資 料
最 近 の疲 労破 壊 に よ る航 空機 事 故 と疲 労 基 準 改 訂 案 †
藤
原
源
吉*
Overview of the Recent Airplane's
Accidents Related to the Fatigue
Cracks and Revised (Draft) Fatigue Standards
of FAA
by
Genkichi
FUJIWARA*
This article describes the findings of research for some recent transport airplane's accidents related to
fatigue cracks. One is a B747SR's accident due to crack initiating at the fastener holes (to say Multiple-Site
Damage). The other describes the crash of UAL's DC10-10 (N1819U), in Sioux City, Iowa, U. S. A., on July
19, 1989, which experienced a catastrophic failure of the No. 2 tail-mounted
engine during cruise flight. The
third explains the in flight separation of the No. 2 engine and engine pylon from B747-100F, shortly after
departure from Anchorage International
Airport, Anchorage, Alaska, on March 31, 1993. As a result of
in-vestigation for B747 -100F's accident, National Transportation
Safety Board made some important
recom-mendations (One is to amend the design load requirements of Title 14 Code of Federal Regulations Part 25
to consider multiple axis loads encountered during severe turbulence) to the Federal Aviation
Administra-tion. Also, current aging airplane service data have identified that there are more cracked airplanes with
in-creasing fleet edge, and possibly several fatigue cracks in some of the cracked airplanes. Especialy, MSD
helped focus the attention of the aeronautical
field on the problems of operating an aging transport
air-planes. Therefore, FAA proposed to rivise the Advisory Circular No. 25.571-1A (Damage tolerance and
fati-gue evaluation of structure) on 3/5/1986. This article describes one operator's viewpoint on the means to
maintain the safety of aircraft structures in consideration
of the revised structural fatigue evaluation
stan-dards.
Key words:
Aircraft structural fatigue analysis, Damage tolerance design, Gust load evaluation
1 緒 言 機 材 欠 陥 に 起 因 し た 航 空 機 事 故 の う ち,疲 労 破 壊 の 占 め る 割 合 は圧 倒 的 に 高 い.し か も航 空 機 事 故 の 起 る 度 毎 に,疲 労 問 題 が爼 上 に 乗 せ ら れ,か つ 解 析 さ れ る け れ ど も,疲 労 破 壊 に よ る航 空 機 事 故 は 一 向 に 後 を 絶 た な い. そ れ は,疲 労 の 工 学 的 破 壊 防 止 と い う安 全 確 保 に 対 す る 問 題 が 学 際 的 色 彩 を帯 び て い る 上 に,検 査 を 挙 る ヒ ュ ー マ ニ テ ィ ー な ど と い う 定 量 化 の 難 か し い 確 率 挙 動 要 因 に も大 き く依 存 して い る の で,疲 労 破 壊 事 故 の 起 る 度 毎 に,こ れ ら が 複 雑 に 絡 み 合 っ た 新 し い 問 題の 組 み 合 わ ぜ が 生 じ,新 た な 問 題 を 提 供 し続 け て い る の も 一 要 因 と思 わ れ る.い っ ぽ う 損 傷 許 容 設 計 法 の 導 入 に 際 し,そ の 一 要 因 を 成 す 構 造 検 査 に 理 論 的 指 針 を 与 え得 る よ う に な っ た の は,破 壊 力 学 の 進 歩 に 負 う と こ ろ 大 で あ る.し か し Widespread Fatigue Damage (Multiple-Site Damage
とMultiple Element Damageの 総 称)な る 経 年 機 特 有 の 疲 労 破 壊 現 象 が 出 現 す る に 及 ん で,こ の 種 の 疲 労 破 壊 は,現 在 のFAR25・571お よ び そ の 細 則 で あ るAdvis-ory Circular AC25・571-1A(Damage. tolerance and fati-gue evaluation of structures)で は 防 止 で き な い こ と な
どが 取 沙 汰 さ れ,FAAが 中 心 と な っ てWFDの 力 学 的 メ カ ニ ズ ム の 解 明 や 対 応 策 の 検 討 が は じ め ら れ,米 国 議 会 は こ の よ う な研 究 開 発 を 支 援 す る た め に,1988年11月
3日,航
空 安 全 法(public low 100-591)を 制 定 し,そ の
総 合 的 結 論 が,1993年
にFAAよ
り提 案 さ れ たAC25・
571-1Bな
る上 述 細 則 の 改 訂 案(ド
ラ フ ト)で あ る.
しか し これ とて も,一 つ の進 歩 を示 す 一 里 塚 の 役 割 は
果 す で あ ろ うけ れ ど も,ま だ隔 靴 掻 痒 の 感 を免 れ な い.
そ こで,長 い 間実 際 の運 航 に携 わ り,予 防 整 備 万 能 の
時代 か ら信 頼 性 管 理 に基 づ く整 備 思 想 へ の 過 渡 期,つ
ま
り物 理学 に た とえ る な ら,古 典 力 学 か ら量 子 力 学 へ の 革
命 的 変換 に も比 肩 すべ き時 代 を 目の あ た りに体 験 した 者
の み の 知 る,本 音 の疲 労 破 壊 に よる航 空 機 事 故 め い くつ
か を披 露 し,整 備 方式 の基 本方 針 を誤 る と,い か に恐 ろ
しい 結 果 を招 くか とい う反省 点 を垣 間見,そ
れ らに対 す
るい くば くか の提 案 を行 な い,今 後 の事 故 防止 の縁 と し
た い.
現 在 あ らゆ る交 通 機 関 の うちで,信 頼 性 管 理 に基 づ く
整 備 方 式 が 法 的 に義 務 づ け られ て い るの は航 空機 の み で
あ り,他 部 門へ の波 及 効 果 は非 常 に大 きい の で,科 学 技
術 発 展 の た め に,真 相 を明 らが に して お く必 要 を痛感 す
る故 で あ る.
2 実 機 で 経 験 したMSD(Multiple-Site Damage) MSDに 起 因 し た 代 表 的 事 故 例 に,1988年4月28日, ア ロ ハ 航 空 所 属N73711(737-200)が,高 度7315mで 客 室 天 井 の 一 部 の 吹 き飛 ん だ も の が あ る.し か し,そ の5 † 原 稿 受 理 平 成7年1月27日 Received Jan.27,1995年 前 の1983年3月14日,日 本 航 空 所 属747-SR(short rangeの 略 で 国 内 線 用 機 の こ と)に て,MSDに 起 因 す
る と思 わ れ る 疲 労 破 壊 を 既 に 経 験 して い た.
Fig.1は,747-SR section 41のupper deck right hand crew exit door前 方sta 360∼380間 の 外 板(2024 -T3 ,厚 さ0.056 in,ク ラ ッ ド材)に,運 航 中(フ ラ イ ト 914,370お よ び527の 巡 航 中),操 縦 席 天 井 板 よ り バ チ ッ と い う 異 音 を 発 し て 長 さ15inな る き裂 が 発 見 さ れ た 状 況 図 で あ る.異 音 発 生 時 の 飛 行 状 況 は,常 用 客 室 差 圧ΔP,8.8psi,与 圧 高 度5800 feet,飛 行 高 度37000 feetで 巡 航 中,累 積 飛 行 記 録19268時 間,14793サ イ ク ル で あ っ た.該 部 の 破 壊 力 学 に よ る 残 留 強 度 解 析 を 行 な っ て み る と,外 板 の フ ー プ 応 力 は21.47ksi,胴 体 フ レ ー ム 効 果 を 考 慮 し て19.3ksi,臨 界 き 裂 長 さ は12.12 inと な る.し た が っ て,こ の 許 容 臨 界 き 裂 長 さ 間 を ど の よ う な 破 壊 プ ロ セ ス を 経 て15inな る 不 安 定 破 壊 に 至 っ た か は 定 か で は な い が,複 数 の 検 査 員 の 破 断 面 所 見 証 言 を 勘 案 して み る と,リ ベ ッ ト孔 列 に 沿 っ て 疲 労 き裂 が 生 じて お り,そ の 内 の 複 数 の リ ベ ッ ト孔 近 傍 の き裂 破 断 面 に は 古 い ニ コ チ ン付 着 に よ る 汚 れ と,そ の 孔 間 に は 新 し く光 る 破 断 面 が あ り,か つ 板 端 の 方 に も新 し く光 る 破 断 面 が 観 察 さ れ た と 報 じて い る.以 上 の 事 柄 か ら推 定 さ れ る こ と は,は じ め2,3箇 の リ ベ ッ ト孔 縁 か ら 出 発 し た き裂 が 徐 々 に 進 み,そ の 間 に ニ コ チ ン が 付 着 し,あ る 程 度 の 与 圧 回 数 を 経 て 数 箇 の き裂 が 結 合 し た も の と考 え ら れ る.こ め 事 は,フ ラ イ ト914,370,527の3フ ラ イ トに 渡 っ て パ チ ッ と い う異 音 を 発 し た と い う 報 告 と 符 合 す る.お そ ら く こ の3フ ラ イ ト中 に,何 箇 か の リ ベ ッ ト孔 縁 き裂 間 の 正 味 断 面 積 が 小 さ く な っ て 降 伏 点 に 達 し, 降 伏 破 壊 を 起 し た 際 の 音 で あ ろ う.あ る い は2,3箇 の き 裂 が 結 合 し て,大 き なSigle-Site Damageに 進 展 した か は 判 然 と し な い が,い ず れ に し て も瞬 時 に 不 可 抗 力 で 破 断 した も の で は な く,ニ コ チ ンが 付 着 して 汚 な い 破 断 面 を 呈 す る に 足 る 経 過 時 間 が あ っ た と考 え ら れ る.当 機 の 飛 行 中 き裂 発 見25日 前 に,当 時 最 も重 い 構 造 検 査 に 該 当 す るC整 備 を 終 了 し た ば か り で あ り,か つ 最 も 重 大 な こ と は,当 時747の 重 要 内 部 構 造 検 査 は,LR (long rangeの 略 で 国 際 線 用 機 の こ と)機 の み,古 い 方 か ら10機 を サ ン プ ル 候 補 機 と し て 選 ん で 実 施 し,SR 機 の 重 要 内 部 構 造 検 査 要 目(上 述 のsection 41の 内 部 構 造 と か 圧 力 隔 壁 な ど)は,い っ さ い 実 施 し な い よ う に MRMに 規 定 さ れ て あ っ た こ と で あ る. し か もSR機 を 所 有 し て い る の は,世 界 でJALと ANAの み で あ り,そ の 内JAL-SR機 の 与 圧 回 数 は, 短 距 離 機 特 有 の 性 質 か ら,世 界 的747フ リ ー トの 内 で 最 も 高 い 機 体 群 に 達 し て い た が,ANA-SR機 の そ れ は 当 時 ま だ 若 く,フ リ ー ト リ ー ダ ー 性 は 全 く な か っ た.し か も ボ 社 で 実 施 し た747原 型 実 機 疲 労 供 試 機 の section41, BS240,ス ト リ ン ガ ー5お よ び6L間1本 の リ ベ ッ ト孔 部out board frame flangeに は,試 験 与 圧 回 数 20000サ イ ク ル で 疲 労 き裂 が 見 つ か っ て い た.し か し こ の 段 階 で も,上 述 のMSDの 発 見 段 階 に 至 る ま で,ボ 社
Fig. 1. Fatigue crack in front of upper deck right hand crew exit door.
は該 部 の 設 計 変 更 も特 別検 査 の指 示 も与 え な か っ た ので
あ るか ら,運 航 中 異 音 を発 した た め,臨 界 き裂 長 さ を越
え た き裂 が 大 事 故 に至 る前 に発 見 され た こ とは,天 祐 で
あ っ た.し か もこの検 査 体 制 は,こ の2年 後 の1985年8
月12日 に起 ったJA8119(747-SR)機
事 故 発 生 当 時 も全
く同 じ く継 続 され て い た の が 真 相 で,慙愧
に た え な い こ
とな の で あ る.JA8119機
の場 合 は,大 阪 空 港 にて 尻 餅
事 故 を起 した際 の,破 損 した 後 部圧 力 隔壁 修 理 ミス を見
抜 く能 力 もな く,つ ま り本 来 が2列
・リベ ッ トで あ るべ
き とこ ろ を,1列
リベ ッ トに修 理 ミス を犯 した の で あ る
か ら,過 応 力 とな る の は当 然 の こ とで,か つ 修 理 ミス後
事 故 発 生 ま で の7年
間,当
圧 力 隔 壁 は も と よ り,ど の
SR機
の重 要 内 部 構 造 詳 細 点 検 な どい っ さい行 な わ な く
て も よ い よ う にMRM(航
空 法 施 行 規 則 第216条 に よ り
規 定 され た 整備 規 程 の付 属 書 の 一 つ で あ るMaintenance
Requirernent Manualの
こ とで,整 備 作 業 計 画 の基 礎 と
な る定例 お よび非 定 例 整 備 要 目な どが 規 定 され て い る)
に規 定 され て い た の で あ る か ら,き 裂 を発 見 した り見 落
す確 率 な ど,は じめ か らゼ ロ な の で あ る.し か らば事 故
当 日 まで 何 の 兆 候 もな か っ た か と い え ば,次 の よ う な
は っ き りした 兆候 が あ った め で あ る.事 故 発 生 ほ ぼ1カ
月 前 に当 機 に塔 乗 した ス チ ュ ワー デ ス の正 直 な証 言 に よ
る と,後 部圧 力 隔壁 の 前 に あ る トイ レ ッ ト ・ ドア ーが,
飛 行 中一 人 で に開 い た り閉 じた りす る とい う継 続 的異 常
報 告 の続 い た告 白 も記 録 もあ る.ま た そ の客 室 異 常 報 告
を受 け た地 上 整 備 員 が,ト
イ レ ッ ト ・ドア ー の地 上 点 検
を実 施 す る場 合 は,圧 力 隔 壁 内 外 の 圧 力 差 はゼ ロ とな っ
て い る か ら,既 に発 生 して い た き裂 の傷 口 は閉 じて し ま
い,ト イ レ ッ ト ・ ドア ー は完 全 に閉 ま り,一 見 異常 は な
い よ うに見 え る の で,整 備 員 は ドア ・ロ ックや ヒ ンジ 部
を点検 し異 常 な し と報 告 し,ま た次 の フ ラ イ トで 同 じ現
象 を繰 返 し,き 裂 は徐 々 に進 展 した訳 で あ る.当 機 の後
部 トイ レ ッ トは,半 球 殻 圧 力 隔壁 と床 梁 上 に取 り付 け ら
れ た床 板 お よび胴 体 フ レー ム か ら成 る殻 構造 胴 体 に金 具
で 固 定 され た箱 型 構 造 体(4室
あ る)で あ る.航 空 機 は
飛 行 中尾 部操 舵 翼 を頻 々 と操 作 す る か ら,操 舵 角 に対 応
した ね じ りモ ー メ ン トを発 生 す る.す な わ ち,上 記 半 球
殻圧 力 隔壁 に疲 労 き裂 が 生 じて成 長 した とこ ろへ,ね
じ
りモ ー メ ン トが作 用 した場 合の 後 部 胴 体 殻 構 造 応 力解 析
と して は,Saint Venantの
ね じ り理 論 を考 え る の が妥
当 の よ うで あ る.つ
ま り胴 体 の ね じ り と同時 に,機 軸 方
向 の 変位(ワ
ー ピ ング 自由)も起
り得 るで あ ろ う し,そ
れ が トイ レ ッ ト箱 構 造 に も固定 金 具 を介 して 伝 達 され れ
ば,飛 行 中,ト イ レ ッ ト ・ ドア ーが 一 人 で に開 閉 す る現
象 も説 明 がつ く.つ いで なが ら,ワ ー ピ ン グ拘 束 の場 合
につ い て は,主 と してwagnerの
研 究 に負 う と ころ が 大
きい の で,wagnerの
ね じ り理 論 と称 して い る著 書 もあ
る.747LR機
就 航 当初,LR機
の 全 母 集 団 を100機
と し,
そ の 内 の10機
をJALが
内 部 構 造 検 査 の サ ン プル 対 象
機 と して割 り当 て ら れ た(当 時SR機
は ま だ なか っ た).
しか し フ リー ト数 が増 加 し,全 母 集 団 が800機
と な り,
か つJALに
はSR機
が 投 入 され,短 距 離 機 特 有 の任 務
プ ロ フ ィー ル の ゆ え に,当 型 機 の 内で 世 界 最 高 の 与 圧 回
数 に な って い た に もか か わ らず,無 知 ゆ え に,当 初 の
LR機10機
の み の 内 部 構 造 サ ン プ ル検 査 に 固執 した こ
とが,事 故 の重 大 な 一要 因 を成 した ので あ る.現 在 新 機
種 デ ビ ュ ーの 段 階 で,整 備 方 式 審 査 会(FAA,メ
ー カ
ー
,ユ ーザ ー か ら構成 され て い る)に て検 討 作 成 され た
Maintenance Review Bord Report(機
種 ご と に機 体 構
造 の み な らず,全
シス テ ム に つ い て の整 備 の段 階,そ の
整 備 の 段 階 にて 実 施 すべ き整備 要 目,つ ま り検 査 対 象 物,
検 査 時 期,間 隔,検 査 方 法,サ
ンプ ル率 等 が 指 定 さ れて
い る)を 発 行 し,か つ 監 督 官 庁 は整 備 規 程 審 査 要 領 にて
そ の種 の 整 備 方 式 に従 う 旨 を推 奨 して い る.
しか しこれ はあ くまで も導 入 時 の 推 奨案 で あ り,そ の
後 は各 運 航 会 社 の 有 す る経 験 や 技術 的 能 力,フ
リー ト数,
任 務 プ ロ フ ィー ルの 変 更 等 に応 じて 弾 力 的 に 改 善 して い
くべ き もの な ので あ る.ま た 事 故 発 生 後,事 故 発 生 以 前
か ら該 部 検 査 要 目が あ っ た よ う にMRMを
偽 造 した の で,
多 くの誤 解 を招 き,後 に地 に落 ち た信 頼 性 管 理 に基 づ く
整備 方式 な ど と,マ ス コ ミは勿 論,学 識 経 験 者 か らで す
ら爼 上 に乗 せ られ て た た か れ たが,こ
れ は信 頼 性 管 理 方
式 の 理念 が誤 ま って い た の で は な く,運 用 法 を誤 った の
で あ る.今 後,設 計 思 想 の是 非 につ い て議 論 す る際 は,
設 計 思 想 完 遂 の た め の 当 然 の義 務 であ る構造 検 査 要 目有
無 の 真 相 究 明 が,い か に重 要 で あ る か再 認 識 す べ きこ と
を衷 心 よ り提 言 した い.
3ジ エ ッ ト ・エ ン ジ ンfandisk疲 労 破 壊 に よ る 事 故 1989年7月9日,米 国UAL社 所 属N1819U(DC10 -10型 機)が11280mを 巡 航 中(Mach数0.83),No.2尾 部 エ ン ジ ン 第1段fan rotor assemblyに 破 局 的 破 壊 が 起 り,分 離 飛 散 し た 破 片 が3冗 長 系 す べ て の 操 縦 油 圧 系 統 を 破 壊 し,作 動 油 圧 消 失,操 縦 極 め て 困 難 と な り,ア イ オ ワ 州Siox-gateway空 港 に 緊 急 着 陸 を 試 み た が,結 局 は 墜 落 に 至 り,多 数 の 人 命 を 失 っ た.GEAE社 で 製 造 さ れ た 第1段fan diskボ ア 部 に 潜 在 し た 材 料 欠 陥 を, 製 造 段 階 の 非 破 壊 検 査 に て も 見 落 し,か つ 実 運 航 に 入 っ て か ら,そ の 欠 陥 部 よ り成 長 し た 疲 労 き裂 を,UAL社 エ ン ジ ン工 場 に て 実 施 さ れ た6回 に も及 ぶ 蛍 光 浸 透 探 傷 検 査 で も 発 見 で き ず,事 故 に 至 っ た も の とNTSBは 結 論 づ け た. 3・1 油 圧 系 統 の 破 損
No.2(尾 部)エ ン ジ ン 第1段fan diskの 破 断 と 分 離 か ら事 故 の 連 鎖 が は じ ま り,次 に 回 転 飛 散 物 が 尾 翼 構 造 部 を 貫 通 破 壊 さ せ た.No.2エ ン ジ ン故 障 直 後,乗 員 は 3冗 長 系 す べ て の 油 圧 作 動 油 量 お よ び 圧 力"0"を 知 り, か つ エ ン ジ ン 故 障 の 約1分 後,操 縦 舵 面 不 作 動 の 記 録 が FDR(Flight Data Recorder)に 残 さ れ て い る.右 水 平 安 定 板 の 一 部 は,Sioux-Goteway空 港 で は 回 収 で き な か っ た が,機 の 激 突 前 に 地 上 か ら 写 さ れ た 写 真 に よ り飛 行 中 に 失 な わ れ た こ と が 確 認 さ れ た.ま た 右 水 平 安 定 板 内 部 のNo.1お よ び3油 圧 系 統 の パ イ プ 破 断 面 に は,破 壊 し たdiskと 同 じTi-6A-4V材 が 付 着 し て い た の で, disk飛 散 物 に よ っ た 事 が 確 認 さ れ た.No.2エ ン ジ ン駆 動 油 圧 ポ ン プ は,fan case直 下 のaccessary gearboxに 取 り付 け ら れ て お り,こ のgearboxの 一 部 が,作 動 油 供 給 系 の 取 り付 い た ま ま,エ ン ジ ン 故 障 の 発 生 し た Alta付 近 で 発 見 さ れ た.こ の 事 か ら,エ ン ジ ン 故 障 発 生 時 にfan caseが 破 損 し,gearboxが 破 断 分 離 し て,作 動 油 が 失 わ れ,No.2油 圧 系 統 も不 作 動 と な っ た こ と が 確 認 さ れ た. し た が っ て 油 圧 系 統 全 部 不 作 動 の た め,水 平 安 定 板 と 昇 降 舵 は 一 定 の 位 置 に 固 定 さ れ て し ま い,一 般 にphu-goid運 動 と 称 さ れ る 縦 の 長 周 期P(sec)モ ー ド式(1)の 減
衰 振 動 を行 う こ とに な っ た.し か し当機 の操 縦 者 は,式
(1)の長 周 期 モ ー ドを,逆 位 相 で消 滅 させ るべ く,減 衰 比
ζ,つ ま り式(2)の推 力Tを
ア ク テ ィブ に タ イ ミ ング よ
く少 し変 化 させ て,機 体 を水平 飛 行 に制 御 させ る術 を心
得 て い た.
ま た補 助 翼 等横 方 向操 舵 系 もすべ て不 作 動 とな っ たの
で,当 機 の 操 縦 者 は着 陸 に 必要 な マ ヌ ーバ ー の み な らず,
phougoid運
動 と非 対 称 な ロ ー リ ン グ ・モ ー メ ン トを制
御 す る た め に,推 力 を変 化 させ な け れ ば な らな か っ た.
P(sec)=0.453V0/√1-ζ2(1)
ζ=1/√2CDO/CLO∝1√2・W/T(2)
V0:つ り あ い 飛 行 速 度(m/s),CDO:有 害 抗 力 係 数, CLO:つ りあ い 飛 行 状 態 に お け る 揚 力 係 数, W:重 量(kg),T:推 力(kg) しか し 必 要 な マ ヌ ー バ ー が 生 ず る ま で に は,推 力 を 変 化 さ せ た 後,20∼40秒 の 時 間 遅 れ が あ っ た.し た が っ て 着 地20∼40秒 前 に,着 陸 に 必 要 な 推 力 変 更 を 予 想 し て い な け れ ば な ら な か っ た も の と 思 わ れ る が,着 地 の 20∼40秒 前 に,必 要 な 推 力 変 更 を行 う こ と は 実 行 不 可5
Fig. 2. No. 2 engine stage 1 fan disk (reconstructed
with blades).
能 で あ る こ と が,事 故 後 の シ ミ ュ レ ー タ ー に よ る 再 現 調 査 で も証 明 さ れ た. 3・2 第 一 段fan diskの 疲 労 破 壊 事 故 後 約3ヵ 月 ほ ど し た1989年10月 中 旬,No.2エ ン ジ ン 第 一 段fan diskの 破 片 が2個,Alta近 く の コ ー ン 畑 で 発 見 さ れ た.Fig.2は,大 き い 方 の 破 片 を材 質 検 査 の た め 切 断 した 後 に 再 組 立 て した も の で あ る.こ の2個 の 破 片 の 間 の 隙 間 は 素 材 が 失 わ れ た た め で は な く,disk 飛 散 の 際 の 変 形 に よ り生 じた も の で あ る.fan disk破 壊 面 の 調 査 で は,破 壊 は ボ ア 内 径 に 鋳 塊 の 段 階 か ら潜 在 し た 材 料 欠 陥 か ら始 ま り,疲 労 破 壊 し たdiskの 残 存 部 分 は,典 型 的 な 過 応 力 に よ る 破 断 の 様 相 を 呈 し て い た. fan disk形 状 お よ び 荷 重 径 路 か ら し て,こ の 破 壊 はdisk armやwebに 曲 げ モ ー メ ン トを 生 じ さ せ,diskに 過 応 力 が 加 わ る よ う に な り バ ラ バ ラ に な っ た も の で あ る. fan disk(材 質 はTi-6Al-4V)の 金 属 学 的 調 査 結 果,疲 労 き 裂 は,diskボ ア 内 面 に あ るNitrogen-stabilized type 1 hard α相 の 欠 陥 か ら 始 ま っ て い る こ と が 判 明 し た.こ の 欠 陥 は,ALCOAで のdisk鍛 造 の 鋳 塊 製 造 時 に 形 成 さ れ た も の で あ る. こ の 欠 陥 は,部 品 製 造 中 に 実 施 さ れ た 超 音 波,マ ク ロ エ ッチ 法 お よ び 実 運 航 に 入 っ て か ら の 蛍 光 浸 透 探 傷 検 査 な ど で も見 落 さ れ た ま ま 残 っ た も の で あ る,Fig.3は, ボ ア 側 の 疲 労 区 域 を 示 し た も の で あ る.GEAE社 で 行 な っ た 破 壊 力 学 的 評 価 に よ る と,疲 労 区 域 の 主 な る ス ト ラ イ エ ー シ ョ ン の 数 は,diskの 離 着 陸 に よ る 全 回 数 (15503サ イ ク ル)と ほ と ん ど 等 し い こ と が 分 か っ た (Fig.4). ま た 疲 労 出 発 点 で 発 見 さ れ た 材 料 欠 陥 の 寸 法 よ りわ ず か に大 き い 欠 陥 か ら,応 力 の 最 初 の 作 用 を受 け て 疲 労 き 裂 開 始 に 至 っ た こ と も分 か っ た.disk内 に あ るhard α 相 欠 陥 部 が,最 大 エ ン ジ ン 出 力 条 件 に さ ら さ れ て い る 間 に き 裂 が 生 じ,そ の き裂 は 巡 航 エ ン ジ ン 出 力 条 件 ま で 成 長 し た.か つ そ の き裂 は,hardα 相 欠 陥 部 に は 影 響 さ れ な い 領 域 ま で 成 長 し,そ の 点 か ら は,Ti-6Al-4V合 金 に 対 し て 確 立 さ れ て い る破 壊 力 学 的 予 測 に 従 っ た も のFig. 3. Fatigue crack fracture area cut from the
bore of the smaller piece of the separated stage
1 fan disk. The fatigue crack extends from the
cavity (arrow "C") to the dashed line position.
The discolored portion of the fatigue crack is
between the cavity and the dotted line.
Magnifi-cation: 2.26×
Fig. 4. Inspection history of accident fan disk (data
source GEAE).
とNTSBは 結 論 し て い る.当fan diskは,1971年9月 3日 か ら12月11日 ま で の 間 に,GEAE社Evendale工 場 で 製 造 さ れ,新 造 エ ン ジ ン に 組 立 て ら れ た.1972年1月 22日,こ の 工 場 か らMDA社 に 送 られ て 新 造 機 に取 り付 け ら れ た.そ の 後UAL社 に て 実 運 航 に 入 り,17年 間 に 6回 の 詳 細 点 検 とdisk全 体 の 蛍 光 浸 透 探 傷 検 査 を受 け, い ず れ の 場 合 も,き 裂 は 認 め ら れ な い と し て 検 査 合 格 と な っ て い た.事 故 当 時 は41009時 間,15503サ イ ク ル を記 録 し て い た.事 故 前760サ イ ク ル に相 当 す る1988年 2月 の 最 終 検 査 時 の 記 録 は,38839時 間,14743サ イ ク ル で あ り,そ の 時 点 の 破 壊 力 学 的 解 析 に よ る疲 労 き裂 表 面 長 さ は,12.6mmと 算 出 さ れ た.一 方,diskの 疲 労 き裂 部 分 に は 変 色 し た 個 所 が 見 つ か り,こ れ はUAL社 で 実 施 し た 蛍 光 浸 透 探 傷 検 査 の 一 工 程 で あ る ア ル カ リ洗 浄 中 に生 じ た 可 能 性 が あ る.疲 労 区 域 の 破 面 解 析 に よ る と,変 色 に 対 す る トポ グ ラ フ 的 な 理 由 の な い 事 も確 認 さ れ,こ の 検 査 時 点 の き裂 寸 法 は,変 色 区 域 の マ ー ク で あ る と 結 論 づ け ら れ た.変 色 区 域 の 実 際 の 表 面 寸 法 は, 12.1mmで あ っ た(Fig.3).GEAE社 は,CF6-6エ ン ジ ン 第 一 段fan diskの 設 計 と運 用 寿 命 に つ い て,少 な く と も54000サ イ ク ル の 予 測 寿 命 で も疲 労 き裂 の 生 じ な い こ と を,低 サ イ ク ル 疲 労
解 析 お よ び 計 算 で 示 し,か つ 安 全 率3を 用 い て, 54000/3=18000サ イ ク ル な る 運 用 寿 命 の 承 認 をFAA よ り受 け て い た.ま たGEAE社 で は,CF6-6エ ン ジ ン 第 一 段fan diskの き 裂 問 題 は,前 歴 か ら 見 て 報 告 も な い の で,当 事 故 の 起 る わ ず か 前 に,20000サ イ ク ル の 寿 命 延 長 申 請 をFAAへ 提 出 して い た. 一 方UAL社 の 検 査 工 程 を 調 査 し た 結 果 ,NTSBは 検 査 員 が き裂 を 発 見 で き な か っ た 原 因 と して 次 の 事 柄 を 挙 げ て い る.(1)蛍 光 浸 透 探 傷 検 査 の 前 処 理 に 際 し, diskは ケ ー ブ ル で つ り下 げ ら れ る が ,特 に ケ ー ブ ル の 陰 に 隠 れ た 部 分 を 含 む 前 処 理 し たdiskボ ア の 全 面 を, 目 視 で き る よ う に 回 さ な い.(2)つ り 下 げ ケ ー ブ ル が 掛 っ て い る 部 分 へ 粉 末 現 象 剤 の 適 用 が 不 適 切 で,き 裂 指 示 が 不 明 瞭 で あ っ た.(3)fan diskの ドブ テ ー ル 部 分 に 多 く の き裂 指 示 を 経 験 し て い る か ら,そ れ 以 外 の 部 分, 特 に ボ ア 部 に き裂 の 発 見 さ れ る こ と は 稀 な の で,こ こ を 重 要 検 査 領 域 と は 考 え ず,き 裂 発 見 の 機 会 を 少 な く し た 可 能 性 が あ る. ま たfan diskに 生 じ た き裂 を 発 見 困 難 に し た 要 因 に つ い て,さ ま ざ ま な 議 論 が な さ れ た.そ の 一 つ に ,残 留 圧 縮 応 力 説 が あ る.UAL社 は,シ ヨ ッ ト ・ピ ー ニ ン グ 処 理 さ れ た 圧 縮 層 が,き 裂 を 閉 じ る よ う に 働 き,浸 透 液 が き裂 に 浸 透 し な か っ た と主 張 し た.し か し,破 壊 力 学, 金 属 な ら び に 非 破 壊 検 査 関 係 の,FAAと 産 業 界 専 門 家 と の 検 討 に よ り,き 裂 発 見 前 に シ ヨ ッ ト ・ピ ー ニ ン グ処 理 が 施 こ さ れ た と し て も,12mm程 度 の き 裂 な ら ば, 発 見 確 率 に 殆 ど影 響 を 及 ぼ さ な い と 結 論 さ れ た.な お 当
fan disk材 で あ るTi-6Al-4V合 金 は,α 相 と β 相 と か ら 成 っ て い る が,そ の 割 合 は50%で あ り,疲 労 き裂 の 起 点 は α相 で あ っ た.か つ て 筆 者 の 経 験 し た 圧 縮 機 翼 やdiskの 疲 労 起 点 も,す べ て α相 で あ っ た こ と を 付 記 す る.
3・3 RFC(retirement for cause)思 想 と の 関 係 現 在 の ジ エ ッ ト ・エ ン ジ ン ・ロ ー タ ー 類 の 寿 命 は,低 サ イ ク ル 疲 労 で 制 限 さ れ て い る.こ れ は 破 損 確 率10-3 で,長 さ が0.03in(0.76mm)の き 裂 発 生 時 点 と して 寿 命 を 規 定 し て い る も の で あ る.こ の 考 え 方 は,最 小 強 度 を 持 つdiskに つ い て 規 定 し て い る の で,実 際 の 材 料 お よ び 設 計 工 学 上 か ら 眺 め る と,か な り保 守 的 な 寿 命 予 測 と い え る.た と え ば,代 表 的 なNi基 合 金Inconel718の 537.8℃ に お け る 低 サ イ ク ル 疲 労 に よ る き裂 発 生 に は, Fig.5に 示 す よ う な 大 き な バ ラ ツ キ が あ り,設 計 許 容 値 と 平 均 値 の 間 に は 大 き な 差 異 が 見 ら れ る.そ こ で,無 傷 の ま ま 廃 棄 処 分 と す るdiskを 有 効 に 使 用 し,保 守 コ ス トを 削 減 す る 目 的 で,最 近 実 用 性 を 増 し た 破 壊 力 学 に よ り,き 裂 進 展 速 度 を予 測 し,か つ 信 頼 性 管 理 方 式 に 基 づ く定 期 的 な 非 破 壊 検 査 を 実 施 し な が ら安 全 性 を 維 持 して い こ う と い う,い わ ゆ るRFCな る 思 想 が 主 と して 米 国 で 芽 生 え た.す な わ ちRFCと は,解 析 的 に 決 め ら れ た diskの 最 小 設 計 寿 命 を 超 過 し て 使 用 す る と い う よ り は, む し ろdiskが 決 め ら れ た 値 の 損 傷 を 被 っ た 時 に,サ ー ビ ス か ら 退 か せ る と い う 論 法 で あ る.こ の 思 想 は,は じ
Fig. 5. Inconel 718, S-N curve (537.8℃).
め米 空 軍 で 胎 動 し,徐 々 に民 間 航 空 部 門 で も真 剣 に検 討
す る よ うに な っ た矢 先,前 述 の よ うなUAL社
の事 故 が
発 生 した ので,技 術 的 よ りは む しろ心 理 的圧 迫 に よ って,
思 想 そ の もの に まで 拒 否 の傾 向 が 示 され る よ うに な っ た.
しか し前 述 の ご と く,fan disk検 査 工 程 調 査 か ら も分 か
る よ うに,当 事 故 はRFC思
想 に水 を差 す もの で は な く,
む しろ今 後 の 非 破壊 検査 技 術 の発 展 と信 頼 性 向上 策 に,
真 剣 に取 り組 むべ き方 向 づ け を示 唆 して い る もの で あ る.
近 い 将 来,RFC思
想 な どが常 識 と な る 日の 来 る まで 研
鑽 をつ まね ば な ら ない.
4 パ イ ロ ン 脱 落 事 故 とFAR設 計 基 準 の 改 訂 要 求 1993年3月31日,JAL wet-leased米 国Evargreen In-ternational所 属B747-100Fが ,Anchorage国 際 空 港 離 陸 後,No.2エ ン ジ ン お よ び パ イ ロ ン 部 分 が 脱 落 し た (Fig.6).こ の 事 故 調 査 結 果,FAR25の パ イ ロ ン構 造 強 度 規 定 上 の 重 要 な 問 題 点,な ら び にFDRに よ る 機 体 重 心 位 置 で のG値 評 価 法 に つ い て も,FAAはNTSBよ り勧 告 な ら び に 注 意 を 与 え ら れ て い る.当 機 は1970年6 月 に 旅 客 輸 送 用 と し て 製 造 さ れ た が,1988年12月,EI 航 空 が 購 入 し た 後 貨 物 機 に 改 装 さ れ た.当 機 の 事 故 時 累 積 総 飛 行 記 録 は,83906時 間,18387サ イ ク ル で あ っ た.当 機 の 整 備 記 録 に よ れ ば,No.2エ ン ジ ン/パ イ ロ ン構 造 部 に 修 理 持 ち 越 し は な く,ま たNo.2エ ン ジ ン に は 顕 著 な 振 動 発 生 の 記 録 も な い.1992年4月 か ら9月 の 間 にC/D点 検,同 年9月 にB点 検,1993年3月3日 に A点 検 が 行 わ れ,そ の 都 度 パ イ ロ ン は 点 検 さ れ た こ と に な っ て い る. ま たEI航 空 で2回 の 過 荷 重 着 陸 を 記 録 し,点 検 を受 け て い た が 異 常 は 認 め ら れ な か っ た と 報 じて い る.1993 年1月14日,AD93-01-05に よ っ てmidspar fusepin交 換 が 実 施 さ れ た が,こ の 時 点 の 飛 行 記 録 は83263時 間, 18280サ イ ク ル で あ っ た.4・1乱 気 流 とFDRの 記 録 事 故 機46便 は,Anchorage国 際 空 港 離 陸 後,2000ft (610m)以 上 で 激 し い 乱 気 流 に 遭 遇 し,約2800ft(853 m)で50Ktの 速 度 低 下,300∼400ftの 高 度 ロ ス ,-0.5 Gな る 垂 直 方 向 加 速 度 値 を 記 録 し た.当 機 は2度 の 激 しい 乱 気 流 を受 け て い る が,初 め は エ ン ジ ン/パ イ ロ ン 脱 落 の 約10秒 前,2度 目 は 脱 落 時 で あ っ た.脱 落 は 約 3400ft(1036m)の 高 度 で 発 生 し,機 体 は 約1500ftへ 降 下 し た.こ の 時,No.2ス ロ ッ トル は ク ロ ー ズ 位 置 へ 動 き,No.2リ バ ー サ ー は 開 き,No.2バ ス は 消 失 し た. ま た エ ン ジ ン 分 離,パ イ ロ ン 脱 落,重 心 位 置 の 移 動,前 縁 フ ラ ッ プ 消 失 の た め,横 方 向 コ ン トロ ー ル を 維 持 す る の に 補 助 翼 を60° ま で 動 か さ な け れ ば な らず,操 縦 輪 に 加 え ら れ た 力 は 補 助 翼 の 舵 角 限 界20度 を超 え る も の で あ っ た.こ の 時,事 故 機 付 近 を 飛 行 中 の2機 のF-15パ イ ロ ッ トが こ の 状 況 を 目 撃 して お り,エ ン ジ ン の 脱 落 ま で 機 体 は 激 し く何 回 も ピ ッチ と ロ ー ル を 繰 返 し て い た と 報 じ て い る.ま たNo.2エ ン ジ ン の 脱 落,No.1とNo.2 エ ン ジ ン 間 の 翼 前 縁 装 置 の 消 失,後 縁 フ ラ ップ の 損 傷 状 況 を 確 認 し,こ の パ イ ロ ッ トはElmendorf空 軍 基 地 経 由 でANC管 制 塔 へ 通 報 し,そ こ か ら 事 故 機 へ 伝 え,そ れ を副 操 縦 士 は 確 認 し た け れ ど も,着 陸 後 の 乗 員 と の 会 見 で は,エ ン ジ ン脱 落 や 損 傷 の 通 報 に つ い て 思 い 出 せ な い と語 っ て い る.ま た 事 故 機 の 重 心 位 置 に お け るFDR 記 録 に よ る と,垂 直 方 向 加 速 度0.5∼1.8G,横 方 向 加 速 度 ±0.25G,縦 方 向 加 速 度0.1∼0.3Gで あ っ た.現 在 の 乱 気 流 強 さ の 分 類 は,垂 直 方 向 加 速 度Gの 大 き さ で 決 め ら れ て お り,次 の3段 階 に 分 け ら れ て い る. Moderate turbulence… 0.5∼1.0G Severe turbulence… 1.0∼2.0G Extreme turbulence… 2.0G以 上 し た が っ て,事 故 機 の 遭 遇 し た の はSevere turbu-lenceと い う こ と に な る.過 去 に 大 型jet輸 送 機 の 遭 遇 した 乱 気 流 の デ ー タ を参 考 ま で にTable Iに 掲 げ る.
Table I. Data of previous large commercial airplane
counters with severe turbulence. (vertical
tions "G").
4・2パ イ ロ ン 脱 落 の 経 過 順 番
747パ イ ロ ン構 造 は,適 切 な 間 隔 で 補 強 で き る よ う に 2つ のclosed-cell box beamか ら成 っ て い る.パ イ ロ
Fig. 7. Flat fracture area of pylon separation.
7
ン はupper link, diagonal braceお よ びmidspar fuse pin に よ っ て 主 翼 に ぶ ら 下 げ ら れ て い る.エ ン ジ ン は,前 部, 後 部 エ ン ジ ンmount bulkheadお よ び エ ン ジ ン後 端 近 傍 のthrust linkを 介 し て パ イ ロ ン に 取 り付 け ら れ て い る. ま たmidsparの 主 要 構 成 部 材 は,inboardお よ びout-board midspar chord,chord間 の ウ ェ ブ と か ら成 っ て い る. 主 翼 か らNo.2エ ン ジ ン を 脱 落 さ せ た パ イ ロ ン の 損 傷 状 況 を 見 る と,複 数 の 分 離 個 所 が あ り,分 離 の 方 向 は 外 側(左 側)上 方 で あ る 形 跡 が あ っ た.パ イ ロ ン の 後 部 エ ン ジ ンmount fittingは,健 全 な 状 態 の ま ま で あ り,回 収 さ れ た 時 点 で は,パ イ ロ ン主 要 部 分 は ま だ エ ン ジ ン に 取 り付 い て い た.fittingに は き 裂 が あ り,そ の 周 りの パ イ ロ ン構 造 に は 激 し い ね じ り(ひ ず み)の 形 跡 が あ っ た. そ の 形 跡 は,エ ン ジ ン前 端 の 動 き が 外 側 方 向 を 向 い て い た の と 一 致 して い た.こ の よ う な 経 過 を た ど っ て み る と, fittingに 損 傷 を 受 け て い た 事 実 は,損 傷 が 起 っ た 時 点 ま で,パ イ ロ ン 構 造 は ま だ 健 全 な 状 態 に あ っ た 証 拠 と な る. も し パ イ ロ ン が,後 部mount fittingの 後 の い ず れ か の 位 置 で 分 離 し て い た ら,fittingに ね じ りは 生 じ な か っ た は ず で あ る.パ イ ロ ン 構 造 は,前 部 エ ン ジ ンmount bulkheadの ち ょ う ど 後 に あ る 前 方firewall web(nickel
合 金)に 長 さ2inの 疲 労 き 裂 が 生 じ て お り,か つ こ の 疲 労 区 域 ま で 及 ん だ,せ ん 断 荷 重 に よ る 圧 縮 座 屈 の 形 跡 が あ っ た(Fig.7). こ の 疲 労 き裂 破 断 面 は,激 し い コ ス レ合 い に よ っ て 磨 滅 し て い た が,ス ト ラ イ エ ー シ ョ ン の 部 分 も 見 つ か り, 板 厚 を 貫 通 し て 進 展 し た 形 跡 が 確 認 さ れ た.こ の 座 屈 は, エ ン ジ ン分 離 時 に,エ ン ジ ン に 加 わ る横 荷 重 に よ っ て 生 じ た 可 能 性 が あ る.な お 疲 労 区 域 の 両 側 に,せ ん 断 荷 重 に よ る過 応 力 分 離 の 形 跡 が あ り,こ の 分 離 区 域 は,圧 縮 座 屈 後 た だ ち に 起 っ た も の で,前 部engine mount bulk-headの 後 で の バ イ ロ ン 完 全 破 壊 の は し り と 考 え ら れ る. パ イ ロ ンが 前 部 エ ン ジ ンmount bulkheadの 後 で 分 離 し た 後,エ ン ジ ン の 前 端 は,パ イ ロ ン を初 期 分 離 へ 導 い た と 同 じ横 方 向 荷 重 の 下 で 左 へ 振 れ る こ と は 自 由 で あ る. エ ン ジ ン前 端 が 左 へ 振 れ る に つ れ て,パ イ ロ ン構 造 は 外 側 方 向 へ 屈 曲 し た も の と考 え ら れ る.同 時 期 に,エ ン ジ ン は 通 常 で な い 角 度 で 推 力 を 生 じ,か つ パ イ ロ ン の 屈 曲 と通 常 で な い 推 力 角 と の 連 携 に よ り,midspar
fuse-pinに 見 つ か っ た損 傷 とか,パ イ ロ ン中 央 部 に生 じた大
き な垂 直 破 損,midspar
webの
せ ん 断 座 屈 な らび にパ
イ ロ ン主 要 構 造 メ ンバ ーの 破 損 方 向 が 明 らか とな る.ま
た横 方 向荷 重 下 で 臨 界 とな るパ イ ロ ン構 造 部 分 は,前 部
エ ン ジ ンmountの
ち ょ う ど後 に あ るfirewall webで
あ
る が,前 述 の ご と く,こ の ウ ェ ブ に2in長
さ の疲 労 き
裂 が 生 ず る と,応 力 レ ベ ル は約10%減
少 し,2.35∼
2.88Gの
横 方 向 荷 重 が 外 向 き に作 用 す る と破 壊 す る こ
とに な る.ま た き裂 の 生 じて い たmidspar web区
域 が
完 全 に ない と仮 定 した 有 限要 素 法解 析 に よる と,エ ンジ
ンに 加 わ る 同 じ横 方 向 荷 重 で,fusepin応
力 は約8.7%
増 加 す る こ と にな る.
ま た ボ社 で は,FDRに
記 録 され た パ イ ロ ン脱 落 時 の
機 体 重 心 位 置G値
か ら,No.2エ
ンジ ンナ セ ル 重 心 位 置
に お け る 等 価 荷 重(空 力 荷 重+慣
性 荷 重)の 換 算G値
を次 の よ う に算 出 して い る.垂 直 方 向 加 速 度-2.5G,
横 方 向 加 速 度 外 側 向 き2.1∼3.0G,縦
方 向加 速 度0.1∼
0.3G.し
たが っ てfirewall webに
長 さ2inの
疲 労 き裂 が
生 ず る と,既 に減 少 して い た横 方 向荷 重 伝 達 能 力 を超 え
る,つ ま り動 的多 軸 横 方 向荷 重 を誘 起 す る よ う な乱 気 流
に遭 遇 す る と,パ イ ロ ンは脱 落 す る こ とに な る.
4・3FAR25の
パ イ ロ ン設 計 強 度 規 準 の 改 訂 要 求
パ イ ロ ンの構 造 強 度 を決 め る に際 し,現 規 準 で は,構
造 が 同 時 に多軸 方 向 か らの荷 重 に耐 え る よ う に設 計 す る
こ と は要 求 して い な い.し たが っ て,乱 気 流 に遭 遇 した
よ う な場 合 の た め に,多 軸 荷 重 を考 慮 す る よ う,FAR
25の 設 計 荷 重 要 求事 項 の改 訂 を,FAAはNTSBよ
り
勧 告 され て い る.
4・4G値
測 定 の サ ンプ ル 率 に つ い て
当 事 故 に 関連 して,NTSBは
機 体 重 心 位 置 で のFDR
に よ るG値
測 定 に つ い て,1/4秒
間 隔 な る サ ン プ ル 率
で は,ピ ー ク荷 重 を見 逃 が す 可 能 性 の あ る こ と を指摘 し
て い る(事 故 機 のサ ンプ ル率 は1/4秒
間 隔 で あ っ た).
しか も,航 空機 の重 心 位 置 とは異 な る位 置 で は,動 的
で,か
つ 調 和 的 な 運 動 を生 じ,結 果 と して も っ と高 い
G値
を受 け る こ とは 前 述 の 通 りで あ る が,実 機 で は,
重 心 位 置 以 外 で のG値
は 測 定 して い な い.重 心 位 置 で
の 垂 直 方 向荷 重 は,主 に翼 曲 げ を与 え る結 果 と して,エ
ン ジ ン/パ イ ロ ン部 に垂 直 お よび横 方 向荷 重 を生 じさせ
る.し か も,エ ンジ ン重 量,推 力 お よび空 気 力 学 的 な荷
重 もエ ン ジ ン/パ イ ロ ンに は加 わ る.し たが って,前 述
の よ う なエ ン ジ ン/ナ セ ル重 心 位 置 に お け る換 算 等 価 荷
重 が,同 時 にパ イ ロ ン構造 に も作 用 す る と考 え られ る.
した が って,今 後 重 心 位 置 で のG値
計 測 サ ンプ ル 率
適 正 値 の 検 討 は も ち ろ ん,も っ と大 きなG値
の 加 わ る
エ ン ジ ン/パ イ ロ ン部 な どに 対 して は,過 負 荷 発 生 時
(機体 が乱 気 流 に遭 遇 した り,過 荷 重 着 陸 を行 った場 合)
の構 造 検 査 の あ り方 につ い て,現 体 制 の見 直 しが 痛 感 さ
れ る.
5FAR損
傷 許 容 お よ び疲 労 評 価 規 準 の 改 訂 案
1978年12月,FAR25・571(疲
労 設 計 規 準)が 全 面 改
訂 とな り,損 傷 許 容 設 計 法 な る思想 が導 入 され,そ の 細
則 で あ るAC25・571-1(Domage-tolerance and fatigue evaluation of structures)が1978年9月28日 に 規 定 さ れ た.そ の 後 若 干 の 追 加 改 訂 が な さ れ た が,ア ロ ハ 航 空 N73711機 事 故 を契 機 と して ,緒 言 で も述 べ た ご と く, AC25・571-1Bな る 改 訂 案 の ド ラ フ トが1993年 にFAA よ り提 案 さ れ た.そ の 改 訂 の 主 要 点 は,損 傷 許 容 評 価 に WFDも 含 め る こ と に し,そ の 防 止 策 と し て ,設 計 寿 命 の2倍 以 上 の 実 機 疲 労 試 験 を 行 な い,そ の 間 にWFD発 生 の な い こ と を確 認 す べ く義 務 づ け,か つ 型 式 証 明 申 請 時 に は,そ の デ ー タ を 要 求 し な い け れ ど も,1寿 命 分 程 度 の 実 機 運 航 経 験 後 に,追 加 疲 労 試 験 実 施 の 計 画 書 提 出 を要 求 し た 点 な ど で あ る.現 在 の と こ ろ,WFDの 予 防 策 と し て は,残 念 で は あ る が,こ の よ う な 間 接 的 方 法 し か な い の が 実 状 で あ る.ま た 当 改 訂 案 で は,検 査 thresholdの 決 定 に 際 し,適 切 な る 初 期 製 造 時 欠 陥 寸 法 を用 い よ と な っ て い る が,軍 規 定 のMIL-A-83444の よ う に,具 体 的 な 数 値 を 定 め て い な い と こ ろ がFAAの FARた る 特 色 と思 う.そ の 他,実 機 疲 労 試 験 に 際 し て は,ア ロ ハ 航 空 機 事 故 の 教 訓 を くん で,重 ね 継 手 部 の 強 度 に 及 ぼ す 接 着 は く離 や 腐 食 も 考 慮 す べ く,温 度 や 湿 度 の よ う な 環 境 の 効 果 を 要 求 して い る 点 が 目新 し い.
6結
言
以 上3種 類 の疲 労 破壊 につ い て解 説 した が,い か に疲
労 破 壊 と検 査 とい う問 題 が 表 裏 一体 の 関係 に あ る か を理
解 して戴 け た と思 う.し か も検 査 行 為 とは,ど の よ うな
機 械 的電 気 的 手 段 を経 た と して も,終 極 的 に は人 的判 断
に委 ね られ るか ら,ヒ ュ ーマ ン フ ァ ク ター な る 問題 に も
結 び付 け られ る場 合 もあ る.し か し最 も恐 ろ しい こ とは,
JA8119機
事 故 の よ う に,現 場 検 査 員 に対 し,検 査 指 示
を与 え る義 務 の あ る技 術 担 当 上層 が,自 分 達 の技 術 不 在
を秘 匿す る た め に,現 場 検 査 員 の ヒ ュー マ ンフ ァク タ ー
に原 因 をす り替 えて,自 分 達 は雲 隠 才臓 を決 め こ む輩 の
い る こ とで あ る.し か も人 身事 故 の場 合 は,重 大 な る責
任 問題 に結 びつ くので この よ う な問 題 が起 る か ら,事 故
調 査 に は慎 重 に当 ら な けれ ば な ら ない の は当然 だ が,真
相 究 明 に は,身 命 を惜 しまぬ 程 の 覚悟 の必 要 で あ る こ と
を提 言 した い.
(平 成6年11月24日 日本 材 料 学 会 第22回 疲 労 シ ンポ ジ ウム に て 講演)参
考
文
献
1) NTSB, Aircraft Accident Report, AAR-89/03.
2) 倉 西 正 嗣 著,"弾 性 学",(1948)日 本 機 械 学 会.
3) S. P. Timoshenko and J. N. Goodier, "Theory of
Elastic-ity, 2nd edition", (1951) Mc Graw-hill.
4) 樋 口 盛 一 著,"弾 性 学,(1949)岩 波 書 店. 5) 林 毅 編,"軽 構 造 の 理 論 と そ の 応 用(上)",(1966)
日科 技 連.
6) NTSB, Aircraft Accident Report, AAR-90/06.
7) B. Etkin, "Dynamic of flight", (1958) J. Wiley & Sons.
8) NTSB, Aircraft Accident Report, AAR-93/06.
9) 谷 口 修 編,"振 動 工 学 ハ ン ド ブ ッ ク",(1976)養 賢 堂.
