疲労（材料）

疲労破壊に先行する初期亀裂の形成は、金属試料において4つの段階からなる独立したプロセスである。材料は負荷に応じてセル構造を発達させ、硬化する。これにより、ひずみに対する新たな制約が生じ、印加応力の振幅が増大する。新たに形成されたこれらのセル構造は、最終的に持続すべり帯（PSB）の形成とともに破壊される。材料中のすべりはこれらのPSBに局所的に集中し、この過剰なすべりが応力集中点となり、亀裂形成の引き金となる。亀裂の発生と検出可能なサイズまでの成長が、亀裂形成プロセスの大部分を占める。そのため、材料の変化の大部分は破壊試験を行わない限り目に見えないにもかかわらず、周期的な疲労破壊が突然発生するように見えるのである。通常延性のある材料であっても、疲労破壊は突然の脆性破壊に似た様相を呈する。

PSB によって誘発されるすべり面は、材料の表面に沿って侵入と押し出しを引き起こし、多くの場合、ペアで発生します。^{[ 5 ]}このすべりは、材料内部の微細構造の変化ではなく、材料内部での転位の伝播です。滑らかな界面の代わりに、侵入と押し出しによって、材料の表面は、すべてのカードが完全に整列していないトランプのデッキの端に似たものになります。すべりによって誘発される侵入と押し出しは、材料上に非常に微細な表面構造を作り出します。表面構造のサイズは応力集中係数に反比例するため、PSB によって誘発される表面すべりは、破壊の開始を引き起こす可能性があります。

亀裂が、材料中の介在物や、鋭利な内角やフィレットによって生じる幾何学的応力集中部など、既存の応力集中部で発生する場合は、これらの手順を完全に省略することもできます。

疲労寿命の大部分は、一般的に亀裂進展段階で消費されます。亀裂進展速度は主に繰り返し荷重の範囲によって決まりますが、平均応力、環境、過負荷、低負荷などの追加要因も進展速度に影響を与える可能性があります。荷重が臨界閾値を下回るほど小さくなると、亀裂進展は停止する可能性があります。

疲労亀裂は、材料または製造上の欠陥から、わずか10μm程度の小さなものでも成長する可能性がある。

亀裂の成長速度が十分に大きくなると、破断面に疲労縞が現れる。この縞は亀裂先端の位置を示し、各縞の幅は1回の荷重サイクルにおける亀裂の成長量を表す。縞は亀裂先端における塑性変形の結果として生じる。

応力強度が破壊靭性と呼ばれる臨界値を超えると、通常は微小空隙の合体によって、持続不可能な急速破壊が発生する。最終的な破壊に至る前には、破壊面には疲労破壊領域と急速破壊領域が混在している場合がある。

機械部品は、大小さまざまな複雑で、しばしばランダムな一連の荷重にさらされることが多い。このような部品の安全寿命を疲労損傷法または応力／ひずみ寿命法を用いて評価するために、通常、以下の手順が実行される。

1. 複雑な荷重は、レインフロー解析などの手法を用いて、一連の単純な繰り返し荷重に還元される。
2. レインフロー解析から周期応力のヒストグラムを作成し、疲労損傷スペクトルを形成する。
3. 各ストレスレベルについて、SN曲線から累積損傷の程度が計算されます。
4. 個々の貢献の効果は、マイナー則などのアルゴリズムを用いて合成される。

SN曲線は通常、一軸荷重に対して作成されるため、荷重が多軸の場合は何らかの等価規則が必要になります。単純な比例荷重履歴（軸方向荷重と一定の比率の横方向荷重）の場合は、サイン則^{[ 30 ]}を適用できます。非比例荷重などのより複雑な状況では、臨界平面解析を適用する必要があります。

ストレス寿命（SN）法

材料の疲労性能は、一般的にSN曲線（ヴェーラー曲線とも呼ばれる）によって特徴付けられます。これは、対数スケールで、繰り返し応力（ S）を破壊までのサイクル数（N）に対してプロットされることがよくあります。^{[ 32 ]} SN曲線は、特性評価対象の材料のサンプル（クーポンまたは試験片と呼ばれることが多い）に対する試験から導き出されます。この試験では、試験機によって規則的な正弦波応力が加えられ、同時に破壊までのサイクル数がカウントされます。このプロセスは、クーポン試験と呼ばれることもあります。より高い精度が求められますが、汎用性は低くなります。コンポーネント試験が使用されます。^{[ 33 ]}各クーポンまたはコンポーネント試験は、プロット上に点を生成しますが、場合によっては、破壊までの時間が試験に利用可能な時間を超えるランアウトが発生します（打ち切りを参照）。疲労データの分析には、統計学の手法、特に生存分析、線形回帰、極値分析が必要です。^{[ 34 ]}

SN曲線の進行は、応力比（平均応力） ^{[ 35 ]} 、負荷周波数、温度、腐食、残留応力、ノッチの存在など、多くの要因によって影響を受ける可能性があります。一定疲労寿命（CFL）図^{[ 36 ]}は、応力比の影響を調べるのに役立ちます。グッドマン線は、平均応力が疲労強度に及ぼす影響を推定するために使用される方法です。

定疲労寿命 (CFL) 線図は、SN 曲線に対する応力比の影響を調べるのに役立ちます。^{[ 37 ]}また、周期的な荷重に定常応力が重畳されている場合、グッドマンの関係式を使用して破壊条件を推定できます。これは、応力振幅を平均応力に対してプロットし、材料の疲労限度と引張強度を 2 つの極値とします。代替の破壊基準には、ソーダーバーグとガーバーがあります。^{[ 38 ]}

均質なフレームからサンプリングされたクーポンは、破損までのサイクル数にばらつきを示すため、SN曲線は、特定のストレスの一定サイクル後の破損確率を捉える、より適切なストレス-サイクル-確率（SNP）曲線であるべきである。

体心立方格子（bcc）材料の場合、応力振幅が減少するにつれて、ヴェーラー曲線は水平線になることが多く、つまり、これらの材料には疲労強度を割り当てることができます。面心立方格子（fcc）金属の場合、ヴェーラー曲線は一般的に連続的に低下するため、これらの材料には疲労限度のみを割り当てることができます。^{[ 39 ]}

ひずみ寿命（ε-N）法

応力集中など、ひずみがもはや弾性的でない場合、相似パラメータとして応力の代わりに全ひずみを用いることができる。これはひずみ寿命法として知られている。全ひずみ振幅${\displaystyle \Delta \varepsilon /2}$は弾性ひずみ振幅の合計です${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{e}}/2}$塑性ひずみ振幅${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{p}}/2}$^{[ 2 ] [ 40 ]}によって与えられます。

${\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}+{\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}}$。

バスキンの弾性ひずみ振幅の式は

$${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\Delta \sigma }{2E}}={\frac {\sigma _{\text{a}}}{E}}}$$

どこ${\displaystyle E}$はヤング率です。

高サイクル疲労の関係は、弾性ひずみ振幅を用いて表現できる。

$\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}}$

どこ$\displaystyle \sigma _{\text{f}}^{\prime }}$は、実験データに適合させることで得られる引張強度に比例するパラメータです。${\displaystyle N_{\text{f}}}$は故障までのサイクル数であり、${\displaystyle b}$対数-対数曲線の傾きは、曲線フィッティングによって再び決定されます。

1954年、コフィンとマンソンは、部品の疲労寿命は塑性ひずみ振幅と関連していると提案した。

$\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}=\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$。

弾性部分と塑性部分を組み合わせると、低サイクル疲労と高サイクル疲労の両方を考慮した全ひずみ振幅が得られます。

$\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}+\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$。

どこ${\displaystyle \sigma _{f}'}$は疲労強度係数であり、${\displaystyle b}$は疲労強度指数であり、${\displaystyle \varepsilon _{f}'}$は疲労延性係数であり、${\displaystyle c}$は疲労延性指数であり、${\displaystyle N_{f}}$故障までのサイクル数（$2N_f$（これは、失敗に至るまでの逆転回数である）。

部品の疲労寿命の推定は、各負荷サイクルにおける亀裂成長の各増分の幅を合計することによって、亀裂成長方程式を使用して行うことができます。疲労に伴う不確実性やばらつきを考慮するために、計算された寿命に安全係数またはばらつき係数が適用されます。亀裂成長予測に使用される成長速度は、通常、試験片に数千回の一定振幅サイクルを適用し、試験片のコンプライアンスの変化から成長速度を測定するか、試験片表面の亀裂の成長を測定することによって測定されます。成長速度を測定するための標準的な方法は、ASTM Internationalによって開発されています。^{[ 9 ]}

パリ・エルドアン方程式などの亀裂成長方程式は、部品の寿命を予測するために使用されます。これらは、10  μm から破壊までの亀裂の成長を予測するために使用できます。通常の製造仕上げの場合、これは、最初のサイクルから成長が始まる可能性のある部品の疲労寿命の大部分をカバーする可能性があります。^{[ 4 ]}部品の亀裂先端の状態は、通常、応力拡大係数、J 積分、または亀裂先端開口変位などの特性パラメータを使用して、試験片の状態に関連付けられます。これらのすべての手法は、部品の亀裂先端の状態を、亀裂成長速度を与える試験片の状態に一致させることを目的としています。

負荷シーケンスにおける過負荷または低負荷に関連する遅延および加速効果を含めるには、追加のモデルが必要になる場合があります。さらに、小さな亀裂で見られる成長速度の増加に合わせるには、小さな亀裂の成長データが必要になる場合があります。^{[ 41 ]}

通常、複雑なシーケンスからサイクルを抽出するために、レインフローサイクルカウントなどのサイクルカウント技術が使用されます。この技術は、他の技術とともに、亀裂成長法で機能することが示されています。^{[ 42 ]}

亀裂成長法には、亀裂の中間サイズを予測できるという利点があります。この情報は、構造物の安全性を確保するための点検スケジュールを立てる際に活用できますが、ひずみ／寿命法では、破壊に至るまでの寿命しか予測できません。

疲労破壊に対する信頼性の高い設計には、構造工学、機械工学、または材料科学における徹底的な教育と指導を受けた経験が必要です。機械部品の寿命保証には、高度化の度合いが増す少なくとも 5 つの主要なアプローチがあります。^{[ 43 ]}

1. 疲労限界値以下の応力に抑えるように設計する（無限寿命の概念）。
2. フェイルセーフ、グレースフルデグラデーション、フォールトトレラント設計：部品が故障した場合は交換するようにユーザーに指示する。単一障害点が存在しないように設計し、いずれかの部品が完全に故障してもシステム全体が壊滅的な障害に陥らないようにする。
3. 安全寿命設計：一定の寿命を前提として（保守的に）設計し、その寿命が過ぎたら新しい部品と交換するようにユーザーに指示する（寿命付き部品、有限寿命概念、または「安全寿命」設計手法）。計画的陳腐化と使い捨て製品は、一定の寿命を前提として設計し、その寿命が過ぎたらデバイス全体を交換するようにユーザーに指示するバリエーションである。
4. 損傷許容設計：これは、新造機であっても亀裂や欠陥が存在することを前提として航空機の安全性を確保するアプローチです。亀裂成長計算、定期検査、部品の修理または交換を行うことで、亀裂を含む可能性のある重要部品の安全性を確保できます。検査では通常、非破壊検査を用いて亀裂の大きさを制限または監視し、検査間の亀裂成長速度を正確に予測する必要があります。設計者は、亀裂がまだ「緩やかな成長」段階にある間に部品を交換できるよう、航空機のメンテナンスチェックのスケジュールを十分頻繁に設定します。これは、損傷許容設計または「原因による廃棄」と呼ばれることがよくあります。
5. リスク管理: 故障の確率が許容レベル以下に維持されることを保証します。このアプローチは通常、航空機に使用され、許容レベルは単一の飛行中の故障の確率に基づく場合もあれば、航空機の寿命全体にわたって考慮される場合もあります。コンポーネントには、亀裂サイズの確率分布を持つ亀裂があると想定されます。このアプローチでは、亀裂成長率、使用、臨界亀裂サイズなどの値の変動を考慮することができます。^{[ 44 ]}また、複数の場所で損傷が発生し、相互作用して多箇所または広範囲にわたる疲労損傷を引き起こす可能性がある場合を考慮するのにも役立ちます。データ解析や疲労に対する設計でよく使用される確率分布には、対数正規分布、極値分布、バーンバウム-サンダース分布、ワイブル分布などがあります。

疲労試験は、試験片や実物大の試験対象物などの部品に対して、以下のことを判断するために使用されます。

1. 試験片や実物大の試験体などの部品における亀裂進展速度と疲労寿命。
2. 重要領域の位置
3. 構造物の一部が破損した場合のフェイルセーフの度合い
4. 亀裂の破面解析から、亀裂発生の原因となる欠陥の発生源と原因を特定する。

これらの試験は、耐空証明などの認証プロセスの一部を構成する場合があります。

1. ドリルを停止する。伝播し始めた疲労亀裂は、亀裂の先端にドリルストップと呼ばれる穴を開けることで停止できる場合がある。[ ^{45 ]ただし}、穴の側面に新たな亀裂が発生する可能性は残る。
2. ブレンド処理。小さな亀裂はブレンド処理で除去し、表面を冷間加工またはショットピーニング処理することができます。
3. 穴が大きすぎる場合。亀裂が生じた穴は、より大きな穴にドリルで穴を広げて亀裂を取り除き、ブッシングで元の穴に戻すことができます。ブッシングは、有益な圧縮残留応力を発生させるために、冷間収縮圧入ブッシングを使用できます。穴が大きすぎる場合は、穴に大きすぎるマンドレルを通すことで冷間加工することもできます。^{[ 46 ]}
4. パッチ。亀裂は、パッチまたは修理用継手を取り付けることで修復できます。複合材パッチは、亀裂が発見された後に航空機の翼の強度を回復したり、疲労寿命を改善するために亀裂が発生する前に応力を下げたりするために使用されてきました。^{[ 47 ]}パッチは疲労亀裂の監視能力を制限する可能性があり、検査のために取り外して交換する必要がある場合があります。

1. 材料を変更する。部品に使用される材料を変更することで、疲労寿命を改善することもできます。たとえば、部品をより疲労耐性の高い金属で作ることができます。部品を完全に交換して再設計することで、疲労の問題を解消できないまでも軽減できます。そのため、金属製のヘリコプターのローターブレードやプロペラは、複合材製の同等品に置き換えられています。これらは軽量であるだけでなく、疲労に対する耐性もはるかに高くなっています。高価ではありますが、ローターブレードの喪失は通常、航空機全体の喪失につながるため、その高い完全性によって追加コストは十分に回収できます。航空機の金属製の胴体、翼、尾翼の交換についても同様の議論がなされています。^{[ 48 ]}
2. 残留応力を誘発します。表面をピーニングすると、このような引張応力が軽減され、圧縮残留応力が発生し、亀裂の発生を防ぐことができます。ピーニングの形態には、高速の弾丸を使用するショットピーニング、機械ハンマーを使用する高周波衝撃処理（高周波機械的衝撃とも呼ばれる）^{[ 49 ] [ 50 ]}、高エネルギーレーザーパルスを使用するレーザーピーニングなどがあります。低塑性バーニッシングを使用してフィレットに圧縮応力を誘発することもでき、穴には冷間加工マンドレルを使用できます。^{[ 51 ]}疲労寿命と強度の増加は、付与される圧縮残留応力の深さに比例します。ショットピーニングでは約0.005インチ（0.1  mm）の深さの圧縮残留応力が付与されますが、レーザーピーニングでは0.040～0.100インチ（1～2.5  mm）またはそれ以上の深さまで可能です。^{[ 52 ]}
3. 深冷処理。深冷処理は疲労破壊に対する耐性を高めることが示されています。産業、自動車レース、銃器で使用されるスプリングは、処理を施すと最大6倍長持ちすることが示されています。熱サイクル疲労の一種である熱割れも大幅に遅延します。^{[ 53 ]}
4. 形状変更。穴や切り欠きなどの応力集中部の形状を変更することで、部品の寿命を延ばすことができます。数値最適化アルゴリズムを用いた形状最適化は、翼の応力集中部を低減し、寿命を延ばすために使用されてきました。^{[ 54 ]}

ルイ・フィリップ1世がヴェルサイユ宮殿で祝賀行事を行った後、パリへ戻る列車が1842年5月、先頭の機関車の車軸が折れたためムードンで脱線事故を起こした。後続の客車は壊れた機関車に衝突し、炎上した。閉じ込められた客車に少なくとも55人の乗客が死亡し、その中には探検家のジュール・デュモン・デュルヴィルも含まれていた。この事故はフランスでは「ムードン鉄道大惨事」として知られている。事故はイギリスの機関士ジョセフ・ロックによって目撃され、イギリスで広く報道された。技術者たちは原因究明のため、この事故について徹底的に議論した。

脱線事故は機関車の車軸の破損が原因であった。ランキンによる英国での車軸破損の調査は、応力集中と繰り返し荷重による亀裂成長のメカニズムの重要性を浮き彫りにした。しかし、繰り返し応力による亀裂成長メカニズムを示唆する彼や他の論文は無視され、拡大する鉄道網では疲労破壊がますます増加していった。金属が何らかの形で「結晶化した」という考えなど、他の誤った理論の方が受け入れられやすいように思われた。この考えは、亀裂表面の急速破壊領域の結晶状の外観に基づいていたが、金属がすでに高度に結晶化していたという事実を無視していた。

1954年、デ・ハビランド・コメット旅客機2機が数ヶ月の間に相次いで空中分解し墜落した。その結果、機体を水槽に浸して加圧し、体系的な試験が行われた。3,000回の飛行に相当する試験の後、王立航空研究所（RAE）の調査官は、墜落の原因は機体前部の自動方向探知機（ADF）窓付近の与圧室の破損であると結論付けた。この「窓」は実際には電子航法システムのアンテナ用の2つの開口部のうちの1つで、窓ガラスの代わりに不透明なグラスファイバーパネルが使用されていた。破損の原因は、機内加圧と減圧の繰り返しによる金属疲労であった。また、窓周辺の支持部材は、機体の当初の仕様で規定されていた接着ではなく、リベット留めされていた。さらに、パンチリベット工法が採用されていたため、問題が悪化した。ドリルリベットとは異なり、パンチリベットによって作られた穴は不完全なため、製造上の欠陥による亀裂が生じ、それがリベット周辺の疲労亀裂の発生原因となった可能性がある。

コメットの与圧キャビンは、英国民間航空耐空性要件で要求される安全率をはるかに上回る安全率で設計されていた（キャビン耐圧試験圧力の2.5倍に対し、要求されるのは1.33倍、最大荷重はキャビン圧力の2.0倍）。この事故により、旅客機与圧キャビンの安全荷重強度要件の推定値が見直されることになった。

さらに、与圧室開口部周辺の応力が予想以上に高く、特に窓などの鋭角な切り欠き部分で顕著であることが判明した。その結果、将来のジェット旅客機はすべて角が丸い窓を採用し、応力集中を大幅に軽減することになった。これは、コメットの後期型機すべてに共通する顕著な特徴であった。RAEの調査官は公聴会で、コメットの窓開口部付近の鋭角な部分が亀裂の発生源となっていたと証言した。機体の外板も薄すぎ、製造時の応力による亀裂が角部に発生していた。

アレクサンダー・L・キーランドは、1980年3月にエコフィスク油田で作業中に転覆し、123人が死亡したノルウェーの半潜水式掘削リグである。この転覆事故は、第二次世界大戦以来、ノルウェー海域で最悪の災害となった。スコットランドのダンディーの東約、ノルウェーのスタヴァンゲル掘削会社が所有し、事故当時は米国のフィリップス石油会社にリースされていた。1980年3月27日の夕方早く、激しい雨と霧の中、200人以上の作業員がアレクサンダー・L・キーランドの居住区で勤務を終えていた。風速は40ノットに達し、波の高さは最大12メートルだった。リグはエッダ生産プラットフォームからウインチで引き離されたばかりだった。18時30分少し前、乗船していた人々は「鋭い破裂音」に続いて「何らかの揺れ」を感じた。突然、リグは30度以上傾き、その後安定した。6本のアンカーケーブルのうち5本が切れ、残りの1本がリグの転覆を防いでいた。傾斜は増大し続け、18時53分に残りのアンカーケーブルも切れ、リグは完全にひっくり返った。 

1981年3月、調査報告書^{[ 60 ]}は、リグが崩壊したのは、崩壊したD脚をリグ本体に接続していた6本のブレースのうちの1本（ブレースD-6）の疲労亀裂が原因であると結論付けた。これは、 荷重を支えないフランジプレートをこのD-6ブレースに接合した6mmの小さなすみ肉溶接に起因することが判明した。このフランジプレートには、掘削作業中に使用されるソナー装置が取り付けられていた。すみ肉溶接の形状不良が、疲労強度の低下の一因となった。さらに、調査では、フランジプレートにかなりの量の層状裂け目と突合せ溶接部の低温亀裂が発見された。溶接部の低温亀裂、弱体化したフランジプレートによる応力集中の増加、溶接形状不良、および（北海ではよくある）周期的な応力が、リグの崩壊に複合的に影響したと考えられる。

• 1862年のハートリー炭鉱事故は、蒸気機関の梁の破損が原因で発生し、204人が死亡した。
• 1919年のボストン大糖蜜洪水は、疲労破壊が原因とされている。
• 1948年のノースウエスト航空421便墜落事故は、翼桁の付け根部分の疲労破壊が原因であった。
• 1957年、フィリピンのラモン・マグサイサイ大統領の専用機「ピナトゥボ山号」は、金属疲労によるエンジン故障のため墜落した。
• 1965年に英国初の洋上石油プラットフォームであるシー・ジェムが転覆した原因は、船体と脚部をつなぐサスペンションシステムの一部が疲労したためだった。
• 1968年のロサンゼルス航空417便は、疲労破壊によりメインローターブレードの1枚を失った。
• 1968年のマクロバートソン・ミラー航空1750便は、不適切な整備が原因で疲労破壊を起こし、翼を失った。
• 1969年のF-111Aの墜落事故は、材料の欠陥による翼のピボット金具の疲労破壊が原因であり、疲労設計における損傷許容アプローチの開発につながった。^{[ 61 ]}
• 1977年のダン・エアのボーイング707型機の墜落事故は、疲労破壊によって右水平尾翼が失われたことが原因である。
• 1979年のアメリカン航空191便墜落事故は、エンジンを翼に固定するパイロン構造の疲労損傷が原因でエンジンが分離したことが原因とされ、その損傷は不適切な整備手順によって引き起こされた。
• 1980年のLOTポーランド航空7便は、エンジンのタービンシャフトの疲労によりエンジンが破損し、制御不能に陥ったことが原因で墜落した。
• 1985年の日本航空123便は、後部隔壁の修理不良が原因で垂直尾翼を失い、墜落した。
• 1988年のアロハ航空243便は、疲労破壊の後、高度24,000フィート（7,300メートル）で爆発的な減圧に見舞われた。 
• 1989年のユナイテッド航空232便は、ファンディスクハブの疲労破壊により尾部エンジンを失った。
• 1992年のエルアル航空1862便は、 3番エンジンのパイロン取り付け部の疲労破壊により、右翼の2基のエンジンを失った。
• 1998年のエシェデ列車事故は、単一の複合材製車輪の疲労破壊によって引き起こされた。
• 2000年に発生したハットフィールド鉄道事故は、転がり接触疲労が原因である可能性が高い。
• 2000年にフォード・エクスプローラーに装着されたファイアストン製タイヤ650万本がリコールされたのは、疲労亀裂の成長によりトレッドがタイヤから剥離したことが原因だった。^{[ 62 ]}
• 2002年のチャイナエアライン611便は、疲労破壊により飛行中に空中分解した。
• 2005年、チョークス・オーシャン・エアウェイズ101便は、不適切な整備作業が原因で生じた疲労破壊により、右翼を失った。
• 2009 年のヴィアレッジョ列車の疲労破壊による脱線事故。
• 2009年に発生したサヤノ・シュシェンスカヤ発電所の事故は、タービン架台の金属疲労が原因であった。
• 2017年のエールフランス66便は、ファンハブの低温疲労破壊が原因で飛行中にエンジンが故障した。
• 2023年に発生したタイタン潜水艇の爆縮事故は、船体に使用されていた炭素繊維の疲労剥離が原因と考えられている。