ヘリコプター·ローターシステムの損傷許容設計法に関する考察

摘要

本研究では，複合材料の基礎試験により疲労き裂進展特性を取得するとともに，FEM解析によりハブエレメントに内在するき裂の進展開始せん断応力を求め，ベアリングレス·ローターハブの許容き裂寸法を設定する手順について記述した。 手順を要約すると，以下のようになる。 （1）材料基礎試験において，モードIおよびモードIIの疲労試験を実施し，き裂進展特性を取得する。 この結果に基づいて許容エネルギー解放率ΔGを設定する．（2）ハブエレメントに飛行時の作用荷重を作用させた条件でFEM解析を実施し，その内部に作用するせん断応力の分布を求める。（3）き裂部を取り出したズーミング解析を実施し，ハブエレメントに内在するき裂周囲のエネルギー解放率（C値）を計算して，作用応力およびき裂寸法とG値の関係を求める。 （4）上記の結果を総合してハブエレメントに作用する変動せん断応力Δτと許容欠陥寸法Dの大きさの関係を設定する。 ここに記述した手法を用いれば，許容欠陥寸法Dを工場内における製造時の品質基準や，使用中に被る損傷の修理や廃棄基準に応用することができる。本研究結果によると，Dはハブエレメントの内部では小さく表面部では大きくなる。 ハブエレメントは一次構造であるという理由で，従来は表面付近の小さな欠陥にも過剰な修理を行ってきたが，本研究における設定結果を適用すると,修理は不要となる。 したがって大きな修理費や，メインテナンス·スケジュール上の混乱を回避することができ，本来の寿命まで使い続けることが可能となる。 このように,本研究の損傷許容設計手順は，複合材ローターシステムの実用性向上に大きく貢献するものと考える。