谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

万磁王

原作者：魏楞杰

　　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

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　　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

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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

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　　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

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　　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。

F-111左枢纽接头下缘的疲劳裂纹

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　　飞机结构的疲劳破坏最常发生于几何形状不连续处，因此在维护延长服役年限的老飞机时，对一些几何面积变化较大的位置，如︰R角、铆钉孔边……，都得特别留意。比较麻烦的是有些结构件在原本的设计负载下，预期使用期间不会有疲劳破坏的顾虑，因此未留下检查进手空间，或是结构需大部拆解后才有办法检查，这些位置在延长服役期间如果未能检查，就会有相当的潜在飞行安全风险。
　　2007年11月2日上午，一架隶属于美国密苏里州空中国民兵（Air National Guard）的F-15C，在执行训练任务时突然空中解体，就是上述顾虑的最佳例证。
　　失事当时，这架编号80-0034的F-15C正执行基本战斗机机动（Basic Fighter Maneuvers）演练，与僚机进行一对一的空中攻击及防御动作训练。在进行第二次的接战练习时，失事机以450节的空速快速右转，机体承受负载约为7.8G，此时机体开始剧烈抖动，飞行员立即将飞机改为平飞状态，机体承受负载迅速降到1.5G，数秒钟后，前机身于座舱罩后面位置处断裂并与机体完全脱离，机体空中解体为两截，所幸飞行员跳伞后平安获救。

F-15C 80-0034空中解体示意图

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　　失事后的调查报告显示︰失事发生原因为机身斜站位（Canted Fuselage Station）CFS337处的右侧上纵梁断裂，失事机上纵梁残骸经金相分析（Metallurgical Analysis）后，发现破断面处的厚度仅有0.039英吋（不到一毫米）到0.073英吋，完全不符合蓝图规定的0.090到0.110英吋厚度，且上纵梁表面粗度（surface roughness）也较蓝图规定粗糙。过薄的破断面直接造成上纵梁局部应力大幅升高，在反复的飞行负载作用下，上纵梁很容易由粗糙面产生多处的疲劳初始裂纹，继而在后续的飞行负载中持续成长，最后导致上纵梁完全断裂。

问题就出在这根纵梁上

对其他F-15检查后也发现了裂纹

　　这架F-15C于1982年开始服役，失事时飞行时数接近5,900小时。F-15C原始设计规范为“安全寿命”（Safe Life），服役寿限为4,000飞行小时，在美国空军颁布“容许损伤”（Damage Tolerance）设计规范后，重新依据此规范进行分析，服役寿限延长到8,000飞行小时，并以16,000飞行小时的全机疲劳试验来加以验证。由于分析数据显示上纵梁的裂纹成长寿命高达31,000飞行小时，依据设计规范其定期检查时距为15,500飞行小时，远超过飞机的服役寿限，且上纵梁在全机疲劳试验过程中也未发现有任何损伤，所以虽属攸关飞行安全的主要结构件，但在服役期间内并不需要进行定期检查。

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腐蚀
　　腐蚀是个存在已久的老问题，亚热带高温潮湿的环境更有利于腐蚀的发生。本质上，腐蚀是个无法避免的过程，只能以适当的处置来延缓其发生或降低带来的损害，明白了常见的腐蚀及其预防或处置方式，对飞行安全或节省维修经费，都会有莫大的帮助。
　　广义来说，腐蚀是指材料受到环境介值预期外的侵袭所造成的材料性质退化。不论是金属、聚合物（polymer）、或陶瓷（ceramic）……皆难逃腐蚀。这是因为在自然界里，材料以矿石中硫化物（sulfide）或氧化物（oxide）型态存在的情况最稳定，一旦经由各种精炼过程成为纯物质或合成物质的型态，就成为不稳定状态，而腐蚀就是材料恢复稳定的一种方式。例如：自然界的铁是以氧化铁的形式存在于矿石中，经过提炼之后成为纯铁或合金钢，但在岁月的侵袭下，终究会恢复到生锈的氧化铁。
　　一般人都有个错误的观念，认为腐蚀与空气湿度有直接的关系，因此潮湿的东南亚地区较容易发生腐蚀，而干燥的北美或欧洲大陆，则较不会有腐蚀的困扰。事实上，腐蚀的发生与空气绝对湿度（Absolute Humidity）关系甚微，与空气相对湿度（Relative Humidity）则密不可分。此处的空气绝对湿度就是一般人所认知的空气湿度，它是指在某一温度下，空气中所含的水蒸气含量；而空气相对湿度则是指在某一温度下，空气中的水蒸气含量与该温度下空气所能容纳的水蒸气最大含量之比值。当空气相对湿度到达某一临界值（Threshold）时，水蒸气会在金属表面形成水膜，促使电化学（electrochemical）反应发生，进而加快腐蚀速率，因此东南亚地区的年平均空气绝对湿度固然高于北美或欧洲大陆地区，但两地区的年平均空气相对湿度则未必一定如此，事实上，全球大部分地区的年平均空气相对湿度大约都在70%到80%之间，换言之，不论是东南亚地区或是大陆型气候的美国，都会遭遇到相同程度的腐蚀问题。

金属腐蚀的电化学反应

　　所谓的电化学反应，是指金属在常温下与水或其它电解质间，由于电子的转移而发生的化学反应。要完成此反应需具备四个要素︰释放电子的阳极、接收电子的阴极、与电子发生化学反应的电解质、连接阴阳极的电路。
　　以最常用的干电池为例︰干电池的外壳为锌（阳极），正中央为石墨碳棒（阴极），处于锌外壳与石墨碳棒间的，是以氯化铵（NH4Cl）为反应主体的糊状物电解质，由于锌的活性较石墨来得大（见附表），因此会释放电子变成锌正离子，电子与氯化铵产生化学反应，形成的电子流通过外导线可提供一点五伏特的电压，而锌正离子则与电解质中的其它物质形成稳定的化合物，故干电池使用一段时间后，锌外壳就会逐渐稀薄被“腐蚀＂，形成常见的干电池外壳乌黑生锈现象。
　　腐蚀会减损材料的承载面积，使结构无法承受原先的设计负载，不但造成飞行安全顾虑，而处理腐蚀也并不便宜。根据美国国防部2012年的一份研究报告，2008到2009年间，美国空军每年在处理腐蚀上的花费接近50亿美元，占美国空军年度维护经费近四分之一，腐蚀所导致的巨大经济损失，由此可见。
　　飞机结构中最常见的金属腐蚀有︰麻点腐蚀（pitting corrosion）、异电位腐蚀（galvani ccorrosion）、鳞落腐蚀（exfoliation）、应力腐蚀（stress corrosion），以下分别就其原因、现象、预防或处置方式进行探讨。

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麻点腐蚀
　　某些金属在大气环境下，表面会形成一薄膜而失去相对的化学活性，而使腐蚀行为变弱，此种现象称为钝化（passivity），如︰不锈钢、铝、铅、钛……等合金均具有此特性。麻点腐蚀专发生于具有钝化膜的金属表面上，其中以不锈钢最容易发生。
　　麻点腐蚀是一种局部的腐蚀现象，金属表面呈现多处点状的锈蚀，直径可由0.002到0.2公分，腐蚀方向为垂直向下侵蚀，发生原因是由于环境或金属表面的性质不均匀（如︰表面缺陷、成份不均……等），导致环境中的氯离子被吸附在金属表面某些点上，使钝化膜破坏生成微小的孔洞，孔洞底部因空气不流通缺氧而形成阳极，孔洞外围则因氧气充足形成阴极，在阴阳两极的电化学反应下，金属表面就发生麻点腐蚀。

不锈钢表面的麻点腐蚀

　　麻点腐蚀的危险在于其外表特征微小而难以察觉及预防，以致结构已有严重的麻点腐蚀仍不自知，造成结构突然的意外破坏。
　　金属表面的小刮痕或刻痕，很容易导致麻点腐蚀的发生，因此要防止此种腐蚀，金属表面镜面（mirror polish）处理是个相当有效的方式。

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异电位腐蚀
　　异电位腐蚀的现象可说是电镀的逆过程，电镀时两根金属棒分别接于直流电源的阳极和阴极，并置于电解液中形成电导通状态，阳极的金属棒在电解液中会溶解成金属正离子和电子，金属正离子会被阴极金属棒所吸引，和其电子结合成金属附着沈积于表面上；电子则在直流电源的驱动下去补充阴极金属棒所失去的电子。在这个过程中，阳极的金属棒因持续溶解而逐渐被“腐蚀＂。
　　同样的道理，当两种或两种以上不同的金属材料搭接成电导通状态时，因为彼此间的电位（potential）不同，材料间就会有电流通过，加上潮湿的环境有类似电解液的功用，致其中某一材料会产生坑洞状的腐蚀，并有硫化物、氯化物（chloride）、氧化物……的沈积。被腐蚀的材料称为阳性（anodic）或活性（active）材料，未被腐蚀的材料则称为阴性（cathodic）或惰性（passive）材料。

镁金属表面与不锈钢件接触面产生的电位腐蚀