準操作による地上-空-地上周期の負荷変動の数を求めることは比較的簡単だが、航空機が遭遇するであろう突風の数と大きさを推定することはより困難なことである。 例えば、低高度（離陸時、上昇時、下降時）は高高度（巡航時）よりも突風の回数が多くなります。 また、地形（海、平地、山）、天候も突風の数や大きさに影響する。 レーダーは、突風が発生しやすい積乱雲の回避には有効ですが、雲の影響を受けやすい低高度（上昇・下降時）にはあまり有効ではありません。 ESDU（Engineering Sciences Data Unit）は、航空機に搭載されたガストレコーダーの情報をもとに、ガストデータを作成した。 これは、±3.05m/s以上の突風が発生した場合に、各高度での平均飛行距離をグラフ化したもの（l10-h曲線、hは高度）である。 また、突風頻度曲線は、速度3.05m/sの突風1000回に対して、ある速度の突風が何回発生したかを示している。

航空機が最も多くの負荷変動にさらされるのは離陸-上昇-下降-離陸-着陸のときで、巡航中にはほとんど損傷しないため、航空機の疲労寿命は飛行時間数ではなく、飛行回数に依存する。 しかし、航空機に求められる運用条件はクラスによって異なる。 エアバス社の場合、疲労亀裂のない寿命は24,000フライトまたは30,000時間、経済的修理寿命は48,000フライトまたは60,000時間と定められているが、着陸装置の安全寿命は32,000フライトで、その後は交換が必要である。 一方、1日あたりの飛行時間がエアバスより短いBAe146は、規定無欠陥寿命が4万フライト、経済的修理寿命が8万フライトである。 これらの数値は運用上の要求であるが、疲労の性質上、ある種の航空機のすべてがこの要求を満たすとは考えにくい。 エアバス社の航空機のうち、少なくとも90％はこの値を達成し、50％はそれ以上です。航空機の寿命が尽きるまで、頻繁に点検を行う必要があることは明らかです。