滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8

継手強度

航空機構造の結合には，リベット（Rivets）やボルトとナット（Bolts/Nuts）のようなファスナ（Fasteners）を使った機械的な結合が主に用いられる．結合荷重密度が高いこと，ファスナ結合（Fastener Joint）は信頼性が高いことがファスナ結合が用いられる理由である．航空機構造部材のファスナ結合には，図 6-138 と図 6-139 に示すようなファスナせん断継手結合（Fastener Shear Joint）（文献[2-60]），図 6-140 と図 6-157 に示すようなせん断金具（ラグ，Lug）を使った結合（文献[2-59]），図 6-141 に示すような引張金具（Tension Fitting）を使った結合がある．

桁ウェブ／キャップ結合

外板／桁結合図 6-138

主翼構造のファスナ結合の例

351

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

周方向

フープ荷重
前後方向

断面 A-A

断面 A-A
フープ荷重

図 6-139

図 6-140

胴体外板周方向継手

胴体構造のファスナ結合の例

ラグ結合の例 – A300 垂直尾翼／胴体結合352

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
引張ボルト

図 6-141

引張金具結合の例353

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8.1 ファスナの種類
航空機構造に使われるファスナの種類を以下に説明する．
(1) ファスナ種類


リベット（Rivet）
軸の端をつぶすことによってかしめる恒久的なファスナ．アルミ等の比較的やわらかい材料を使うのでファスナ本体の強度は低い．軸が穴の中で膨らみ，穴の周囲に圧縮残留応力が発生するので，疲労強度が向上する．

ブランドリベット（Blind Rivet）
リベットのかしめができないような場所，ナットやカラーの装着ができない場所に使う場合のために，ファスナ差し込む側から締め付けることができるブランドリベットがある．恒久的な結合．



ハイロックピン／カラー（Hi-lok Pin/Collar）
軸の径よりわずかに小さい径の穴にハイロックピンを叩き込むことにより，穴の周囲に圧縮残留応力が発生するので，疲労強度が向上する．材料は鋼やチタン合金で，ファスナ本体の強度が高い．恒久的な結合．



ロックボルト／カラー（Lockbolt/Collar）
ハイロックと同様．ハイロックとカラーの装着方法が異なる．恒久的な結合．



ボルト／ナット（Bolt/Nut）
取り外し可能な結合．形状，機能，材料に多くの種類がある．

(2) ファスナの頭の形状の種類


出っ張り頭（Protruding Head）
頭が出っ張っているファスナ．



皿頭（Flush Head）
ファスナの頭が円錐形状で，締結される部品の面にすり鉢形状の皿もみ（Countersunk）が必要である．空力面を形成する部品を締結する場合に使用する．

(3) 荷重による分類


引張荷重用（Tension Type）
引張荷重に耐えられるように頭が大きいファスナ．ナットやカラーにも引張荷重用があるので，それと組み合わせて使用する．



せん断荷重用（Shear Type）
せん断荷重を伝えるためのファスナ．頭が小さい．軸の径の精度が高い．ナットやカラーにもせん断用があるので，それと組み合わせて使用する．

(4) ファスナの代表例
図 6-142 にリベットの形状を示す．アルミリベットの材料を表 6-17 に示す．
図 6-143 にブラインドリベットの例を示す．
図 6-144 にせん断用のハイロックピン／カラーの形状を示す．ハイロックのデータシートの例を図 6-145 に示す．
図 6-146 にせん断ボルト（Shear Bolt）と引張ボルト（Tension Bolt）の例を示す．引張ボルトの頭は大きく，引張荷重でボルト頭が破壊しないようにできている．その分引張ボルトはせん断ボルトに比べて重い．引張ボル
トには引張用ナットを用いる．

354

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

出っ張り頭リベット

皿頭リベット

図 6-142

リベット

表 6-17 アルミリベットの材料
リベット材料コード

説明1100 アルミA

純アルミなので，やわらかい．
非構造用リベット．

15 ksi

5056 アルミ

B

マグネシウム5%含有のアルミ合金．
電解腐食を防ぐ必要があるときに用いる．

28 ksi2117-T4 アルミ

AD

最も一般的な構造用アルミリベット．
使うときに熱処理は不要．

30 ksi2017-T31 アルミ

D

ADリベットより高強度の構造用リベット．
使う前に熱処理をして，使用する直前まで冷却して保管し，装着後に自然時効し，強度が上がる．いわゆるアイスボックスリ
ベット．

34 ksi2024-T31 アルミ

DD

Dリベットより高強度の構造用リベット．
使う前に熱処理をして，使用する直前まで冷却して保管し，装着後に自然時効し，強度が上がる．いわゆるアイスボックスリ
ベット．

41 ksi

7050-T73 アルミE

高強度の構造用アルミリベット．
使うときに熱処理は不要．

46 ksi355

せん断強度 Fsu

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

Rivet inserted

Installed
Installed

Huck Blind Rivet

Pull-mandrel Rivet

図 6-143

ブランドリベットの例

HL10 Hi-lok Pin
Protruding Shear Head, Titanium

図 6-144

HL11 Hi-lok Pin
100o Flush Shear Head, Titanium

ハイロックピン／カラー（せん断用）

356

図 6-145

357

ハイロックのデータシートの例

滝

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

図 6-145

358

ハイロックのデータシートの例（つづき）

滝

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

引張ボルト

せん断ボルト

図 6-146

せん断ボルトと引張ボルトの例

6.5.8.2 ファスナせん断継手の強度(1) ファスナせん断継手の種類
ファスナせん断継手の種類を図 6-147 に示す．ファスナ継手に作用する荷重の種類を図 6-148 に示す．ファスナ継手のファスナ荷重分担の計算法は 4.8 項で説明した．

シングルラップ継手

ダブルラップ継手
スプライス

バットスプライス継手 – シングル

図 6-147

ファスナ継手の種類359

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

引張荷重

せん断荷重

図 6-148

ファスナ継手の荷重(2) ファスナせん断継手の破壊
ファスナせん断継手の破壊様式には，母材の破壊とファスナの破壊がある．
母材の破壊モードを図 6-149 に示す．ネット断面引張破壊（Net Section Tension Failure）または面圧破壊（Bearing
Failure）をするように設計するのがよい．母材のせん断破壊（Shear-out Failure）が起きるのは端末距離（EdgeDistance）が小さいためであり，継手の能力をじゅうぶん生かしきっていないことになる．端末距離（e）をファ
スナ径（D）の２倍以上にすればこの破壊モードを防ぐことができる．皿頭ファスナを使ったときに発生するファスナ頭すっぽ抜け破壊（Pull-Through Failure）も望ましくない破壊モードで，皿の深さが板厚の 2/3 以下になるように設計することで防ぐことができる．ファスナせん断継手の適切な寸法を図 6-150 に示す．
ファスナの破壊は主にファスナ軸のせん断破壊である．母材の厚さがファスナ径に比べて大きい場合にはファスナの曲げ破壊が起きることがある．

ネット断面引張破壊 （Net Section Tension Failure）

面圧破壊 （Bearing Failure）

せん断破壊 （Shear-out Failure）

図 6-149

ファスナ頭すっぽ抜け破壊 （Pull-Through Failure）

母材の破壊モード360滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10desd ≥ 4Dp ≥ 4Dpe ≥ 2D

引張荷重s ≥ 2Dtt/3 以上DD

図 6-150

ファスナせん断継手の望ましい寸法(3) ファスナせん断継手の単位許容荷重
ファスナせん断継手の許容荷重は母材の板厚によって変わるので，継手強度試験を実施して設定される（MMPDS（文献[2-5]））．ファスナ１本のシングルシア継手試験の例を図 6-151 に示す．この試験は板の幅と端末距離をじゅうぶんとって母材のせん断破壊やネット断面破壊を起こさない形状で行う．ファスナ１本のせん断継手の許容荷重を単位継手許容荷重（Unit Allowble Load）と呼ぶ．

許容荷重 Pallow

ファスナ径 Dttt

D

図 6-151

tD

シングルシア継手強度

リベットせん断継手の強度
リベットの１面せん断強度を表 6-18 に示す（MMPDS より（文献[2-5]））．

361

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

出っ張り頭リベットのせん断継手の単位許容荷重は次のようにして求める．
リベットのせん断強度と母材の面圧強度の小さい方を単位継手許容荷重とする．リベットのせん断強度に関しては母材板厚の影響の補正が必要である．この補正係数を表 6-19 に示す．
リベットせん断許容荷重： Pallow = kPsu
ここで，k：母材板厚の補正係数，表 6-19
Psu：リベットのせん断強度， P = nF πD
su
su

2

（１面せん断：n = 1，２面せん断：n = 2）4

または，表 6-18（２面せん断の場合は１面せん断の２倍）
母材面圧許容荷重： Pallow = Fbru (e D = 2.0 )Dt
ここで，Fbru（e/D = 2.0）
：MMPDS のデータシートの面圧許容応力
D：リベットの直径
t：母材の板厚，１面せん断継手の場合は薄いほうの板厚，２面せん断の場合は内側の板の厚さ，または外側の板の厚さの合計．
皿頭リベット継手強度は母材板厚の影響を強く受けるので，リベットせん断強度と母材の面圧強度を別々に計算して求めることはできず，試験により求めた継手許容荷重を使う必要がある．皿頭リベットのせん断継手の単位許容荷重（Unit Allowable Load）の例を表 6-20 と表 6-21 に示す（MMPDS（文献[2-5]）より）．


ボルト，ハイロック，ロックボルト継手の強度
出っ張り頭の引張用ファスナ（Protruding Tension Head Fasteners）のせん断継手では，ファスナのせん断強度と母材の面圧強度の小さいほうを単位許容荷重とする．
ファスナせん断許容荷重： P = nF πD
su
su

2

（１面せん断：n = 1，２面せん断：n = 2）4

または，表 6-22（２面せん断の場合は１面せん断の２倍）
母材面圧許容荷重： Pallow = Fbru (e D = 2.0 )Dt
ここで，Fbru（e/D = 2.0）
：MMPDS のデータシートの面圧許容応力
D：ファスナの直径
t：母材の板厚，１面せん断継手の場合は薄いほうの板厚，２面せん断の場合は内側の板の厚さ，または外側の板の厚さの合計．
しかし，出っ張り頭であってもせん断用のファスナ（Protruding Shear Head Fasteners）のせん断継手では，板厚によっては面圧強度やファスナせん断強度を完全に発揮できないことがわかっている．したがって，試験データによって設定した単位許容荷重を使う．
同様に，皿頭ファスナ（Flush Head Fasteners）のせん断継手についても試験データによって設定した単位許
容荷重を使う．ハイロックのせん断継手許容荷重を表 6-24 と表 6-25 に示す（MMPDS（文献[2-5]）より）．
1/4” ハイロックのせん断継手許容荷重を図示したのが図 6-152 と図 6-153 である．継手許容値は，母材の面圧強度とハイロックのせん断強度より低いことがわかる．

362

363

表 6-18 リベットの１面せん断強度

滝

MMPDS（文献[2-5]）より

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 6-19 出っ張り頭リベットのせん断強度補正係数

MMPDS（文献[2-5]）より

364

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 6-20 皿頭リベットせん断継手の許容荷重

MMPDS（文献[2-5]）より

365

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 6-21 皿頭リベットせん断継手の許容荷重

MMPDS（文献[2-5]）より

366

367

表 6-22 ファスナの１面せん断強度

滝

MMPDS（文献[2-5]）より

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

368

表 6-23 ファスナの引張強度

滝

MMPDS（文献[2-5]）より

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

表 6-23（つづき）

369

ファスナの引張強度

滝

MMPDS（文献[2-5]）より

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 6-24 せん断皿頭ハイロックのせん断継手強度

MMPDS（文献[2-5]）より370

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 6-25 出っ張りせん断頭ハイロックのせん断継手強度

MMPDS（文献[2-5]）より

371

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

7000

面圧強度計算値：P bru = FbruDt

ファスナ：1/4 皿頭ハイロック（HL11-8）
母材：7075-T6 クラッド材

6000

ファスナせん断強度
5000

継手強度（lb）
4000

継手許容値（試験データより）

3000

2000

1000

0
0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

板厚（inch）

図 6-152

せん断皿頭ハイロックのせん断継手強度

7000

面圧強度計算値：P bru = FbruDt

ファスナ：1/4 せん断出っ張り頭ハイロック（HL18-8）
母材：7075-T6 クラッド材

6000

ファスナせん断強度
5000

継手強度（lb）
4000

継手許容値（試験データより）

3000

2000

1000

0
0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

板厚（inch）

図 6-153

せん断出っ張り頭ハイロックのせん断継手強度

372

0.35

0.4

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8.3 ファスナ継手の強度計算例(1) ２列リベット継手
図 6-154 に示す２列リベット継手の許容引張荷重を計算する．対称性からリベット荷重はすべて等しいことがわかる．表 6-18 から MS2470AD6 リベットの１面せん断強度は 860 lb = 3825 N である．板厚補正係数は，表 6-19
より k = 1.0 であるので，この継手のリベットせん断許容荷重は，Pallow = nkPsu = 8 × 1.0 × 3825 = 30600 N
母材の面圧許容荷重は，2024-T3 Clad 材の面圧強度 Fbru = 127ksi（B-Basis）より，Pallow = nFbru (e D = 2.0)Dt = 8 × (127 × 6.895) × (0.190 × 25.4 ) × (0.063 × 25.4 ) = 54099 N

ネット引張許容荷重は，2024-T3 Clad 材の引張強度 Ftu = 63ksi（B-Basis）より，Pallow = Ftu (W − nD )t = (63 × 6.895) × (80 − 4 × 0.190 × 25.4 ) × (0.063 × 25.4 ) = 42189 N以上の許容荷重の最小値（リベットせん断）がこのリベット継手の引張許容荷重 Pallow = 30600 N である．
40 mm
20 mm

80 mm

引張荷重 P

MS20470AD6（2117-T3 出っ張り頭リベット 3/16 inch dia.）

ネット引張強度を計算する断面.063 inch.063 inch

2024-T3 Clad

図 6-154

２列リベット継手(2) ３列リベット継手
リベットが３列になると許容荷重がどうなるかを計算してみよう（図 6-155）．リベットが３列になると，リベットの荷重が均等ではなくなる．そこで，まずリベットの荷重分担を 4.8.2 項の方法で計算する．

t
0.063 × 25.4=
= 0.33
D 0.190 × 25.4
図 4-143 より， K

K plateだから，= 0.20

図 4-144 より，端のリベット列の荷重分担率は 0.35，中央のリベット列の荷重分担率は 0.30 である．端のリベッ
ト列のリベットせん断荷重がリベットせん断許容荷重に達するときが合計の許容荷重である．

373

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
この継手のリベット許容せん断荷重は，リベット荷重分担を考慮して，

0.30


Pallow = 1.0 × 3825 ×  8 +× 4  = 43714 N
0.35 

母材の面圧許容荷重は，リベット荷重分担を考慮して，

0.30


Pallow = (127 × 6.895) × (0.190 × 25.4 ) × (0.063 × 25.4 ) ×  8 +× 4  = 77284 N
0.35

ネット引張許容荷重は，Pallow = Ftu (W − nD )t = (63 × 6.895) × (80 − 4 × 0.190 × 25.4 ) × (0.063 × 25.4 ) = 42189 N以上の許容荷重の最小値（ネット引張）がこのリベット継手の引張許容荷重 Pallow =42189 N である．
この出っ張り頭 AD リベットの場合，２列ファスナ継手より３列ファスナ継手のほうが許容荷重が大きいことがわかる．１面せん断強度がもう少し高いリベットを使えば，ファスナ３列にする必要はなく，２列でじゅうぶんである．
ここでは安全側にリベット荷重が均一でないとして許容荷重を計算したが，実際の構造では面圧やリベットせん
断の降伏現象があるためリベット荷重が均一化される．しかし，リベット列が多くなると，端のリベット列の荷重分担がどんどん大きくなるので（図 4-144），均一化が期待できない．板厚が一定のリベット継手では３列までが効率のよい引張継手である．

40 mm 40 mm

20 mm

80 mm

引張荷重 P

ネット引張強度を計算する断面MS20470AD6（2117-T3 出っ張り頭リベット 3/16 inch dia.）.063 inch

図 6-155.063 inch

３列リベット継手(3) ２列ハイロックせん断継手
図 6-156 に示す皿頭ハイロック（HL11）継手の単位許容荷重は，表 6-24 より 1779 lb = 7913 N である．２列フ
ァスナでファスナ荷重は均等であり，ファスナ本数は８本であるので，継手の引張許容荷重は，Pallow = nPsu = 8 × 7913 = 63304 N
ネット引張許容荷重は，7075-T6 Clad 材の引張強度 Ftu = 77ksi（B-Basis）より，

374

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

Pallow = Ftu (W − nD )t = (77 × 6.895) × (80 − 4 × 0.1900 × 25.4 ) × (0.080 × 25.4 ) = 65480 N
以上の許容荷重の最小値がこのファスナ継手の引張許容荷重 Pallow =63304N である．
40 mm
20 mm

80 mm

引張荷重 P

ネット引張強度を計算する断面

Hilok HL11-6 Pin/HL70-6 Collar（3/16 inch dia.）.080 inch.080 inch

7075-T6 Clad

図 6-156

皿頭ハイロック継手375

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8.4 ラグとピンの強度計算法
ラグとピン（またはせん断ボルト）を使った結合の部品構成を図 6-157 に示す．
文献[2-8]の第 9 章，または文献[2-27]の Section B 2 にラグとピンの標準的な強度計算法の詳細な説明がある．これは 1950 年代に実験データから導き出された計算法であり，現在でも用いられている．FEM が開発されてラグの応力分布が計算できるようになったため，FEM によるラグの応力解析の結果とこれまでに得られている実験デー
タを組み合わせてラグの強度を計算する方法が文献[2-57]で提案されているので，その方法を以下に紹介する．ピンの曲げの計算については，文献[2-8]の第 9 章の方法を説明する．

ブッシュ

クレビス

せん断ボルト，またはピン荷重

ラグ

図 6-157

ラグを使った結合の部品構成(1) ラグの応力分布
まず，ラグの応力分布を見てみよう（文献[2-64]による）．図 6-158 の上の図のように，軸方向に引張荷重を負荷したラグを，図 6-159 の下の図のような２次元有限要素モデルで解析した．このモデルでは，ピンもモデル化しており，ピンの材料のヤング率はラグの材料のヤング率の３倍と仮定した．ピンの外周の節点とラグの穴の節点は同じ座標で別の節点とし，同じ位置にある節点どうしをバネ要素で結合した．ピンの中心に荷重を負荷して，ピンの節点とラグの穴の節点が接触した場合にはその場所のバネ要素の非常に剛性を大きくして荷重を伝えるようにし，離れた場合にはバネの剛性を非常に小さくして（ほとんどゼロ）荷重を伝えないようにした．このようにして計算した周方向応力の分布を（図 6-159 と図 6-160）に，半径方向応力の分布を図 6-161 に示す．これらの図では応力を平均面圧応力 f

BR=

P でノーマライズしてある．ラグの幅に比べてラグの穴が大きくなればなるほど周
2 Ri t方向の応力集中は高くなる．面圧応力分布は比較的一様で，平均面圧応力とそれほど変わらないことがわかる．この FEM 解析結果をもとにして，次項で説明する強度計算法が開発された．この FEM 解析結果は線形解析である
ので，静強度を求めるには塑性の影響を考慮する必要があり，そのとき周方向応力の応力集中の影響は緩和される．

376

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

ピン荷重 P

図 6-158

図 6-159

ラグの詳細 FEM モデル

ラグの穴の周囲の周方向応力の分布377

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

図 6-160

図 6-161

ラグの周方向応力の x 方向の分布

ラグの穴の周囲の半径方向応力（面圧応力）の分布378

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(2) ラグの強度計算法（文献[2-57]による）解析するラグの形状を図 6-162 に示す．テーパー角β は 0 度から 45 度である．穴 D はブッシュの外径である．
穴の位置がラグの外形と偏心（eccentricity）している場合（ a ≠ 0 ）も考慮する．

R0

ラグの２次元線形 FEM 解析による穴の周囲に発生する周方向応力の最大値と平均面圧応力の比を弾性応力集中係数 Ktb と定義する．

K tb =

f t , maxf BR

ここで， f t , max ：穴の周囲に発生する周方向応力の最大値

P ：平均面圧応力
Dt

f BR =

P：荷重，D：ラグの穴径，t：ラグの厚さ
ラグの許容荷重 Pallow から面圧効率係数 KBR を次のように定義する．

K BR =

Pallow
DtFtu

ここで， Ftu ：ラグの材料の終極引張許容応力（すべての方向のうちの最小値を使う）
この式を書き換えると，Pallow = K BR DtFtu
いろいろな形状，材料，荷重方向のラグの試験データから Ktb と KBR の関係が得られている（図 6-164（チャートB））．線形解析によって穴の周囲の最大応力がわかれば，このチャートを使ってラグの強度を計算できる．一方，いろいろな寸法のラグの２次元線形 FEM 解析結果をまとめて弾性応力集中係数 Ktb を求めるチャートが作成されている（図 6-163，図 6-165，図ο

6-166，図 6-167）
．

D

D

β=0

R0 = W/2

R0

β

θ

θ

W

P

P
a

a
ストレートラグ

テーパーラグ

図 6-162

ラグの形状

379

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
これらのチャートを使ってラグの強度を計算する手順を以下に示す．
① ストレートラグ（ β = 0o ）W と θ からチャート A（図 6-163）を使って(Ktb )s を求める．
D穴の偏心がない場合は，(Ktb )s からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．
Pallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．
穴の偏心がある場合は，2a と θ からチャート E（図 6-167）を使って偏心のある場合の応力集中の補正係数
W(Ktb )e を読み取り，(Ktb )s上で求めた偏心のないときの (K tb )s に補正係数をかけて (K tb )e を得る．

(K tb )e からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．

Pallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．
② テーパーラグ（ 0o < β ≤ 45o ）②-1 テーパーラグ，軸方向荷重（ 0o < β ≤ 45o , θ = 0o ）2 R0 からチャート C（図 6-165）を使って軸方向荷重（ θ = 0o ）の場合の(K tb )θ = 0o を求める．
D穴の偏心がない場合は，(K tb )θ = 0 からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．
oPallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．
穴の偏心がある場合は，

2aa と θ からチャート E（図 6-167）を使って偏心のある場合の応力集中の補正係数=
W
R0(Ktb )e を読み(Ktb )s取り，上で求めた偏心のないときの (K tb )s = (K tb )θ = 0 o に補正係数をかけて (K tb )e を得る．

(K tb )e からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．

Pallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．
②-2 テーパーラグ，傾いた方向の荷重（ 0o < β ≤ 45o , θ ≠ 0o ）W 2 R0 と θ からチャート A（図 6-163）を使ってストレートラグ（
β = 0o ）の θ 方向荷重に対する (Ktb )s ,θ
=
D
D
を求める．

2 R0 からチャート C（図 6-165）を使って
β = 45o のテーパーラグの軸方向荷重（ θ = 0o ）に対する (K tb )β = 45o ,θ = 0 o
D
を求める．

380

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

θ からチャート D （図 6-166）を使って β = 45o のテーパーラグの荷重の方向の補正係数(Ktb )β =45 ,θ(Ktb )β =45 ,θ =0

を

o

o

o

求める．

(K tb )β = 45 ,θ = 0 にこの補正係数をかけて (K tb )β = 45 ,θ を得る．
oooストレートラグ（ β = 0o ）の (K tb )s ,θ と 45°テーパーラグの (K tb )β = 45 o ,θからβ の内挿をして (K tb )

β ,θ

を得る．

穴の偏心がない場合は，(K tb ) β ,θ からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．
Pallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．
穴の偏心がある場合は，

2aa と θ からチャート E（図 6-167）を使ってストレートラグに偏心のある場合の応力集中の補正係=
W
R0(Ktb )e を読み取り，上で求めた偏心のないときの (K ) = (K ) に補正係数をかけて (K ) を得る．
tb e
tb s
tb β ,θ
(Ktb )s(K tb )e からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求める．

数

Pallow = K BR DtFtu でラグの許容荷重が計算できる．なお，終極引張許容応力 Ftu にはすべての方向のうちの最小値を使うこと．

補足：チャートの式
参考のため，チャートの式を記載しておく（文献[2-57]より）．


チャート A（図 6-163）
ストレートラグの弾性応力集中係数

β = 0o , θ = 0o のとき，

(Ktb )s ,θ =0 = 2.75 W − 1oD−0.675

β = 0 , θ = 90 のとき，oo(Ktb )s,θ =90 = 7.78 W o−1.333

D

(Ktb )s,θ =90 = 9.333 W o；
−1.667

D

1.724 <

W
< 3.40 のとき
D； 1.332 < W < 1.724 のとき

D

チャート B（図 6-164）
文献[2-57]のチャートに式を当てはめた．

K BR = 2.50 K tb



−0.85

− 0.245

チャート C（図 6-165）
テーパーラグの弾性応力集中381

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
β −  0.675 −1000 


(K tb )β ,θ = 0o =  2.75 − β  2 R0 − 1
135  D

チャート D（図 6-166）

β = 45o テーパーラグの荷重の傾きの補正係数(Ktb )β =45 ,θ
= 1 + 6.33 × 10− 3θ − 8.15 × 10−5θ 2(Ktb )β =45 ,θ =0
o

o



o

チャート E（図 6-167）
試験値を使ったチャートで，式はない．

382

(K tb )s

2

W
D

3

4

5

383

1

1.5

図 6-163

ストレートラグの弾性応力集中係数 – チャート A

01

θ = 90o

K BR

2

0

0

o

2.5

0.5

θ = 0oo

0 < θ < 90 は内挿して求めること

β = 0o

3

1

2

3

4

5

6

7

図 6-164

0

2

3

K tb

4

5

6

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

弾性応力集中係数と面圧係数の関係 – チャート B

1

滝

o

0

1

2

3

4

0

図 6-165(Ktb )θ =0

5

6

7

2

2 R0
D

3

4

θ = 0oP

テーパー角と弾性応力集中係数の関係 – チャート C

1

45o

30o

15o

β = 0o

β

5

384

o

図

o

(Ktb )β =45 ,θ(Ktb )β =45 ,θ =0
o

0

10

20

30

50

θ (deg)40β（テーパー角） = 45o

60

70

80

90

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

6-166 荷重の方向の影響 – 45 度テーパーラグ – チャート D

0.8

0.9

1

1.1

1.2

滝

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

Symmetric Lug(Ktb )e(Ktb )s2aW
図 6-167

偏心の影響 – チャート E(3) ブッシュの強度計算法
ラグにブッシュがついている場合にはブッシュの終極面圧許容荷重は次の式で表される．
（文献[2-8]）

Pu ,bush = 1.304 Fcy D p t
ここで，Fcy,bush：ブッシュの圧縮降伏応力t：ラグの板厚（ブッシュの幅）
Dp：ピンの直径385

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(4) ２枚ラグのピンの強度計算法
ラグ結合のピンの強度チェックは，せん断と曲げに関して行う．実際のラグ結合の破壊はほとんどピンのせん断で起き，曲げで破壊することはまれである．しかし，制限荷重以下でピンの曲げの永久変形が発生するとピンを抜くことができなくなること，ピンの曲げ変形が過大であるとラグの穴周りの応力分布が均一でなくなりラグ強度が低下することから，ピンの曲げ強度をチェックする必要がある．以下の強度計算法は文献[2-8]による．



ピンのせん断強度
図 6-168 に示す２枚ラグ結合のピンのせん断許容荷重 Psu は次の式で表される．

Psu = As Ftu = 2

πD p 2
4

Fsu

ここで，Dp：ピンの直径
Fsu：ピンのせん断許容応力
As：ピンのせん断の断面積
式の中の「2」はピンが２面せん断で荷重を受けていることによる．

図 6-168

ピンの荷重

ピンの曲げ強度
まず，ピンとラグの間の接触荷重が一様に分布していると仮定する．このときのピンの最大曲げモーメント
Mmax は次の式で表される．

M max =

P  t1 t2 + + g2 2 4


ここで，P：作用荷重t1：外側のラグの板厚t2：内側のラグの板厚
g：ラグのギャップ386

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
この曲げモーメントに対して，終極荷重においてピンが破壊しなければよい．このとき，塑性曲げを考慮してよい．塑性曲げを考慮したピンの許容曲げモーメントを Mbu とすると，ピンの曲げに対する許容荷重 Pbu は次の式で表される．

Pbu =

2M u
t1 t2
+ +g
2 4

ピンの曲げに対する許容荷重が，ラグの許容荷重，ブッシュの面圧許容荷重，ピンのせん断許容荷重より大きいならば，ピンの曲げに対する強度はじゅうぶんであり，これ以上の計算は不要である．
もし，ピンの曲げに対する許容荷重が，ラグの許容荷重，ブッシュの面圧許容荷重，ピンのせん断許容荷重より小さいならば，このピンは相対的に弱いピンであり，曲げが標定である．しかし，ピンが曲がることにより，ピンとラグの穴の接触荷重の中心がピンのせん断面に近づくため，ピンの曲げモーメントが緩和される．
この効果を考慮するために，偏った接触荷重の分布を図 6-168 のように幅 b1 と b2 の一様分布と仮定すると，
ラグとブッシュの有効な板厚もやはり b1 と 2b2 に減ることになる．
この時，ピンの曲げに対する許容荷重は，

′
Pbu =

2M u
b1 b2
+ +g
2 2

である．有効な板厚を減らしたラグとブッシュに対しても許容荷重を求める．すなわち，外側のラグの板厚 t1の代わりに b1 を使い，内側のラグの板厚 t2 の代わりに 2b2 を使うことにより許容荷重を計算することができ
る．ピンの曲げに対する許容荷重がラグとブッシュの許容荷重の小さいほうと等しくなったときが，このラグ結合の許容荷重である．次の式がこの計算を行った結果であり，ピンの曲げに対する最大許容荷重を表わす．

Pbu ,mqx = 2C

Pbu  t1 t2
2
 + + g  + g − 2Cg
C 2 4

ここで， C = Plug1 + Plug 2

Plug1t2 + Plug 2t1

Plug1：外側ラグの片側の許容荷重と外側ラグの片側のブッシュの許容荷重の小さいほう
Plug2：内側ラグの許容荷重と内側ラグの許容荷重の小さいほう(5) ２枚ラグ結合の許容荷重
２枚ラグ結合の許容荷重をまとめると次のようになる．
（文献[2-8]）


ピンの曲げに対する強度がじゅうぶんのとき
ピンとラグ穴の接触荷重が一様に分布していると仮定して計算したピンの許容荷重（曲げモーメントの緩和を考慮しない）が，ラグの許容荷重（内側ラグと外側ラグの小さいほう），ブッシュの許容荷重（内側
ラグと外側ラグの小さいほう），ピンのせん断強度のどれかより高い場合．
ラグの許容荷重，ブッシュの許容荷重，ピンのせん断許容荷重のうちの最小値がラグ結合の許容荷重である．



ピンの曲げに対する強度が低いとき
ピンとラグ穴の接触荷重が一様に分布していると仮定して計算したピンの許容荷重（曲げモーメントの川を考慮しない）が，ラグの許容荷重（内側ラグと外側ラグの小さいほう），ブッシュの許容荷重（内側ラグと外側ラグの小さいほう），ピンのせん断強度のどれよりも低い場合．
ピンのせん断許容荷重とピンの曲げに対する許容荷重（曲げモーメント緩和を考慮）の小さいほうがラグ結合の許容荷重である．

387

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(6) ラグ結合の強度計算例１
図 6-169 に示す２枚ラグ結合の強度計算を以下に示す．
材料

材料と材料特性は次のとおりである．
外側ラグ，内側ラグ
材料：7050-T7451, Plate, 1.501-2.000inch t
材料特性：Ftu = 76ksi，Fbru (e/D =1.5) =112ksi

ブッシュ
材料：アルミブロンズ
材料特性：Fcy = 60ksi

ボルト（ピン）
材料：Low Alloy Steel
材料特性：Ftu = 125ksi，Fsu = 75ksi

t1 = 5.0
g = 1.0

t2 = 9.5PP
g = 1.0

t1 = 5.0
外側ラグ
a =19.05
R =19.05

内側ラグ

β =30°
W = 38.1

θ = 30°P = 36000 N

DP = 9.525
D = 15.9

図 6-169

２枚ラグ結合の強度計算例１① 外側ラグW 2 R0 2 × 19.05
oo=== 2.40 と θ = 30 からチャート A（図 6-163）を使ってストレートラグ（ β = 0 ）の
D
D
15.9

θ = 30o 方向荷重に対する (K tb )s ,θ を求めると， (K tb )s ,θ = 2.25 を得る．

388

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

2 R0
o
o
= 2.40 からチャート C（図 6-165）を使って β = 45 のテーパーラグの軸方向荷重（ θ = 0 ）に対する
D(K tb )β = 45 ,θ = 0 を求めると， (K tb )β = 45 ,θ = 0 = 1.95 を得る．
ooo

θ = 30o か ら チ ャ ー ト D （ 図(Ktb )β =45 ,θ(Ktb )β =45 ,θ =0を求めると，oooo6-166 ） を 使 っ て β = 45o の テ ー パ ー ラ グ の 荷 重 の 方 向 の 補 正 係 数(Ktb )β = 45 ,θ
= 1.16 を得る．
(Ktb )β = 45 ,θ = 0ooo(K tb )β = 45 ,θ = 0 = 1.95 にこの補正係数をかけて (K tb )β = 45 ,θ = 1.16 × 1.95 = 2.26 を得る．
oooストレートラグ（ β = 0o ）の (K tb )s ,θ と 45°テーパーラグの (K tb )β = 45 o ,θからβ の内挿をして，(Ktb )β ,θ = 2.26 − 2.25 × (30 − 0) + 2.25 = 2.26 を得る．
45 − 0穴の偏心がないので， (K tb )β ,θからチャート B（図 6-164）を使って K BR を求めると， K BR = 1.01 を得る．

ラグの許容荷重は， Pallow = 2 K BR Dt1Ftu = 2 × 1.01 × 15.9 × 5 × (76 × 6.895) = 84152 N② 内側ラグW 38.1o== 2.40 と θ = 0 からチャート A（図 6-163）を使って (K tb )s を求めると，(K tb )s = 2.20 を得る．
D 15.9穴の偏心がないので， (K tb )s からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求めると， K BR = 1.03 を得る．
ラグの許容荷重は， Pallow = K BR Dt2 Ftu = 1.03 × 15.9 × 9.5 × (76 × 6.895 ) = 81528 N③ ブッシュ
外側ラグのブッシュの終極面圧許容荷重は，

Pu ,bush = 1.304 Fcy D p 2t1 = 1.304 × (60 × 6.895) × 9.525 × 2 × 5 = 51384 N
内側ラグのブッシュの終極面圧許容荷重は，

Pu ,bush = 1.304 Fcy D p t2 = 1.304 × (60 × 6.895) × 9.525 × 9.5 = 48815 N④ ピンの許容せん断荷重
ピンは２面せん断であるから，ピンの許容せん断荷重は，Psu = As Ftu = 2

πD p 2
4

Fsu = 2 ×π × 9.5252
4× (75 × 6.985) = 73696 N⑤ ピンの許容曲げ荷重
ピンの許容曲げモーメントは，塑性曲げを考慮すると Fb = 180 ksi だから，M =πD 3 Fb32=

π × 9.5253 × (180 × 6.985)
32= 106669 N − mm

ピンの曲げに対する許容荷重（曲げモーメントの緩和を考慮しない）は，

Pbu =

2M u
2 × 106668== 36313 N
t1 t2
5 9 .5
+ +g
+
+1
2 4
2 4

この許容荷重は，ラグの許容荷重，ブッシュの許容荷重，ピンの許容せん断荷重に比べて小さいので，曲げモーメントの緩和を考慮する必要がある．

389

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
曲げモーメントの緩和を考慮したピンの曲げに対する許容荷重は，51384
× 48815
2C=== 2569 N mm
Plug1t2 + Plug 2t1 51384 × 9.5 + 48815 × 5
2
Plug1 Plug 2

Pbu , mqx = 2C

Pbu  t1 t2
36313  5 9.5  2

2+ 1 + 1 − 2 × 2569 × 1 = 41965N
 + + g  + g − 2Cg = 2 × 2569 × +C 2 42569  2 4

⑥ ラグ結合の許容荷重のまとめ
ピンの許容せん断荷重より曲げに対する許容荷重のほうが小さいので，ラグ結合の強度としてはピンの曲げが標定となり，ラグ結合の許容荷重は，Pallow = 41965 Nとなる．
⑦ ラグ結合の安全余裕ラグに働く作用荷重は 36000N であるので，継手の特別係数 1.15 を考慮して安全余裕は次のようになる．

M .S . =41965− 1 = +0.01
36000 × 1.15

390

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(7) ラグ結合の強度計算例２
前項のラグのピン径を 9.525mm から 12.7mm に増加した図 6-170 に示す２枚ラグ結合の強度計算を以下に示
す．
材料



材料と材料特性は次のとおりである．
外側ラグ，内側ラグ
材料：7050-T7451, Plate, 1.501-2.000inch t
材料特性：Ftu = 76ksi，Fbru (e/D =1.5) =112ksi

ブッシュ
材料：アルミブロンズ
材料特性：Fcy = 60ksi

ボルト（ピン）
材料：Low Alloy Steel
材料特性：Ftu = 125ksi，Fsu = 75ksi

t1 = 5.0
g = 1.0

t2 = 9.5PP
g = 1.0

t1 = 5.0
外側ラグ
a =19.05
R =19.05

内側ラグ

β =30°
W = 38.1

θ = 30°P = 36000 N

DP = 12.7
D = 21.0

図 6-170

２枚ラグ結合の強度計算例２① 外側ラグW 2 R0 2 × 19.05
o
o
o
=
=
= 1.86 と θ = 30 からチャート A（図 6-163）を使ってストレートラグ（ β = 0 ）の θ = 30DD21.0
方向荷重に対する (K tb )s ,θ を求めると， (K tb )s ,θ = 3.15 を得る．

391

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

2 R0
o
o
= 1.86 からチャート C（図 6-165）を使って β = 45 のテーパーラグの軸方向荷重（ θ = 0 ）に対する
D(K tb )β = 45 ,θ = 0 を求めると， (K tb )β = 45 ,θ = 0 = 2.65 を得る．
ooo

θ = 30o か ら チ ャ ー ト D （ 図(Ktb )β =45 ,θ(Ktb )β =45 ,θ =0を求めると，oooo6-166 ） を 使 っ て β = 45o の テ ー パ ー ラ グ の 荷 重 の 方 向 の 補 正 係 数(Ktb )β = 45 ,θ
= 1.16 を得る．
(Ktb )β = 45 ,θ = 0ooo(K tb )β = 45 ,θ = 0 = 1.95 にこの補正係数をかけて (K tb )β = 45 ,θ = 1.16 × 2.65 = 3.07 を得る．
oooストレートラグ（ β = 0o ）の (K tb )s ,θ と 45°テーパーラグの (K tb )β = 45 o ,θからβ の内挿をして，(Ktb )β ,θ = 3.07 − 3.15 × (30 − 0) + 3.15 = 3.10 を得る．
45 − 0穴の偏心がないので， (K tb )β ,θからチャート B（図 6-164）を使って K BR を求めると， K BR = 0.71 を得る．

ラグの許容荷重は， Pallow = 2 K BR Dt1Ftu = 2 × 0.71 × 21.0 × 5 × (76 × 6.895) = 78131N② 内側ラグW 38.1o== 2.40 と θ = 0 からチャート A（図 6-163）を使って (K tb )s を求めると，(K tb )s = 3.05 を得る．
D 15.9穴の偏心がないので， (K tb )s からチャート B（図 6-164）を使って K BR を求めると， K BR = 0.73 を得る．
ラグの許容荷重は， Pallow = K BR Dt2 Ftu = 0.73 × 21.0 × 9.5 × (76 × 6.895) = 76316 N③ ブッシュ
外側ラグのブッシュの終極面圧許容荷重は，

Pu ,bush = 1.304 Fcy D p 2t1 = 1.304 × (60 × 6.895 ) × 12.7 × 2 × 5 = 68512 N
内側ラグのブッシュの終極面圧許容荷重は，

Pu ,bush = 1.304 Fcy D p t2 = 1.304 × (60 × 6.895) × 12.7 × 9.5 = 65086 N④ ピンの許容せん断荷重
ピンのせん断許容応力は Fsu = 75ksi で２面せん断であるから，ピンの許容せん断荷重は，Psu = As Ftu = 2

πD p 2
4

Fsu = 2 ×π × 12.72
4× (75 × 6.985) = 132726 N⑤ ピンの許容曲げ荷重
ピンの許容曲げモーメントは，塑性曲げを考慮すると Fb = 180 ksi だから，M =πD 3 Fb32=

π × 12.73 × (180 × 6.985)
32= 252842 N − mm

ピンの曲げに対する許容荷重（曲げモーメントの緩和を考慮しない）は，

Pbu =

2M u
2 × 252842== 86074 N
t1 t2
5 9 .5
+ +g
+
+1
2 4
2 4

この許容荷重は，ブッシュの許容荷重に比べて小さいので，曲げモーメントの緩和を考慮する必要はない．

392

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10⑥ ラグ結合の許容荷重のまとめ
ラグ結合の強度としてはブッシュの面圧が標定となり，ラグ結合の許容荷重は，Pallow = 65086 Nとなる．
⑦ ラグ結合の安全余裕ラグに働く作用荷重は 36000N であるので，継手の特別係数 1.15 を考慮して安全余裕は次のようになる．

M .S . =65086− 1 = +0.57
36000 × 1.15393

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8.5 引張金具の強度
引張金具は図 6-171 に示すような形状をしており，引張ボルトで結合される．エンドパッド（End Pad）で引張ボルトの荷重を受け，その荷重を壁に伝える．壁がせん断ボルトで構造に結合される．したがって，引張金具の強度は，引張ボルトの強度，エンドパッドの強度，壁の強度，壁と構造の結合強度で決まる．引張金具は大きな荷重の伝達にも使える．
引張金具の内部の応力分布は複雑であるので，引張金具の強度は試験データに基づいて決定される．試験データに基づいて設定された引張金具の設計チャートは Niu の教科書（文献[1-6]）に記載されている．本書ではこの設計
チャートを転載しないので，引張金具の強度計算方法を知りたい読者はこの文献を参考にされたい．Niu の教科書には設計上の注意事項が詳細に説明されているので，実際に引張金具を設計する場合には参考になる．

壁

エンドパッドチャンネル型

アングル型

図 6-171

引張金具の種類394

ダブルアングル型

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
6.5.8.6 テンション・クリップの強度
結合荷重が小さい場合の引張荷重の伝達には図 6-172 に示すテンション・クリップ（Tension Clip）を使うことができる．板の曲げで荷重を受けるので，効率が悪いこと，変形が大きいこと，疲労に弱いことに注意しなければならない．
テンション・クリップの破壊モードと破壊箇所は以下に示すように多岐にわたる．延性材料でできたテンショ
ン・クリップでは，一部が降伏することにより変形状態が変わり荷重分布も変わるので，テンション・クリップの
最大荷重の推定は難しい．しかも，最大荷重に至るまでにいくつかの局所的な降伏を経るので，破壊の定義も使用目的によって変えないといけない．
テンション・クリップの破壊


ボルトの破壊

ねじ部の破壊

首の引張りと曲げ破壊

クリップの破壊

ボルト穴の破壊

ボルトの頭の下のせん断と曲げ破壊



ボルト頭のすっぽ抜け破壊ヒール部またはフット部の曲げ破壊

レッグ部の曲げ破壊

レッグ部の引張り破壊

レッグ部の結合の破壊

テンション・クリップの強度は簡単に扱うことはできないので，本書では弾性範囲内の解析例を示してテンショ
ン・クリップの基本的な挙動を説明することにとどめる．具体的な設計チャートは Niu の教科書（文献[1-6]）に載っている．テンション・クリップの強度に関する詳細な解説は ESDU 84039（文献[2-63]）に載っているのでそれを参考にされたい．

395

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

レッグ部
フット部

T型材テンション・クリップ

ヒール部

型材アングル背中合わせテンション・クリップ

板曲げアングル背中合わせテンション・クリップ

型材アングル テンション・クリップ

図 6-172

板曲げアングルテンション・クリップ

テンション・クリップ396

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(1) T 型テンション・クリップ
まず，もっとも単純な T 型材テンション・クリップの挙動を説明する．解析対象の T 型材テンション・クリッ
プの寸法を図 6-173 に示す．テンション・クリップの材料は 7075-T6 で，ボルトの材料は低合金鋼とする．テンション・クリップの幅が広い場合には，幅の端の応力が低くなり，全幅が有効ではないので，図 6-173 に示すように，ボルト中心からレッグ部までの距離の２倍の幅が有効であると考える．梁でモデル化し，図 6-174 のように要素分割する．実際の境界条件は非常に複雑であるが，ここでは以下に示すように単純化した境界条件を考える．


取付部は剛であると仮定する．



ボルトの頭がフット部を押さえ込んでいるが，この影響は無視する．すなわち，ボルトの軸剛性と曲げ剛フット部と取付部の接触に関しては，フット部の端部だけが接触すると仮定して，フット部の端部が単純性は考慮せず，ボルトの軸中心位置で単純支持されているとする．
支持されているとする．


ボルトの初期締付け力（Pre-tension Load）は無視する．
12.0

有効な幅
24.0

y

荷重 2P

1/4 inch dia. ボルト

2.5
12.0

12.0

4.0 R

2.5

x

剛な取り付け部（単位 mm）
図 6-173

T 型材テンション・クリップの例

397

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

荷重 2P

フィレットRの端

フィレットRの端

1

-30

-25

2

3

4

-20

-15

5

6

7

-10

8

-5

9

10 11 12 13

0

5

14 15

10

16 17

15

20

18

19

25

30

x（mm）
この２つの要素の板厚は10mmとする．
（レッグの剛性を考慮して厚くする．）

図 6-174

解析モデル – T 型材テンション・クリップ

このモデルをエネルギ法による幾何学的非線形解析（文献[2-4]の方法）で解いた結果を以下に説明する．
単位荷重として，2P = 10000 N を負荷した．このときの変形と反力を図 6-175 に示す．レッグ部で中央を持ち上げるため，フットの端に上向きの反力 1650 N 発生している．このため，ボルトに引張荷重は P = 5000 N ではな
く，6650 N に増加している．これをプライング効果（Prying 効果）と呼ぶ．テンション・クリップの取付ボルトの強度計算にプライング効果による荷重増加を考慮する必要がある．曲げモーメントの分布を図 6-176 に示す．
ボルトの頭の端からレッグ付け根に向かって曲げモーメントが増加している．フィレット R の端が強度的に最も厳しく，この位置で曲げモーメントの値は 20.2 N-m である．
（なお，幾何学的非線形解析を行ったが，変形が小さいため，線形解析でも結果は変わらない．
）

398

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
変位（mm）
0.2

0.15

10000 N
0.1

0.05

1650 N

1650 N0-0.05

6650 N

6650 N
-0.1
-30

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

30

x（mm）

図 6-175

変形と反力 – T 型材テンション・クリップ

50000
40000

2P = 10000 N のとき
（＋）

30000

曲げモーメント
20000（N-mm）
ボルト中心

10000
0
-10000

フィレットRの端（この断面がクリティカル）-20000-30000
0

5

10

15

20

x（mm）

図 6-176

曲げモーメント分布 – T 型材テンション・クリップ

399

25

30

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(2) 背中合わせのアングルのテンション・クリップ
次に背中合わせ（Back-to-back）の２つのアングルで構成されるテンション・クリップの解析を示す．アングルの形状は型材でできたアングルと板曲げのアングルの２種類を考える（図 6-177）．比較のため寸法は基本的に T
型材のテンション・クリップと同じとした．解析モデルを図 6-178 に示す．型材のヒール部はフィレット R があり剛性が高くなっているので，モデルでは板厚を増加している．対称性から半分を解析する．単位荷重は P = 5000
N とする．解析の仮定は前項の T 型材のテンション・クリップの場合と同じである．レッグの２本のファスナ位
置で単純支持している．変形と反力を図 6-179 に示す．背中合わせのテンション・クリップでもプライング効果
があり，ボルト引張荷重とフット部の端の反力は下の表のようになっている．T 型テンション・クリップよりプラ
イング効果は大きいことがわかる．曲げモーメントの分布を図 6-180 に示す．型材アングルではレッグ部のフィ
レット R の端が最も厳しく，板曲げアングルでは板厚が一定なので，ヒールのレッグ部側が最も厳しくなる．標
定断面の曲げモーメントを下の表に示す．フット部の曲げモーメントの高い部分はボルト頭の下になっているのでフット部は標定とならない．（なお，幾何学的非線形解析を行ったが，変形が小さいため，線形解析でも結果は変わらない．
）

ボルト引張荷重

フット部の反力

標定断面の曲げモーメント---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------型材アングル

7119 N-2119 N

21.5 N-m

板曲げアングル

7330 N-2330 N

24.8 N-m

T 型材（参考）

6650 N-1650 N

20.2 N-m

上の表の曲げモーメントを使って強度を検討してみる．局所曲げ応力が引張降伏応力に達したときを初期破壊と考えることにしよう．7075-T6 の引張降伏応力を Fty = 70 ksi = 483 MPa として計算すると，初期破壊の許容荷重
Pallow は次のようになる．クリップの強度が小さいので，ボルトの引張強度は余裕がある．
初期破壊許容荷重 P------------------------------------------------------------型材アングル

2810 N

板曲げアングル

2430 NT 型材

2990 N

400

2.5

12.0

20.0

2.5

4.0 R

12.0

型材アングルy

荷重 2P

図 6-177

12.0

2.5

12.0

20.0

401

2.5

4.0 R

12.0

板曲げアングル

背中合わせのアングルのテンション・クリップの例

x

1/4 inch dia. ボルト

y

荷重 2P

滝

12.0

（単位 mm）

x

1/4 inch dia. ボルト

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

フィレットRの端

y（mm）

-5

10

9

0

8

5

11 12

16

15

x（mm）

15

図 6-178

型材アングル

10

13 14

18

25

19

30

-5

9
10

0

11

フィレットRの端

-5

0

8

7

402

10

15

20

17

18

25

19

30

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

16

15

x（mm）

13 14

板曲げアングル

5

12

荷重 P

解析モデル –背中合わせのアングルのテンション・クリップ

20

17

5

10

6

7

（レッグの剛性を考慮して厚くする．）

4

3

6

15

20

25

2

1

5

フィレットRの端

y（mm）

30

35

この２つの要素の板厚は10mmとする．

荷重 P

40

5

4

3

2

1

フィレットRの端

-5

0

5

10

15

20

25

30

35

40

滝

y（mm）

-5

0

20

30

-5

0

5

5000 N

403

15

20

x（mm）

25

2330 N

30

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

変形倍率：20×板曲げアングル

7330 N

10

曲げモーメント最大フィレットRの端

変形と反力 – 背中合わせのアングルのテンション・クリップ

x（mm）

図 6-179

型材アングル

7119 N

25

-5
15

-5
10

0

0

5

2119 N

5

15

10（曲げモーメント最大）

20

10

15

5

フィレットRの端

y（mm）

25

25

20

30

30

変形倍率：20×35

5000 N

40

35

40

滝

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
フィレットRの端（型材アングル：この断面がクリティカル）
50000

P = 5000 N のとき
40000

型材アングル（＋）

30000

板曲げアングル曲げモーメント
20000（N-mm）
ボルト中心

10000
0
-10000板曲げアングル：
この断面がクリティカル-20000

フィレットRの端-30000

レッグ部

フット部-40000
-40

-30

-20

-10

0

10

20

x（mm）

図 6-180

曲げモーメント分布 – 背中合わせのアングルのテンション・クリップ

404

30

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10(3) 片持ちアングルのテンション・クリップ
片持ち型材アングルのテンション・クリップの解析を示す．片持ちアングルの場合，荷重の負荷点がレッグの中心から外れる場合が多いので，荷重のオフセットを考慮する必要が出てくる（図 6-181）．解析するときの境界条
件の与え方が難しいが，左側の図のオフセットのないケースでは，レッグのじゅうぶん上のほうで横方向に①単純支持（ケース１），②支持なし（ケース２）の２種類で解析する．右側の図のオフセットのあるケースでは，レッ
グ部の１本列目のファスナ位置で横方向に拘束し，ここに荷重のオフセットによる固定モーメントを与えるとする．
解析モデルを図 6-182 に示す．幾何学的非線形解析を実施して得た変形を図 6-183 に，曲げモーメントの分布を
図 6-184 に示す．比較のために，背中合わせアングルのテンション・クリップの解析結果も図中に示してある．
荷重オフセットなしの場合には，レッグが横方向に大きく変形するために，曲げモーメント分布が背中合わせクリップの場合と大きく異なる．強度的に厳しいのはフット側になる．
荷重オフセットがあってもレッグの横方向変位がレッグの下部で拘束されている場合には，フット部の曲げモー
メント分布が背中合わせクリップの場合と近い．しかし，レッグ部の曲げモーメント分布は背中合わせクリップとは異なる．この数値例の場合には，レッグ側の曲げモーメントが小さくなったため，フット側のフィレット R の端が標定となる．
以上のことから，片持ちアングルのテンション・クリップの曲げモーメント分布には，レッグの横方向の拘束と荷重オフセットの影響が大きいことがわかる．実際の構造をよく調べて拘束条件と荷重条件を知ることが重要である．
片持ち型材アングルのテンション・クリップの破壊モードの例を図 6-185 に示す．レッグ部のフィレット R の端と皿頭ボルトの頭の端の２箇所で曲げ変形をしている．

y

荷重 P

荷重 P

y

荷重のオフセットなし
荷重のオフセット 8.0

2.5

1/4 inch dia. ボルト

2.5

1/4 inch dia. ボルト

100
12.0

12.0

4.0 R

12.0

2.5

12.0

4.0 R

x

12.0

2.5
x

単位（mm）
図 6-181

片持ちアングルのテンション・クリップの例

405

y（mm）

30

40

50

10
0
-10

10

0

-10

荷重のオフセットなし（ケース１）

図 6-182

20

20

x（mm）

30

30

20

40

40

10

50

50

0

60

60

-10

70

70

80

90

90

y（mm）

100

100

80

110

5000 N

110

0

10

x（mm）

20

30

40

50

y（mm）

-5

0

5

10

15

20

25

30

35

40

-5

0

406

解析モデル – 片持ちアングルのテンション・クリップ

荷重のオフセットなし（ケース２）-105000 N

10

x（mm）

15

20

25

30

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

荷重のオフセットあり

540000 N-mm

5000 N滝

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/1040

変形倍率：20×35

荷重オフセットなし（ケース２）

30

25

荷重オフセットなし（ケース１）

y（mm）
20

背中合わせアングル（参考）1510

荷重オフセットあり
5

0

-5
-5

0

5

10

15

20

25

30

x（mm）

図 6-183

変形 – 片持ちアングルのテンション・クリップ

フィレットRの端

フィレットRの端

60000

荷重オフセットなし（ケース１）
荷重オフセットなし（ケース２）

40000

曲げモーメント（N-mm）

（＋）
ボルト中心

20000

0

-20000

背中合わせアングル（参考）-40000荷重オフセットあり
レッグ部

フット部

-60000
-40

-30

-20

-10

0

10

20

x（mm）

図 6-184

曲げモーメント分布 – 片持ちアングルのテンション・クリップ

407

30

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

プライング効果（Prying Action）
ボルト

荷重

文献[2-61]より
図 6-185

片持ち型材アングルのテンション・クリップの破壊の例(4) テンション・クリップの設計チャートの例
これまでに説明したようにテンション・クリップの強度にはいろいろなファクターが絡んでいるので，テンショ
ン・クリップの設計許容値は試験データに基づいて設定される．例として，Bruhn の Supplement（文献[1-9]）に記載されているテンション・クリップの設計チャートを図 6-186 と図 6-187 に示す．

408

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
800(1) 結合点の間隔が，(a) １inch 以下の場合は，Pallow はアングルの１inch幅t=.100 inch

700あたりの荷重．
(b) １inch より大きい場合は，Pallow は結合点あたりの荷重．
(2) 2024-T3 Clad 以外の材料の場合は，Pallow に次の係

t600

.090 inch

C

Pallow

数をかけること．

500

Fty ,T

Pallow (lb)

40 (ksi ).080 inch
400(3) ２つのアングルが背中合わせとなっている場合には，Pallow に ２．５ をかけること．
(4) 終極許容荷重 Pallow は，0.005 inch の永久変形が起.071 inch300

きる荷重の１．５倍と定義している．
(5) マグネシウム合金には適用不可．

.063 inch
200.050 inch.040 inch

100.032 inch.020 inch
0
0

0.5

1

1.5

2

C (inch )図 6-186

テンション・クリップの引張許容荷重 – 2024-T3 クラッド板曲げアングル材t=.25 inch

4000(1) 結合点の間隔が，(a) １inch 以下の場合は，Pallow はアングルの１inch幅
あたりの荷重．
(b) １inch より大きい場合は，Pallow は結合点あたりの

3500

荷重．
(2) 2024-T4 型材以外の材料の場合は，Pallow に次の係

t

3000

C
.20 inch2500

数をかけること．

Pallow

Fty ,T42 (ksi )Pallow (lb)(3) ２つのアングルが背中合わせとなっている場合には，Pallow に ２．５ をかけること．
(4) T型材の場合には，Pallow に ３．０ をかけること．
(5) 終極許容荷重 Pallow は，0.005 inch の永久変形が起きる荷重の１．５倍と定義している．
(6) マグネシウム合金には適用不可．

2000.16 inch
1500

1000

.125 inch

500.09 inch.06 inch
0
0

0.5

1

1.5

2

C (inch )図 6-187

テンション・クリップの引張許容荷重 – 2024-T4 アングル型材409

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

6.6 強度判定の注意事項
強度判定にあたって，構造解析技術者は以下のことを心に留めておいてほしい．
 自分の算出した安全余裕はどれくらいの精度があるのかを自覚しておくこと．
自分の解析のどこに，どういう仮定を用いていて，その仮定はどれくらい安全側なのか．したがって，
安全余裕の値はリスクがどれくらいあるのか，ないのか．
 重量削減のプレッシャーのなかで，ある構造部材の安全余裕をどれくらいにするのかを判断すること．
どの部材も一律に M.S. = +0.00 にすればよいというものではない．より精密な解析方法を使えば安全側の仮定を排除できるのか，設計荷重の変更がありうるのか，変更があった場合に容易に設計変更または補強できるのか，といったことも考慮しなければならない．たとえば，高次の不静定構造の場合は，荷重の分担が周囲の構造に影響を受けるので，設計の進捗にしたがって内部荷重が変わる可能性がある．
このような場合には，大きめの安全余裕を確保しておくのがよい．
 複数の破壊モードを考慮すること．
破壊モードの見落としはないか．特に不安定現象（座屈，クリップリング）に注意すること．たとえば，
梁の圧縮側フリー・フランジの倒れは見落としやすい．ビームカラムも見落としやすい．
圧縮荷重，圧縮応力があるところには不安定現象がある可能性があることを忘れてはならない．
 集中荷重の入口から，荷重がじゅうぶん分散するまで，強度計算の漏れはないかを確認すること．
荷重の入口は計算してあっても，そのバックアップ構造の計算が漏れていることがよくあるので注意する必要がある．
 支持条件が妥当かよく吟味すること．
支持条件をどう仮定するかによって反力が変わる．反力が変わると内部荷重が変わる．支持条件は常に安全側に仮定して解析すべきである．支持部の剛性を図面を見て検討すること．
 板構造に面外荷重が入る場合は，強度が極端に低いことに注意すること．
 結合部のすべてのファスナが荷重伝達に有効であるわけではないことに注意すること．
周辺構造をよく吟味して，有効なファスナがどれかを見積もること．このことは，有効な面圧部材にも当てはまる．
 設計荷重に集中荷重のオフセットが定義されていない場合でも，現実の構造では荷重のオフセットや傾きが生じることがある．必ず荷重のオフセットや傾きを考慮すること．
たとえば，プッシュ・プル・ロッドでは，設計荷重は軸力だけだが，ロッドに初期変形があった場合には曲げが発生するので圧縮強度ではこれを考慮してビームカラムで強度をチェックする必要がある．
 最も厳しい断面の見落としはないか注意すること．
ひとつの部品で破壊モードによって厳しい断面が異なることがあるので注意すること．

410

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

7

疲労強度

7.1 疲労破壊「金属疲労」という言葉は航空機等の事故の新聞記事で一般的な用語として知られるようになってきた．疲労が事故原因として有名な航空機事故は，最初のジェット旅客機コメットの空中分解（1954 年），アロハ航空のボーイ
ング７３７の胴体の破壊（1988 年，図 7-1）
，日本航空１２３便ボーイング７４７の御巣鷹山墜落事故（1985 年）
等がある．実は，疲労（Fatigue）による航空機構造の最初の破壊は，ライト兄弟の飛行機のプロペラシャフトの疲労破壊であり（文献[2-66]），疲労は航空機の歴史の始まりから構造設計上の難しい課題であり続けている．
疲労破壊は繰り返し応力によって生じる破壊であり，この繰返し応力レベルが低ければ起きない．このように，疲労破壊の原因ははっきりわかっているので，正しく設計すれば疲労破壊を防ぐことができるはずである．しかし，疲労の原因である局所的な高応力を発生しないように設計するのは現実には難しい．静強度の場合と違い，部品の形状のわずかな差が疲労強度に大きな影響をおよぼす．このため，疲労破壊を防ぐためには細心の注意をはらって設計する必要がある．

図 7-1

アロハ航空ボーイング７３７の胴体の破壊（1988 年）

7.2 疲労破壊の例
典型的な疲労破壊の例として C-130 輸送機の中央翼の下面外板の疲労（文献[2-68]）を図 7-4～図 7-4 に示す．
主翼の下面パネルには，地上では圧縮応力が，飛行中には引張応力が発生する．ストリンガと外板を結合している
リベット穴の縁では局所的に応力が高くなる（応力集中，Stress Concentration）．運用による荷重の繰り返しにより，
リベット穴の縁に圧縮と引張の繰り返し応力がかかり，疲労亀裂が発生し，その亀裂が繰り返し応力で進展していく．亀裂が長くなると主翼が破壊してしまう．図 7-4 には，疲労亀裂の進展を示す縞模様が見える．この縞模様
が疲労破壊に特徴的なものであり，破壊の原因が疲労であることを特定するのに使われる．
このように，疲労破壊には，①局所的な応力集中と，②繰り返し応力の２つの要因が必要である．

411

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
中央翼

中央翼の断面

図 7-2

図 7-3

C-130 輸送機の中央翼の疲労 – 中央翼

C-130 輸送機の中央翼の疲労 – 下面外板の疲労亀裂

412

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

Multi-Site Damage

Multi-Element Damage

亀裂の進展を示す縞模様 リベット穴の縁の疲労亀裂の始点

図 7-4

C-130 輸送機の中央翼の疲労 – 下面外板の疲労亀裂の断面413

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

7.3 材料の疲労強度
7.3.1

材料の疲労データ

材料レベルの疲労データは，単純な試験片に一定振幅の繰り返し荷重を負荷して得られる．MMPDS（文献[2-5]）には金属材料の疲労データが載っている．材料の疲労データは，縦軸が軸応力，横軸が破壊までの繰り返し負荷回数で表示されている．このグラフを「S-N 曲線」と呼ぶ．
例として，疲労亀裂進展速度が遅く，破壊靭性（Fracture Toughness）が高いために胴体外板に使われる 2024-T3
板材の疲労データ（応力集中係数 2.0）を図 7-5 に示す．このデータシートの説明を以下に示す．
①

応力集中係数 Kt = 2.0 の試験片の形状を図 7-6 に示す．

②

応力はネット断面（Net Section）を基準としたネット応力（Net Stress）で表示されている．ネット断面の定義を図 7-6 に示す．

③

応力集中係数の定義を図 7-7 に示す．

④

最大応力（Maximum Stress）はネット応力で表わした繰り返し応力の最大値である．最大応力の定義を図 7-8に示す．

⑤

平均応力（Mean Stress）はネット応力で表わした繰り返し応力の最大値と最小値の平均である．平均応力の定義を図 7-8 に示す．平均応力の代わりに応力比（Stress Ratio, R）を一定とした S-N 曲線で表示される場合もある．応力比 R の定義を図 7-8 に示す．

⑥

S-N 曲線の数式による表現

log N f = 9.2 − 3.33 log(Seq − 12.3)
Seq = Smax (1 − R )

0.68

R=

Smin
Smax

ここで，
Nf：平均疲労寿命（Fatigue Life）．疲労破壊までの荷重繰り返し回数，ネット断面基準
Smax：最大応力（ksi）
Smin：最小応力（ksi），ネット断面基準
Seq：等価応力（ksi）
R：応力比

この S-N 曲線から以下のことがわかる．
 静強度に余裕があっても応力集中係数と負荷回数が大きければ疲労が問題となる．たとえば，片振りで最大応力 20 ksi（平均応力 10 ski）の繰り返し負荷は，応力集中 2.0 を考慮しても局所応力が引張降伏
応力 Fty = 54 ksi より小さいが，疲労寿命が 2×106 回となり，疲労破壊が起こる．
 疲労寿命のばらつきは大きい．横軸（疲労寿命）は対数目盛である．特に，寿命が長い領域ではグラフの傾きが小さくなり，ばらつきは大きくなる．
 最大応力が大きいほど，応力比が小さいほど疲労寿命は短くなる．

414

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

5

4
2

3

6

1

図 7-5

2024-T3 板材の疲労データ（Kt,net = 2.0）415

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

ネット断面積Center Notch
図 7-6

Edge Notch

Fillet Notch

疲労試験片，Kt = 2.0

負荷荷重 P

応力分布

fpeak
ネット応力：

f net =

応力集中係数： Kt =
Wnet

図 7-7

ネット応力と応力集中係数の定義

416

P
Wnet tf peakf net

文献[2-69]より

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
ネット応力
応力比 R =

S min
S max

最大応力 Smax

平均応力 Smean
時間0

最小応力 Smin

図 7-8

7.3.2

繰り返し応力の定義

マイナー側

材料の疲労データは一定振幅の繰り返し応力を負荷した場合の疲労寿命であるが，実際の構造では応力の波が変化するので，そのような場合の疲労寿命を求める必要がある．図 7-9 のように応力が変動する場合の疲労寿命を計算する式が下に示すマイナー則（Miner Rule）である．累積損傷（Cumulative Damage）C.D. が 1.0 に達したときに疲労破壊が起こるとする．

C .D. = ∑
i

ni
N fi

ここで，
C.D.：累積損傷（Cumulative Damage）．疲労の指標で，C.D. = 1.0 になったときに疲労破壊する．
Nfi：最大応力 Smax,i，最小応力 S min,i の一定振幅の応力負荷における疲労寿命．S-N 曲線から読み取る．
ni：最大応力 Smax,i，最小応力 S min,i の一定振幅の応力負荷回数．

ネット応力

繰り返し回数 n2
繰り返し回数 n1

Smax, 2最大応力 Smax, 1

Smean,2
平均応力 Smean,1Smin,20

最小応力 Smin,1

図 7-9

変化する繰り返し応力

417

時間

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
7.3.3

レイン・フロー・カウンティング

実際の航空機構造に働く繰り返し応力は当然のことながら一定振幅ではなく，図 7-10 に示すような不規則に変動する応力である．マイナー則を使って疲労強度を計算するには，この変動応力の振幅と繰り返し数を数えなければならないが，大きい波に小さい波が乗っている場合には数え方は一義的に決まらない．このような変動応力の振幅と繰り返し回数を数える方法のひとつに，レイン・フロー・カウンティング（Rain Flow Counting）があり，この方法が航空機構造の疲労強度計算に使われる．
レイン・フロー・カウンティングのアルゴリズムを図 7-11 に示す．レイン・フロー・カウンティングの実行例とその結果を図 7-12 と図 7-13 に示す．この例でわかるように，D-G の半サイクルが一番大きい振幅として数えられており，これが疲労寿命の低下にもっとも効く．図 7-19 の主翼下面外板の応力履歴をレイン・フロー・カウ
ンティングで処理すると，G-A-G サイクルが最大振幅としてカウントされる．
応力波形が同じ形の応力履歴の繰り返しで構成される場合には，レイン・フロー・カウンティングのアルゴリズ
ムは簡略化され，半サイクルの振幅はなく，すべてが１サイクルの振幅としてカウントされる．これを「繰り返す応力履歴の簡略化されたレイン・フロー・カウンティング」(Simplified Rainflow Counting for Repeating Histories)と呼ぶ．このアルゴリズムを図 7-14 に示す．レイン・フロー・カウンティングの実行例とその結果を図 7-15 と図 7-16
に示す．

418

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
山
応力

範囲

谷

図 7-10 不規則に変動する応力

X：今検討中のレンジ（絶対値）
Y：ひとつ前のレンジ（絶対値）

スタート点 S① 次の山か谷に進む⑥ これまでに半サイクルと次のデータがない

Yes

数えなかったレンジを半サイクル
と数える．

No

Yes

② 残りのデータ数が２以下
No

最新の３つの山と谷でレンジXとYを決める．

Yes

③X<Y
No

④ Y がスタート点Sを含むかNo

Yを１サイクルと数える．
レンジYの山と谷を捨てる．

Yes⑤ Yを半サイクルと数える．
レンジYの前側の点（山または谷）を捨てる．
スタート点をYの後側の点に動かす．

文献[2-70]より
図 7-11 レイン・フロー・カウンティングのアルゴリズム

419

(9) ①へ進み，データがなくなったので，⑥へ進み，D-G，G-H，H-Iを半サイクルと数える (f)．

(8) ①→②と進み，G-HをレンジY（=8）とする．H-IをレンジX（=6）とする．
③へ進み，X<Yだから，(7) ②へ進み，D-GをレンジY（=9）とする．G-HをレンジX（=8）とする．
③へ進み，X<Yだから，

420

図 7-12 レイン・フロー・カウンティングの例(6) ②へ進み，C-DをレンジY（=8）とする．D-GをレンジX（=9）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，YはSを含むから，⑤へ進んで，Y（=C-D）を半サイクルと数える (e)．谷Cを捨てて，S=Dとする．

を捨てる．

(5) ①→②と進み，E-FをレンジY（=4）とする．F-GをレンジX（=7）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，YはSを含まないから，Y（=E-F）を１サイクルと数える (d) ．谷Eと山F(4) ①→②と進み，D-EをレンジY（=6）とする．E-FをレンジX（=4）とする．
③へ進み，X<Yだから，(3) ②へ進み，C-DをレンジY（=8）とする．D-EをレンジX（=6）とする．
③へ進み，X<Yだから，(2) ②へ進み，B-CをレンジY（=4）とする．C-DをレンジX（=8）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，YはSを含むから，⑤へ進んで，Y（=B-C）を半サイクルと数える (c)．山Bを捨ててS=Cとする．

(1) S=Aとする．
A-BをレンジY（=3）とする．B-CをレンジX（=4）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，YはSを含むから，⑤へ進んで，Y（=A-B）を半サイクルと数える (b)． 谷Aを捨ててS=Bとする．

滝

文献[2-70]より

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
レイン・フロー・カウンティング
半サイクル

D

１サイクル

D
H

H

F
B B

E

E

A
C

I

C
G G

応力履歴

応力サイクル数

図 7-13 レイン・フロー・カウンティングの結果

最大値の山または最小値の谷から始まるように並べ替える
スタート点 S

X：今検討中のレンジ（絶対値）
Y：ひとつ前のレンジ（絶対値）① 次の山か谷に進む

次のデータがない

Yes

終了

No

Yes

② 残りのデータ数が２以下
No

最新の３つの山と谷でレンジXとYを決める．

Yes

③X<Y
No

④ Yを１サイクルと数える．
レンジYの山と谷を捨てる．

文献[2-70]より
図 7-14 繰り返す応力履歴の簡略化されたレイン・フロー・カウンティングのアルゴリズム

421

(10) ①へ進み，データがなくなったので，終了．

422

図 7-15 繰り返す応力履歴の簡略化されたレイン・フロー・カウンティングの例(9) ①→②と進み，D-GをレンジY（=9）とする．G-DをレンジX（=9）とする．
③へ進み，X=Yだから，④へ進み，Y（=D-G）を１サイクルと数える (f) ．山Dと谷Gを捨てる．

(8) ①→②と進み，H-CをレンジY（=7）とする．C-DをレンジX（=8）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，Y（=H-C）を１サイクルと数える (e) ．山Hと谷Cを捨てる．

(7) ②へ進み，G-HをレンジY（=8）とする．H-CをレンジX（=7）とする．
③へ進み，X<Yだから，(6) ①→②と進み，A-BをレンジY（=3）とする．B-CをレンジX（=4）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，Y（=A-B）を１サイクルと数える (d) ．谷Aと山Bを捨てる．

(5) ①→②と進み，G-HをレンジY（=8）とする．H-AをレンジX（=6）とする．
③へ進み，X<Yだから，(4) ②へ進み，D-GをレンジY（=9）とする．G-HをレンジX（=8）とする．
③へ進み，X<Yだから，(3) ①→②と進み，E-FをレンジY（=4）とする．F-GをレンジX（=7）とする．
③へ進み，X>Yだから，④へ進み，Y（=E-F）を１サイクルと数える (c) ．谷Eと山Fを捨てる．

(2) S=Dとする．
D-EをレンジY（=6）とする．E-FをレンジX（=4）とする．
③へ進み，X<Yだから，(1) 最大値の山Dが最初に来るようにA-B-C-DのサイクルをHの後ろに移す (a)(b)．

滝

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
レイン・フロー・カウンティング

１サイクル

D
H
F
B

E
A
C
G
応力履歴

応力サイクル数

図 7-16 繰り返す応力履歴のレイン・フロー・カウンティングの結果

423

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

7.4 構造の疲労強度
構造の疲労強度は対象となる部位の応力履歴と応力集中係数で決まる．応力履歴の例として，7.2 項で説明した
主翼下面外板（図 7-17）の疲労で説明する．機体が地上にあるときは，主翼の自重と主翼内の燃料の重量で主翼が下に曲げられているので，下面外板には圧縮応力が発生している．地上滑走をすると，地面の凹凸で機体が上下に運動するため，主翼が振動して応力が変動する．離陸すると，主翼には揚力が発生し，上に曲げられるため，下面外板には引張応力が発生する．飛行時には，パイロットの操舵によって揚力が変化するため，それに応じて応力が変化する．さらに，飛行中に突風により機体が揺さぶられるために下面外板の応力が変動する．このように，１フライトで主翼下面の外板に負荷される応力履歴は図 7-19 に示すようになっている．１フライトで出現する応力の最大値と最小値をとって，G-A-G サイクル（Ground-Air-Ground の略）と呼ぶ．
航空機構造の疲労強度の計算は，以下の手順で行う．
（１）運用スペクトルの設定
航空機の想定される運用方法に基づいて，運用パターン（重量，飛行時間，飛行高度のパターン等）を設定する．
（２）荷重スペクトルの設定
運用スペクトルに基づいて，地上荷重頻度，操舵荷重頻度，突風荷重頻度，与圧荷重頻度等を設定する．
（３）フライト・パターンの設定
上記（１）（２）の結果に基づいて，いくつかのフライト・パターンを設定する（図 7-18）．各フライ
ト・パターンの中身は，フライト・セグメントに分かれており，各フライト・セグメントには，セグメントの時間，重量・重心，高度，速度等の飛行パラメータと，地上荷重の大きさと回数，操舵荷重の大きさと回数，突風荷重の大きさと回数，着陸荷重の大きさ等が割り与えられる．
（４）外部荷重の計算
各フライト・セグメントに対して，外部荷重を計算する．
（５）内部荷重の計算
各フライト・セグメントの外部荷重から対象とする構造の内部荷重を計算する．
（６）標定部の選定
疲労が問題になりそうな標定部を抽出する．
（７）応力履歴（応力スペクトル）の計算
各フライト・セグメントに対して，対象とする内部荷重が決まれば，標定部の応力が計算でき，図 7-19と図 7-20 に示すような応力履歴を組み立てることができる．
（８）応力集中係数の算出
標定部の応力集中係数を計算する．
種々の構造要素の応力集中のデータが文献（文献[2-28]の Section B10，
文献[2-8]の第 3 章，文献[2-72]，文献[2-73]）に載っているので，それを使うのが普通であるが，文献に載っていない場合には有限要素法で解析して求める．
（９）応力サイクル・カウント
図 7-19 のような変動する応力履歴からマイナー則を適用するため，応力振幅とその回数を計算する．
その計算方法は，7.3.3 項で説明したレイン・フロー・カウンティング法が使われる．
（１０）累積損傷の計算と疲労強度の判定
応力集中係数と応力サイクル・カウントの結果と材料の S-N 曲線から，マイナー則を使って累積損傷を計算する．
上記の（１）～（４）は荷重グループの仕事であるので，本書では説明をしない．（５）～（１０）が構造解析技
術者の仕事である．（５）（６）（８）以外の作業は標準の計算ツールを作成し，省力化するのが普通である．本書
では，
（７），
（８），
（９）について以下に説明する．

424

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

亀裂

一様応力 fgross

胴体側面外板

図 7-17 主翼下面外板の応力

高度

巡航

上昇

降下

地上走行

地上走行
時間

文献[2-78]より
図 7-18 フライトパターン – エアライナー425

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

応力

飛行 1G
G-A-G

操舵

操舵
突風
時間

0

地上 1G

地上 1G

滑走
停止

飛行

滑走

離陸

着陸

停止

１フライト

図 7-19 主翼下面外板の応力履歴の説明

地上走行

巡航

操舵

突風

主翼下面外板の応力

時間
操舵
突風

文献[2-78]より
図 7-20Boeing 747 の主翼下面外板の応力履歴426

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
7.4.1

構造の応力集中構造の断面形状が急変する場所があると，その場所で局所的な応力が増加する．これを応力集中（Stress
Concentration）と呼ぶ．例として，一様な引張応力が働く無限平板に円孔がある場合を考える（図 7-21）．孔の縁の近傍で応力が増加しており，応力が弾性範囲であると，孔縁で応力は一様応力場の３倍になっている．これは，
図 7-17 に示す主翼下面外板の最も簡単なモデルとなっている．

一様応力

f

3f

応力分布

f

図 7-21 一様引張応力が働く無限平板中の円孔の応力集中

疲労破壊は応力集中がある場所で起きるので，どういう場合に応力集中があるかを知ることが非常に重要である．
構造の中に応力集中がある場所を見落とすと，疲労破壊を見落とすことになる．疲労計算をする必要のある応力集
中のある部位の例を以下に示す．
図 7-22～図 7-24 に主翼の応力集中の部位の例を示す．下面外板には引張応力が働き，外板およびストリンガの
ファスナ穴，スプライス（結合部材）のコーナー部とファスナ穴が応力集中源となって，疲労亀裂が発生する．
図 7-25 と図 7-26 に与圧を受ける胴体外板の応力集中の部位の例を示す．与圧により胴体外板にフープ応力が発生する．胴体に開口部があると，その開口部のコーナー部に応力集中が起きる．外板の結合部にはファスナ結合があり，そのファスナ孔が応力集中源となる．
検討すべき応力集中部は以下のような場所である．


ファスナ継手

引張荷重が負荷されているファスナ孔



コーナー部



断面の急変部427

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
疲労亀裂が発生する場所

文献[2-75]より
図 7-22

B-52G の主翼下面外板の応力集中箇所

下面外板 – 2024-T4

文献[2-76]より
図 7-23

Saab 105 - SK 60 の主翼の疲労亀裂

428

下面外板 – 2024 アルミ

スプライス・プレート

図 7-24429

Saab 32 Lansen の主翼の疲労亀裂発生位置

滝

文献[2-76]より

外板のボルト穴からの亀裂

スプライス・プレートのボルト穴からの亀裂

スプライス・プレートのコーナー
からの亀裂

敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
フープ応力

文献[2-67]より
図 7-25 コメットの脱出扉まわりの応力集中与圧によるフープ荷重
ラップ・スプライスの亀裂発生箇所ラップ・スプライスの亀裂発生箇所

文献[2-77]より
図 7-26 与圧胴体外板の結合部の疲労亀裂発生位置

430

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
7.4.2

ファスナ継手の応力集中係数

疲労強度で最も重要なファスナ継手に関する応力集中係数の計算方法（文献[2-79]）を以下に示す．
図 7-27 に示すファスナ継手の応力集中係数は，引張を受ける有孔帯板の応力集中とファスナ荷重を受ける帯板の応力集中の合計となる．基準となるのは，無限板の応力集中係数で，それに有限帯板の寸法効果の補正係数をかけて継手の応力集中係数を求める．
f t 0,max

一様引張を受ける無限板中の円孔の応力集中係数： K t∞ = 3.0

ft∞

ft∞
f t 0,max= K t∞ = 3ft∞

D
無限寸法の板

f t 0,max

無限板のファスナ荷重の応力集中係数： K ∞ = 8brf br =π2（基準応力は面圧 f br であることに注意）

PD

無限寸法の板

i=N

i =1

i 番目

i =1

i=N
ei

ti

PS ,i + PB ,i

si

PS ,i

Di

i 番目

PB ,i

図 7-27 ファスナ継手の荷重

431

P
Dt

f t 0,max
8= K tb∞ = 2
f br
π滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
引張荷重による応力集中係数に対する寸法補正係数は２種類あり，寸法の補正係数 λ s と連続する孔の補正係数

λh である．寸法の補正係数 λ s は，幅と後端の影響を考慮するものであり，チャートを図 7-28 に示す．幅が狭くなると応力集中係数が大きくなる．連続する孔の補正係数 λh は，多列ファスナ継手の両端の孔以外に適用する．
連続して並んでいる孔の中間にある孔の応力集中係数は，孔が単独で存在する場合に比べて小さくなる．孔が３列以上ある場合にも３列孔の中央の孔の補正係数（図 7-29）を使えば安全側である．
ファスナ荷重による応力集中係数に対する寸法補正係数 λb を図 7-30 に示す．
これらの補正係数を使ってファスナ継手の応力集中係数を計算方法する方法を図 7-31 に示す．MMPDS の S-N
曲線がネット応力基準で表示されているため，ネット応力基準の効力集中係数の計算式を示した．各要素の引張荷
重 PS はバイパス荷重（Bypass Load）と呼ばれる．ファスナ継手の応力集中係数は，ファスナ荷重とバイパス荷重の割合で変わることに注意されたい．
皿頭ファスナ（Countersunk Fastener）では，ファスナ孔に皿取りがあるため，引張応力集中係数がストレート孔のときより大きくなる．皿頭ファスナ孔の応力集中係数の値を計算するプログラムが文献[2-80]に載っている．このプログラムを使って計算したストレート孔の引張応力集中係数に対する皿頭の補正係数 λcs の値を図 7-32 に示す．通常の皿頭ファスナの皿の角度は 100°で，皿の深さとファスナ径の比（ t − b ）は 0.20～0.35 の間にある．

D∞t

この係数は， λ s と λh 同じように無限板の円孔の引張応力集中係数 K = 3.0 にかける．

432

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

1.5

1.4

λs

1.3

e
= 2.0
D

1.2

2.5
3.33

1.1

5.0
10.0

1
1

2

3

4

5

s
D

6

7

8

10

f t ,max

e

s

ft∞

9

ft∞
D

f t ,max= λs
f t 0,max

有限寸法の板

f t 0,maxft∞

ft∞
f t 0,max= Kt∞ = 3ft∞

D
無限寸法の板文献[2-79]より
図 7-28 引張を受ける有孔板の応力集中係数の寸法補正係数433

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

1.1

３個の孔

1

λh

0.9
多数の孔

0.8

0.7

0.6
1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

e
D
f t ,max

e

e
ft∞

ft∞

f t ,max= λh
f t 0,max

D
３個の孔

f t ,max = λh K t∞ f t ∞= 3λh f t ∞有限寸法の板

f t 0,max

ft ∞

ft∞
１個の孔

f t 0,max= Kt∞ = 3ft ∞無限寸法の板文献[2-79]より
図 7-29 引張を受ける有孔板の応力集中係数の連続孔補正係数434

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

3

2.5

λb
2

e
= 2.0
D

2.5

1.5

3.33
5.0
10.0
1
1

2

3

4

5

s
D

6

7

8

9

10

f t ,max

e

s
P

D

f t ,max= λb
f t 0,max

有限寸法の板

f t 0,maxf br =

DP

P
Dt

f t 0,max
8= K tb∞ = 2f br
π

無限寸法の板文献[2-79]より
図 7-30 ファスナ荷重を受ける板の応力集中の寸法補正係数435

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

e1

先端のファスナ

f t ,max
PS ,1 + PB ,1

s1

PS ,1

f t ,net =

PB ,1

=

D1

f t ,max = 3λs

PS ,1 + PB ,1(s1 − D1 )t1f
K t ,net = t ,max =f t ,net

f t ,max

f t ,gross =
PS ,1

PS ,1

+

PB ,1

ei

PS ,i + PB ,i

PB ,1
D1t1

f t ,max
8= K b = λb K tb∞ = 2 λbf brπf t ,max = 3λh λs
f t ,net =PB ,i

PS ,i 8P+
λb B ,isi ti π 2 Di ti

PS ,i + PB ,i(si − Di )tif
K t ,net = t ,max =f t ,net=Dif t ,max

f t , gross =
PS ,i

PS ,i

+

3λhλs

PS ,i 8P+
λb B ,isi ti π 2 Di ti
PS ,i + PB ,i(si − Di )ti

PS ,i
si ti

f t ,max= K t = λh λs K t∞ = 3λh λs
f t ,grossf t ,maxf br =

PB ,i

PB ,i



PS ,1
s1t1

f t ,max

si

PS ,i

PS ,1 8P+
λb B ,1
s1t1 π 2 D1t1
PS ,1 + PB ,1(s1 − D1 )t1

f t ,max

PB ,1

中間部

3λs

f t ,max= K t = λs K t∞ = 3λs
f t ,grossf br =

PS ,1 8P+
λb B ,1
s1t1 π 2 D1t1

PB ,i
Di ti

f t ,max
8= K b = λb K tb∞ = 2 λbπf br

後端のファスナeNf t ,max
f t ,max =sN
DN

PB , NPB ,N

f t ,net =K t ,net =

8

π2

λb

PB , N
DN t N

PB , N(sN − DN )tN
f t ,max
8s − DN=λb N
f t ,net π 2
DN

図 7-31 ファスナ継手の応力集中係数の計算方法

436

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

1.6
100o

t −b
= 0.20 ～ 0.35
D

1.5

b

t

λcs 1.4
D = 2r

1.3

1.2

1.1

1
0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

b
t
図 7-32 皿頭ファスナ孔の引張応力集中の補正係数

7.4.3

疲労寿命の安全率

材料の S-N 曲線（図 7-5）を見るとわかるように，疲労寿命（Nf ）のデータのばらつきは大きい．マイナー則を使って累積損傷を計算するときには，試験データの平均値の S-N 曲線を使うので，得られる累積損傷値は平均値ということになる．疲労寿命の安全率として，この寿命のばらつきを考慮するため，計算した累積損傷にスキャ
ッタ・ファクタ（Scatter Factor）をかける．スキャッタ・ファクタの値はふつう 2.0～4.0 が用いられる．スキャッ
タ・ファクタをかけた累積損傷の値は 1.0 以下でなければならない．

437

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
7.4.4

構造の疲労寿命の計算例

構造の疲労寿命計算例として，図 7-23 に示した主翼下面外板の中央結合部を使って説明する．ストリンガの結合部の詳細を図 7-33 に示す．
(1) 材料特性
外板の材料は 2024-T3 とし，ストリンガ，リブ，スプライス・プレートの材料は 2024-T351 とする．外板とストリンガのヤング率はほとんど等しいので，計算にはストリンガのヤング率を使う．
2024-T3 引張ヤング率 E = 10.5 msi = 72400 MPa
2024-T351 引張ヤング率 E = 10.7 msi = 73800 MPa，せん断弾性係数 G = 4.0 msi = 27600 MPa
ボルトの材質は Low Alloy Steel であるとする．
Low Alloy Steel 引張ヤング率 E = 29.0 msi = 200000 MPa(2) ファスナ荷重分担と部材荷重の計算
図中の点線で囲んだストリンガ幅の 70mm を取り出して計算する．4.8.2 項で説明したように，棒とばねでモデル化する（図 7-34）．１断面にファスナ２本があるので，ファスナ２本をひとつのばねでモデル化する．スト
リンガの上側フランジと下側フランジを別の棒でモデル化するが，ウェブでつながっているので，ウェブをせん
断ばねでモデル化する．ウェブの等価ばね剛性 K は次の式で計算できる．負荷荷重は，上側フランジと下側フ
ランジ＋外板に変位一定で負荷する．

P = Kδ =wtG
δh

ここで，P：荷重

δ：変形
G：ウェブのせん断弾性係数
t：ウェブの板厚
h：ウェブの高さ
w：ウェブの幅
節点の座標と要素の特性の計算を表 7-1 と表 7-2 に示す．
以上のデータを使って，単位荷重 100000 N を負荷したときのファスナ荷重を計算した結果を図 7-35 に示す．
(3) ファスナ孔の応力と応力集中係数
ファスナ孔位置の応力と応力集中係数（単位荷重負荷の場合）の計算結果を表 7-3 に示す．ファスナ継手の応力集中係数の計算方法は 7.4.2 項による．
(4) 荷重頻度
運用寿命（10000 飛行回数）の間にストリンガ結合部のモデルに負荷される荷重頻度を表 7-4 に示す．これは運用スペクトルからレイン・フロー・カウンティングで計算したものとする．
(5) ファスナ孔の累積損傷の計算
ファスナ孔の累積損傷の計算例を表 7-5 に示す．ネット応力と応力集中係数の値から一番厳しいと思われるファスナ番号 4 を選んだ．このファスナ孔の応力集中係数は 3.05 であるが，MMPDS（文献[2-5]）には応力集中係
数 2.0 と 4.0 の S-N 曲線しか載っていないので，これらの S-N 曲線から内挿して応力集中係数 3.05 の S-N 曲線を作成する必要がある．内挿の方法を図 7-36 に示す．最大応力と最小応力の組で決まる応力比 R と疲労寿命 Nf に対して，応力集中係数 2.0 と 4.0 の S-N 曲線の式（Equivalent Stress Equation）を使って Smax を計算し，この Smax を応
力集中係数 3.05 で内挿（線形補間）する．

438

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
内挿して作成した S-N 曲線を使って，最大応力の値から寿命 Nf を読み取り，マイナー則を使って損傷を計算す
る．損傷を合計し，スキャッタ・ファクタ 2.0 をかけたものが求める累積損傷値（0.22）である．計算は示さない
が，次に厳しいファスナ孔はファスナ 16 番で累積損傷値 0.21 である．

Nskin,fwd 外板単位幅あたり軸力
70.0
A

Pstr ストリンガ軸力

A

Nskin,aft

外板単位幅あたり軸力

リブ.3125 inch dia. Steel Bolt
スペーサ

ストリンガ
6.5
70.0

6.0
7.0
36.0

4.0

外板
スプライス・プレート

15.0.25 inch dia.
Steel Bolt

8.0

11.5

4.5

8.0

3.0

.25 inch dia.
Steel Bolt

47.0
79.0

断面 A-A108.0

図 7-33 主翼下面外板結合部の寸法

439

単位：mm

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

リブ

ファスナ剛性ストリンガのウェブのせん断剛性
ストリンガの上側

19

13

21

15

16

17

18

Ptotal

14
8

1

20

2

3

9

10

4

5

11
6

変位一定で荷重を負荷

127
ストリンガの下側 + 外板

x = 0 15.0

47.0

79.0

108.0

140.0

スプライス

図 7-34 ストリンガ結合部のモデル

表 7-1
節点

x

番号

(mm)

棒要素

節点と棒要素のデータ

t

b

A

(mm)

(mm)

(mm^2)

備考

1

0

1-2

11.5

70

805

2

15

2-3

11.5

70

805

3

31

3-4

8

70

560

4

47

4-5

8

70

560

5

79

5-6

8

70

560

6

93.5

6-7

4.5

70

315

7

108

8-9

3

70

210

8

15

9-10

11.49

70

804.56t はウェブの断面積を含めた等価板厚

9

47

10-11

11.49

70

804.56t はウェブの断面積を含めた等価板厚

10

79

11-12

11.49

70

804.56t はウェブの断面積を含めた等価板厚

11

108

13-14

7

70

490

12

140

15-16

6.76

70

473.44t はウェブの断面積を含めた等価板厚

13

0

16-17

6.76

70

473.44t はウェブの断面積を含めた等価板厚

14

15

17-18

6.76

70

473.44t はウェブの断面積を含めた等価板厚

15

47

19-20

6.5

70

455

16

79

20-21

6.5

70

455

17

108

18

140

19

0

20

47

21

79

440

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 7-2

ばね要素の剛性

ファスナの等価ばね剛性
ばね要素

n

1本分
a

b

2本分

t1

t2

D

E1, E2

Ef

C

K

2*K

(mm)

(mm)

(mm)

(MPa)

(MPa)

1/MPa-mm

MPa-mmMPa-mm2-8

10.6667

3

11.5

3

6.35

73800

2000002.21068E-05

45235

90470

4-9

1

0.66673

8

117.937573800

2000001.17192E-05

85330

1706605-10

10.66673

8

117.937573800

2000001.17192E-05

85330

1706607-11

10.6667

3

4.5

11

6.35

73800

2000001.72192E-05

58075

1161508-14

10.6667

3

3

7

6.35

73800

2000001.95514E-05

51147

10229415-20

10.66673

6

6.5

7.937573800

2000001.31596E-05

75990

15198016-21

10.66673

6

6.5

7.937573800

2000001.31596E-05

75990

151980
1  t1 + t 2  b  1
1
1
1

=
+
+
+

K  2 D  n  t 1 E 1 nt 2 E 2 2t 1 E f
2nt 2 E f aC=

ウェブのせん断剛性
ばね要素

t

h

w

G

K

番号

(mm)

(mm)

(mm)

(MPa)

(MPa-mm)

9-15

4

22

32

27600

160582

10-16

4

22

32

27600

160582

11-17

4

22

32

27600

160582wtG
δP = Kδ =hxxxxx ： ファスナ荷重 （2本分）
yyyyy ： 軸力
16457
32896
16439
19317

16457

17253

33931

34521

36171

52966

65479

単位荷重 100000 N

10721
10721
8596

17669

17016

13102

56381
47786

30118

13102

図 7-35 ファスナ荷重と部材軸力の計算結果 – 単位荷重負荷441

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 7-3

ファスナ孔の応力と応力集中の計算

単位荷重 100000 N 負荷の場合を示す．
ファスナ孔

ファスナ荷重

番号

（2本分）

式→

P_B

P_B + P_S

P_S

A

D

t

2*s

e

(N)

(N)

(N)

(mm^2)

(mm)

(mm)

(mm)

(mm)

①

②

③=②-①

④

⑤

⑥

⑦

⑧

2

8596

56381

47785

805.0

6.35

11.5

70

30

4

17669

47786

30117

560.0

7.9375

8

70

32

5

17016

30118

13102

560.0

7.9375

8

70

30

10

17016

52966

35950

804.6

7.9375

11

70

32

11

13102

65479

52377

804.6

6.35

11

70

29

16

16457

33931

17474

473.4

7.9375

6

70

32

20

16439

32896

16457

455.0

7.9375

6.5

70

32

λ_s

λ_h

λ_b

ファスナ孔

ft_gross

fbr

番号

(MPa)

(MPa)

式→

⑨=
③/④

2

59.4

58.9

5.51

4.72

1.07

0.96

1.43

251.1

85.6

2.94

4

53.8

139.1

4.41

4.03

1.085

0.94

1.53

337.1

110.4

3.05

s/D

⑪=
⑩=
①/(⑤*⑥*2) ⑦/(⑤*2)

e/D

⑫=
⑧/⑤

⑬

⑭

⑮

ft,maxft_net

(MPa)

(MPa)

Kt,net⑯ = 3*⑬*⑭*⑨+ 8/pi^2*⑮*⑩⑰=⑨*⑥*⑦/(⑦ - 2*⑤)/⑥+ ①/(⑦ - 2*⑤)/⑥

⑱=
⑯/⑰

5

23.4

134.0

4.41

3.78

1.085

0.93

1.53

237.0

69.6

3.41

10

44.7

97.4

4.41

4.03

1.085

0.94

1.53

257.6

86.4

2.98

11

65.1

93.8

5.51

4.57

1.07

1

1.43

317.7

100.3

3.17

16

36.9

172.8

4.41

4.03

1.085

1

1.53

334.4

98.4

3.40

20

36.2

159.3

4.41

4.03

1.085

1

1.53

315.3

93.5

3.37

20

16
10
11

単位荷重
100000 N

2

4

2×s

5

t

442

D

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 7-4

荷重頻度

最大荷重

最小荷重

荷重回数/寿命（10000飛行回数）

Pmax

Pmin

n

備考

(N)

(N)

155000-500002000

G-A-Gサイクル

120000-350003000

G-A-Gサイクル

100000-320005000

G-A-Gサイクル

130000-40000200

100000-200001000

100000020000

100000

20000

10000

80000

-20000

10000

80000

0

20000

80000

20000

60000

表 7-5
ファスナ孔

単位荷重

単位応力

応力集中係数番号P

ft_netKt,net(N)(N)

累積損傷の計算 – ファスナ孔番号 4

①

②

③

4

100000

110.4

3.05

最大荷重

最小荷重

荷重回数

最大応力

最小応力

最大応力

最小応力

Pmax

Pmin

n

ft_net,max

ft_net,min

ft_net,max

ft_net,min

(N)

(N)

(MPa)

(MPa)

(ksi)

(ksi)

⑨

⑩

⑭

⑮

⑪

⑫=

⑬=

⑨/①*②

⑩/①*②

R

⑯=

破壊までの繰返し数

損傷

Nf

n/Nf

⑰

⑮/⑭

⑱=
⑪/⑰

155000-50000

2000

171.1

-55.2

24.8

-8.0

-0.32332,0000.063

120000-35000

3000

132.4

-38.6

19.2

-5.6

-0.292150,000

0.020

100000-32000

5000

110.4

-35.3

16.0

-5.1

-0.320430,000

0.012

130000-40000

200

143.5

-44.1

20.8

-6.4

-0.30885,0000.002

100000-20000

1000

110.4

-22.1

16.0

-3.2

-0.200700,000

0.001

100000

0

20000

110.4

0.0

16.0

0.0

0.000

2,000,000

0.010

100000

20000

10000

110.4

22.1

16.0

3.2

0.200

10,000,000

0.001

80000

-20000

10000

88.3

-22.1

12.8

-3.2

-0.2504,000,000

0.003

80000

0

20000

88.3

0.0

12.8

0.0

0.000

--

0.000

80000

20000

60000

88.3

22.1

12.8

3.2

0.250

--

0.000

合計

0.111
↓

Scatter Factor =443

2の累積損傷：

0.22

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
80

2.0
70

2024-T-3
R = -0.323

Kt,net = 1.5
3.05

60

Smax (ksi)

50

Kt,net = 2.0 と 4.0 の Smaxの値で線形補間

4.0

40
30

24.8
20
10
0
100

1,000

10,00032,000100,000

1,000,000

Nf

図 7-36

S-N 曲線の内挿

444

10,000,000

100,000,000

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

強度計算書

8

本章では強度計算書の構成を説明する．構造解析技術者の最終的なアウトプットは強度計算書である．強度計算
書は，民間機の場合は航空局に提出する正式文書，防衛省機の場合は防衛省に提出する正式文書である．

8.1 強度計算書の使われ方
強度計算書の使われ方について説明しておく．これを知っていれば，どういう情報を強度計算書に盛り込まなけ
ればいけないかがわかるだろう．



民間機の場合，強度計算書と強度試験報告書が Certification Documents として耐空性（強度）の証明に使われる．



防衛省機の場合，強度計算書は技術審査資料として航空機の審査（強度の証明）に使われる．



製造時に不具合が出た場合に，不具合の処置の判断をする資料として使われる．たとえば，ある部品の板厚が図面指示値より小さかった場合に，その部品を使用してよいかどうかの判断をするために強度計算書を参照する．



運用中に構造が損傷した場合に，修理の要否，修理の方法を決めるために強度計算書を参照する．

8.2 強度計算書の構成と内容
強度計算書の構成は，会社，機種によって配列や詳細は異なるが，基本的には同じである．強度計算書の一般的な構成を表 8-1 に示す．重要なことは，内容が追跡可能（Traceable）
・再現可能（Reproducible）であることである．
他人が内容（数値）を再現できるようになっていないといけない．航空機は数十年にわたって運用されるが，その全期間にわたって強度計算書は参照されることを念頭において作成する必要がある．

445

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
表 8-1
タイトル

番号
1.

目的

強度計算書の構成

内容
この文書の目的を書く．

2.

適用範囲

この文書の適用範囲を書く．

3.

概要

この文書の内容の要約を書く．

4.

安全余裕一覧

強度余裕の一覧表と対象部位を示す図

5.

強度計算

5.1

補足説明

aaaa構造構造概要

5.1.1

構造の概要図を示し，構造の構成と機能を文章で説明する．

5.1.2

図面番号

対象構造の部品図，組立図の番号

5.1.3

材料

使用材料名，スペック，板厚

5.1.4

設計許容値

設計許容値の値

設計許容値の出所を明記する．

5.1.5

設計荷重

5.1.5.1

荷重ケース標定となる荷重ケース

荷重ケース名は荷重計算書で決められている．

5.1.5.2

設計荷重

設計荷重の値と向きを図で示す．

荷重計算書から引用する場合には，その出所を明記する．
全機FEM解析で求められた内部荷重を使う場合には，その出所を明記する．

5.1.6

作用荷重（または作用応力）作用荷重（応力）の計算内容を書く．フ
梁理論，せん断場理論等を使う場合は，その計算をリーボディー・ダイヤグラムをつけること｡ 説明図を使って書く．
解析ツールを使う場合には，そのツールの入力デー
タと出力データを明記する．
FEM解析を行う場合は，モデルの説明をするとともに，データの保存場所を明記する．

5.1.7

許容荷重（または許容応力）許容荷重（応力）の計算内容を書く．

安全余裕

5.1.8
5.2
5.z

安全余裕の計算と結果を書く．

bbbb構造zzzz構造

6.

関連資料

公的な設計基準，この機種専用の設計
基準，荷重計算書等の文書のリスト

7.

参考資料

強度計算書で使った一般に入手できる
本，文献のリスト

446

許容荷重の計算法の出所を明記する．
使用したチャートの出所を明記する．

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

9補足

9.1 単位の換算（１）長さ
1 inch = 25.4 mm
1 foot = 12 inch = 304.8 mm（２）力
1 kgf = 2.205 lb = 9.807 N
1 lb = 0.4536 kgf = 4.448 N
1 N = 0.2248 lb = 0.10197 kgf（３）応力，圧力
1 ksi = 0.7031 kgf/mm2 = 6.895 MPa
1 kgf/mm2 = 9.807 MPa = 1.4223 ksi
1 MPa = 0.10197 kgf/mm2 = 0.14503 ksi

9.2 座標変換式
強度計算をするときには，座標系の変換を行うことが多い．ここでは座標変換式の作り方を説明する．行列の計算を使うことにより，機械的に座標変換式を導くことができる．
航空機構造の部材配置は構造線図（Structural Diagram）で定義される．構造コンポーネント毎に局所座標系が定義されるので，座標系間の変換式が必要になる．基本の座標変換式は以下のようになるので，これらの式を組み合わせることにより，変換式を作ることができる．
 原点の平行移動

 x ′  x − x 0 
 y ′ =  y − y 0   z ′   z − z 0  x’ 軸まわりの回転0 x′ 1 y′ = 0 cos η   z′  0 sin η  x′′
− sin η   y′′ cos η   z′′ 0，00   x ′ x′′ 1
 y′′ = 0 cos η sin η   y′
  
 
 z′′  0 − sin η cos η   z′  y’ 軸まわりの回転 x′  cos φ 0 sin φ   x′′
 y′ =  0
1
0   y′′
  
 
 z′  − sin φ 0 cos φ   z′′ ， x′′ cos φ 0 − sin φ   x′
 y′′ =  0
1
0   y′
  
 
 z′′   sin φ 0 cos φ   z′  z’ 軸まわりの回転 x′ cos θ y′ =  sin θ   z′   0

− sin θcos θ
00  x′′
0  y′′ 
1  z′′ ， x′′  cos θ y′′ = − sin θ   z′′   0

447

sin θ
cos θ
0

0  x′0  y′ 
1  z′ 滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

z’

y”

z”

z’
z”

単位ベクトルz

 y" 軸のy ′成分 cosη  y" 軸のz′成分 =  sinη 


 

y’

η

単位ベクトルy”

 z" 軸のy ′成分 − sinη  z" 軸のz′成分  =  cosη 


 

y
O’

η

z0

O’

x0
O

y’

x’, x”y0xx’ 軸まわりの回転

z’
z”

x’
x”

z

単位ベクトル
 z" 軸のz′成分  cos φ 
 z" 軸のx′成分 =  sin φ  y’, y”
単位ベクトル

y
O’
z0

φ

x0
O

z”

 x" 軸のz′成分   − sin φ 
 x" 軸のx′成分 =  cos φ 


 

φ
O’

x’

z’

y0
x”
x

y’ 軸まわりの回転z’, z”
y’
y”

z

y”
y’

単位ベクトル x" 軸のx′成分  cosθ  y" 軸のy ′成分 =  sin θ  

単位ベクトル y" 軸のx′成分  − sin θ  y" 軸のy ′成分 =  cos θ 


 

y

x”

O’

θ

z0

O’

x0
O

θ

x”
x’

y0
x

z’ 軸まわりの回転

図 9-1

座標変換式

448

x’

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
別の方法としては，CATIA で変換後の座標軸の単位ベクトルの値（図 9-2）を取得すれば，次のように簡単に変換式を書くことができる．

 x − x0   l x ′ y − y  = m
0
 x′

 z − z0   nx ′

ly′
my′
ny′

l z ′   x′，mz ′   y′ 
nz ′   z′  x′  l x ′ y ′ = l   y′ z ′   l z ′

mx ′
my′
mz ′

n x ′   x − x0 
n y ′   y − y0 nz ′   z − z0 

z’軸の単位ベクトル
 z′軸のx成分  lz′  z′軸のy成分 = m   z′  z′軸のz成分   n y’軸の単位ベクトル

z’

y’

z

 y ′軸のx成分  l y′  y ′軸のy成分 = m   y′  y ′軸のz成分   n y′ 

y
O’
x’

z0

x’軸の単位ベクトルx0
O

 x′軸のx成分  l x′ 
 x′軸のy成分 = m   x′  x′軸のz成分   n x′ 

y0
x
図 9-2

座標軸の単位ベクトル

例として，主翼後桁座標系の変換式を示す．上半角Γ，後桁位置での後退角Λである主翼を考える（図 9-3）．
主翼座標の原点に移動し，座標軸を入れ替えると，

 x′ 0 1 0  x − x0  y′ = 1 0 0  y 
  


 z′  0 0 1  z − z0 
y’ 軸まわりに -Γ 回転して，

 xW   cos Γ 0 sin Γ   x′
y  =  0
1
0   y ′ W 
 
 zW  − sin Γ 0 cos Γ  z ′ 
zw 軸まわりにΛ 回転して，

 xWRS   cos Λ sin Λ 0  xW  y  =  − sin Λ cos Λ 0  y 
 WRS   W 
01  zW  zWRS   0449

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
主翼後桁座標系と機体座標系の関係は，

 xWRS   cos Λ sin Λ 0  cos Γ 0 sin Γ  0 1 0  x − x0 
 y  = − sin Λ cos Λ 0  0
1
0  1 0 0  y 
 WRS  




0
1  − sin Γ 0 cos Γ 0 0 1  z − z0  zWRS   0 x
0 1 0 cos Γ 0 − sin Γ cos Λ − sin Λ 0  xWRS   x0 
 y  == 1 0 0  0
1
0   sin Λ cos Λ 0  yWRS  +  0 
 




  
0
1  zWRS   z0  z 
0 0 1  sin Γ 0 cos Γ   0

x

z

z0

yWRS

y

zW
機体座標系

yW

Λ

z, z’

Γ
xW

xW

y

WRP

x’

後ろから前方を見る

xWRS

主翼基準面（Wing Reference Plane,
WRP）に垂直に見る（上反角分だけ傾いている）

図 9-3

主翼座標系

450

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

9.3 Bruhn の教科書の目次と索引
Brhun の教科書（[1-4]）は航空機構造解析の実務で参照することが多いが，目次が不十分で，索引もないので目的の項目を見つけるのに苦労する．この不便さを解消するために，目次と索引を以下に示すので利用されたい．

451

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10“Analysis and Design of Flight Vehicle Structures” by E. F. Bruhn

目次PART AAl

A1.1

The Work of the Aerospace Structures Engineer.

A1.1

Introduction.

A1.1

A1.2

General Organization of an Aircraft Company Engieenring Division.

A1.1

A1.3

The Work of the Structures Group

A1.2

STATICALLY DETERMINATE STRUCTURES (Loads, Reactions, Stresses, Shears, Bending Moments, Deflections)
A2

Equilibrium of Force Systems. Truss Structures. Externally Braced Wings. Landing Gear.

A2.1

A2.1

Introduction.

A2.1

A2.2

Equations of Static Equilibrium.

A2.1

A2.3

Structural Fitting Units for Establishing the Force Characteristics of Direction and point of Application.

A2.2

A2.4

Symbols for Reacting Fitting Units as Used in Problem Solution.

A2.3

A2.5

Statically Determinate and Statically Indeterminate Structures.

A2.4

A2.6

Examples of Statically Determinate and Statically Indeterminate Structures.

A2.4

A2.7

Example Problem Solutions of Statically Determinate Coplanar Structures and Coplanar Loadings.

A2.7

A2.8

Stresses in Colpanar Truss Structures Under Coplanar Loading.

A2.9

ANALYTICAL METHODS FOR DETERMINING PRIMARY STRESSES IN TRUSS STRUCTURES

A2.10

A2.9

Method of Joints.

A2.10

A2.10

Method of Moments.

A2.11

A2.11

Method of Shears.

A2.12

A2.12

Aircraft Wing Structure. Truss Type with Fabric or Plastic Cover.

A2.14

A2.13

Landing Gear Structure.

A2.23

A2.14

Example Problems of Calculating Reactions and Loads on Members of landing Gear Units.

A2.23

A3

Properties of Sections - Centroids, Moments of Inertia, etc.

A3.1

A3.1

Introduction.

A3.1

A3.2

Centroids, Center of Gravity.

A3.1

A3.3

Moment of Inertia.

A3.1

A3.4

Moment of Inertia of an Area.

A3.1

A3.5

Polar Moment of Inertia.

A3.1

A3.6

Radius of Gyration.

A3.1

A3.7

Parallel Axis Theorem.

A3.1

A3.7a

Mass Moments of Inertia.

A3.2

A3.8

Product of Inertia.

A3.9

A3.9

Product of Inertia for Axes of Symmetry.

A3.9

A3.10 Parallel Axis Theorem.

A3.9

A3.11

Moments of Inertia with Respect of Inclined Axes.

A3.10

A3.12

Location of Axes for which Product of Inertia is Zero.

A3.10

A3.13 Principal Axes.

A3.10

A4

A4.1

General Loads on Aircraft.

452

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A4.1

Introduction.

A4.1

A4.2

Limit or Applied Load. Design Loads.

A4.1

A4.3

Not exists.

A4.4

Weight and Inertia Forces.

A4.2

A4.5

Air Forces on Wing.

A4.4

A4.6

Forces on Airplane in Fight.

A4.4

A4.7

Load Factors.

A4.5

A4.8

Design Flight Require,emts for Airplane.

A4.6

A4.9

Gust Load Factors.

A4.6

A4.10

Illustration of main Flight Conditions. Velocity-Load Factor Diagram.

A4.7

A4.11

Special Flight Design Conditions.

A4.8

A4.12

Example Probl;ems Involving Accelerated Motion of Rapid Airplane.

A4.8

A4.13

Effect of Airplane Not Being a Rigid Body.

A4.12

A4.14

General Conclusions on Influence of Dynamic Loading on Structural Design of Airplane.

A4.15 Problems.

A4.14
A4.14

BEAMS AND BEAM COLUMNS.
A5

Beams - Shear and Moments. Beam-Column Moments.

A5.1

A5.1

Introdution.

A5.1

A5.2

Statically Determinate and Statically Indeterminate Beams.

A5.1

A5.3

Shear and Bending Moment.

A5.1

A5.4

Shear and Moments Diagrams.

A5.2

A5.5

Section of Maximum Bending Moment.

A5.4

A5.6

Relation Between Shear and Bending Moment.

A5.4

A5.7

Moment Diagrams as Made up of Parts.

A5.6

A5.8

Forces at a Section in Terms of Forces at a Previous Station.

A5.7

A5.9

Equations for Curved Beams.

A5.8

A5.10

Torsional Moments.

A5.9

A5.11

Shears and Moments on Wing.

A5.9

A5.12

Example Problem of Calculating Wing Shears and Moments for One Unit Load Condition.

A5.10

SHEAR AND MOMENTS ON AIRPLANE BODY.

A5.11

A5.13

Introduction.

A5.11

A5.14

Design Conditions and Design Weights.

A5.12

A5.15

Body Weight and Balance Distribution.

A5.12

A5.16

Load Analysis. Unit Analysis.

A5.12

A5.17

Example Problem Illustrating the Calculation of Shears and Moments on Fuselage Due to Unit Load Conditions.
A5.12

A5.18 Unit Analysis for Fuselage Shears and Moments.

A5.15

A5.19

Example of Fuselage Shears and Moments for Landing Conditions.

A5.18

A5.20

Inertia Loads Due to Angular Acceleration.

A5.18

A5.21

Solution for Inertia Loads Due to Unit 100,000 in-lb. Pitching Moment.

A5.19

A5.22 Problems.

A5.20

BENDING MOMENTS – BEAM-COLUMN ACTION.

A5.21

453

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A5.23

Introduction.

A5.21

A5.24

General Action of a Member Subjected to Combined Axial and transverse Loads.

A5.21

A5.25

Equations for a Compressive Axially Loaded Strut with Uniformly Distributed Side Load.

A5.21

A5.26

Formulas for Other Single Span Loadings.

A5.22

A5.27

Moments for Combinations of the Various Load Systems as Given in Table A5.1, Margins of Safety. Accuracy of

Calculations.

A5.22

A5.28

Example Problems.

A5.28

A5.29

Stresses Above Proportional Limit Stress of Material.

A5.29

A5.30

Not exists.

A5.31

Beam-Columns in Continuous Structures.

A6

A5.30
A6.1

Torsion - Stresses and Deflections.

A6.1

Introduction.

A6.1

A6.2

Torsion of Members with Circular Cross Sections.

A6.1

A6.3

Transmission of Power bya Cylindrical Shaft.

A6.2

A6.4

Torsion of Members with Non-Circular Cross-Sections.

A6.3

A6.5

Elastic Membrane Analogy.

A6.3

A6.6

Torsion of Open Sections Composed of Thin Plates.

A6.4

A6.7

Torsion of Solid Non-Circular Shapes and Tick-Walled Tubular Shapes.

A6.5

A6.8

Torsion of Thin-Walled Closed Sections.

A6.5

A6.9

Expression for Torsional Moment in Tterms of Internal Shear Flow Systems for Multiple Cell Closed Sections
A6.6

A6.10

Distribution of Torsional Shear Stresses in a Multiple-Cell Thin-Walled Closed Section. Angle of Twist.

A6.7

A6.11

Stress Distribution and Angle of Twist for 2-Cell Thin-Walled Closed Section.

A6.7

A6.12

Example Problems of Torsional Stresses in Multiple-Cell-Thin-Walled Tubes.

A6.8

A6.13

Example 3 – Three-Cell-Tube.

A6.9

A6.14

Torsional Shear Flow in Multiple Cell Beams by Method of Successive Corrections.

A6.10

A6.15

Use of Operations Table to Organize Solution by Successive Corrections.

A6.12

A6.16

Torsion of Tin-Walled Cylinder Having Closed Type Stiffeners.

A6.15

A6.17

Effect of End Restraint on Members Carrying Torsion.

A6.16

A6.18

Example Problem Illustrating Effect of End Restraint on a Member in Torsion.

A6.16

Deflections of Structures. Castigliano's Theorem. Virtual Work. Matrix Methods.

A7.1

A7
A7.1

Introduction.

A7.1

A7.2

Work and Strain Energy.

A7.1

A7.3

Strain Energy Expression for Various Loadings.

A7.1

A7.4

The Theorems of Virtual Work and Minimum Potential Energy.

A7.5

A7.5

The Theorem of Complementary Energy and Castigliano’s Theorem.

A7.5

A7.6

Calculations of Structural Deflections by Use of Castigliano’s Theorem.

A7.7

A7.7

Calculation of Structural Deflections by the Method of Dummy-Unit Loads and (Method of Virtual Loads). A7.9

A7.8

Deflections Due to Thermal Strains.

A7.17

A7.9

Matrix Methods in Deflection Calculations.

A7.18

A7.10

Member Flexibility Coefficients: Compilation of a Library.

A7.22

A7.11

Application of Matrix Methods to Various Structures.

A7.23

A7.12

Deflectionds and Angular Change of the Elastic Curve of Simple Beams by the “Method of Elastic Weights” (Mohr’s454

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Method).

A7.27

A7.13

Example Problems.

A7.28

A7.14

Deflections of Beams by Moment Area Method.

A7.30

A7.15

Beam Fixed End Moments by Method of Area Moments.

A7.32

A7.16

Truss Deflection by Method of Elastic Weight.

A7.33

A7.17

Solution of Example Problems.

A7.34

THEORY AND METHODS FOR SOLVING STATICALLY INDETERMINATE STRUCTURES
A8

Statically Indeterminate Structures. Theorem of Least Work. Virtual Work. Matrix Methods.

A8.1

A8.00

Introduction.

A8.1

A8.0

The Principle of Superposition.

A8.1

A8.1

The Statically Indeterminate Problem.

A8.1

A8.2

The Theorem of Least Work.

A8.2

A8.2.1

Determination of Redundant Reactions by Least Work.

A8.2

A8.2.2

Redundant Stress by Least Work.

A8.3

A8.3

Redundant Problems by the Methods of Dummy-Unit Loads.

A8.6

A8.4

Example Problems – Trusses With Single Redundancy.

A8.7

A8.5

Trusses With Double Redundancy.

A8.10

A8.6

Trusses With Multiple Redundancy.

A8.11

A8.7

Redundant Structures With Members Subjected to Loadings in Addition to Axial Forces.

A8.11

A8.8

Initial Stresses.

A8.13

A8.9

Thermal Stresses.

A8.14

A8.10

Redundant Problem Stress Calculations by Matrix Methods.

A8.16

A8.11

Redundant Problem Deflection Calculations by Matrix Methods.

A8.27

A8.12 Precision and Accuracy in Redundant Stress Calculations.

A8.27

A8.13

Thermal Stress Calculation by Matrix Methods.

A8.33

A8.14

Thermal Deflections by Matrix Methods.

A8.39

A8.15 Problems.

A9

A8.42

Bending Moments in Frames and Rings by Elastic Center Method.

A9.1

Introduction.

A9.1

A9.2

Derivation of Equations. Unsymmetrical Frame.

A9.2

A9.3

Equations for Structure with Symmetry About One Axis through Elastic Center.

A9.4

A9.4

Example Problem Solutions. Structures with at least One Axis of Symmetry.

A9.4

A9.5

Unsymmetrical Structures. Example Problem Solutions.

A9.13

A9.6

Analysis of Frame with Pinned Supports.

A9.16

A9.7

Analysis of Frame with One Pinned and One Fixed Support.

A9.17

A9.8

Solution of Unsymmetrical Frames Using Principal Axes.

A9.18

A9.9

Problems.

A9.18

A10

Statically Indeterminate Structures, Special Method – Column Analogy Method.

A10.1

A10.1

General.

A10.1

A10.2

General Explanation of Column Analogy Method.

A10.1

A10.3

Frames with One Axis Symmetry.

A10.2

A10.4

Unsymmetrical Frames or Rings.

A10.4

455

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A10.5

Example Problem – Unsymmetrical Section.

A10.5

A10.6 Problems.

A10.6

A11

A11.1

Continuous Structures - Moment Distribution Method.

A11.1

Introduction.

A11.1

A11.2

Definitions and Derivations of Terms.

A11.1

A11.3

Calculation of Fixed End Moments.

A11.3

A11.4

Stiffeness Factor; Carry -over Factor – Derivation of.

A11.4

A11.5

General Expressions for Stiffness and Carry-over Factor in Terms of Fixation Factor (F) ar Far End of a Beam.
A11.5

A11.5aExample Problems.

A11.5

A11.6

General Summary of Proceedure.

A11.6

A11.7

Continuous Beams with Yielding or Deflected Supports.

A11.8

A11.8

Check on Final Moments.

A11.10

A11.9

End Moments for Continuous Frameworks Whose Members are not in a Straight Line. Joint Rotation Only.
A11.10

A11.10Continuous Structures with Members of Variable Moment of Inertia.

A11.15

A11.11

Frames with Unknown joint Deflections Due to Sideway.

A11.17

A11.12

Effect of Axial Load on Moment Distribution.

A11.22

A11.13Fixed End Moments, Stiffness and Carry-over Factors for Beam Columns of Constant Section.

A11.23

A11.14Illustrative Problems.

A11.23

A11.15

Secondary Bending Moments in Struuses with Rigid Joints.

A11.28A11.16Structures with Curved Members.

A11.28A11.17Structures with Curved Members.

A11.29A11.18

Stiffness and Carry-over Factors for Curved Members.

A11.30

A11.19

Example Problems. Continuous Structures Involving Curved Members.

A11.31

A11.20 Problems.

A11.38A12

A12.1

Special Methods – Slope Deflection Method.

A12.1

General.

A12.1

A12.2

Derivation of Slope Deflection Equation.

A12.1

A12.3

Hinged End. Slope Deflection Equation.

A12.3

A12.4

Example Problems.

A12.3

A12.5

Loaded Continuous Beam with Yielding Supports.

A12.5

A12.6

Statically Indeterminate Frames. Joint Rotation Only.

A12.7

A12.7

Frames with Joint Displacements.

A12.8

A12.8

Example Problems of Frames with Unknown Joint Displacement.

A12.8

A12.9

Comments on Slope-Deflection Method.

A12.12

A12.10 Problems.

A12.12

BEAM BENDING AND SHEAR STRESSES.
MEMBRANE STRESSES. COLUMN AND PLATE INSTABILITY.
A13 Bending Stresses.

A13.1

A13.0

Introduction.

A13.1

A13.1

Location of Neutral Axis.

A13.1

456

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A13.2

Equations for Bending Stress, Homogeneous Beams, Stresses Below Oroportional Limit Stress.

A13.2

A13.3

Method 1. Stresses for Moments About the Principal Axes.

A13.2

A13.4

Method 2. Stresses by Use of Neutral Axis for Given Plane of Loading.

A13.3

A13.5

Method 3. Stresses from Moments, Section Properties and Distances Referred to any Pair of Rectangular Axes

through the Centroid of the Section.

A13.3

A13.6

Advantages and Disadvantages of the Three Methods.

A13.4

A13.7

Deflections.

A13.4

A13.8

Illustrative Problems.

A13.4

A13.9

Bending Stresses in Beams with Non-Homogeneous Sections, Stresses within the Elastic Ranges.

A13.11

A13.10

Bending Stresses of Homogeneous Beams Stress above the Elastic Limit Stress Range.

A13.13

A13.11Curved Beams. Stresses Within the Elastic Range.

A13.15

A13.12 Problems.

A13.15

A14 Bending Shear Stresses - Solid and Open Sections - Shear Center.

A14.1

A14.1

Introduction.

A14.1

A14.2

Shear Center.

A14.1

A14.3

Derivation of Formula for Flexural Shear Stress.

A14.1

A14.4

Examle Problems. Symmetrical Sections. External Shear Loads Act Thru Shear Center.

A14.2

A14.5

Maximum Shear Stresses for Simple Cross-Sections.

A14.5

A14.6

Derivation of Flexural Shear Flow Equation. Symmetrical Beam Section.

A14.5

A14.7

Shear Stresses and Shear Center for Beam Sections with One Axis of Symmetry.

A14.6

A14.8

Shear Stresses for Unsymmetrical Beam Sections.

A14.8

A14.9

Beams with Constant Shear Flow Webs.

A14.10

A14.10

Example Problems for Beams with Constant Shear Flows Between Flange Members.

A14.11

A14.11

Shear Center Location By Using Neutral Axis Method.

A14.15

A14.12 Problems.

A14.16

A15

A15.1

Shear Flow in Closed Thin-Walled Sections.

A15.1

Introduction.

A15.1

A15.2

Single Cell Beam. Symmetrical About One Axis. All Material Effective in Resisting Bending Stresses.

A15.1

A15.3

Single Cell - 2 Flange Beam. Constant Shear Flow Webs.

A15.3

A15.4

Shear Center of Single Cell - Two Flange Beam.

A15.4

A15.5

Shear Center of Single Cell - Three Flange Beam. Constant Shear Flow Webs.

A15.6

A15.7

Single Cell - Multiple Flange – One Axis of Symmetry.

A15.7

A15.8

Single Cell – Unsymmetrical – Multiple Flange.

A15.8

A15.9

Two Cell - Multiple Flange Beam. Symmetrical About One Axis.

A15.11

A15.10Three Cell - Multiple Flange Beam. Symmetrical About One Axis.

A15.15

A15.11

Shear Flow in Beam with Multiple Cells. Method of Successive Approximations.

A15.16

A15.12

Example Problem Solution. Problem No. 1.

A15.18A15.13

Example Problem 2. All Material Effective in Bending Resistance.

A15.21

A15.14Use of Successive Approximation Method for Multiple Cell Beams when Subjected to Combined Bending andTorsional Loads.

A15.24

A15.15

Shear Flow in Cellular Bbeams with Variable Moment of Inertia.

A15.24

A15.16

The Determination of the Flexural Shear Flow Distribution by Considering the Change in Flange Loads. (The ∆P

Method.)A15.24457

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A15.17

Example Problem to Compare Results in Using Equations (1) and (3).

A15.25

A15.18

Shear Flow in Tapered Sheet Panel.

A15.27

A15.19

Example Problem of Shear Flow in Tapered Multiple Flange Single Cell Beam.

A15.27

A15.20 Problems.

A15.29A16 Membrane Stresses in Pressure Vessels.

A16.1

A16.1

Introduction.

A16.1

A16.2

Membrane Equations of Equilibrium: Shells of Revolution Under Rotationally Symmetric Pressure Loadings.

A16.3

Applications to Simple Pressure Vessels.

A16.2

A16.4

Displacements, Boundary Conditions and Local Bending in Thin Walled Shells.

A16.5

A16.4

Special Problems in Pressurized Cabin Stress Analysis.

A16.6

A16.5

Shells of Revolution Under Unsymmetrical Loadins.

A16.9

A16.1

A17 Bending of Plates.

A17.1

A17.1

A17.1

Introduction.

A17.2 Plate Bending Equations.

A17.1

A17.3

An Illustrative Plate Bending Analysis.

A17.3

A17.4

Compilations of Results for Plate Bending Problems.

A17.4

A17.6

Deflection Limitations in Plate Analysis.

A17.4

A17.6

Membrane Action in Very Thin Plates.

A17.5

A17.7

Large Deflections in Plates.

A17.6

A17.8

Considerations in the Applications of Large-Deflection Plate and Membrane Analyses.

A17.7

A18

Theory of the Instability of Columns and Thin Sheets.

A18.1

Part 1

Elastic and Inelastic Instability of Columns.

A18.1

A18.1

Introduction.

A18.1

A18.2

Combined Bending and Compression of Columns.

A18.1

A18.3

Elastic Stability of a Column.

A18.2

A18.4

The Failure of Columns by Compression.

A18.3

A18.5

Buckling Loads of Columns with Various End Conditions.

A18.6

A18.6

Inelastic Buckling. Introduction.

A18.6

A18.7 Perfection Column. Reduced Modulus Theory.

A18.6

A18.8

Imperfect Column. Tangent-Modulus Theory.

A18.8

Part 2

Theory of the Elastic Instability of Thin Sheets.

A18.10A18.9

Introduction.

A18.10

A18.10 Pure Bending of Thin Plates.
A18.11

A18.10The Differential Equation of the Deflection Surface.

A18.12

A18.12 Strain Energy in Pure Bending of Plates.

A18.12

A18.13

Bending of Rectanglar Plates.

A18.13

A18.14

Combined Bending and Tension or Compression of Thin Plates.

A18.17

A18.15 Strain Energy of Plates Due to Egde Compression and Bending.

A18.19

A18.16

Buckling of Rectangular Plates with Various Edge Loads and Support Conditions.

A18.20

A18.17

Buckling of Simply Supported Rectangular Plates Uniformly Compressed in One Direction.

A18.20458

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A18.18

Buckling of Simply Supported Rectanglar Plate Compressed in Two Perpendicular Directions.

A18.22

A18.19Buckling of Simply Supported Rectanglar Plate Under Combined Bending and Compression.

A18.22

A18.20Inelastic Buckling of Thin Sheets.

A18.23

A18.21

References.

A18.23

Part 3

Strength of Columns with Stable Cross-Sections.

A18.25

A18.22

Methods of Column Failure. Column Equations.

A18.25

A18.23

Column End Restraint. Fixity Coefficients. Column Effective Length.

A18.25

A18.24

Design Column Curves for Various Materials.

A18.26

A18.25

Selection of Materials for Elevated Temperature Conditions.

A18.26

A18.26

Example Problem.

A18.26

A18.27

Compression Treatment of Column Strength.

A18.29A18.29Some Mechanical and Physical Properties of a Few Typical Aircraft Materials.

A18.29INTRODUCTION TO PRACTICAL AIRCRAFT STRESS ANALYSIS
A19Introduction to Wing Stress Analysis.

A19.1

A19.1

Typical Wing Structural Arrangement.

A19.1

A19.2

Some Factors Which Influence Wing Structural Arrangements.

A19.2

A19.3

Wing Strength Requirements.

A19.5

A19.4

Wing Stress Analysis Methods.

A19.5

A19.5

Examle Problem 1.

3-Flange, Single Cell Wing.

A19.5

A19.6

Examle Problem 2.

Metal Covered Wing With Single External Brace Strut.

A19.7

A19.7

Single Spar – Cantilever Wing – Metal Covered.

A19.8

Stress Analysis of Thin Skin - Multiple Stringer Catilever Wing. Introduction and Assumptions.

A19.10
A19.10A19.9 Physical Action of Wing Section in Resisting External Bending Forces from Zero to Failing Load.

A19.11

A19.10Ultimate Strength Design Requirement.

A19.11

A19.11

Effective Section at Failing Load.

A19.12

A19.12

Example Problem.

A19.13

A19.13

Bending and Shear Stress Analysis of Tapered - Multiple Stringer Cantilever Wing. Unsymmetrical Beam

Method.

A19.14

A19.14

Bending and Shear Stress Analysis of 2-Cell Multiple Stringer Tapered Cantilever Wing.

A19.20

A19.15

Bending Strength of Thick Skin - Wing Section.

A19.22

A19.16

Example Problem.

A19.22

A19.17

Application to Practical Wing Section.

A19.24

A19.18

Shear Lag Influences.

A19.24

A19.19Application of Shear Lag Approximation to Wing with Cut-Out.

A19.25

A19.20Approximate Shear Lag Effect in Beam Regions where Large Concenrated Loads are Applied.

A19.25

A19.21

Approximation of Shear Lag Effect for Sudden Change in Stringer Area.

A19.26

A19.2 Problems.

A19.26

A20

A20.1

Introduction to Fuselage Stress Analysis.

A20.1

General.

A20.1

A20.2

Loads. Basic Structure.

A20.1

A20.3

Stress Analysis Methods. Effective Cross-Section.

A20.3

A20.4

Example Problem.

A20.3

459

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A20.5

Ultimate Bending Strength of Fuselage Section. Example Calculation.

A20.6

A20.6

Shear Flow Analysis for Fuselage Structures.

A20.9

A20.7

Example Problem. Tapered Circular Fuselage with Unsymmetrical Stringer Areas.

A20.11

A20.8

Discotinuities – Shear Lag – Pressurization Stresses – Comnined Stresses.

A20.15

A20.9 Problemns.

A20.15

A20.10

A20.16

A21

Secondary Stresses in Fuselage Stringers and Rings.

A21.1

Loads and Stresses on Ribs and Frames.

A21.1

Introduction.

A21.1

A21.2

Types of Wing Rib Construction.

A21.1

A21.3

Distribution of Concentrated Loads to Thin Sheet Panels.

A21.2

A21.4

Rib for Single Cell 2 Flange Beam.

A21.6

A21.5

Stresses in Rib for 3 Stringer Single Cell Beam.

A21.7

A21.6

Stress Analysis of Rib for Single Cell Multiple Stringer Wing.

A21.9

A21.7

Rib Loads Due to Discontinuities in Wing Skin Covering.

A21.11

A21.8

Example Problem. Wing with Cut-Out Subjected to Torsion.

A21.11

A21.9

Example Problem. Wing with Cut-Out Subjected to Bending and Torsional Loads.

A21.13

A21.10Fuselage Frames.

A21.17

A21.11

Supporting Boundary Forces on Fuselage Frames.

A21.17

A21.12

Calculation of Frame oundary Supporting Forces.

A21.17

A21.13 Problems.

A21.19A22

A22.1

Analysis of Special Wing Problems. Cutouts. Shear Lag. Swept Wing.

A22.1

Introduction.

A22.1

A22.2

Stress Around a Panel Couout.

A22.1

A22.3

Shear Lag Analysis of Box Beams.

A22.5

A22.4

Stress Analysis of a Box Beam With a Cutout.

A22.8

A22.5

Analysis of a Swept Box Beam.

A22.9

A23

A23.1

Analysis by the "Method of Displacements".

A23.1

Introduction.

A23.1

A23.2

Structural Coordinates.

A23.1

A23.3

Theoretical Basis of the Method of Displacements.

A23.3

A23.4

Tabulation of Element Properties.

A23.4

A23.5

Transformation of Coordinates.

A23.6

A23.7

Methods of Gaussian Elimination.

A23.10

A23.8

Gauss-Seidel Iteration.

A23.12

A23.9

Calculation of Nodal Forces for Loads Acting Between Nodal Points.

A23.13

A23.10 Structural Modeling Using Finite Elements.

A23.14

A23.11

A Delta Wing Example Problem.

A23.17

A23.12

Accuracy, Convergence and Error bounds.

A23.25

A23.13

Management of Problem for Computer.

A23.26

THEORY OF ELASTICITY AND THERMOELASTICITY
A24

The 3-Dimensional Equations of Thermoelasticity.

460

A24.1

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
A24.1

Assumptions.

A24.1

A24.2

Formulation of the 3-Dimensional Equations of Thermoelasticity.

A24.1

A24.3

The Equilibrium Equations.

A24.2

A24.4

Strain – Displacement Relations.

A24.5

A24.5

Stress-Strain Relations.

A24.6

A24.6

The General Equations of 3-Dimensional Thermoelasticity.

A24.7

A24.7

The Compatibility Equations.

A24.7

A24.8

Boundary Conditions.

A24.8

A24.9

General Notes.

A24.9

A25

The 2-Dimensional Equations of Elasticity and Thermoelasticity.

A25.1

A25.1

Introduction.

A25.1

A25.2 Plane Stress.

A25.1

A25.3

Derivation of Equations.

A25.2

A25.4

Formulation of Plane Stress Problem.

A25.5

A25.5 Plane Strain.

A25.7

A25.6

Mathematical Equality of the Plane Stress and Plane Strain Problems.

A25.8

A25.7

Formulation of Plane Strain Problem.

A25.9

A25.8

Concluding Discussion.

A25.9

A25.9 Problems.

A25.10A26

A26.1

Selected Problems in Elasticity and Thermoelasticity.

A26.1

Introduction.

A26.1

A26.2

One-Dimensional Problems.

A26.1

A26.3

Two-dimensional Problems.

A26.5

PART B

FLIGHT VEHICLE MATERIALS AND THEIR PROPERTIES

B1 Basic Principles and Definitions.

B1.1

B1.1

Introduction.

B1.1

B1.2

Failure of Structures.

B1.1

B1.3

General Types of Loadins.

B1.1

B1.4

The Static Tension Stress-Strain Diagram.

B1.2

B1.5

The Static Compression Stress-Strain Diagram.

B1.4

B1.6

Tangent Modulus. Secant Modulus.

B1.5

B1.7

Elastic - Inelastic Action.

B1.5

B1.8

Ductility.

B1.5

B1.9

Capacity to Absorb Energy. Resilience. Toughness.

B1.6

B1.10 Poisson’s Ratio.
B1.11

B1.7

Construction of a Stress-Strain Curve Through a Given Yield Stress by Using a Known Test Stress-Strain Curve.
B1.7

B1.13

Influence of Temperature on Material Properties.

B1.8

B1.14

Creep of Materials.

B1.8

B1.15

The Ggeneral Creep Pattern.

B1.12

B1.16

Stress-Time Design Charts.

B1.12

B1.17

Effect of Time of Exposure.

B1.13

461

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
B1.18

Effect of rapid Rate of Heating.

B1.13

B1.19

General Effect of Low Temperatures Upon Material Properties.

B1.14

B1.20

Fatigue of Materials.

B1.14

B1.21

Effect of Impact Loading on Material Properties.

B1.15

B1.22

Example of Some Results of Impact Testing of Materials.

B1.15

B2 Mechanical and Physical Properties of Metallic Materials for Flight Vehicle Structures.
PART C

B2.2

PRACTICAL STRENGTH ANALYSIS & DESIGN OF STRUCTURAL COMPONENTS.

C1

Combined Stresses. Theory of Yield and Ultimate Failure.

C1.1

C1.1

Uniform Stress Condition.

C1.1

C1.2

Shearing Stresses on Planes at Right Angles.

C1.1

C1.3

Simple Shear Produced Tensile and Compressive Stresses.

C1.1

C1.4 Principal Stresses.

C1.1

C1.5

Shearing Stresses Resulting From Principal Stresses.

C1.1

C1.6

Combined Stress Equations.

C1.2

C1.7 Mohr’s Circle for Determination of Principal Stresses.

C1.3

C1.8

Components of Stress From Principal Stresses by Mohr’s Circle.

C1.3

C1.9

Example Problems.

C1.4

C1.10

Triaxial or Three Dimensional Stresses.

C1.5

C1.11 Principal Strains.

C1.5

C1.12

Elastic Strain Energy.

C1.6

C1.13

Structural Design Philosohy. Limit and Ultimate Loads. Factors of safety. Margine of Safety.

C1.6

C1.14

Required Strength of Flight Structures.

C1.7

C1.15

Determination of the Ultimate Strength of a Structural Member Under a Combined Load System. StressRatio-Interaction Curve Method.

C1.7

C1.16

Determination of Yield Strength of a Structural Member Under a Combined Load System.

C1.8

C1.17

The Octahedral Shear Stress Theory.

C1.8

C1.18

Example Problem 1.

C1.9

C2

C2.1

Strength of Columns with Stable Cross-Sections.

C2.1 Methods of Column failure. Column Equations.

C2.1

C2.2

Column End Restraint. Fixity Coefficients. Column Effective Length.

C2.1

C2.3

Design Column Curves for Various Materials.

C2.2

C2.4

Tangent Modulus Et from Ramberg-Osgood Equation.

C2.2

C2.5

Non-Dimensional Column Curves.

C2.2

C2.6 Strength of Columns with Variable Cross-Section or Moment of Inertia.

C2.8

C2.7

Design Column Curves for Columns with Non-Uniform Cross-Section.

C2.9

C2.8

Column Fixity Coefficients C for Use with Columns with Elastic Side Restraints and Known End Bnding Restraint.
C2.9

C2.9

Selection of materials for Elevated Temperature Conditions.

C2.9

C2.10

Example Problems.

C2.9

C2.10

Solution Without Using Column Curves.

C2.13

C2.12

Strength of Stepped Column.

C2.14

C2.13

Column Strength With Known End Restraining Moment.

C2.16

462

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C2.14

Columns With Elastic Lateral Supports.

C2.17

C2.15 Problems.

C2.17

C3

Yield and Ultimate Strength in Bending.

C3.1

C3.1

Introduction.

C3.1

C3.2

Basic Approach to Finding the Bending Strength of Members.

C3.1

C3.3

Bending Strength of a Solid Round Bar.

C3.1

C3.4

The Cozzone Simplified Procedure.

C3.2

C3.5

Design Curves for Finding Modulus of Rupture (Fb).

C3.3

C3.6

General accuracy of Method.

C3.4

C3.7

Example Problems in Finding Bending Strength.

C3.4

C3.8

Complex Bending. Symmetrical Section. Moment Vector Not Parallel to Principal Axis.

C3.9

C3.9

Section with One Axis of Symmetry with Moment Vector not Parallel to Either axis.

C3.9

C3.10

Unsymmetrical Section with No Axis of Symmetry.

C3.9

C3.11

Alternatate More Exact Method for Complex Bending.

C3.10

C3.12

Strength Under Combined Bending and Flexural Shear.

C3.10

C3.13

Strength Under Combined Bending Flexural Shear and Axial compression.

C3.11

C3.14

Further Values of fm and f0.

C3.11

C4

Strength and Design of Round, Streamline, Oval and Square Tubing in Tension, Compression, Bending, Torsion

and Combined Loadings.

C4.1

C4.1

Introduction.

C4.1

C4.2

Design for Tension.

C4.1

C4.3

Design for Compression.

C4.2

C4.4

Column Formulas for Round Steel Tubes.

C4.2

C4.5

Column Formulas for Aluminum Alloy Tubes.

C4.2

C4.6

Column Formulas for Magnesium Alloys.

C4.2

C4.7

Short Column Equations for Other Materials.

C4.3

C4.8

Column Failure Due to Local Failure.

C4.3

C4.9

Design Column Charts.

C4.3

C4.10

Section Properties of Round Tubing.

C4.3

C4.11 Some General Facts in Tubing Design.

C4.5

C4.12

Effect of Welding of Steel Tubes Upon the Tension and Column Strength.

C4.5

C4.13

Illustrative Problems in Strength Checking and Design of Round Steel Tubes as Columns and Tension Members.
C4.5

C4.14

Illustrative Problems using Aluminum Alloy and Magnesium Round Tubes as Columns and Tension Members.
C4.11

C4.15

Strength of Streamline Tubing.

C4.12

C4.16

Strength of Oval and Square Shaped Tubes in Compression.

C4.12

Ultimate Bending Strength of Roound Tubes.

C4.15

C4.17

Charts for Finding Modulus of Rupture Stress.

C4.15

C4.18 Problems Involving Bending Strength of Tubes.

C4.15

Ultimate Torsional Strength of Round Tubes.

C4.17

463

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C4.19

Torsional Modulus of Rupture.

C4.17

C4.20

Torsional Modulus of Rapture Curves.

C4.18

C4.21 Problems Illustrating Use Torsional Modulus of Rapture Curves.

C4.18

Strength of Round Tubes Under Combined Loadings.

C4.22

C4.22

Combined Bending & Compression.

C4.22

C4.23

Illustrative Problem Involving Combined Bending and Compression.

C4.22

C4.23aCombined Bending and Tension.

C4.23

C4.24

Combined Bending and Torsion.

C4.23

C4.24aUltimate Strength in Combined Compression, Bending and Torsion.

C4.24

C4.25

Ultimate Strength in Combined Bending and Flexural Shear.

C4.25

C4.26

Illustrative Strength in Combined Comression, Bending, Flexural Shear and Torsion.

C4.26

C4.27

Ultimate Strength in Combined Tension and Torsion.

C4.26

C4.28

Ultimate Strength in Combined Tension, Torsion and Internal Presssure p in psi.

C4.26

C5

Buckling Strength of Flat Sheet in Compression, Shear, Bending and Under Combined Stress Systems. C5.1

C5.1

Introduction.

C5.1

C5.2

Equation for Elastic Buckling Strenth of Flat Sheet in Compression.

C5.1

C5.3

Buckling Coefficient kc

C5.1

C5.4

Equation for Inelastic Buckling Strength of Flat Sheet in Compression.

C5.3

C5.5

Simple Problems to Illustrate use of Curves in Figs. C5.7 and C5.8.

C5.3

C5.6

Cladding Reduction Factors.

C5.5

C5.7

Buckling of Flat Rectanglar Plates Under Shear Loads.

C5.6

C5.8

Buckling of Flat Plates Under Bending Loads.

C5.6

C5.9

Combined Bending and Longitudinal Compression.

C5.6

C5.10

Combined Bending & Shear.

C5.8

C5.11

Combined Shear and Longitudinal Direct Stress. (Tension or Compression.)

C5.8

C5.12

Combined Compression, Bending & Shear.

C5.8

C5.13

Illustrative Problems.

C5.10

C5.14 Problems.

C5.12

C6

Local Buckling Stress for Composite Shapes.

C6.1

C6.1

Introduction.

C6.1

C6.2

Compressive Buckling Stress for Equal Flanged Elements.

C6.1

C6.3

Compressive Buckling Stress for Flange-Web Elements.

C6.1

C6.4

Design Charts for Local Buckling Stresses of Some Composute Web-Flange Shapes.

C6.2

C6.5 Problems Illustraing Use of Charts.

C6.2

C6.6

Buckling of Stiffend Flat Sheets Under Longitudinal Compression.

C6.4

C7

Crippling Strength of Composite Shapes and Sheet-Stiffener Panels in Compression. Column Strength. C7.1

C7.1

Introduction.

C7.2 Method 1.
C7.3

C7.1

The Angle Method, Or the Needham Method.

Design Curves.

C7.4 Method 2.

C7.1
C7.2

For Crippling Stress Calculation. (The Gerard Method.)

C7.5 Stresses and Displacements of Flat Plates After Buckling Under Conditions of Uniform End Shortening.

464

C7.2
C7.2

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C7.6

The Gerard Equations for Crippling Stress.

C7.2

C7.7

Correction for Cladding.

C7.4

C7.8 Maximum Values for Crippling Stresses.

C7.4

C7.9

Restraint Prduced by Lips and Bulbs.

C7.6

C7.10

Illustrative Problems in calculating Crippling Stresses.

C7.7

Effective Sheet Width.

C7.10

C7.11 Introduction.

C7.10

C7.12

Sheet Effective Width.

C7.10

C7.12

Effective Width W1 for Sheet with One Edge Free.

C7.11

C7.13

Effective Width When Sheet and Stiffener Have Different Material Properties.

C7.12

C7.14

Inter-Rivet Buckling Stress.

C7.12

C7.15

Illustrative Problem Involving Effective Sheet.

C7.13

C7.16

Failing Strength of Short Sheet-Stiffener Panels in Compression.

C7.15

C7.17

Failure by Inter-Rivet Buckling.

C7.15

C7.18

Failure of Short Panels by Sheet Wrinkling.

C7.15

C7.19

Equation for Wrinkling Failing Stress Fw.

C7.17

C7.20

Rivet Criterion for Wrinkling.

C7.17

C7.21 Problem 1.

Illustrating Calculation of Short Panel Failing Strength.

C7.17

C7.22

General Design Limitations to Prevent Secondary Failure in Sheet-Stiffener Panels.

C7.20

C7.23

Y Stiffened Sheet Panels.

C7.20

C7.24

Example Problem Y Stiffened Panel.

C7.21

C7.25

Column Curve for Members With Unstable Cross-Sections.

C7.21

C7.26

Methods Used for Determining the Column Failing Stress in the Transition Region.

C7.22

C7.27

Example Problems Involving the Finding of the Column Strength of Columns With Unstable Cross-Sections.
C7.24

C7.28

Column Strength of Stiffener With Effective Sheet.

C7.25

C7.29

Sheet-Stiffener Panels With Relatively Heavy Sheet Thickness.

C7.27

C8

C8.1

Buckling Strength of Monocoque Cylinders.

C8.1

Introduction.

C8.1

C8.2

Buckling of Monocoque Cylinders Under Axial Compression.

C8.1

C8.3

Additional Convenient Design Charts for Determining Compressive Buckling Stress.

C8.1

C8.4 Plasticity Correction.

C8.3

C8.5

C8.3

Buckling of Monocoque Cylinders Under Axial Load and Internal Pressure.

Buckling of Monocoque Circular Cyliners Under Pure Bending.

C8.7

C8.6

Introduction.

C8.7

C8.7

Available Design Curves for Bending Based on Exoerimental Results.

C8.8

C8.8

Buckling Strength of Circular Cylinders in Bending with Internal Pressures.

C8.8

C8.9

External Hyrostatic Pressure.

C8.11

C8.10

External Radial Pressure.

C8.11

C8.11

Buckling of Monocoque Circular Cylinders Under Pure Torsion.

C8.11

C8.12

Buckling Under Transverse Shear.

C8.14

465

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C8.13

Buckling of Circular Cylinders Under Pure Torsion With Internal Pressure.

C8.14

C8.14

Buckling of Circular Cylinders Under Transverse Shear and Internal Pressure.

C8.14

C8.15

Buckling of Circular Cylinders Under Combined Load Systems.

C8.17

C8.16

Illustrative Problems for Finding the Buckling Strength of Circular Monocoque Cylinders.

C8.17

C8.17 Problems Involving Internal Pressure with External Loadings.

C8.20

C8.17

Buckling Strength of Thin-Walled (Monocoque) Conical Shells.

C8.22

C8.18

Allowable Compressive Buckling Stress for Thin-Walled Conical Shells.

C8.22

C8.19

Additional Design Buckling Curves for Thin-Walled Conical Shells.

C8.23

C8.20

Example Problem.

C8.23

C9

Buckling Strength of Curved Sheet Panels. Ultimate Strength of Stiffened Curved Sheet Structures.

Part 1.
C9.1

C9.1
C9.1

Buckling Strength of Curved Sheet Panels.
Introduction.

C9.1

C9.2 State of the Theory.

C9.1

C9.3

Compressive Buckling Stress of Curved Sheet Panels.

C9.1

C9.4

Shear Buckling Stress of Curved Sheet Panels.

C9.1

C9.5

Buckling Strength of Curved Sheet Panels Under Combined Axial Compression and Shear.

C9.1

C9.6

Compressive Buckling Stress of Curved Panels with Internal Pressure.

C9.1

C9.7

Shear Buckling Stress of Curved Sheet Panels with Internal Pressure.

C9.6

C9.8

Example Problems.

C9.6

Part 2.
C9.9

Ultimate Strength of Stiffened Cylindrical Structures.

C9.8

Introduction.

C9.8

C9.10

Types of Instability Failure of Semi-Monocoque Structures.

C9.8

C9.11

The Determination of the Stresses in a Stiffened Cylindrical Structure Under External Loads.

C9.9

C9.12 Panel Instability Strength.

C9.11

C9.13

Calculation of General Instability

C9.11

C9.14

Buckling of Spherical Plates Under Uniform External Pressure.

C9.13

C10

Design of Metal Beams. Web Shear Resistant (Non-Buckling) Type.

C10.1

Part 1.

Flat Sheet Web with Vertical Stiffeners.

C10.1

C10.1

Introduction.

C10.1

C10.2

Flange Design.

C10.1

C10.3

Allowable Flange Design Stresses.

C10.2

C10.4

Use of Stress-Strain Diagrams in Computing Beam Flange Bending Allowable Design Stresses.

C10.2

C10.5

Flange Strength (Crippling).

C10.4

C10.6

Web Strength. Stable Webs.

C10.5

C10.7

Web Bending and Shear Stresses.

C10.5

C10.8

Shear Resistance Provided by Sloping Flanges.

C10.6

C10.9

Effect of Variable Moment of Inertia on Flexural Shear Stress Distribution.

C10.7

C10.9a Flange Discontinuities.

C10.7

C10.10 Stiffener Size to Use with Non-Buckling Web.

C10.7

C10.11

Notes on Beam Rivet Design.

C10.8

C10.12

Loads on Rivets Attaching Reinforcing Plates to Flange Member.

C10.9

C10.13Web Splices.

C10.10466

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C10.14

Example Rivet Problem.

C10.10C10.15

Example Problem. Strength Check of Beam.

C10.12

C10.15a Use of Longitudinal Stiifener to Increase Bending Buckling Stress of Web Sheet.

C10.15

Part 2.

Other Types of Non-Buckling Webs.

C10.16

C10.16

Other Types of Web Design.

C10.16

C10.17

Beaded Webs.

C10.16oC10.18Webs With Round Lightening Holes Having Formed 45 Flanges.

C10.19Webs With Round Beaded Flange Lightening Holes and Intermediate Vertical Male Beads.

C10.18C10.20

Example Problems.

C10.19

C11

C11.1

Diagonal Semi-Tension Field Design.

Part 1.

C10.17Beams with Flat Webs. Part 2. Curved Web Systems.

C11.1

C11.1 Introduction.

C11.1

C11.2 Elementary Approximate Explanation of Tension-Field Beam Action.

C11.1

C11.3 Elementary Derivation of Approximate Tension-Field Beam Formulas.

C11.2

C11.4

C11.4

General Wagner Equations for Tension Field Beams.

C11.5 Modified Wagner Equations for Use in Design.

C11.5

C11.6 Shear Carried by Beam Flanges.

C11.5

C11.7 Shear Load Carried by Web.

C11.5

C11.8

Beams with Parallel Flanges but with Oblique Web Stiffeners.

C11.7

C11.9

Rivet Loads.

C11.7

C11.10

Flange Loads.

C11.8

C11.11

Loads in Web Vertical Stiffeners.

C11.9

C11.12

Beams with Non-Parallel Flanges.

C11.9

C11.13

Example Problem Using Method 1.

C11.9

Method 2.
C11.14

NACA Method of Strength Analysis for Semi-Tension Field Beams with Flat Webs.

C11.14

C11.15Engineering Theory of Incomplete Diagonal Tension.

C11.15

C11.16

Formulas for Stress Analysis.

C11.15

C11.17

Critical Shear Stress.

C11.16

C11.18

Loading Ratio.

C11.16

C11.19

Diagonal Tension Factor k.

C11.16

C11.20

Average and Maximum Stress in Upright or Web Stiffener.

C11.17

C11.21

Angle of Diagonal Tension.

C11.17

C11.22

Allowable Stresses in Uprights.

C11.17

C11.23

Web Design.

C11.18

C11.24

Rivet Design.

C11.18

C11.25

Secondary Bending Moments in flanges.

C11.19C11.26

Shear Stiffness of Web.

C11.19C11.27

Example Problem. Using NACA Method. (Method 2).

C11.19C11.28General Conclusion.

C11.22

C11.29End Bay Effects.

C11.23467

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Part 2.

Curved Web Systems.

C11.29C11.30

Diagonal Tension in Curved Web Systems – Introduction.

C11.29C11.31

General Discussion.

C11.29C11.32Analysis of Stringer Systems in Diagonal Tension.

C11.32

C11.33

Allowable Stresses (and Interactions).

C11.36

C11.34

Example Problem.

C11.38Longeron Type System.

C11.41

C11.35(Introduction.)

C11.41

C11.36(Analysis of Longeron Type System.)

C11.42

C11.37

Eample Problem.

C11.44

C11.38

Summary.

C11.47

C11.39 Problems for Part 2.

C11.48

C11.40 Problems for Part 1.

C11.48

C12

Sandwich Construction and Design.

C12.1

C12.1

Introduction.

C12.1

C12.2

Basic Design Principles.

C12.1

C12.3

Nomenclature.

C12.3

C12.4

Basic Sandwich Structural Properties.

C12.4

C12.4.1 Sandwich Bending Stiffness.

C12.4

C12.4.2 Sandwich Shear Stiffness.

C12.4

C12.4.3

Core Properties.

C12.4

C12.4.4

Core Density.

C12.4

C12.4.5

Core Shear Properties.

C12.5

C12.4.6

Core Flatwise Compression Properties.

C12.6

C12.4.7

Core Flatwise Tension Properties.

C12.7

C12.4.8

Combined Load Strength.

C12.7

C12.4.9

Other Isotropic Cores.

C12.8

C12.5

Honeycomb Flat Panel Failure Modes.

C12.8

C12.5.1

General.

C12.8

C12.5.2

Intracell Buckling.

C12.8

C12.5.2.1

Compression (Ref. 1, 2).

C12.8

C12.5.2.3

Biaxial Loading.

C12.10C12.5.2.4

Biaxial and Shear Loading.

C12.10C12.5.3

Wrinkling.

C12.11

C12.5.3.1

Compression.

C12.11

C12.5.3.2

In-Plane Shear.

C12.12

C12.5.3.3

Biaxila Loading.

C12.12

C12.5.3.4

Biaxial and Shear Loading.

C12.13

C12.5.4 Shear Crimping.

C12.14

C12.5.5

General Instability – Uniaxial Compression.

C12.14

C12.5.6

General Shear Buckling Allowables.

C12.15

C12.5.7

Biaxial Compression.

C12.17468

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C12.5.8
C12.6

Biaxial Compression and Shear.

C12.19Failure Modes in Curved Honeycomb Panels.

C12.20C12.6.1

GeneralC12.20C12.6.2

Uniaxial Compression – Curved Panel (Ref. 6).

C12.20General Instabilty – Cylinder

C12.21C12.6.3

Uniaxial Compression.

C12.21C12.6.4

Torsion (ref. D12).

C12.22

C12.6.5

Uniform External Lateral Pressure (Ref. 7).

C12.22

C12.6.6

Bending Moment.

C12.23C12.6.7

Lateral Load and Axial Compression.

C12.23C12.6.8

Axial Compression, Lateral Load and Torsion.

C12.24

C12.7

Buckling of Flat Panels with Dissimilar Faces.

C12.25

C12.7.1

General.

C12.25

C12.7.2

Uniaxial Compression.

C12.25

C12.8

Core Shear Induced by Loads Applied at Insert.

C12.8.1

C12.26

General.

C12.26

C12.8.2 Shear Stress Distribution.

C12.26

C12.9

C12.27

Corrgated Core Sandwich Failure Modes – Ref. 10.

C12.9.1

General.

C12.27

C12.9.2

Corrugated Sandwich Panel General Buckling Coefficients.

C12.28C12.10Design of Sandwich Structures.

C12.33

C12.10.1

Ggeneral.

C12.33

C12.10.2

Dimpling of Sandwich Facings.

C12.33

C12.10.3

Wrinkling of Sandwich Facings.

C12.34

C12.10.4

Shear Crimping of Sandwich Panels.

C12.35

C12.10.5

General Buckling of Sandwich Panels.

C12.35

C12.10.5

Design of Flat Sandwich Panels.

C12.36

C12.10.5.1

Determining Facing Thicknesses and Panel Parameters.

C12.36

C12.10.5.2

Determining Facing Thickness and Panel Parameters for Honeycomb Panels in Shear.

C12.36

C12.10.5.3

Determining Facing Thickness and Panel Parameters for Corrugated Panels in Compression.

C12.37

C12.10.5.4

Determining Facing Thickness and Panel Parameters for Corrugated Panels inShear.

C12.37

C12.10.6

Design of Sandwich Cylinders.

C12.37

C12.10.6.1

Determining Facing Thicknesses and Panel Parameters for Cylinder in Axial Compression.

C12.38C12.10.6.2

Determining Facing Thickness and Panel Parameters for Cylinders in Torsion.

C12.39C12.10.6.3

Determining Facing Thickness and Panel Parameters for Cylinders Under Lateral Pressure.

C12.39C12.11.1

Example Problem.

C12.40C12.11.2

Example Problem.

C12.41

C12.11.3

Example Problem.

C12.43

C12.11.4

Example Problem.

C12.45

C12.11.5

Example Problem.

C12.46

C12.11.6

Example Problem.

C12.48C12.11.7

Example Problem.

C12.49469

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
C13

Fatigue.

C13.1

C13.1

Introduction.

C13.1

C13.2

Stress Concentrations.

C13.2

C13.3

Fatigue Data.

C13.4

C13.3.1

Unnotched Data.

C13.4

C13.3.2

Notched Data.

C13.6

C13.3.3 Endurance Limit.

C13.7

C13.3.4 Fatigue Testing Machines.

C13.7

C13.3.5

Test Scatter.

C13.8

C13.3.6

Load-N Curves.

C13.9

C13.3.7 Elevated Temperature.

C13.10

C13.5

C13.10

Increasing Fatigue Resistance.

C13.5.1

Introduction.

C13.10C13.5.2 Stress, Strain & Plastic Deformation.

C13.12

C13.5.3 Effect of Residual Stress on Fatigue.

C13.13

C13.5.4 Mechanically Introduced Residual Stresses.

C13.13

C13.5.5

Residual Stresses by Diffusion Hardening.

C13.16

C13.5.6

Increasing Rigidity.

C13.18C13.5.7

Combined Rigidity and Residual Stress.

C13.20C13.5.8

Load Relief at Fasteners.

C13.23

C13.6

Cumulative Fatigue Damage.

C13.26

C13.6.1

Introduction.

C13.26

C13.6.2

Loads.

C13.26

C13.6.3 Predicting Life.

C13.28C13.6.4 Stress Interaction.

C13.29C13.6.5 Fatigue Strength Index – An Easy Out.

C13.31

C13.6.6 Summary on Life Prediction.

C13.34

C13.7

C13.35

Safe Life, Fail Slow and Fail Safe.

C13.7.1 Safe Life and Crack Propagation.

C13.35

C13.7.2 Fail Safe

C13.36

C13.8

C13.37Frequently Overlooked Problem Areas.

C13.8.1 Fatigue Failure of Compressive Surfaces.

C13.37C13.8.2

C13.37

Heavy Forging Attachments on Stressed Parts.

C13.8.3 Single Shear Flush Joints.

C13.38C13.8.4 Fastener Sizes.

C13.38C13.8.5

C13.38

Acoustic Fatigue.

C13.9

Check List.

C13.39C13.10Concluding Remarks.

C13.39CONNECTIONS AND DESIGN DETAILS
D1

D1.1

Fittings and Connections. Bolted and Riveted.

D1.1

Introduction.

D1.1

D1.2

Economy in Fitting Design.

D1.1

D1.3

Fitting Design Loads. Minimum Margins of Safety.

D1.1

D1.4

Special or Higher Factors of Safety.

D1.1

470

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
D1.5

Aircraft Bolts.

D1.2

D1.6

Aircraft Nuts.

D1.2

D1.7

Bolt Shear, Tension & Bending Strength.

D1.3

D1.8

Bolts in Combined Shear and Tension.

D1.3

D1.8a Bushings.

D1.3

D1.9

Single Bolt Fitting.

D1.4

D1.10

Methods of Failure of Single Bolt Fitting and the Allowable Failing Loads.

D1.4

D1.11 Method 2.

Lug Strength Analysis Under Axial Loading.

D1.6

D1.12

Lug Strength Analysis Under Transverse Loading.

D1.8

D1.13

Lug Strength Analysis Under Oblique Loads.

D1.8

D1.14

Bolt Bending Strength.

D1.9

D1.15

Illustrative Problems.

D1.9

D1.16

Bolt Loads for Multiple Bolt Fitting. Bolt Sizes Different. Concentric Loading.

D1.13

D1.17

Multiple Riveted or Bolted Joints Subjected to Eccentric Loads.

D1.13

D1.18

Types of Rivets.

D1.14

D1.19

Rivet Material.

D1.16

D1.20

Strength of Rivets. Protruding Head Type.

D1.16

D1.21

Strength of Rivets. Flush Type.

D1.16

D1.22

Blind Rivets.

D1.17

D1.23

Riveted Sheet Splice Information.

D1.17

D1.24

Illustrative Problems Involving Use of Rivets.

D1.18

D1.25

Rivets in Tension.

D1.25

D1.26

Rivet Tension Strength.

D1.28

D2

D2.1

Welded Connections.

D2.1

Introduction.

D2.1

D2.2

Gas Welding.

D2.1

D2.3

General Notes on the Practical Design of Welded Joints.

D2.1

D2.4

General Types of Welded Steel Fitting Units.

D2.2

D2.5

Electric Arc Welding.

D2.2

D2.6

Effect of Welding on Base Metal.

D2.2

D2.6

Weld-Metal Allowable Stress.

D2.4

D2.7

Allowable Load for Welded Seams.

D2.4

D2.8

Brazing.

D2.4

D2.9

Welding of Aluminum Alloys.

D2.5

D2.10

Illustrative Problems Involving Welding.

D2.5

D2.11 Spot Welding.

D2.7

D2.12

Spot Welding of Aluminum Alloys.

D2.7

D2.13

Spot Strengths.

D2.7

D2.14

Reduction of Tensile Strength of Parent Metal Due to Spot Welding.

D2.8

D3

D3.1

Some Important Details in Structural Design.

D3.1

Introduction.

D3.1

D3.2

Shear Clips.

D3.1

D3.3

Tension Clips.

D3.2

471

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
D3.4

Joggled Members.

D3.4

D3.5

Fillers.

D3.5

D3.6

Cut-outs in Webs or Skin Panels.

D3.7

D3.7

Special Cases of Beam Design.

D3.10

D3.8 Structural Skin Panel Details.

D3.12

D3.9

D3.14

Additional Important Structural Details.

APPENDIX A
I – Elementary Arithmetical Rules of Matrices.

AP.1

II – Application of Matrix Notation.

AP.5

472

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10“Analysis and Design of Flight Vehicle Structures” by E. F. Bruhn
索引（www.aerotraining.com の資料を誤記修正）

Accelerated Motion of Rigid Airplane

A4.8

Aircraft Bolts

D1.2

Aircraft Nuts

D1.2

Aircraft Wing Sections – Types

A19.1

Aircraft Wing Structure: Truss Type

A2.14

Air Forces on Wing

A4.4

Allowable Stresses (and Interactions)C11.36

Analysis of Frame with Pinned Supports

A9.16

Angle Method

C7.1

Application of Matrix Methods to Various Structures

A7.23

Applied Load

A4.1

Axis of Symmetry

A9.4

Beaded Webs

C10.16

Beam Column

A5.21

Beam Design - Special Cases

D3.10

Beam Fixed End Moments by Method of Area Moments

A7.32

Beam Rivet Design

C10.8

Beam Shear and Bending Moment

A5.1

Beam Forces at a Section

A5.7

Beams - Moment Diagrams

A5.6

Beams with Non-Parallel Flanges

C11.9

Beam Shear and Moment Diagrams

A5.2

Beams - Statically Determinate & Indeterminate

A5.1

Bending and Compression of columns

A18.1

Bending Moments - Elastic Center Method

A9.1

Bending of Rectangular Plates

A18.13

Bending Strength - Basic Approach

C3.1

Bending Strength - Example Problems

C3. 4

Bending Strength of Round Tubes

C4.15

Bending Strength - Solid Round Bar

C3.1

Bending Stresses

A13.1

Bending Stresses - Curved Beams

A13.15

Bending Stresses - Elastic Range

A13.13

Bending Stresses - Non-homogeneous Sections

A13.11

Bending Stresses About Principal Axes

A13.2

Bending of Thin Plates

A18.10Bolt Bendng Strength

DI.9

Bolt & Lug Strength Analysis

MethodD1.5

Bolt Shear, Tension & Bending Strengths

D1.3

Boundary Conditions

A24.8

Box Beams Analysis

A22.5

Brazing

D2.4473

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Buckling Coefficient

C5.1

Buckling of Flat Panels with Dissimilar Faces

C12.25

Buckling of Flat Sheets under Combined Load

C5.6

Buckling of Rectangular Plates

A18.20

Buckling of Stiffened Flat Sheets under Longitudinal Compression
Buckling under Bending Loads

C5.6

Buckling under Shear Loads

C5.6

Buckling under Transverse Shear

C8.14

Carry Over Factor

A11.4

Castigliano's Theorem

A7.5

Centroids: Center of Gravity

A3.1

Cladding Reduction Factors

C5.5

Column Analogy Method

A10.1

Column Curves - Non-Dimensional

C2.2

Column Curves – Solution

C2.13

Column End Restraint

C2.1

Column Formulas

C4.2

Column Strength

C7.21

Column Strength with Known End Restraining Moment

C2.16

Combined Axial and Transverse Loads - General Action

A5.21

Combined Bending and Compression

C4.22

Combined Bending and Flexural Shear

C3.10

Combined Bending and Tension

C4.23

Combined Bending and Tension or Compression of Thin Plates

A18.17

Combined Bending & Torsion

C4.23

Combined Stress Equations

C1.2

Compatibility Equations

A24.7

Complex Bending - Symmetrical Section

C3.9

Compressive Buckling Stress for Flanged Elements

C6.1

Conical Shells - Buckling Strength

C8.22

Constant Shear Flow Webs

A14.10Constant Shear now Webs - Single Cell - 2 Flange Beam

A15.3

Constant Shear flow Webs - Single Cell - 3 Flange Beam

A15.5

Continuous Structures Curved Members

A11.31

Continuous Structures - Variable Moment of Inertia

A11.15

Core Shear

C12.26

Correction for Cladding

C7.4

Corrugated Core Sandwich Failure Modes

C12.27

Cozzone Procedure

C3.2

Creep of Materials

B1.8

Creep Pattern

B1.12

Crippling Stresses Calculations

C7.7

Critical Shear StressC11.16

Crystallization Theory

C13.1

Cumulative Damage Theory

C13.3

474

C6.4

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Curved Beams

A5.6

Curved Sheet Panels Buckling Stress

C9.1

Curved Web Systems

C11.29Cut-outs in Webs or Skin Panels

D3.7

Deflection Limitations in Plate Analyses

A17.4

Deflections by Elastic Weights

A7.27

Deflections by Moment Areas

A7.30

Deflections for Thermal Strains

A7. 17

Deflections by Virtual Work

A7. 9

Delta Wing Example Problem

A23. 2

Design for Compression

C4. 2

Design Conditions and Design Weights

A5.12

Design Flight Requirements for Airplane

A4.6

Design Loads

A4.1

Design for Tension

C4.1

Differential Equation of Deflection Surface

A18 12

Discontinuities

A20.15Distribution of Loads to Sheet Panels

A21.2

Ductility

B1.5

Dummy Unit Loads

A8.6

Dynamic Effect of Air Forces

A4.13

Effect of Axial Load on Moment Distribution

A11.22

Effective Sheet Widths

C7.20

Elastic Buckling Strength of Flat Sheet in Compression

C5.1

Elastic / Inelastic Action

B1.5

Elastic Lateral Support Columns

C2. 17

Elastic Stability of Column

A17.2

Elastic Strain Energy

C1. 6

Elasticity and Thermo elasticity: One-Dimensional Problem

A26.1

Elasticity and Thermo elasticity: Two-Dimensional Equations

A25.1

Electric Arc Welding

D2.2

End Day Effects

C11.23

End Moments for Continuous Frameworks

All.10Equations of Static Equilibrium

A2.1

Equilibrium Equations

A24.2

Failure of Columns by Compression

A18.4

Failure Modes in Curved Honeycomb Panels

C12.20

Failure of Structures

B1.1

Fatigue Analysis - statistical Distribution

C13.4

Fatigue and Fail-Safe Design

C13.8

Fatigue of Materials

B1.14

Fatigue S-N Curves

C13.13

Fillers

D3.5

Fitting Design

D1.1

Fixed Fad Moments

A11.3

475

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Fixed End Moments Due to Support Deflections

A11.9

Fixity Coefficients

C2.1

Flange Design

C10.1

Flange Design Stresses

C10.2

Flange Discontinuities

C10.7

Flange Loads

C11.8

Flange Strength (Crippling)

C10.4

Flat Sheet Web with Vertical Stiffeners

C10.1

Flexural Shear Flow Distribution

A15.24

Flexural Shear Flow Symmetrical Beam Section

A14.5

Flexural Shear Stress

A14.1

Flight Structures - Required Strength

C1.7

Forces on Airplane in Flight

A4.4

Formulation of Plane Stress Problem

A25.5

Frames with Joint Displacements

A12.8

Frames with One Axis of Symmetry

A10.2

Frames with Unknown Joint Deflections

A11.17

Frames with Unknown Joint Displacement

A12.6

Fuselage - Balance Diagram

A5.13

Fuselage - Basic Structure

A20.1

Fuselage - Example Problem Solutions

A20.9

Fuselage Frames

A21.17

Fuselage Shears and Moments

A5.12

Fuselage Shears and Moments for Landing Conditions

A5.18

Fuselage Stress Methods

A20.3

Fuselage - Ultimate Bending Strength

A20.6

Gas Welding

D2.1

General Organization of an Aircraft Company

Al.1

General Types of Loading

B1.1

Gerard Method

C7.2

Gust Load Factors

A4.6

Gust Loads

C13.23

Honeycomb Flat Panel Failure Modes

C12.8

Impact loading

B1.15

Impact Testing Methods

B1.15

Inelastic Buckling

A18.6

Inelastic Buckling strength at Flat Sheet in Compression

C5.3

Inelastic Buckling at Thin Sheets

A18.23

Inertia Forces

A4.2

Inertia Loads Due to Angular Acceleration

A5.18

Inertia Loads Due to Unit 100,000 in.lbs Pitching Moment

A5.19

Initial Stresses

A8.13

Internal Shear Flaw Systems

A6.6Inter-Rivet Buckling Stress

C7.12

Joggled Members

D3.4

476

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Johnsm-Euler Equation

C7.22

Joints - Method of

A2.10

Landing Gear Units – Calculating Reactions & Loads on Members
Landing Impact Loads

C13.32Large Deflections in Plates

A17.6

Limit Loads

A4.1

Load Factors

A4.5

Loaded Continuous Beam with Yielding Supports

A12.5

Longeron Type System

C11.41

Maneuver Loads

C13.30Mass: Moment of Inertia

A3.l

Maximum Shear Stresses for Simple Cross-Sections

A14. 5

Membrane Action in Thin Plates

Al7.5

Membrane Analogy

A6.3

Membrane Equations of Equilibrium

A16.1

Metallic Materials

B2.1

Method of Displacements

A23.1

Method of Joints – Trusses

A2.10

Method of Moments – Trusses

A2.11

Method of Shears – Trusses

A2.12

Methods of Column Failure

C2.1

Modulus of Rupture

C3.3

Modulus Rupture Stress

C4.15

Modulus Theory

A18.6

Mohr's Circle

C1.3

Moment Distribution Method

A11.1

Moment of Inertia - Strength of Columns

C2.8

Moments for Combinations of Various Load Systems

A5.22

Moments of Inertia – Airplane

A3.8

Moments of Inertia – Centroids

A3.1

A2.23

Monocoque Circular Cylinders: Buckling under External Pressure

C8.11

Monocoque Circular Cylinders: Buckling under Pure Bending

C8.7

Monocoque Circular Cylinders: Problems for Finding Buckling Strength

C8.17

Monocoque Cylinders: Buckling under Axial Compression

C8.1

Monocoque Cylinders Budding under Axial Load and Internal Pressure

C8.3

NACA method

C11.24

Needham Method

C7.1

Neutral Axis Location

A13.1

Neutral Axis Method

A13.3

Octahedral Shear Stress Theory

C1.8

Parallel Axis Theorem

A3.1, A3. 9

Physical Action of Wing Section

A19.11

Plane Strain

A25.7

Plane Stress

A25.1

Plate Beading Analysis

A17.3

477

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Plate Beading Equations

A17.1

Poisson's Ratio

B1.7

Practical Wing Section Application

A19.24Pressure Vessels Applications

A16.2

Pressurized Cabin Stress Analysis

A16.6

Principal Axes

A3.10

Principal Strains

C1.5

Principle of Superposition

A5.1

Product of Inertia

A3.9

Radius of Gyration

A3.1

Redundant Reactions by Least Work

A5.2

Redundant Stress Calculations

A5.27

Redundant Stresses by Least Work

A8.3

Redundant Structures with Members Subjected to Loadings

A8.11

Relation - Shear and Bending Moment

A5.4

Restraint Produced by Lips and Bulbs

C7.6

Rib Loads from Discontinuities

A21.11

Rib - Multiple-Stringer Beam

A21.9

Rib - Single Cell Beam

A21.6

Rib - Three Stringer Beam

A21.7

Rivet Design

C11.15

Rivet Loads

C11.7

Riveted Connections

D1.14

Rivets in Tension

D1.25

Sandwich Construction and Design

C12.1

Sandwich Structural Properties

C12.4

Sandwich Structures Design

C12.33

Secant Modulus

B1.5

Secondary Bending moments in Trusses

A11.29Section of Maximum Bending Moment

A5.4

Section Properties

A3.2

Shear Center

A14.1

Shear Center Location - Neutral Axis Method

A14.15

Shear Center of Single Cell - Three FIange Beam

A15.6

Shear Center of Single Cell - Two Flange Beam

A15.4

Shear Clips

D3.1

Shear Flow Cellular Beams

A15.24

Shear Flow - Multiple Cells

A15.16

Shear Flow in Tapered Sheet Panel

A15.27

Shear Lag Influences

A19.24

Shear Loads

C11.5

Shear Stresses & Shear Center - Beam Sections

A14.6

Shear Stresses Unsymmetrical Beam Sections

A14.8

Shearing Stresses from Principal Stresses

C1.1

Sheet-Stiffener Panels - Failing Strength

C7.15

478

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Sheet Wrinkling Failure

C7.15

Single Bolt Fitting

D1.4

Single Cell Beam Symmetrical about One Axis

A15.1

Single Cell - Multiple Flange One Axis of Symmetry

A15.7

Single Cell - Unsymmetrical Multiple Flange

A15.8

Single Spar - Cantilever Wing - Metal Covered

A19.10Slope Deflection - Hinged End

A12-3

Static Tension Stress-Strain Diagram

B1.2

Statically Determinate Coplanar Structures and Loadings

A2.17

Statically Determinate and Indeterminate Structures

A2.4

Statically Indeterminate Frames - Joint Rotation

A12.7

Statically Indeterminate Problem

A8.1

Stepped Column – Strength

C2.14

Stiffened Cylindrical Structures - Ultimate Strength

C9.8

Stiffness & Carry-over, Factors for Curved Members

A11.30

Stiffness Factor

A11.4

Strain - Displacement Relations

A24.5

Strain Energy

A7.1

Strain Energy of Plates Due to Edge Compression and Bending

A18.19Strain Energy in Pure Bending of Plates

A11.12

Streamline Tubing – Strength

C4.12

Strength Checking and Design – Problems

C4.5

Strength of Round Tubes under Combined Loadings

C4.22

Stress Analysis Formulas

C11.15Stress Analysis of Thin Skin - Multiple Stringer Cantilever Wing
Stress Concentration Factors

A19.20C13.10Stress Distribution & Angle of Twist for 2-Cell Thin-Wall Closed Section
Stress-Strain Curve

B1.7

Stress-Strain Relations

A24.6

Stresses around Panel Cutout

A22.1

Stresses in Uprights

C11.17

Stringer Systems in Diagonal Tension

C11.32

Structural Design Philosophy

C1.6

Structural Fittings

A2.2

Structural Skin Pawl Details

D3.12

Structures with Cu ved Members

A11.29successive Method for Multiple Call Beams

A15.24

Symbols for Reacting Fitting Units

A2.3

Symmetrical Sections - External Shear Loads

A14.2

Tangent Modulus

B1.5

Tangent-Modulus Theory

A18.8

Taxi Loads

C13.33Tension Clips

D3.2

Tension-Field Beam Action

C11.1

Tension-Field Beam Formulas

C11.2

479

A6.7

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Theorem of Castigliono

A7.5

Theorem of Complementary Energy

A7.5

Theorem of Least Work

A8.2

Theorems of Virtual Work and Minimum Potential Energy

A7.5

Thermal Deflections by Matrix Methods

A8.39

Thermal Stresses

A8.14

Thermal Stresses

A8.33

Thermoelasticity - Three-Dimensional Equations

A24.1

Thin Walled Shells

A16.5

Three Cell - Multiple Flange Beam – Symmetrical about One Axis
Three Flange - Single Cell Wing

A29.5

Torsion - Circular Sections

A6.1

Torsion - Effect of End Restraint

A6.16

Torsion - Non-circular Sections

A6.3

Torsion Open Sections

A6.4

Torsion of Thin-Walled Cylinder having Closed Type Stiffeners

A15.15

A6.15

Torsion Thin-Walled Sections

A6.5

Torsional Moments – Beams

A5.9

Torsional Modulus of Rupture

C4.17

Torsional Shear Flow in Multiple Cell Beams by Method of Succesive Corrections

A6.10

Torsional Shear Stresses to Multiple-Cell Thin-Wall Closed Section – Distribution

A6.7

Torsional Strength of Round Tubes

C4.17

Torsional Stresses in Multiple-Cell, Thin-Walled Tubes

A6.8

Transmission of Power by Cylindrical Shaft

A6.2

Triaxial Stresses

C1.5

Truss Deflection by Method of Elastic Weights

A7.33

Truss Structures

A2.9

Trusses with Double Redundancy

A8.10

Trusses with Multiple Redundancy

A8.11

Trusses with Single Redundancy

A8.7

Tubing Design Facts

C4.5

Two-Dimensional Problems

A26.5

Two-Cell Multiple Flange Beam - One Axis of Symmetry

A15.11

Type of Wing Ribs

A21.1

Ultimate Strength of Tubing in Combined Bending & Flexural Shear

C4.25

Ultimate Strength of Tubing in Combined Compression, Bending, Flexural Shear & Torsion
Ultimate Strength of Tubing in Combined Compression, Bending & Torsion

C4.24

Ultimate Strength of Tubing in Combined Tension, Torsion and Internal Pressure

C4.26

Uniform Stress Condition

C1.1

Unit Analysis for Fuselage Shears and Moments

A5.25

Unsymmetrical Frame

A9.2

Unsymmetrical Frames or Rings

A10.4

Unsymmetrical Frames using Principal Axes

A9.18

Unsymmetrical Structures

A9.13

Velocity - Lead Factor Diagram

A4.7

480

C4.26

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Wagner Equations

C11.4

Web Bending & Shear Stresses

C10.5

Web Design

C11.18Web Splices

C10.10Web Strength Stable Webs

C10.5

Webs with Round Lightening Holes

C10.17

Welding

D2.1

Wing Analysis Problems

A19 .2

Wing Arrangements

A19.1

Wing Effective Section

A19.12

Wing Internal, Stresses

A23.25

Wing Shear and Bending Analysis

A19.14and Bending Moments

A5.9

Wing - Shear Lag

A19.25

Wing Shears and Moments

A5.10

Wing Stiffness Matrix

A23.11

Wing Strength Requirements

A19.5

Wing Stress Analysis methods

A19.5

Wing - Ultimate Strength

A19.11Work of Structures Group

A1.2

Y Stiffened Sheet Panels

C7.2

481

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

9.4 蛇足
文献で見つけた印象に残った文章と著者の経験から得たことを蛇足ながら書きつけておく．
（１）Bruhn の教科書（文献[1-4]）からフリーボディ・ダイヤグラムの重要性を述べている．
重要事項（D3.9 項の最後の項目）「詳細構造設計における最も重要な事柄は，力の釣合いである．設計者が構造組立のすべての部品の力の釣合いを示せば，ほとんどの誤りは避けることができるだろう．構造における強度の問題の大部分は，単に静力学の法則を見逃すことにより発生し，この検討の労をとらなかった小さな些細な部品でおきる．計算尺やデータ集にとってかわる眼力を養うには多大な経験が必要である．初心者や仕事を初めて間もない設計者は構造設計のすべての方面に関するこの経験を持っていない．このような状況では，毎回，構造組立のすべての部品の荷重の釣合いを描くことが唯一の安全な道である．これを実践すれば，荷重のもとで構造がどのように変形するかを理解できるようになる．荷重が負荷されたとき押しあうか，引っ張りあうか，こじるか，という部材間の結合部における問題点の予知の大きな助けになる．
」（２）Joint Aviation Authorities（JAA）の文書（文献[2-74]）
以下の文章は，装備品に関する記述であるが，構造に対しても当てはまる．解析の限界を知って，適切に解析・設計することの重要性を述べている．
解析の妥当性と限界について「解析は，使っている仮定，データ，解析方法が正しい限りにおいて正確である．したがって，要求に対する適合性を示すためには，基づいている仮定，データ，解析方法を明確に示すことと，解析の結果が妥当である
ことを保証する必要がある．解析結果の変動は，破壊モード，破壊の影響，破壊の頻度，破壊の確率分布関数，
破壊検知方法，故障の独立性，解析方法の限界，手順，仮定といった要素に影響を受ける．上記の項目に関して設定した仮定の妥当性を示すことが，解析の重要な一部でなければならない．同一または類似のシステムまたはコンポーネントの経験を使い，設計の差に伴う許容範囲を考慮して，仮定の妥当性を示すことができる．
安全解析の適切性を十分に保証できない場合や，データまたは仮定が破壊条件の受容に決定的である場合には，余分な安全余裕を解析または設計に組み入れるべきである．他の方法では，解析の結果がデータと仮定の不確実性に影響を受けないことを示すまで，データと仮定の不確実性を評価することが必要である．
」

482

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10（NPA 25F-281, 1998）483

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10（３）「日本のものづくりへの提言 – 計算力学の適切な使用に関して」以下に示すのは，計算力学の安易な使い方に関する戒めの言葉である．元山氏の意見にまったく同感である．

484

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

485

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10（４）著者の経験から
「強度計算ができない構造は悪い構造．
」
強度計算できないということは，荷重経路がなかったり，高次の不静定構造であったりしている場合であるから，それは構造として成り立っていないことが多い．荷重経路が明確な構造がよい構造である．
強度計算ができないような構造に出会ったら，設計者に設計を変更するよう要求すべきである．
Grumman Stress Manual には，”Don’t Analyze a Bad Design” という注意書きが載っているとのことである．

「構造は計算していなかった場所で壊れる．
」
強度計算をしてある場所は，一応検討をしてあるので，よほどの間違いをしていないかぎり壊れることはない．破壊モードを見落としたり，最小断面を見落としたりした場所で壊れるものである．したがって，どこで，どう壊れるかを抽出できるかどうかが強度計算で一番大事なポイントである．この段階で見落としたら，もう取り戻せない．

「荷重がかかったときの変形を想像せよ．
」
構造に荷重がかかったときの変形が頭に浮かべば，構造の弱いところがありありと見えてくる．そうす
ると，どこで，どう破壊するかがわかるようになる．図面に荷重の大きさと向きを記入して，どこが伸びて，どこが縮むか，どこがどう曲がるかを想像する訓練をするとよい．FEM 解析をしたら，必ず変形図をよく見る習慣をつけよう．

「板は面外荷重と集中荷重に弱い．
」
航空機構造は薄板構造が基本であるが，板は面外荷重が入って曲げがかかると弱い．面内荷重であっても集中荷重には弱い．板に面外荷重や集中荷重が入るところには必ず「骨」を配置すること．

「固いほうへ荷重は流れる．
」
支持部の剛性で内部荷重が変わることを理解することが大事である．ある部材単独で見ていてはいけな
い．組立図，取付図を見て，結合部とその周辺（裏側を含めて）の支持剛性を調べること．支持剛性が高い場所，距離が近い場所に荷重が流れるので，それを考慮して部品の寸法やボルトのサイズと本数を決める．

「結合部を先に設計・サイジングせよ．
」
製造のために構造を分割する必要がある．分割した構造を結合しなければならないが，結合部では大きい荷重を伝達しなければならないので，構造の結合部は，静強度と疲労強度のどちらの観点からも重要であり，設計が難しい．まず結合部から設計・サイジングするべきである．一般部から設計・サイジン
グすると，結合部の強度を計算する段になって結合部の強度が足りないという事態に陥ることがある．

「解析方法はいくつもある．時と場合によって使い分けよ．
」
初めからなんでも FEM 解析を行うのはよくない．まず，どういう解析方法を使ったらよいかを考えよう．
どんな問題でも複数の解析方法があるはずである．どういう解析方法があるかを知るには，ふだんからいろいろな文献を読んでおくとよい．いざというときに役に立つ．
解析方法によって，解析の手間と解析精度は異なる．安全側の仮定を置けば，手計算でも解析できることが多い．手計算でできるものをわざわざ FEM 解析を使って解析する必要はない．FEM 解析を使って同じ問題を解くにしても，簡単なモデルから複雑なモデルまでいろいろなレベルの解析のしかたが考えられる．投入できるリソース（人と時間）と必要な精度を勘案してどの解析方法をとるかを決定することが大事である．

486

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

10

参考文献

本書を作成するにあたって参考にした教科書と文献を以下に示す．

10.1 教科書


航空機構造（日本語）[1-1] 小林繁夫，「航空機構造力学」，丸善（株），1992．
航空機構造力学全般を扱っており，最初に読むとよい教科書である．理論的な解説が充実している．有限要素法についての記述がないのが残念である．
[1-2] 新沢順悦，藤原源吉，川島孝幸，「航空機の構造力学」，産業図書（株），1989．
[1-1]とよく似た教科書である．Peery の教科書に載っている例題をそのまま使っている．例題が多いのがよい．


航空機構造（英語）[1-3] D. J. Peery and J. J. Azar "Aircraft Structures", McGraw-Hill, New York, 1982.
航空機構造解析の入門書の名著であった Peery の教科書の改訂版で，有限要素法についての説明が追加された．
入門書として最適である．
[1-4] E. F. Bruhn, “Analysis and Design of Flight Vehicle Structures,” S. R. Jacobs & Associates, Inc., 1973.
航空機構造解析の解説書とマニュアルを兼ねた本である．理論的な解説とともに，実際の構造解析で出くわす
ような例題が多く記載されており，理解に役立つ．強度解析の実務に役立つチャートが多く掲載されている．
航空機構造解析者の必携の書である．有限要素法が生まれた頃の本であるので，マトリックス構造解析の章は内容が古くなり，役に立たない．
詳細な目次と索引を 9.3 項に示したので利用されたい．
[1-5] M. C. Niu, “Aircraft Structural Design,” Conmilt Press Ltd., 1989.
Bruhn の本をやさしくしたような教科書である．実機構造の図がたくさん記載されているので，実機例を知るのに便利である．設計の指針の詳細説明がある．例題は載っているが，理論的な解説はほとんどない．
[1-6] M. C. Niu, “Airframe Stress Analysis and Sizing,” Conmilt Press Ltd.
[1-5]と同じ著者による航空機構造の強度計算の教科書である．内容が重なっているところが多い．
[1-7] Jean-Claude Flabel, “Practical Stress Analysis for Deign Engineers,” Lake City Publishing Co., 1997.
単純化のしかたとフリーボディ・ダイヤグラムの描き方を詳しく説明している．書名のとおり設計者向けの教科書である．解析担当者向けとしてはもの足りない．
[1-8] T. H. G. Megson , “Aircraft Structures for Engineering Students, Fourth Edition” Elsevier Aerospace Engineering.
題名どおり，航空機構造解析の大学生向けの教科書である．理論的な面が充実している．ただし，学生用の教科書であるため，実務者向きではない．
[1-9] W. F. McCombs, “A Supplement to Analysis & Design of Flihgt Vehicle Structures For Increased Scope andUsefulness,” Datatech.

10.2 文献
本書を書くために参考にした本と文献を挙げる．NACA，NASA のレポートはインターネットで無料で入手できる．
[2-1] 林毅編，
「軽構造の理論とその応用（上下）」，日本科学技術連盟，1966．
理論的な解説が行き届いていて，薄板の構造力学を勉強するには最適である．変分原理（エネルギ法）の解説が簡潔でわかりやすい．残念なことに本書は絶版になっている．４０年前の本であるが，今でも内容は古くなっていない．
[2-2] C. L. ディム，I. H. シャームス，（砂川惠監訳），「材料力学と変分法」，ブレイン図書出版（株），1977．
変分原理（エネルギ法）の教科書である．理論的な面を強調している．例題が多く，理論的な教科書にしてはわかりやすい．変分原理の教科書としては最高だろう．

487

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10[2-3] K. Washizu, “Variational Methods in Elasticity and Plasticity,” Pergamon Press, 1968.
構造力学の変分原理に関する名著である．
[2-4] 滝敏美，
「表計算ソフトの最適化機能を用いた構造問題へのエネルギ法の直接解法の適用」，第 50 回構造強度に関する講演会講演集，2008 年．
本書の例題で使ったエネルギ法による直接解法を紹介した論文．
[2-5] “Metallic Materials Properties Development and Standardization (MMPDS),” Department of Transportation Report
DOT/FAA/AR-MMPDS-01, January 2003.
航空機用金属材料の強度データ集．インターネット http://www.everyspec.com/ から検索してダウンロードできる．最新版は有料であるが，この初版は無料である．
[2-6] “Composite Materials Handbook, Volume 1. Polymer Matrix Composites, Guidelines for Charcterization of Structural
Materials,” MIL-HDBK-17-1F, June 17, 2002.
“Composite Materials Handbook, Volume 3. Polymer Matrix Composites, Material Usage , Design and Analysis,”
MIL-HDBK-17-3F, 23 January, 2003.
航空機用複合材料の詳細解説．複合材の力学，材料試験法，構造要素試験法，構造設計のノウハウまでを解説している．インターネット http://www.everyspec.com/ から検索してダウンロードできる．
[2-7] S. J. Garvey, “The Quadrilateral ‘Shear’ Panel, The Peculiar Stressing Problems Arising in the Structure of the
Non-Rectangular Swept Wing,” Aircraft Engineering, May 1951, p.134-135, 144.
四辺形せん断パネルのコンプリメンタリ・エネルギの計算式を導いた論文．NASTRAN のせん断パネル要素の基礎となっている．
[2-8] G. E. Maddux, L. A. Vorst, F. J. Giessler and T. Moritz, “Stress Analysis Manual,” AFFDL-TR-69-42 (AD0759199).
米空軍が発行した航空機構造の強度計算マニュアルである．インターネット http://www.dtic.mil/dtic/ から検索
してダウンロードできる．
[2-9] M. Farley, “Establishing New Methodologies With MSC SOFTWARE Products to Develop a 747SP Finite Element
Model for FAA Certification of Airframe Design Modification.”[2-10] R. J. Burt, “Structural Certification of the F-16 Block 52+ Aircraft,” 2005 USAF Aircraft Structural Integrity Program
Conference, 29 November 2005.
[2-11] W. C. Young, “Roark’s Formulas for Stress and Strain,” Sixth Edition, McGraw-Hill Book Company.
[2-12] 倉西正嗣，「弾性学」，（株）国際理工研究社，1949 年．
[2-13] Engineering Sciences Data Unit, “Elastic Direct Stresses and Deflections for Flat Rectangular Plates under Uniformly
Distributed Normal Pressure,” ESDU 71013, May 1971.
[2-14] S. Timoshenko and S.Woinowsky-Krieger, “Theory of Plates and Shells,” Second Edition, MacGraw-Hill, Inc.
[2-15] M. B. Tate and S. J. Rosenfeld, “Preliminary Investigation of the Loads Carried by Individual Bolts in Bolted Joints,”
NACA TN 1051, 1946.
[2-16] H. Huth, “Influence of Fastener Flexibility on the Prediction of Load Transfer and Fatiue Life for Multiple-Row
Joints,” Fatigue in Mechanically Fastened Composite and Metallic Joints, ASTM STP 927, 1986, pp.221-250.
[2-17] Ian Taig, “Rules for Modelling Structures”
インターネットの Engineering Tips Forum（http://www.eng-tips.com/）の Aircraft Engineering Forum で紹介されていた資料．イギリスの British Aerospace 社のチーフエンジニアが書いた航空機構造の FEM モデル化の解説．
[2-18] “NASTRAN-xMG User’s Reference Manual V 2.5.0,” The MacNeal Group LLC.
[2-19] P. Hoogenboom and J. Blaauwendraad, “Quadrilateral Shear Panel,” Engineering Structures 22, 2000, p.1690-1698.
[2-20] R. Hariri, “Post-buckling Behaviour of Tee-Shaped Aluminum Columns,” PhD Thesis, 1967, University of Michigan,USA.
[2-21] J. Mennink, “Cross-sectional Stability of Alumiun Extrusions, Prediction of the Actual Local Buckling Behaviour,”
PhD Thesis, 2002, Technical University of Eindhoven, The Netherlands.
[2-22] J. E. Duberg, “A Numerical Procedure for the Stress Analysis of Stiffened Shells,” Journal of the Aeronautical Sciences,488

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
Volume 16, Number 8, August 1949, pp.451-462.
[2-23] R. T. Barrett, “Fastener Design Manual,” NASA-RP-1228, 1990.
[2-24] 航空機部品・素材産業振興に関する調査研究成果報告書 No.1102「新 6000 系合金の航空機用鍛造／押出材の開発」, 1997 年 3 月，社団法人航空宇宙工業会[2-25] “Stress Course for Liasion Engineers,” USAF Reserve Officers ABDR Training Program.
インターネットで見つけた強度計算の入門書．米空軍の講習会のテキストである．例題が多い．
[2-26] G. Gerard, “Handbook of Structral Stability, Part IV – Failure of Plates and Composite Elements,” NACA-TN-3784,
1957.
[2-27] “Astronautic Structures Manual, Volume I,” NASA TM X-73305, 1975.
[2-28] “Astronautic Structures Manual, Volume II,” NASA TM X-73306, 1975.
[2-29] G. Gerard, “The Crippling Stremgth of Compression Elements,” Journal of Aeronautical Sciences, January 1958,
pp.37-52.
[2-30] H. B. Crockett, “Predicting Stiffener and Stiffened Panel Crippling Stresses,” Journal of Aeronautical Sciences,
November 1942, pp.501-509.
[2-31] R. Needham, “The Ultimate Strength of Aluminum-Alloy Formed Structural Shapes in Compression,” Journal of
Aeronautical Sciences, April 1954, pp.217-229.
[2-32] E. H. Schuette, “Observations on the Maximum Average Stress of Flat Plates Buckled in Edge Compression,” NACA
TN 1625, 1949.
[2-33] E.E. Lundquist," The Compressive Strength of Duralumin Columns of Equal Angle Section," NACA TN-413, 1932.
等辺アングルのねじれ座屈の試験データが載っている．
[2-34] W. Ramberg and W. R. Osgood, “Description of Stress-Strain Curves by Three Parameters,” NACA TN-902, 1943.
[2-35] Y. Kim and T. Pekoz, “Behavior and Design f Aluminum Members in Bending,” Report 03-04, School of Civil andEnvironmental Engineering, Cornell University, August 2003.
[2-36] F. P. Cozzone, “Bending Strength in the Plastic Range,” Journal of Aeronautical Sciences, May 1943, pp.137-151.
[2-37] S. P. Timoshenko and J. Gere, “Theory of Eastic Stability,” Second Ed., 1961, Dover Publication Inc.
[2-38] K. Chan, H. Guzman, K-W. Liu, and T-J Tzong, “Implementation and Certification of Integral Structures on the C-17
Aircraft,” 29 Nov., 2005.
[2-39] G. Gerard and H. Becker, “Handbook of Structural Stability, Part III – Buckling of Curved Plates and Shells,” NACA
TN-3783, 1957.
[2-40] M. A. Melcon and A. F. Enshrud, “Analysis of Stiffened Curved Panels Under Shear and Compression,” Journal of
Aeronautical Sciences, February 1953, pp.111-119.
[2-41] “Joint Service Specification Guide, Aircraft Structures, General Specification For,” JSSG-2006, 30 October, 1998.
[2-42] S. B. Batdorf, M. Schildcrout and M. Stein, “Critical Stress of Thin-Walled Cylinders in Axial Compression,” NACA
TN-1343, 1947.
[2-43] M. Stein and R. W. Fralich, “Critical Shear Stress of Infinity Long, Simply Supported Plate with Transverse
Stiffeners,” NACA TN-1851, 1949.
[2-44] A. F. Grisham, “A Method for Including Post-Buckling of Plate Elements in the Internal Loads Analysis of Any
Complex Structure Idealized Using Finite Element Analysis Methods,” AIAA Paper No.78-515.
[2-45] P. Kuhn, J. P. Peterson and L. R. Levin, “Summary of Diagonal-Tension, Part I.,” NACA TN-2661, 1952.
[2-46] P. Kuhn, J. P. Peter son and L. R. Levin, “Summary of Diagonal-Tension, Part II.,” NACA TN-2662, 1952.
[2-47] A. G. Tsongas and R. T. Ratay, “Investigation of Diagonal-Tension Beams with Very Thin Stiffened Webs,” NASA
CR-101854, 1969.
[2-48] R. M. Mello, R. E. Sherrer and M. D. Musgrove, “Intermediate Diagonal Tension Field Shear Beam Development for
the SST,” Journal of Aircraft, Volume 9, No.7, July, 1972, pp.470-476.
[2-49] H. Becker, “Handbook of Structural Stability, Part II – Buckling of Composite Elements,” NACA TN-3782, July 1957.

489

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10[2-50] G. L. Gallaher and R. B. Boughan, “A Method of Calculating the Compressive Strength of Z-Stiffened Panels that
Develop Local Instability,” NACA TN-1482, November 1947.
[2-51] R. B. Boughan and G. W. Baab, “Charts for Calculation of the Critical Compressive Stress for Local Instability of
Idealized Web and T-Stiffened Panels,” NACA WR L-204, 1944.
[2-52] G. Gerard and H. Becker, “Handbook of Structural Stability, Part I – Buckling of Plates,” NACA TN-3781, July 1957.
[2-53] S. Yusuff, “Buckling Phenomena of Stiffened Panels,” Journal of the Aero/space Sciences, August 1958, pp.507-514.
[2-54] W. J. Stroud, W. H. Greene and M. S. Anderson, “Buckling Loads of Stiffened Panels Subjected to Combined
Longitudinal Compression and Shear: Results Obtained With PASCO, EAL, and STAGS Computer Programs,” NASA
TP-2215, January 1984.
[2-55] G. Gerard, “Handbook of Structural Stability, Part V – Copmressive Strength of Flat Stiffened Panels,” NACA
TN-3785, August 1957.
[2-56] G. Gerard, “Effective Width of Elastically Supported Flat Plates,” Journal of the Aeronautical Sciences, October 1946,
pp.518-524.
[2-57] J. C. Ekval, “Static Strength Analysis of Pin-Loaded Lugs,” Journal of Aircraft, Vol. 23, No. 5, May 1986, pp.438-443.
[2-58] “Aerospace Fasteners, Numerical Listing of Parts, 1995 Edition,” SPS Technologies.
[2-59] “In-Flight Separation of Vertical Stabilizer American Airlines Flight 587, Airbus Industrie A300-605R, N14053, Belle
Harbor, New York, November 12, 2001” National Transportation Safety Board Aircraft Incident Report
NTSB/AAR-04/04, 2004.
[2-60]“DamageTolerance

Assessment

Handbook,

VolumeII:

Airframe

DamageTolerance

Evaluation,”

DOT/FAA/CT-93/69.II, DOT-VNTSC-FAA-93-13.II, October 1993.
[2-61] Xiaojiang Gao, “Strength Determination of Heavy Clip-Angle Connection Components,” Master’S Thesis, Universityof Cincinnati, 2002.
[2-62] G. Gerard,” Secant Modulus Method for Determining Plate Instability Above the Proportional Limit,” Journal of the
Aeronautical Sciences, January 1946, pp.38-48.
[2-63] Engineering Sciences Data Unit, “Strength of Angles and Club-foot Fittings (Transmitting Tensile Loads),” ESDU
84039, May 2006.
[2-64] K. Kathiresan, T. M. Hsu and T. R. Brussat, “Advanced Life Analysis Methods – Crack Growth Analysis Methods for
Attachment Lugs,” AFWAL-TR-84-3080, Volume II, 1984.
[2-65] P. Kuhn, “Stresses in Aircraft and Shell Structures,” McGraw-Hill Book Co., 1956.
[2-66] T. Swift, “Damage Tolerance in Pressurized Fuselages,” 11th Plantema Memorial Lecture, New Materials and Fatigue
Resistant Aircraft Design, The Proceedings of the 14th Symposium of the International Committee on Aeronautical
Fatigue, 1987.
[2-67] R.J.H. Wanhill, “Milestone Case Histories in Aircraft Structural Integrity,” NLR-TP-2002-521.
[2-68] P. Christiansen, G.R. Bateman and A. Navarrete, “C-130 Center Wing MSD/MED Risk Analysis,” 2006 USAF Aircraft
Structural Integrity Program Conference, 28 November 2006.
[2-69] H. J. Grover, S. M. Bishop and L. R. Jackson, “Fatigue Strengths of Aircraft Materials, Axial-Load Fatigue Tests on
Notched Sheet Specimens of 24S-T-3 and 75S-T6 Aluminum Alloys and of SAE 4130 Steel with Stress-Concentration
Factors of 2.0 and 4.0,” NACA TN-2389.
[2-70] “Standard Practices for Cycle Counting in Fatigue Analysis,” ASTM E 1049-85.
[2-71] M. A. Melcon and F. M. Hoblit,” Developments in the Analysis of Lugs and Shear Pins,” Product Engineering, 24,
May 1953, pp.160-170.
[2-72] W. D. Pilkey and D. F. Pilkey , “Peterson's Stress Concentration Factors (3rd Edition),” John Wiley & Sons, 2008.
[2-73] 西田正孝，「応力集中 増補版」
，森北出版，2001．
[2-74] “Commercial Airplane Certification Process Study, An Evaluation of Selected Aircraft Certification, Operations, andMaintenance Processes,” FAA, 2002.

490

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10[2-75] D. F. Bryan, “The B-52G-H Wing Cyclic Test Program,” AFFDL TR 70-144, Proceedings of the Air Force Conference
on Fatigue and Fracture of Aircraft Structures and Materials, 1969.
[2-76] H. Ansell and T. Johansson, “Widespread Fatigue Damage in Combat Aircarft,” AGARD-CP-568, pp.17-1–17-11,
1995.
[2-77] U. G. Goranson, “Fatigue Issues in Aircraft Maintenance and Repairs,” Int. J. Fatigue, Vol. 20, No.6, pp.413-431, 1997.
[2-78] M. M. Spencer, “The Boeing 747 Fatigue Integrity Program,” Advanced Approaches to Fatigue Evaluation, Sixth
ICAF Symposium, NASA SP-309, pp.127-178, 1971.
[2-79] J. P. Waszczak and T. A. Cruse, “A Synthesis Procedure for Mechanically Fastened Joints in Advanced Composite
Materials,” AFML-TR-73-145, Volume II, 1973.
[2-80] K. N. Shivakumar and J. C. Newman, Jr., “Stress Concentrations for Straight-Shank and Countersunk Holes in Plates
Subjected to Tension, Bending and Pin Loading,” NASA TP-3192, 1992.
[2-81] S. Buchanan, “Development of a Wingbox Rib for a Passenger Jet Aircraft using Design Optimization and Constrained
to Traditional Design and Manufacture Requirements,” Altair Engineering CAE Technology Conference 2007, p.7-1 –
7-8.

491

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

あとがき
大学を卒業以来約 30 年，航空機構造技術者として幸いなことに多くの航空機の開発にたずさわることができた．
その機種を挙げれば，中等練習機 T-4 の開発に始まり，支援戦闘機 F-2，ティルトローター機 BA-609，リージョナ
ルジェット Embraer 170/190，最新旅客機 Boeing 787，次期輸送機 C-X，次期対潜哨戒機 P-X である．これらの開発の中で多くの優秀な技術者と共に仕事をすることにより，多くを学んだ．
この 30 年間のコンピュータの発展はめざましい．図面は 3 次元 CAD で描くようになった．大型計算機でしかできなかった有限要素解析はパーソナル・コンピュータでできるようになった．その反面，構造解析がブラックボ
ックス化してしまい，現象の本質をとらえることができなくなってきているように感じる．そのため構造解析技術者の能力が低下しているように思える．こういう状況だからこそ，航空機構造力学の基礎をしっかり理解する必要がある．
大学の機械系学科では材料力学までしか教えない．会社に入ってから自分で航空機構造力学を勉強しないかぎり，必要な知識は得られない．以前は，Bruhn や Peery の本を読み，他人の書いた強度計算書を読解し，実務で強度計算の経験を積むことでやっと一人前の構造解析技術者になった．開発作業の忙しい中で自分で勉強することを期待することは無理だろう．「自分で勉強して一人前になれ」というようなやり方は今の時代では通用しない．英語の教科書にはよいものがあるが，自分で英語の教科書を読んで勉強しろと言っても英語力がないと無理である．日本
語の航空機構造の教科書がいくつかあるが，大学での教育用であり実務向きではない．現場の技術者を対象とした日本語の教科書の必要性を感じていた．
強度計算はルーチンワークである．構造解析技術者は特別な能力がある人間にしかなれないようなものではない．
高校レベルの数学と力学を理解できる素養があり，きちんとしたトレーニングを受ければ一定の水準の構造解析技
術者になれる．効率のよい教育をして早く一人前の構造解析技術者を育成するのが急務である．
本書はこのような切実な思いから生まれた個人的プロジェクトの成果である．著者が Boeing 787 の Joint
Definition Phase（基本設計フェーズ）を終えて Boeing 社から帰ってきた 2005 年末に構想ができた．その後，787の詳細設計と C-X/P-X の構造改修設計の忙しい中で休日を使って原稿を書きためた．早く完成させようとするな
ら他の人の支援を求めることもできたが，自分の思いどおりの内容にしたかったため，自分ひとりで執筆することにこだわった．著者の個人的な考えを強く出していることと，構造解析の実務とのつながりを念頭においているため，本書の内容は教科書としては偏ったものになっている．しかし，それがかえって本書の特長になっていると思う．本書が構造解析技術者の教育に役立つことを切に願っている．
まだ完成したわけではないが，できたところから著者のホームページで公開していくことにした．読者からのフィードバックを受けて内容を充実していきたいと考えているので，読者のみなさんのご意見をぜひともお寄せいた
だきたい（メールアドレス：zs3t-tk@asahi-net.or.jp）．
滝 敏美
2009 年 8 月 29 日

完成時のあとがき
本書を著者のホームページに最初に公開してから約１年で完成にこぎつけることができた．結果として量的には400 ページを超し，内容も最初に考えていたものよりも難しいものになってしまった．盛り込みすぎの感があるが，これは現在の日本の航空機工業界の状況に対する著者の危機意識の表れで，後進の技術者になるべく多くの情報を伝えたいとの思いからきている．
本書を書くために，1940 年代～1950 年代の多くの原論文に目を通したが，航空機構造解析法は静強度に関しては 1950 年代の終わりにはほとんど現在のレベルにまで到達していたことが実感できた．
（1960 年代以降に発展したのは，疲労／損傷許容性の技術，複合材に関する技術と，有限要素法に代表されるコンピュータ利用技術である．
）
1950 年代までに開発された静強度計算法が現在でも有用である．良い例が不完全張力場の解析法である．いまだに Kuhn の方法（1952 年）が用いられている．Boeing 747（初飛行 1969 年）の巨大な機体構造が 1960 年代に設計され，今も安全に世界中の空を飛んでいることを思い起こしてほしい．

492

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10
手計算による静強度計算法が航空機構造解析の基本である．この基本をしっかりマスターすることが大事である．
航空機構造解析の基本を知らないで有限要素法を使うのは非常に危険である．
航空機構造解析の仕事は，航空機の安全を守る責任の重い仕事である．航空機構造技術者はプロフェッショナル
でなければならない．本書が航空機構造解析のプロフェッショナルへの道の手助けになればと願っている．
滝 敏美
2010 年 9 月 20 日

493

滝 敏美「航空機構造解析の基本」
2011/10/10

改訂履歴2009 年 8 月 29 日

初回公開



2009 年 10 月 4 日

改訂１

2009 年 12 月 13 日

第 4 章を完成した．参考文献を追加．誤記訂正．
改訂 2
第 5 章を完成した．参考文献を追加．
2010 年 1 月 17 日

改訂 3
第 6 章の一部を追加した．

2010 年 1 月 24 日

改訂 4
第 6 章の「クリップリング」の項を書きかえた．

2010 年 2 月 7 日

改訂 5
第 6 章の「軸力部材の圧縮破壊」の項を完成した．

2010 年 2 月 28 日

2010 年 3 月 7 日

改訂 6
第 6 章の構成を変更した．第 6 章の「安全余裕」，「梁の破壊」の項を完成した．
改訂 7
第 6 章の「ビームカラム」の項を完成した．誤記訂正．

2010 年 5 月 3 日

改訂 8
第 6 章の「平板の座屈」の項を追加した．

2010 年 5 月 5 日

改訂 9
第 6 章の「平板の座屈」の項を完成した．
第 8 章「補足」に Bruhn の教科書の目次と索引を追加した．

2010 年 6 月 10 日

改訂 10
第 6 章の「曲面板の座屈」の項を完成した．

2010 年 7 月 27 日

改訂 11
第 6 章の「張力場」の項を完成した．

2010 年 8 月 13 日

改訂 12
第 6 章の「圧縮を受ける補強パネル」の項を完成した．

2010 年 9 月 20 日

2010 年 10 月 29 日

改訂 13
第 6 章の「継手強度」の項を完成した．全体が完成した．
改訂 14
第 6 章の「継手強度」の項にラグの応力分布を追加．箱桁構造の構成を変更．その他，誤記修正等．



2010 年 12 月 29 日

改訂 15
第 7 章「疲労強度」の項を追加した．第 6 章に「曲面板の座屈係数の近似式」を追加した．第 9 章に「蛇足」を追加した．



2011 年 1 月 16 日

改訂 16
本文のフォントを変更した．細部を修正．

2011 年 3 月 13 日

改訂 17



2011 年 7 月 3 日

改訂 18

簡略化されたレイン・フロー・カウンティングを追加．
3 項に構造概要図を追加．9.4 項に追加．
2011 年 10 月 10 日

改訂 19
誤記訂正．平板の曲げ座屈の係数を追加．リブのクラッシュ荷重を追加．

494