谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

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　　一般而言，会影响异电位腐蚀速率的因素有：
　　组成成分：不锈钢表面的铬（chromium）若和铁混合成合金状态，则此不锈钢成为活性材料；若成氧化铬的型态，则成为惰性材料。后者也是不锈钢和铝合金搭接时，为防止异电位腐蚀而实施表面钝化处理（passivating treatment）的原理。
　　相对面积：异电位腐蚀的速率和惰性/活性材料的面积比成正比，若大面积的活性材料和小面积的惰性材料相搭接，则大面积下电流密度会被稀释，活性材料可能就不会被腐蚀。反过来说，小面积的活性材料和大面积的惰性材料相搭接，则由于电流密度的增加，活性材料很快就会被腐蚀殆尽。
　　极性改变：在某些情况下，相搭接的金属极性会改变，使腐蚀的发生位置和预期相反。例如铁和锌搭接时，在含有硝酸盐（nitrate）或重碳酸盐（bicarbonate）的溶液中，当温度超过140℉时，电极性会改变。其原因目前仍不清楚，不过一般相信和腐蚀物的导电度有关。最常见的例子是铝梯中的钢制螺栓，虽然铝合金的电位较高，但实际情况是钢制螺栓腐蚀很快，而铝梯则没有什么影响。
　　要防止异电位腐蚀，相互搭接的各结构零组件得挑选电位相近的材料，注意配对的材料是否有异电位腐蚀的顾虑。各种材料彼此间的影响程度是根据相互间的相对电位差而定，差距越大，异电位腐蚀越激烈。
　　附表是几种常见金属的相对活性比较，位置越往上的材料其电位越高，活性也越大，容易被腐蚀；位置越往下的材料其电位越低，惰性也越大，有免于被腐蚀的保护作用。
　　如果非得使用不同类型的材料，可以用不导电的分隔物把两材料分开，让彼此完全绝缘，一般也可以用铬酸盐（chromate）或环氧树脂（epoxyresin）涂装做阻隔，但前提是这些涂层不会受到机械性的破坏。若实在无法解决，就得先防患未然，将活性零件做得大一些，或是做成容易更换的零件。
　　在以往飞机工业未使用先进复合材料（Advanced Composite Material）前，所使用的材料主要是铝和经过钝化处理的不锈钢，异电位腐蚀较不常见，但随着对性能及隐身性的要求，新一代战机已广泛采用此种强度高、重量轻、雷达不易探测的新材料。先进复合材料中的石墨（graphite）纤维和铝的电位差很大，两者交界面有异电位腐蚀的顾虑，地面维护人员在平日维修时要特别注意。

常见金属的相对活性比较

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鳞落腐蚀
　　顾名思义，鳞落腐蚀的外观会有如鱼鳞片般的迭层剥落，这种腐蚀具有明显的方向性，通常会平行于滚制（rolled）或射出成形（extruded）的面，侵蚀被拉长的材料晶粒，造成表面结构的脱层（delamination）或形成多层面（stratification）。
　　环境因素是造成鳞落腐蚀的主因，例如环境中有氯化物和溴化物（bromide）离子的存在、高温、酸性的环境、间歇性的干和湿……等，后者尤其会产生不可溶解的腐蚀物，加快腐蚀速率。
　　在材料表面涂装底漆及化学保护膜可改善鳞落腐蚀抵抗力，不过这只能延缓鳞落腐蚀发生的时间，无法完全防止，且一旦此保护层被腐蚀，则底下的材料将处于无保护状态，短时间内会被腐蚀而破碎。
　　鳞落腐蚀的一般处理原则是磨除腐蚀区域，再加以适当的表面防蚀处理。

T-37教练机角条鳞落腐蚀

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应力腐蚀
　　应力腐蚀是材料在化学侵蚀环境下与机械性拉伸应力同时作用下的结果。一般的腐蚀是以材料被剥蚀的型态出现，而应力腐蚀则以裂纹的型态出现，且表面几乎没有任何腐蚀物堆积的现象，因此很容易被忽略，形成潜伏的危险因素。造成应力腐蚀的四个基本条件是：敏感性合金（susceptible alloy）、侵蚀环境、施加或残余拉伸应力、以及时间。
　　应力腐蚀广见于多种材料及环境中，根据统计，应力腐蚀损坏最常出现于低合金钢（low alloy steel）、锆（zirconium）、黄铜（brass）、镁（magnesium）及铝合金。这些材料应力腐蚀损坏的外表及行为都不相同，不过一般而言都具有一些共同的特性：
　　1.大部分破断面在巨观下是脆性（brittle）带有少量的韧性撕裂（ductiletearing）现象，有些材料的破坏模式会介于韧性和脆性之间。

F-5前机身上纵梁应力腐蚀裂纹

　　2.一定是拉伸应力（tensilestress）和环境同时作用的结果，轮流作用不会产生应力腐蚀，且应力大小没有绝对的关系。应力大，环境的因素就比较小；应力小，环境的因素就比较大。
　　3.材料表面的氧化膜受到机械或化学外力的破坏形成小凹洼（pit），应力腐蚀初始裂纹（initialcrack）就由小凹洼的根部开始成长，这段期间应力的影响很小，腐蚀是主要的原动力（drivingforce），裂纹方向和主应力（principalstress）方向一致，与一般疲劳裂纹和主应力方向垂直的情况大不相同。
　　4.裂纹走向会在沿着晶粒边界（intergranular）或穿透晶粒（transgranular）中二选一，全看材料、环境、应力大小这三者的组合而定。在不锈钢材里，裂纹通常会穿透晶粒，且会造成一特别的晶体面（crystallographic），但在某些介质中，特别是腐蚀性溶液或是高氧化物漂白剂中，裂纹会沿着晶粒边界。在高强度合金钢中，裂纹会沿着晶粒边界；铝合金基本上亦是如此。
　　5.裂纹成长的过程本身就有自我催化（self-catalyzing）的作用，正在成长中的裂纹尖端局部之成长速率至少为疲劳裂纹的百倍以上，所以一旦发现应力腐蚀裂纹后就得尽快处置。
　　6.形成裂纹需特定的合金和环境，虽然许多环境都能产生相近的腐蚀生长速率，但不同的合金对应力腐蚀的敏感度差异甚大。
　　应力腐蚀裂纹必需在腐蚀表面上有拉伸应力，此拉伸应力可以是外加，也可以是残余应力（residual stress），其中残余应力更是问题的所在，因为它是隐藏的，在设计时常会被忽略。残余应力的来源可能来自制造过程，如：冷加工时变形不均匀、热处理后退火冷却速率不同；或是来自装配时的紧配（interference fit），铆钉、螺栓变形……等。
　　1970年前后进入美国空军服役的F-5型战斗机，因前机身上纵梁使用材料为对应力腐蚀甚为敏感的7075-T6铝合金，致在服役相当时间后发生了应力腐蚀裂纹，美国空军不得不在1990年代中期进行全机队结构返厂修改，更换改变热处理而提升抗腐蚀能力的7075-T73新制上纵梁。

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　　航空史上最著名的应力腐蚀裂纹飞行安全事件，是发生于1988年4月28日的美国阿啰哈（Aloha）航空公司，一架波音737-200机身前段大片上蒙皮于飞行途中脱落，幸赖驾驶员的技术高超而平安落地。飞机失事前，已累积了35,496飞行小时，89,680次起降，是此型飞机全世界起降次数排名第二的飞机，（第一名是阿航的N73712）。

美国阿罗哈航空公司一架波音737客机前机身蒙皮因应力腐蚀裂纹而飞脱

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　　波音737飞机的经济服役寿命（economicservicelife）为20年，51,000飞行小时和75,000次的舱压周期。根据阿航的飞航记录，大约每1飞行小时会发生3次的舱压周期，而波音的经济寿命预测，是根据每1飞行小时1.5次的舱压周期，因此阿航的舱压累积周期数是波音预测的两倍，而在加舱压的机身内，舱压周期是造成疲劳裂纹的最主要因素。失事后的调查结果也发现机身上下蒙皮迭接处多颗铆钉孔边，早已各自存在着相当长度的应力腐蚀裂纹，这些裂纹在失事时的舱压作用下串连成一条长长的裂纹，毫无阻力地继续向前延伸，引起舱内失控的泄压，造成蒙皮撕裂而飞脱。

阿罗哈航空公司失事客机的蒙皮应力腐蚀裂纹型态

　　由于应力腐蚀必需是应力、敏感性合金、以及特定环境下三者同时作用才会产生，故若要防止应力腐蚀，可从改变这些因素来着手。
　　降低应力：这有好几种方法，如：增加材料厚度或降低负载都是可行的方式。如果零件因重量关系无法增厚，可在表面上用珠击（shot peening）或滚压（surface rolling）的方式加上压缩残余应力（compressive residual stress）。
　　改变环境：抹去结构表面上沉积的水气、污物、清洁剂残痕……等，都是很有效的预防措施。
　　更换材料：这是最方便的作法，若无法改变应力和环境，这也是唯一的对策。一般是改用不同热处理方式以增强抗腐蚀能力的同型号材料，但若改用其他材料，如︰铝合金改用铝锂（aluminum-lithium）合金，钢改用钛合金……等，就得一并考虑更改材料后全机重心改变、震动模态（vibration mode）变更、与邻近材料的异电位腐蚀……等相关问题。
　　表面处理：阳极化（anodize）或阴极化（cathodic）表面处理都会在材料表面形成一保护膜，降低外界的腐蚀作用，但此种处理会降低铝合金的疲劳强度，且阴极化处理也不能用在高强度钢材，或是对氢脆化（hydrogen embrittlement）敏感的材料，因为表面阴极化会增加氢侵入的速度。若表面有裂纹，局部处理的效果也不好。

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健康探测
　　要防止老飞机因疲劳或腐蚀而产生飞行安全顾虑，除了前述的各种处置方式外，在飞机后续服役期间，必须对飞机结构退化情况持续追踪，以及时采取适当对策。飞机结构疲劳追踪的历史可回溯至1950年代初期，当时的美国及英国空军在飞机上安装疲劳计（Fatigue Meter），实时记录飞机于飞行过程中的速度、高度、G值等3项飞行参数，评估结构的疲劳寿命耗损情况。
　　美国空军于1972年发布飞机结构刚性计划需求（Aircraft Structural Integrity Program,Airplane Requirements，MIL-STD-1530）军事规范后，美国军用飞机皆需于机上安装飞行记录器（Flight Data Recorder），依据机队管理（Force Management）纲领执行结构疲劳寿命追踪。当代的飞行记录器可记录多种飞行参数，除了最基本的速度、高度、G值、重量这4项外，还可记录︰迎角、侧滑（sideslip）角、滚转速率、俯仰速率、偏航速率、燃油重量、外挂载重量……等多项参数，可推导出飞机于记录期间的飞行载荷谱（load spectrum）及应力谱（stresss pectrum）。若结构设计采安全寿命规范，则依麦内法则（Mine's Rule）计算此期间结构疲劳指数（fatigue index），估计疲劳寿命耗损情况（若疲劳指数达100%，表示结构疲劳寿命已完全耗尽，飞机须立即停飞）；若结构设计采容许损伤规范，则以裂纹生长分析（Crack Growth Analysis）计算此期间结构疲劳裂纹生长长度。不过一般而言，这两种计算结果的准确性欠佳，而且无法评估腐蚀损伤情况。

F-16上的飞行纪录器，包括一讯号获取单元（SAU，上图）及一耐坠机储存单元（CSMU，下图）

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　　较佳的方式是运用目前航空业界正蓬勃发展中的实时飞机结构健康探测系统（Real-Time Aircraft Structural Health Monitoring System），对结构进行实时损伤追踪，更能保障老飞机的结构飞行安全。此种系统是在飞机结构上预期会发生疲劳或腐蚀损伤的位置，安装适当的传感器（sensor），实时探测并回报结构损伤情况，让使用单位能及时采取对应措施。
　　美国空军于2001到2004年间，在已服役多年的C-130H/E机队内发现123架飞机的中翼（Center Wing）上有疲劳裂纹，必须设计修改更换新件，但在此之前，为了确保机队飞行安全，美国空军在每架飞机的裂纹发生位置安装连指换能传感器（Interdigital Transducer Sensor），发射及接收超音波讯号，准确监测疲劳裂纹的发生及成长情况。

美国空军在C-130H/E上安装的叉指换能传感器实时飞机结构健康探测系统

　　澳大利亚（Australia）的F-111战斗轰炸机及P-3C猎户座（Orion）反潜机队，都是于1970年代前后进入该国空军服役，由于服役时间已长，加上反潜机的长时间海上飞行最容易产生腐蚀，为防止机队因腐蚀而危及飞行安全，澳大利亚空军于2006年开始于两型飞机上安装腐蚀探测系统，量测并记录异电位电流（galvani ccurrent）大小及经历时间。由于异电位腐蚀的程度和异电位电流值及时间乘积成正比，故由记录数据可以计算出结构的腐蚀情况。
　　美国海军也开发出类似的系统，应用在海鹰（Seahawk）直升机上。由于美国海军的系统较轻便，且可以经无线传输的方式下载记录数据，因此澳大利亚计划在该国的F/A-18、C-130机队采用此系统。

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结语
　　由于经济因素的考虑，军用飞机延长服役年限是一个不可避免的趋势，而如何维持这些老旧飞机的飞行安全，则是一个严肃的课题。由于老旧飞机都已经过长时间的服役生涯，影响其飞行安全的最大因素自然来自疲劳与腐蚀。疲劳是外力长期作用下的结果，因此当飞机服役时间越久，就越容易受到它的影响；而由于材料的天性，腐蚀终究是个无法避免的过程，美国空军在2005年修订的飞机结构刚性计划需求中，因此新增了对腐蚀的预防、控制、评估工作项目，可见在最近的未来，腐蚀应该还是会继续困扰着飞机结构。
　　要维持军用飞机延长服役期间的飞行安全，在经费考虑下，一般采取的方式是对容易发生疲劳裂纹的位置执行定期检查。旧式军用飞机的结构安排简单、宽松，少有无法进手检查的区域，纵然有疲劳或腐蚀，经由择要检修（Inspectionand Repair As Necessary，IRAN）后很容易发现并排除，因此不至于对机队安全造成困扰；现代军用飞机结构复杂，装备安排非常紧密，在提升维修效率的考虑下，择要检修也逐渐被机队管理所取代，依单机追踪（Individua lAircraft Tracking，IAT）分析结果决定定期检查的位置与检查时距（Inspection Interval），如果某些重要结构件因此完全没有检查，就会有潜在飞行安全风险，美国空军F-15C事件是最好的教训。
　　现行最佳方式是在机上安装传感器，即时探测并回报机上发生的疲劳与腐蚀损伤，老飞机的结构安全将更有保障。只是目前的传感器仅能追踪疲劳及异电位腐蚀损伤，且飞机会延长使用年限通常是因为经费拮据，这种方式与节省经费的初衷背道而驰，要获得实行并不容易。