谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

冷战结束后，由于东西方的军事对峙趋缓及全球性的经济不景气，各国的国防经费都遭到大幅度缩减，使大多数国家的军用飞机都需要延长使用年限，如此虽然可节省采购新机的花费，但老飞机结构上最令人头痛的疲劳与腐蚀，则是延长服役期限时必须严肃以对的课题。

前言

东西方冷战时期，西方国家军用飞机的设计使用年限通常是20年到30年，为了维持对苏联的军事优势，这些军用飞机在到达使用年限后都会予以退役，但自1991年苏联瓦解后，双方的军事对峙一夜之间骤然消失，维持军事优势已无必要性，加上本世纪初的全球性经济不景气，国防经费遭到大幅度删减，使得许多国家的军用飞机在到达使用年限后仍然得继续服役，部分机型的服役时间甚至高达50年以上。

B-52“同温层堡垒”（Stratofortress）轰炸机是冷战时期美国的核轰炸主力，最后一架B-52H于1962年出厂，原本预定在服役30年后的1992年退役，如今美国空军决定该机得继续服役到2040年，届时服役时间将逼近80岁，堪称是爷爷级的古董机。而于1961年进入美国空军服役的T-38“禽爪”（Talon）喷气教练机，原设计服役寿命为7,000飞行小时，但经过数次性能提升延长服役寿命后，在2013年时的实际飞行时数已达15,000飞行小时，等到预计的2026年退役时，实际飞行时数将达23,000小时，为原本设计值的3倍多。

T-38在1997~2001年的世纪之交更换了全新机翼，老机得以开新花

延长飞机使用年限固然可以省下采购新飞机的经费，但伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题也会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害最烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行安全，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。

结构疲劳破坏典型破断面

疲劳

疲劳是指在低于材料极限强度（ultimate strength）的应力（stress）长期反复作用下，导致结构终于破坏的一种现象。由于总是发生在结构应力远低于设计容许最大应力的情况下，因此常能躲过一般人的注意而不被发觉，这也是疲劳最危险的地方。

材料在承受反复应力的作用过程中，每一次的应力作用称为一个应力周期（cycle），此周期内的材料受力状态，由原本的无应力先到达最大正应力（拉伸应力），然后到达最大负应力（压缩应力），最后回到无应力状态。在此受力过程中，每一个应力周期所经历的时间长短（即︰频率）与疲劳关系甚微，应力周期的振幅及累积次数才是决定疲劳破坏发生的时机；另外，压缩应力不会造成疲劳破坏，拉伸应力才是疲劳破坏的主因。

材料承受反复应力的作用过程

疲劳破坏大致分为两类︰低周期疲劳（low cycle fatigue）及高周期疲劳（high cycle fatigue）。一般而言，发生疲劳破坏时的应力周期次数少于十万次者，称为低周期疲劳；高于此次数者，称为高周期疲劳。低周期疲劳的作用应力较大，经常伴随着结构的永久塑性变形（plastic deformation）；高周期疲劳的作用应力较小，结构变形通常维持在弹性（elastic）范围内，所以不致有永久变形。

材料疲劳破坏的进程分为三阶段︰裂纹初始（crack initiation）、裂纹成长（crack growth）、强制破坏（rupture）。材料表面瑕疵或是几何形状不连续处，材料晶格（lattice）在外力作用下沿结晶面（crystallography plane）相互滑移（slip），形成不可逆的差排（dislocation）移动，在张力及压力交

替作用下，于材料表面形成外凸（extrusion）及内凹（intrusion），造成初始裂纹。这些初始裂纹在多次应力周期的拉伸应力连续拉扯下逐渐成长，并使材料承载面积缩减，降低材料的承载能力。当裂纹成长到临界长度（critical length）时，材料净承载面积下的应力已超过材料的极限强度，此时的材料强制破坏也就无法避免了。

航空史上最著名的军用飞机疲劳破坏事件，应该是1969年美国空军的F-111空中解体。

F-111结构中有个特殊的可变后掠机翼设计，这是因为固定式机翼在特定的飞行速度、高度、大气温度、大气密度、引擎推力……下，有最佳的性能表现，一旦其中某个因素改变，性能就会降低。而可变后掠机翼则完全无此缺点，它就像是设计各种不同的机翼，来配合飞行中不同的飞行情况，例如：起降时把机翼完全向外伸展，增加机翼的升力，缩短起降距离；亚音速巡航时则把机翼部分后掠，减少机翼的阻力；超音速贴地飞行时则将机翼全角度后掠。

F-111可变翼的关键部件：翼盒枢纽接头

F-111于1967年出厂，当年10月，第一个F-111联队在内华达州内里斯（Nellis）空军基地正式成立，8个月之后的1968年3月17日，6架F-111被派驻泰国执行越南战场上的轰炸任务，经过几个架次的熟悉环境飞行后，F-111立即开始执行任务，但3月28日一架飞机未返航，两天后另一架飞机也未见踪影，第三架飞机失踪则是发生在4月27日。由于每一架飞机的飞行计划都是由飞行组员自行拟定，且飞行途中需保持无线电静默，因此无从知道到底发生了什么事。

1969年12月22日，编号第94号的F-111在基地上空进行武器抛投（Weapons Delivery）训练飞行时坠毁，当时飞机是低空飞越一仿真目标后，以3.5g（±0.5g）拉起时，左翼掉落，飞机坠毁，两名飞行员当场丧生，飞机残骸中连接机身和左机翼的枢纽接头（Wing Pivot Fitting）从中间断裂成内、外两半，内半块遗留于机身上，外半块则与机翼相连。检查残骸的结果，发现枢纽接头下缘有个制造过程遗留的半椭圆形疲劳初始裂纹瑕疵，宽约一英吋，深度几乎穿透厚度，因此初始裂纹经过短时间后，就成长到使接头强制破坏的临界长度。