| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
航空機胴体構造スケールモデルの与圧・曲げ疲労試験 |
| 言語 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
航空機胴体スケールモデル |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
リベット継手疲労 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
組合せ荷重 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
与圧・曲げ疲労試験 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
き裂成長 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
フラッピング破壊 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
主応力 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
疲労寿命 |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
fuselage scale model |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
riveted joint fatigue |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
combined load |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
pressure bend fatigue test |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
crack growth |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
flapping failure |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
principal stress |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
fatigue life |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| アクセス権 |
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アクセス権 |
metadata only access |
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アクセス権URI |
http://purl.org/coar/access_right/c_14cb |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Fatigue test of fuselage scale model under synchronized pressure and bending loading |
| 著者 |
寺田, 博之
岡田, 孝雄
デイブスキー, パブロ
Terada, Hiroyuki
Okada, Takao
Dybskiy, Pavel
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| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 |
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航空宇宙技術研究所 |
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航空宇宙技術研究所 |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所特別資料
en : Special Publication of National Aerospace Laboratory
巻 50,
p. 93-96,
発行日 2000-10
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| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
4 Oct. 2000 |
| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等）（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
4 Oct. 2000 |
| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
航空機胴体構造疲労強度に及ぼす曲げ荷重の効果を評価するために、与圧サイクルで同期させた曲げ荷重試験を航空機胴体スケールモデルに適用した。与圧力サイクル約45,000回後、胴体左右のトップ列継ぎ手のリベット孔縁から約1mmの疲労割れを検出した。与圧サイクル79,515回において、不安定フラッピング破壊を観察した。曲げ荷重を重ね負荷しなかった事前の試験と疲労挙動を比較した。き列の開始から最終破壊までの本研究におけるサイクル数は、それぞれ事前試験のほぼ1/2と2/3であった。組合せ荷重でもたらされる主応力を考慮することで、この短寿命について納得のいく理解ができた。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Bending loads synchronized with pressurization cycles were applied to the fuselage scale model structure to evaluate the effect of bending load on fatigue behavior of fuselage structure. About 1 mm fatigue cracks were detected from the rivets of the top row fastener of the right and left side of the body after approximately 45,000 pressure cycles. Unstable flapping failure was observed at 79,515 pressure cycles. Fatigue behavior was compared with that of the previous test, where bending loads were not superposed. Number of cycles to crack initiation and final failure of the present test were approximately 1/2 and 2/3 of those of the previous test, respectively. This shorter life was reasonably comprehended by taking account of the principal stress induced by combined loads. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0289-260X |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AN10097345 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0028639008 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL SP-50 |
