1、從安全壽命到損傷容限 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的觀念變化 與演進(jìn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，必須在性能、安全、成本三者間取得平衡。自 1903 年萊 特兄弟發(fā)明飛機(jī)后， 伴隨著重大的飛機(jī)失事教訓(xùn)， 飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)觀念也歷經(jīng)多次 的修改。最早僅考慮材料靜力強(qiáng)度； 20 世紀(jì) 30年代后為采用線性疲勞觀念的 “安 全壽命”，經(jīng)過 50年代的“彗星”客機(jī)和 B-47 墜毀后，改進(jìn)為“破損安全”； 而 70 年代發(fā)生的波音 707 及 F-111 事件，則使得“損傷容限”成為現(xiàn)今的標(biāo)準(zhǔn) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。 1988 年發(fā)生的阿羅哈航空事件，則揭示了散布型疲勞損傷成為 “損傷容限”結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的新課題。、, 、-前言1903 年萊特兄弟

2、( Wright brothers )發(fā)明飛機(jī)后，飛機(jī)工業(yè)正式誕生。早 期飛機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)型是雙翼機(jī) (biplane )，機(jī)身和機(jī)翼采用橋梁的衍架 (girder ) 設(shè)計(jì)，機(jī)翼內(nèi)有多根木制的翼梁( spar )和翼肋( rib )直交( orthogonal )擺 置，外層再包上帆布。 上下機(jī)翼間以木條和鋼索做為垂直支撐， 以維持機(jī)翼在氣 動(dòng)載荷下不致彎折破壞；機(jī)身則是木盒狀衍架( box-girder )設(shè)計(jì)，對(duì)角線加上 鋼索以維持機(jī)身的剛硬( rigidity )。此時(shí)的飛機(jī)大都用做探索性能的實(shí)驗(yàn)機(jī)， 結(jié)構(gòu)疲勞壽命完全未列入考慮。眾所周知，戰(zhàn)爭(zhēng)是新科技的最佳催化劑，第一次世界大戰(zhàn)促成了發(fā)展

3、更快、 更強(qiáng)、更可靠的飛機(jī)，戰(zhàn)爭(zhēng)期間共生產(chǎn)了約 15 萬架飛機(jī)，絕大部分是使用木頭 和帆布制造。 因此到大戰(zhàn)快結(jié)束時(shí)， 木頭的供應(yīng)已接近枯竭， 使用材料不得不轉(zhuǎn) 向金屬。大戰(zhàn)末期出現(xiàn)了焊接的鋼制機(jī)身，以及懸臂式( cantilever )單翼機(jī)(mon opla ne),機(jī)翼內(nèi)翼梁數(shù)量減少，只剩幾根主梁，但強(qiáng)度和勁度都足以承 受機(jī)翼全部的氣動(dòng)載荷，也不再需要鋼索來加強(qiáng)。UqIm口 :& AFWi ng第一次世界大戰(zhàn)中英國著名的“駱駝” (Came)戰(zhàn)斗機(jī)，是標(biāo)準(zhǔn)的雙翼機(jī)構(gòu)型靜力強(qiáng)度由于當(dāng)時(shí)金屬材料極富韌性(ductility )，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法很保守，因此結(jié) 構(gòu)的安全裕度(Margin

4、of Safety )相當(dāng)大。加上這些飛機(jī)主要用于軍事用途， 在結(jié)構(gòu)遭遇疲勞問題之前，飛機(jī)早就因?yàn)槭Э亍l(fā)動(dòng)機(jī)失效、大動(dòng)作使機(jī)翼或機(jī) 身突然解體而墜毀了，因此結(jié)構(gòu)疲勞壽命不是此時(shí)的設(shè)計(jì)重點(diǎn)。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)只要滿 足材料靜力強(qiáng)度(Static Strength)就不會(huì)有問題，結(jié)構(gòu)分析則以全機(jī)靜力試驗(yàn)為佐證，試驗(yàn)負(fù)載是飛行負(fù)載乘以一個(gè)安全系數(shù)，以計(jì)入如負(fù)載不確定、結(jié)構(gòu) 分析不準(zhǔn)確、材料性質(zhì)變異、制造質(zhì)量變異等不確定因素。TJfiizad !d amOHSTTE1FU6UACESTATIC TtSTBMMi A皿沁|贏祜R； April - IW56早期飛機(jī)實(shí)施靜力試驗(yàn)的情形第二次世界大戰(zhàn)期間，飛機(jī)的噴氣

5、式發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展最快，1944年出廠的德國Me 262噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)是全世界第一架采用噴氣式推進(jìn)的飛機(jī)。同時(shí)期飛機(jī)的制造技術(shù)也大有進(jìn)步，不過大多數(shù)飛機(jī)都是被敵機(jī)擊落的，結(jié)構(gòu)疲勞壽命仍然 不是眾人關(guān)心的焦點(diǎn)第二次世界大戰(zhàn)后，為了減輕機(jī)體重量以提升飛行性能，在材料靜力強(qiáng)度主 導(dǎo)結(jié)構(gòu)安全的思想下，一些強(qiáng)度高但韌性低的金屬材料開始出現(xiàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上。 只是此時(shí)的噴氣式客機(jī)飛行速度已非昔日可比， 軍機(jī)在低空飛行任務(wù)中還會(huì)遭遇 到強(qiáng)大的氣動(dòng)擾流，結(jié)構(gòu)氣動(dòng)載荷直線上升，結(jié)構(gòu)應(yīng)力大增，降低了結(jié)構(gòu)安全裕 度，造成一些飛機(jī)往往在服役初期就因結(jié)構(gòu)疲勞破壞而紛紛墜毀，昭告世人材料靜力強(qiáng)度已不足以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全。1954

6、年英國航空公司(British Overseas Airways Corporation)“彗星”1客機(jī)(Comet 1)的連續(xù)失事，正式就飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞隱憂向世人敲響了第一記 警鐘。“彗星” 1客機(jī)事故由英國德哈維蘭公司（de Havilland ）設(shè)計(jì)制造的“彗星” 1可搭載乘客36 人，巡航高度10,700米，巡航時(shí)速720公里，航程4,000公里，是全球第一架 高空噴氣式民航客機(jī)。“彗星”1的巡航高度是同時(shí)期其它客機(jī)的兩倍，而艙內(nèi)氣壓則設(shè)定在2,400米的高度，使得機(jī)內(nèi)外氣壓差也幾乎是當(dāng)時(shí)普通客機(jī)的兩倍， 因此在出廠前特別經(jīng)過18,000次加壓測(cè)試以確保結(jié)構(gòu)的安全。“彗星” 1的構(gòu)想孕育

7、于1943年，于1946年9月開始設(shè)計(jì)，1949年7月 27日第一架原型機(jī)首飛，英國航空公司從 1952年5月2日起提供“彗星” 1定 期航班服務(wù)。“彗星” 1服役后不久就事故不斷，數(shù)起起飛時(shí)失事歸咎于駕駛員 對(duì)新飛機(jī)不夠熟悉，而1953年在佳爾各答（Calcutta）西南方50公里處的空中 解體，則歸因于高空暴風(fēng)雨。但在1954年發(fā)生的另兩起空中失事，則完全顯示了其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有重大瑕疵。1954 年1月10日，一架已飛行1,286架次、3,680飛行小時(shí)的“彗星” 1, 從新加坡飛往倫敦，從最后停靠站羅馬再度起飛后半小時(shí)爬升到約 8,100米的高 度時(shí)，早天候良好的情況下機(jī)身解體并有部分起火燃

8、燒， 墜落在意大利厄爾巴島（Elba）畔的地中海。事發(fā)后“彗星” 1機(jī)隊(duì)立即停飛，德哈維蘭公司在無法迅 速撈起機(jī)體殘骸的情況下評(píng)估了可能的失事原因后，對(duì)機(jī)體進(jìn)行了一些改進(jìn)，并 于1954年3月23日獲得復(fù)飛許可。但在復(fù)飛僅16天后的1954年4月8日，又一架已飛行903架次、2,703飛 行小時(shí)的“彗星” 1執(zhí)行從羅馬飛往開羅的任務(wù)。在起飛約半小時(shí)，估計(jì)已爬升 到最高巡航高度時(shí)突然完全失去聯(lián)絡(luò)，稍后在意大利南部那普勒斯（Naples）畔的地中海發(fā)現(xiàn)飛機(jī)殘骸。事發(fā)后“彗星”1機(jī)隊(duì)再度立即停飛，英國運(yùn)輸和民航部（Ministry of Transportation and Civil Aviati

9、on）在 4 月 12 日撤銷“彗星” 1的適航認(rèn)證。從地中海撈起的第一架“彗星” 1失事殘骸第二起失事后英國用一架已經(jīng)歷1,221加壓架次、3,539飛行小時(shí)的機(jī)體進(jìn) 行艙壓模擬試驗(yàn)。試驗(yàn)機(jī)體的客艙和駕駛艙被放置在一個(gè)特制水槽內(nèi)，機(jī)翼外露 于水槽外以液壓方式施加仿真氣動(dòng)載荷， 艙體內(nèi)部以水壓模擬艙壓。如果以氣壓 模擬艙壓，一旦艙壁產(chǎn)生小裂紋，艙體內(nèi)外壓差導(dǎo)致的艙壓急速向外泄放， 就如 同一枚500磅炸彈在艙體內(nèi)爆炸，艙壁會(huì)四散爆裂飛濺。水是不可壓縮流體，可 避免發(fā)生這種情況。試驗(yàn)機(jī)體經(jīng)過1,825次的加減壓，機(jī)身左側(cè)一扇窗戶的角落 蒙皮長出疲勞裂紋0.2厘米后，瞬間延伸達(dá)2米使機(jī)身斷裂，證實(shí)

10、“彗星” 1的 機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度不足。“彗星” 1的水槽試驗(yàn)裂紋發(fā)生的原因是蒙皮太薄。“彗星” 1安裝4臺(tái)德哈維蘭發(fā)動(dòng)機(jī)公司(de Havilland Engine Company Limited)生產(chǎn)的“幽靈”(Ghost)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，由于當(dāng)時(shí)的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)仍在起步階段，為了減輕機(jī)體重量以彌補(bǔ)推力不足，“彗 星” 1機(jī)身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗戶邊蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在艙 壓作用下的應(yīng)力(stress，單位面積承受的負(fù)載)居高不下，而窗戶角落的應(yīng)力 集中(Stress Concentration )效應(yīng)使高應(yīng)力情況更加惡化，最后導(dǎo)致產(chǎn)生疲勞 裂紋。另外出廠前的結(jié)構(gòu)測(cè)試也有問題，

11、“彗星”1執(zhí)行全尺寸機(jī)體疲勞試驗(yàn)時(shí)，機(jī)體約經(jīng)過18,000次的加減艙壓后才毀壞，大約是真實(shí)疲勞壽命的15倍，與實(shí) 際情況完全不符。這是因?yàn)槠谠囼?yàn)機(jī)體之前也用來執(zhí)行靜力試驗(yàn)，先承受了兩倍設(shè)計(jì)艙壓的負(fù)載以驗(yàn)證機(jī)體靜力強(qiáng)度，而在材料內(nèi)留下了當(dāng)時(shí)世人仍一無所知 的余留應(yīng)力(Residual Stress )，而余留應(yīng)力會(huì)提高結(jié)構(gòu)疲勞壽命，致使試驗(yàn) 結(jié)果失真。Uplisad 1dAFWingi.aDmiautomatic direction finding |ADF) windows第一架失事“彗星” 1初始疲勞裂紋位置第一架失事“彗星” 1的殘骸從地中海被撈起重組后，調(diào)查人員在機(jī)身上方 兩座自動(dòng)定向

12、(Automatic Direction Finding)天線的后天線座右后方蒙皮開口( cut-out )角落處發(fā)現(xiàn)了問題，在距開口約 5厘米處一直徑約1厘米的螺栓 孔邊，發(fā)現(xiàn)了疑似初始疲勞裂紋位置，這個(gè)疲勞裂紋在飛機(jī)失事前幾架次飛行中 迅速向前后生長到約2.5厘米長度后，即導(dǎo)致飛機(jī)在艙壓作用下空中解體，與水 槽測(cè)試所顯示的現(xiàn)象相吻合，證實(shí)了金屬疲勞是失事的原因。“彗星”1在每一次飛行中，起飛后爬升到巡航高度，或是降落前由巡航高度下降到進(jìn)場(chǎng)高度，機(jī)內(nèi)艙壓的變化在窗戶角落應(yīng)力集中的位置產(chǎn)生細(xì)小的裂紋，此小裂紋隨著飛行時(shí) 間的增加而生長，當(dāng)?shù)竭_(dá)臨界長度(Critical Len gth)時(shí)，機(jī)身

13、就像汽球破裂般地爆裂開來。isDiRCTION OF PROPAGATION F HAIN FAILUAESFOT¥"g$tGONDAEV FAILURES 斶 FOLD hlAOE CURING SALVWEFQR.TION Of BLUE SAND WHICH WAg IP-PACT i'ARK W殘骸的窗戶裂紋水槽試驗(yàn)中出現(xiàn)的窗戶裂紋安全壽命“彗星” 1設(shè)計(jì)于1946年，依循英國航空注冊(cè)委員會(huì)(Air Registration Board ) 認(rèn)可的“安全壽命” (Safe Life )設(shè)計(jì)觀念。在這種設(shè)計(jì)觀念里，飛機(jī)在預(yù)定的服役期間內(nèi)需能承受預(yù)期的反復(fù)性負(fù)載

14、， 當(dāng)結(jié)構(gòu)飛行時(shí)數(shù)到達(dá)服役壽命時(shí)， 認(rèn) 定結(jié)構(gòu)疲勞壽命已經(jīng)完全耗盡，飛機(jī)必須退役。“安全壽命”設(shè)計(jì)觀念的缺點(diǎn)，在于它的疲勞分析與設(shè)計(jì)一般是采用“疲勞 強(qiáng)度耐久限制”( Fatigue Strength-Endurance Limit )的方法，也就是所謂的 麥林法則( Miner's Rule )。它是在實(shí)驗(yàn)室里對(duì)多片截面積各異的小尺寸材料試 片，施加不同的等振幅( Constant Amplitude )負(fù)載，直到試片疲勞破壞為止， 以獲得此材料在各種施加應(yīng)力和發(fā)生疲勞破壞的負(fù)載周期之?dāng)?shù)據(jù)，稱之為 S-N 曲線(S-N Curve, S代表施加應(yīng)力，N代表負(fù)載周期數(shù))，再以實(shí)際結(jié)構(gòu)件

15、在各 種設(shè)計(jì)飛行條件下的應(yīng)力， 找到相對(duì)應(yīng)的疲勞破壞負(fù)載周期數(shù)， 依線性累加的方 式加總，就可預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，并應(yīng)用于設(shè)計(jì)。雖然這種方法已行之多年， 且普遍為一般飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析家們所接受， 然而這種分析方法有其先天上的 缺點(diǎn)，使得分析的結(jié)果常不符合實(shí)際。因?yàn)橐话阍趯?shí)驗(yàn)室里做這種小型試片的疲勞試驗(yàn)時(shí)， 試片表面上都有經(jīng)過特 別處理，以使試片表面盡可能光滑平整而沒有任何缺陷， 也就是沒有任何裂紋的 存在。因此，由這種試片所得的疲勞壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)，就包括了裂紋初始( Crack Initiation)及裂紋生長( Crack Growth )這兩部分。所謂裂紋初始(CrackInitiatio

16、n)，是指試片表面沒有裂紋至發(fā)現(xiàn)有初始裂紋( Initial Crack)的那一段時(shí)間，至于初始裂紋的大小、尺寸、何時(shí)會(huì)發(fā)現(xiàn)，那要看該實(shí)驗(yàn)室的非破 壞性檢驗(yàn)?zāi)芰Χā?而裂紋生長， 則是指初始裂紋由此后繼續(xù)擴(kuò)展， 直到最后試 片終于完全斷裂的那一段時(shí)間。Upload 1dAFWing ccwnSAE 1045 (ki = 25. R -1) ExperurentAnalytical solutk>nSAE1045!岡材的S-N曲線如果把這種數(shù)據(jù)應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析及設(shè)計(jì)上，由于我們很難相信也無法保 證飛機(jī)上所有結(jié)構(gòu)零件都處于完美無瑕的情況， 換言之，結(jié)構(gòu)上很可能(事實(shí)上 也早已預(yù)先)存在著

17、各式各樣微小的裂紋，只是制造時(shí)的非破壞性檢驗(yàn)?zāi)芰o法 發(fā)現(xiàn)。如果結(jié)構(gòu)上早已預(yù)先存在著有裂紋，則它的疲勞壽命中就不再包含裂紋初 始的那一段時(shí)間，而在傳統(tǒng)的疲勞試驗(yàn)里，裂紋初始階段所花的時(shí)間約占了全部 疲勞壽命的百分之九十以上。傳統(tǒng)的麥林法則分析結(jié)果，一律包含了裂紋初始及 裂紋生長兩階段時(shí)間，顯然過于樂觀，也因此在傳統(tǒng)的疲勞設(shè)計(jì)里，往往要采用 一相當(dāng)大的安全系數(shù)(一般是 4)來盡量避免這項(xiàng)誤失，而這過大的安全系數(shù)又 常常會(huì)造成結(jié)構(gòu)超重。至于用來驗(yàn)證機(jī)體結(jié)構(gòu)服役壽命的全機(jī)疲勞試驗(yàn)(Full Scale FatigueTest)，也因?yàn)樵囼?yàn)機(jī)體無法完全表現(xiàn)生產(chǎn)型機(jī)體于制造過程中所留下的制造瑕 疵，讓試

18、驗(yàn)結(jié)果充滿不確定性。根據(jù)美國空軍60年代末研究所發(fā)表的一份報(bào)告 AFFDL TR-70-149,在該軍 11種機(jī)型發(fā)生超過31,000件的疲勞裂紋事件中，百分之五十六以上可歸咎于制 造過程遺留下的預(yù)存(pre-existing )裂紋，這些裂紋是飛機(jī)服役期間發(fā)生疲勞 破壞的主因，但無論是全機(jī)疲勞試驗(yàn)或是麥林法則，都無法計(jì)入這些預(yù)存裂紋對(duì)疲勞壽命的影響。美國于在1927年成立航空商務(wù)局(Air Commerce Bureau),負(fù)責(zé)建立航空 器的設(shè)計(jì)規(guī)范及其它標(biāo)準(zhǔn)，1938年改名為民航局(Civil Aeronautics Administration )，在 1945年頒訂的民航法規(guī)( Civ

19、il Air Regulations ) CAR 04.313 疲勞強(qiáng)度( Fatigue Strength )章節(jié)中，首次出現(xiàn)結(jié)構(gòu)疲勞考慮。該章 節(jié)內(nèi)簡短表示疲勞會(huì)威脅結(jié)構(gòu)完整性( integrity )，要求設(shè)計(jì)時(shí)“在可行范圍 內(nèi)避免有應(yīng)力集中位置，以免正常服役情況下其應(yīng)力超過疲勞限制(fatiguelimit ，不會(huì)造成結(jié)構(gòu)疲勞破壞的應(yīng)力值 )。”“彗星”1 失事時(shí)，美國民航局針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞的適航要求，僅有 1953 年 12 月 31 日發(fā)布的民航法規(guī) CAR 4b.2 1 6c ( 3)章節(jié)補(bǔ)充文件中，針對(duì)加壓艙 負(fù)載的說明：“飛機(jī)結(jié)構(gòu)需有足夠的強(qiáng)度以承受差壓負(fù)荷(pressure

20、 differential loads )，此負(fù)荷等同于泄氣閥門( relief valve )最大設(shè)定值乘 以一考慮疲勞及應(yīng)力集中效應(yīng)之因子 1.33 ，其它負(fù)荷可不考慮。”而當(dāng)時(shí)對(duì)艙 壓結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度要求， 亦僅需其靜力強(qiáng)度可承受兩倍 (1.33x1.5=2.0 )艙壓負(fù) 荷。而美國空軍至此時(shí)為止， 仍未有任何正式的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度需求， 飛機(jī)結(jié) 構(gòu)設(shè)計(jì)只考慮靜力強(qiáng)度，并以靜力試驗(yàn)(Static Test )和安全系數(shù)(Safety Factor ) 的方法來降低設(shè)計(jì)過程中的負(fù)載、結(jié)構(gòu)分析、材料強(qiáng)度變異、制造質(zhì)量等不確定性，導(dǎo)致 1952 到 1958 年間，陸續(xù)發(fā)生了 F-89C(195

21、2)、 B-36(1952)、 F-84 (1953)、F-86 (1955)、F-101 (1958)等戰(zhàn)斗機(jī)的疲勞失事，但這 些機(jī)型的結(jié)構(gòu)疲勞問題，都經(jīng)由快速失事調(diào)查及返廠結(jié)構(gòu)修改而迅速獲得解決。 就在美國空軍認(rèn)為靜力強(qiáng)度設(shè)計(jì)足以克服疲勞問題之時(shí)， 在1957到 1958年的多 起 B-47 轟炸機(jī)失事，一舉將它的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞困境推到了最高峰。B-47 轟炸機(jī)事故XB-47A 原型機(jī)于 1947年12月17日首飛， 1950年完成 1.5 倍設(shè)計(jì)限制負(fù)載 ( Design Limit Load ，飛機(jī)服役期間預(yù)期會(huì)遭遇到的最大負(fù)載)的靜力試驗(yàn)， 1952年 9 月到 1954年 3 月完成

22、飛行負(fù)載量測(cè)( Flight Load Survey )驗(yàn)證，美 國空軍于 1951 年根據(jù)靜力試驗(yàn)結(jié)果批準(zhǔn)量產(chǎn)并進(jìn)入美國戰(zhàn)略空軍司令部(Strategic Air Comma nd )服役。B-47是美國波音公司根據(jù)二戰(zhàn)后獲自德國的 后掠翼高速飛行風(fēng)洞吹試數(shù)據(jù)， 開發(fā)出的當(dāng)年首創(chuàng)的后掠翼噴氣式轟炸機(jī)， 由于 B-47 的設(shè)計(jì)僅考慮材料的靜力強(qiáng)度，因此采用強(qiáng)度高但疲勞特性差的 7178-T6鋁合金。波音認(rèn)為這架飛機(jī)會(huì)損壞的唯一原因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)負(fù)荷超載( overload )，因 此B-47沒有明確的設(shè)計(jì)壽命，只是美國空軍預(yù)定會(huì)在1965年退役。B-47是當(dāng)時(shí)美國戰(zhàn)略空軍司令部的主力，全機(jī)隊(duì)共2,71

23、1架。全新設(shè)計(jì)的B-47最大起飛重量102,494公斤，安裝6臺(tái)通用電氣(General Electric )的 J-47噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，4臺(tái)置于機(jī)翼內(nèi)側(cè)，2臺(tái)靠近翼尖，單具發(fā)動(dòng)機(jī)推力 3,268 公斤，搭配薄且后掠的機(jī)翼，使得實(shí)際性能比預(yù)期更佳，最高時(shí)速981公里，比當(dāng)時(shí)大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)都快，戰(zhàn)斗半徑達(dá)4,800公里，因此專門承擔(dān)對(duì)蘇聯(lián)進(jìn)行核戰(zhàn) 略轟炸任務(wù)，重要性無可言喻。美國空軍B-47噴氣式轟炸機(jī)在50年代發(fā)生多起空中解體事故不過B-47的飛安紀(jì)錄也是美國空軍有史以來最慘烈的， 在B-47機(jī)隊(duì)的服役 生涯中共有203架飛機(jī)墜毀，約占全機(jī)隊(duì)總數(shù)量的十分之一，造成464人喪生。1957和1958年

24、墜機(jī)達(dá)到最高峰：1957年24架飛機(jī)墜毀，63人喪生；1958年 25架飛機(jī)墜毀，58人喪生。1958 年3月中旬到4月中旬這一個(gè)月期間，美國空軍 5架B-47連續(xù)失事。 3月份3起：首先是在3月13日，佛羅里達(dá)州家園(Homestead空軍基地的一 架B-47B起飛后三分鐘，在4,500米高空解體，總飛行時(shí)數(shù)2,077小時(shí)30分鐘； 同一天在俄克拉何馬州塔爾薩市(Tulsa )上空，一架TB-47B在7,000米高空處， 因左機(jī)翼脫落而墜毀，總飛行時(shí)數(shù)2,418小時(shí)45分鐘。接下來是3月21日，佛 羅里達(dá)州埃文帕克(Avon Park)上空，一架B-47E在拉起機(jī)頭爬升時(shí)空中解體， 總飛行時(shí)

25、數(shù) 1,129 小時(shí) 30分鐘。這 3 起失事事件中，美國空軍認(rèn)定 1起為飛行 操控造成的結(jié)構(gòu)超載，另 2 件則與金屬疲勞有關(guān)。接著 4 月份又連續(xù)發(fā)生 2 起失事：4 月 10 日在紐約州蘭福德市 （Langford ） 上空，一架B-47E于飛抵空中加油點(diǎn)前在4,000米高空處空中解體，總飛行時(shí)數(shù) 1,265 小時(shí) 30分鐘； 4月15日，佛羅里達(dá)州麥克迪（ McDill ）空軍基地，一架 B-47E起飛后飛入暴風(fēng)圈而空中解體，總飛行時(shí)數(shù) 1,419小時(shí)20分鐘。美國空軍在展開失事調(diào)查的同時(shí)， 除立即檢查全機(jī)隊(duì)飛機(jī)是否有疲勞裂紋外， 并限制 B-47 的飛行條件：最大指示空速（ Indic

26、ated Airspeed ）每小時(shí) 570 公 里、最大飛行動(dòng)作1.5g （重力加速度）、最大側(cè)傾角（bank） 30度、含副油箱 重量在內(nèi)，最大起飛重量 84,000 公斤、禁止低空及穿越擾流飛行。 1958年5月 29 日開始配送各基地加強(qiáng)翼根結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的修理器材包， 至 1959年 1 月止共完成 1,622 架修復(fù)并解除飛行限制，不過在 1958年后續(xù)的日子中， B-47 又墜毀了 22 架。美國空軍為獲知B-47的結(jié)構(gòu)疲勞壽命，同時(shí)委請(qǐng)波音、道格拉斯（Douglas）、 國家航空顧問委員會(huì)（ National Advisory Committee for Aeronautics ，

27、NACA） 三單位同步執(zhí)行獨(dú)立的全機(jī)疲勞試驗(yàn)，結(jié)果顯示 B-47 的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)疲勞壽命確定 為 3,000 飛行小時(shí)，如果進(jìn)行結(jié)構(gòu)修改則可望達(dá) 5,000 飛行小時(shí)。 1966年 B-47 退役，由 B-52 取代擔(dān)任核戰(zhàn)略轟炸任務(wù)。失事調(diào)查結(jié)果顯示， B-47 的提前失事源自三大關(guān)鍵因素：全機(jī)總重增加、 發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加、 過多的低空飛行任務(wù)， 換言之， 飛機(jī)的實(shí)際負(fù)載已與設(shè)計(jì)負(fù)載 差異太大。由于 B-47 是當(dāng)時(shí)美國唯一可低空穿透蘇聯(lián)防空網(wǎng)投擲核彈的高速轟 炸機(jī)，因此隨著服役的年限漸長， 被賦予的轟炸任務(wù)種類也逐漸增加， 導(dǎo)致機(jī)內(nèi) 裝備越來越多， 全機(jī)重量也因此水漲船高。 為了維持它的速度優(yōu)勢(shì)

28、， 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 也隨之提升增大， 并加裝火箭發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)助飛機(jī)起飛， 而它的轟炸動(dòng)作也讓機(jī)體承 受極大的應(yīng)力。 B-47 的典型轟炸飛行航線是一路低空以接近 800 公里的時(shí)速飛 向目標(biāo)， 在距離轟炸目標(biāo)約一分鐘前爬升到 1,000 米的高度， 拋出帶有減速降落 傘的炸彈后立即迅速大回轉(zhuǎn)脫離目標(biāo)區(qū)。 在這些因素交互影響之下， 機(jī)體結(jié)構(gòu)承 受的負(fù)載較設(shè)計(jì)負(fù)載超出太多， 導(dǎo)致機(jī)翼經(jīng)過一段飛行時(shí)數(shù)后， 就因疲勞破壞造 成飛機(jī)空中解體。Upload toAPWing oomB-47機(jī)翼結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位為確定其它機(jī)型是否有相同的結(jié)構(gòu)安全疑慮， 美國空軍當(dāng)時(shí)的參謀長(Chief of Staff )李梅將軍(C

29、urtis LeMay )于1958年6月12日非正式地批準(zhǔn)萊特空 中發(fā)展中心(Wright Air Development Center )規(guī)劃的飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目(Aircraft Structural In tegrity Program)，此項(xiàng)目主要目的為：一、控制現(xiàn)役機(jī)隊(duì)的結(jié)構(gòu)疲勞問題；二、開發(fā)正確預(yù)測(cè)飛機(jī)服役壽命的方法；三、提供設(shè) 計(jì)及試驗(yàn)方法，避免現(xiàn)役機(jī)隊(duì)發(fā)生結(jié)構(gòu)毀壞。美國空軍當(dāng)年并發(fā)布一份技術(shù)備忘錄WCLS-TM-58-4標(biāo)題為結(jié)構(gòu)疲勞驗(yàn)證計(jì)劃細(xì)部需求 (Detail Requirements for Structural Fatigue Certificatio n Prog

30、rams)，規(guī)定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)階段，需根據(jù)以往經(jīng)驗(yàn)搭配最新理論執(zhí)行疲勞分析，并以全機(jī)靜力試驗(yàn)及全機(jī)疲勞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證；飛機(jī)的設(shè) 計(jì)使用壽命(即:安全壽命)為全機(jī)疲勞試驗(yàn)所驗(yàn)證的飛行時(shí)數(shù)除以一安全系數(shù) (通常是4),以計(jì)入材質(zhì)、制造、組裝過程、負(fù)載、等不確定因素；服役 階段需執(zhí)行機(jī)隊(duì)飛行負(fù)載量測(cè)，獲得飛機(jī)的真實(shí)飛行負(fù)載，以持續(xù)更新設(shè)計(jì)階段 的疲勞分析數(shù)據(jù)，確切掌握飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命。1958 年11月19日，李梅將軍正式批準(zhǔn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目，1961年9月美國空軍發(fā)布ASD-TN-61-141空軍結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目詳細(xì)需求與狀況(Detail Requireme nts and Status Ai

31、r Force Structural In tegrity Program)，明訂對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的詳細(xì)需求。此文件也就是今日美國空軍仍奉行不逾的軍用規(guī)范 MIL-STD-1530飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目的濫觴，它規(guī)定飛機(jī)由構(gòu)想、設(shè)計(jì)、分析、 試驗(yàn)、試飛驗(yàn)證到實(shí)際進(jìn)入生產(chǎn)階段，以及在部隊(duì)服役時(shí)，必須遵循一系列標(biāo)準(zhǔn) 的工作項(xiàng)目， 以保證飛機(jī)能滿足原先的設(shè)計(jì)需求， 并保障飛機(jī)結(jié)構(gòu)于后續(xù)服役期 間的安全。破損安全“彗星”1與B-47事件促成了飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)觀念的改變， 美國民航局在1956 年 2 月 7 日修訂航空器適航文件，新增的 CAR 4b.270 章節(jié)內(nèi)，對(duì)大型客機(jī)結(jié)構(gòu) (含加壓客艙 )的適航認(rèn)證有更明

32、確的規(guī)范，規(guī)定除了“疲勞強(qiáng)度”(FatigueStrength ，也就是“安全壽命”)設(shè)計(jì)外，飛機(jī)制造公司也可采用“破損安全強(qiáng) 度”( Fail-Safe Strength )設(shè)計(jì)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，那些大幅負(fù)擔(dān)空中、 地面、艙壓負(fù)載，一旦損壞又未能發(fā)現(xiàn)時(shí)， 最終會(huì)造成飛機(jī)墜毀的結(jié)構(gòu)零組件，稱為主結(jié)構(gòu)(Principal StructuralEleme nt)，如：機(jī)身上縱梁、機(jī)翼蒙皮 等。“破損安全”設(shè)計(jì)要求當(dāng)飛機(jī) 某一主結(jié)構(gòu)局部損壞或完全破壞時(shí)， 在飛機(jī)負(fù)載大小不超過百分之八十的限制負(fù) 載乘以 1.15 動(dòng)態(tài)因子( Dynamic Factor )的條件下，主結(jié)構(gòu)的負(fù)載會(huì)由鄰近的 其它結(jié)構(gòu)分擔(dān)，

33、 飛機(jī)不會(huì)因結(jié)構(gòu)過度變形致使飛行特性大幅度惡化， 也不致有立 即的毀滅性破壞顧慮。在適航認(rèn)證時(shí)， “安全壽命”設(shè)計(jì)的飛機(jī)需有主結(jié)構(gòu)的疲勞分析或試驗(yàn)，且 需執(zhí)行機(jī)內(nèi)艙壓與機(jī)外氣動(dòng)載荷合并作用下的全機(jī)疲勞試驗(yàn)；而采“破損安全” 設(shè)計(jì)的機(jī)體，需以分析或試驗(yàn)的方式證明， 在前段所述的靜力負(fù)載 (Static Load ) 作用下，主結(jié)構(gòu)強(qiáng)度符合設(shè)計(jì)需求(例如：在施加負(fù)載下切斷一主結(jié)構(gòu)件，或是 在機(jī)身蒙皮上切出一條短裂縫， 此時(shí)鄰近的其它結(jié)構(gòu)仍能承擔(dān)規(guī)定負(fù)載) ，不硬 性要求全機(jī)疲勞試驗(yàn)， 且舊型飛機(jī)雷同設(shè)計(jì)觀念下的服役經(jīng)驗(yàn)， 亦可做為適航佐 證。至于是否需對(duì)主結(jié)構(gòu)進(jìn)行定期檢查， 雖然一般都認(rèn)為應(yīng)該要有

34、， 但在主結(jié)構(gòu) 發(fā)生不明顯損壞時(shí)， 是否應(yīng)依據(jù)鄰近其它結(jié)構(gòu)的剩余壽命訂定檢查時(shí)距， 適航文 件中沒有明文規(guī)定。“破損安全”設(shè)計(jì)觀念的基本論點(diǎn)，是飛機(jī)主結(jié)構(gòu)一旦發(fā)生損壞時(shí)，在飛行 中會(huì)使飛行特性明顯改變， 在地面則是很容易會(huì)被一般的目視檢查發(fā)現(xiàn)， 因此只 要是在正常的維修或操作情形下， 就能防止主結(jié)構(gòu)突然的致命性毀壞。 就疲勞而 言，這種設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)只要無損壞，幾乎就可無限期使用，既無需定期更換，也不 必訂定特定的檢查作為， 加上未強(qiáng)制執(zhí)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)， 節(jié)約飛機(jī)經(jīng)營成本的優(yōu) 點(diǎn)顯而易見， 因此當(dāng)美國民用航空局頒布新規(guī)定后， 絕大多數(shù)的客機(jī)主結(jié)構(gòu)都改 采這種設(shè)計(jì)方式。“破損安全” 設(shè)計(jì)乍看之下飛機(jī)

35、結(jié)構(gòu)更加安全， 但這種設(shè)計(jì)本身并未保證主 結(jié)構(gòu)的損壞一定很明顯。 換言之， 當(dāng)主結(jié)構(gòu)損壞后的飛行特性無明顯改變， 主結(jié) 構(gòu)又無強(qiáng)制性的定期檢查時(shí)， 將導(dǎo)致無法及時(shí)發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損壞并修復(fù)， 飛機(jī)雖然沒 有立即的飛安顧慮， 但主結(jié)構(gòu)負(fù)載轉(zhuǎn)由周邊結(jié)構(gòu)分擔(dān)后， 加諸于鄰近結(jié)構(gòu)的負(fù)載 大幅增加， 如果此負(fù)載繼續(xù)維持一段時(shí)間， 鄰近結(jié)構(gòu)很可能很快就會(huì)因疲勞、 腐 蝕、機(jī)械等因素陸續(xù)損壞，最終必會(huì)危及飛安。70 年代初期， 歐美國家一些民航單位的適航認(rèn)證人員， 開始對(duì)“破損安全” 的飛機(jī)結(jié)構(gòu)長久安全性有所質(zhì)疑，英國民航局( Civil Aviation Authority)在相同的顧慮下， 限制第一代 “破損安

36、全”設(shè)計(jì)的波音 707機(jī)型在英國國內(nèi)的安全 壽命認(rèn)證為 60,000 飛行小時(shí)，藉以保障其服役期間的結(jié)構(gòu)安全，而英國的適航 規(guī)范委員會(huì)( Airworthiness Requirements Board )也從 1977 年 3 月起，召集 英、美的飛機(jī)制造業(yè)者和美國聯(lián)邦航空局代表， 進(jìn)行一系列相關(guān)的會(huì)議研討， 可 惜的是當(dāng)這些會(huì)議正在進(jìn)行中時(shí)，就發(fā)生了 1977年的波音707陸薩卡(Lusaka) 事件，暴露了“破損安全”設(shè)計(jì)的缺失。波音 707 陸薩卡空難1977 年 5 月 14 日接近正午時(shí)，一架隸屬于英國丹尼航空公司( Dan-Air Services Ltd )的波音707-321

37、C貨機(jī)，由倫敦飛往贊比亞(Zambia)，在天候 良好情況下將降落于陸薩卡國際機(jī)場(chǎng)時(shí)， 距跑道頭約 4 公里處右水平尾翼突然完 全飛脫， 飛機(jī)立即從約 240米的高度垂直下墜， 直接撞擊地面并起火燃燒， 機(jī)上 5 名機(jī)員及 1 名乘客喪生。波音 707 的設(shè)計(jì)壽命為 20,000 飛行架次，失事飛機(jī) 1963年出廠，當(dāng)時(shí)已飛行 16,723 架次， 47,621 飛行小時(shí)。GLtDESLOPEy Upi&ed to"TkFWi ng. co tnRIGHT STAB4UZER SEPARATIONAPPROX.100"AIRBOAKE SEPARWtONDEBFtl

38、jzmAPPROX50"T k 丁:GROUND PLANE波音707的墜毀軌跡波音707-300系列水平尾翼為707-100系列水平尾翼的改進(jìn)型，707-100系 列水平尾翼后梁由上下蓋帽（chord ）和介于蓋帽間的腹板（web所組成，707-300 系列水平尾翼后梁則增加了一根中蓋帽。波音稱之為“破損安全蓋帽”（Fail-Safe Chord），設(shè)計(jì)理念是當(dāng)上蓋帽（或下蓋帽）損壞時(shí)，水平尾翼的負(fù)載可改由未 損壞的下蓋帽（或上蓋帽）與中蓋帽共同承擔(dān)。另因707-300系列的起飛重量較 重，故其水平尾翼要比707-100系列的大，且在水平尾翼根部起約2.3米的范圍 內(nèi)，上蒙皮加貼一

39、片0.127厘米厚的補(bǔ)強(qiáng)鋼片，下蒙皮加貼一片0.16厘米厚的補(bǔ)強(qiáng)鋁片，以增強(qiáng)水平尾翼的扭轉(zhuǎn)剛性。陸薩卡空難波音707-321C水平尾翼結(jié)構(gòu)型態(tài)及初始疲勞裂紋位置iu>AFWi 吋 SCfflPAM W TENUREDAN AIR IMMUREmLAkQilNOljiRiniN 口1min.K* 11SKIWsunc JUMPSOver-Ldy to Figure 6 Fatigm Fracture detailsKEYCIUCM PROGRESSION ASQ"SINGLE STAH C TENSILE JUMPfl MAL STATIC TENSILE FAILURE陸薩卡空

40、難波音707-321C水平尾翼上蓋帽疲勞破壞破斷面，顏色較深區(qū)域?yàn)槠诹鸭y生長區(qū)，裂紋從左邊固定件孔邊向右生長707-100型在申請(qǐng)適航認(rèn)證時(shí)，是以全尺寸試驗(yàn)證明水平尾翼“破損安全”設(shè)計(jì)，試驗(yàn)中故意破壞受力最大的后梁根部上接合插銷(Upper Attachment Pin)，水平尾翼負(fù)載由前梁完全承擔(dān)并向后傳遞；707-300系列在申請(qǐng)適航認(rèn)證時(shí)，僅 以分析報(bào)告顯示當(dāng)后梁上蓋帽損壞， 后梁實(shí)際承載件僅余中蓋帽、下蓋帽、以及 與兩蓋帽相搭接的腹板時(shí)，水平尾翼有足夠的余留強(qiáng)度(Residual Stre ngth ) 承擔(dān)規(guī)定的負(fù)載。但失事后的水平尾翼疲勞試驗(yàn)結(jié)果顯示，當(dāng)前梁上蓋帽完全損 壞時(shí)，水

41、平尾翼結(jié)構(gòu)的靜力行為表現(xiàn)，遠(yuǎn)較適航認(rèn)證時(shí)所假設(shè)的上蓋帽完全無用 復(fù)雜許多。失事調(diào)查結(jié)果顯示： 由于 707-300 系列水平尾翼靠近根部處結(jié)構(gòu)較強(qiáng)， 固定 件傳送的負(fù)載也較大， 經(jīng)過一段飛行時(shí)數(shù)后， 此區(qū)域內(nèi)固定件孔產(chǎn)生微小的塑性 變形，降低了傳送負(fù)載的能力， 使得區(qū)域后方的固定件開始承受較設(shè)計(jì)預(yù)期為高 的負(fù)載，失事飛機(jī)大約經(jīng)過 9,500 飛行架次后，離翼根約 36 厘米處的后梁上蓋 帽第 11顆固定件孔處開始產(chǎn)生疲勞裂紋， 而不是 707-100 型的翼根接合插銷處。 失事發(fā)生前約 75到 100飛行架次，后梁上蓋帽已完全損壞，此時(shí)水平尾翼負(fù)載 改由中、下蓋帽承受，但這兩根蓋帽卻不足以支撐

42、原負(fù)載。換言之，雖然設(shè)計(jì)者 認(rèn)為后梁具備多重負(fù)載路徑( Multiple Load Path )的特性，但實(shí)際結(jié)構(gòu)行為卻 與單一負(fù)載路徑( Single Load Path )無異，而“破損安全”設(shè)計(jì)又無定期檢查 強(qiáng)制規(guī)定， 加上飛行特性并無劇烈改變， 故此損壞情況一直無人知曉， 直到最后 釀成慘劇。失事后對(duì) 521 架同型機(jī)檢查的結(jié)果顯示在 36 架的水平尾翼后梁上發(fā)現(xiàn)雷同 的裂紋，其中 3架的裂紋位置是在與失事飛機(jī)相同的第 11顆固定件， 33架的裂 紋位置則分布于第 2到第 21顆固定件，有 4架的裂紋長度已到達(dá)必須立即更換 后梁的程度。在“破損安全”的設(shè)計(jì)理想中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在使用壽命期間

43、不會(huì)有安全顧慮， 但陸薩卡事件顯示主觀的設(shè)計(jì)錯(cuò)誤認(rèn)定以及缺乏適當(dāng)?shù)亩ㄆ跈z查規(guī)定是 “破損安 全”設(shè)計(jì)的最大隱憂。以陸薩卡事件為例，上蓋帽構(gòu)型為T 形剖面，上方兩側(cè)凸緣各與水平尾前、 后上蒙皮搭接， 裂紋由上蓋帽前角落處開始生長， 初期隱藏于 前上蒙皮下，但在飛機(jī)失事前約 ,000 飛行架次期間，裂紋已長出前上蒙皮覆蓋 區(qū)域，如果有定期檢查規(guī)定， 不難在此段期間內(nèi)檢出裂紋， 從而避免悲劇的發(fā)生。F-111 空中解體F-111起源于 1960年的戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī) X(Tactical Fighter X )項(xiàng)目，當(dāng)時(shí)的美國國防部試圖結(jié)合空、海軍的需求，為兩軍種發(fā)展空優(yōu)戰(zhàn)斗機(jī)。通用動(dòng)力(General D

44、ynamics)于1962年贏得研制合約，為美國空海軍各設(shè)計(jì)出F-111A、 F-111B。F-111A于1967年10月進(jìn)入美國空軍服役；F-111B則因機(jī)體太重，無 法滿足航母上的操作需求，被美國海軍取消后續(xù)發(fā)展。F-111的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)遵循美國空軍于 B-47事件后所發(fā)布的結(jié)構(gòu)疲勞驗(yàn)證計(jì)劃細(xì)部需求，結(jié)構(gòu)研發(fā)過程涵蓋了分析、發(fā)展試驗(yàn)、以及1 960年代前后所發(fā)展的軍機(jī)各種典型全尺寸試驗(yàn)。設(shè)計(jì)采用當(dāng)時(shí)的“安全壽命”設(shè)計(jì)觀念，假設(shè)結(jié)構(gòu)上沒有任何初始缺陷或裂紋存在，并以靜力試驗(yàn)及四倍服役壽命16,000飛行小時(shí)的全機(jī)疲勞試驗(yàn)，來證明結(jié)構(gòu)的安全性符合當(dāng)時(shí)美國空軍的需求。 由于全機(jī) 疲勞試驗(yàn)機(jī)體所施加的

45、負(fù)載譜，要比預(yù)期使用飛行情況來得劇烈，美國空軍因此 判定F-111的結(jié)構(gòu)疲勞壽命應(yīng)可達(dá)6,000飛行小時(shí)。F-111的可變后掠機(jī)翼可根據(jù)任務(wù)需要改變后掠角度F-111結(jié)構(gòu)中最特殊的設(shè)計(jì)是可變后掠機(jī)翼，后掠角度由16度到72.5度間呈4段可調(diào)式。后掠角度固定不變的機(jī)翼在特定的飛行速度、高度、大氣溫度、 大氣密度、發(fā)動(dòng)機(jī)推力下，有最佳的性能表現(xiàn)，一旦其中某個(gè)因素改變，性能就會(huì)降低。針對(duì)這個(gè)缺點(diǎn)，從 40年代迄今，廣被采用的改進(jìn)方式是在主翼的 前、后方各增加前緣縫翼(Leading-Edge Slats )和后緣襟翼(Trailing-Edge Flaps )，改進(jìn)飛機(jī)于起降以及某些飛行姿態(tài)下的性能

46、。而可變后掠機(jī)翼則更具 威力，它就像是設(shè)計(jì)各種不同的機(jī)翼來配合飛行中不同的飛行情況，譬如：起降 時(shí)把機(jī)翼完全向外伸展，增加機(jī)翼的升阻力，縮短起降距離；亞音速巡航時(shí)則把 機(jī)翼部分后掠，減少機(jī)翼的阻力；超音速貼地飛行時(shí)則將機(jī)翼全角度后掠。美國空軍F-111機(jī)翼樞紐接頭上制造過程遺留的瑕疵F-111可變后掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)中最重要的零組件，是貫穿機(jī)身的機(jī)翼穿越盒(Wing Carry Through Box )和機(jī)翼樞紐接頭(Wing Pivot Fitting)。由于在“安全壽命”疲勞分析的S-N曲線中，高強(qiáng)度材料在低應(yīng)力下幾乎有無窮盡的疲 勞壽命，因此兩零組件皆使用特別開發(fā)的D6ac高強(qiáng)度合金鋼。F-1

47、11A 于1964年12月完成首飛，1967年10月第一個(gè)F-111A聯(lián)隊(duì)在內(nèi)華 達(dá)州(Nevada)內(nèi)理斯(Nellis )空軍基地正式成立，8個(gè)月之后的1968年3 月17 日，6架F-111被派駐泰國執(zhí)行越南戰(zhàn)場(chǎng)上的轟炸任務(wù)。經(jīng)過幾個(gè)架次的 熟悉環(huán)境飛行后，F(xiàn)-111立即開始執(zhí)行任務(wù)，但3月28日一架飛機(jī)未返航，二 天后另一架飛機(jī)也未見蹤影，第三次則是發(fā)生在4月27日。由于每一架飛機(jī)的飛行計(jì)劃都是由飛行組員自行擬定，且飛行途中需保持無線電靜默，因此沒人知道到底發(fā)生了什么事。1969 年12月22日，一架機(jī)尾編號(hào) 67-049僅飛行107架次的F-111A在內(nèi) 華達(dá)州內(nèi)里斯空軍基地上空進(jìn)行

48、武器拋投 (Weapons Delivery)訓(xùn)練飛行時(shí)墜毀， 當(dāng)時(shí)飛機(jī)以低高度對(duì)一仿真目標(biāo)發(fā)射火箭后，以 3.5g ± 0.5g對(duì)稱飛行拉起時(shí)， 左翼掉落， 飛機(jī)墜毀，兩名飛行員當(dāng)場(chǎng)喪生， 飛機(jī)殘骸中左翼樞紐接頭從中間斷 裂成內(nèi)外兩塊，內(nèi)半塊遺留于機(jī)身上，外半塊與機(jī)翼相連。當(dāng)時(shí)的負(fù)載因子(Load Factor，即重力加速度)、速度、重量都小于設(shè)計(jì)值。F-111A的設(shè)計(jì)負(fù)載因子 為 11.0g 。美國空軍立即全面停飛 F-111A，并展開有史以來規(guī)模最大的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞 失事調(diào)查。美國空軍把殘骸送交通用動(dòng)力執(zhí)行破斷面檢驗(yàn)(MetallurgicalExamination )，結(jié)果在機(jī)

49、翼樞紐接頭下緣發(fā)現(xiàn)有個(gè)制造過程遺留的半橢圓形淬 火裂紋(Que nch Crack)，寬約2.5厘米，深度幾乎穿透厚度，此初始裂紋在經(jīng) 過大約 1 00飛行架次后， 就生長到使接頭強(qiáng)制破壞的臨界長度。 機(jī)翼樞紐接頭在 生料( Raw Material )、熱處理、焊接到最后機(jī)制加工成形的過程中，共需執(zhí)行 超音波(Ultrasonic )檢驗(yàn)、磁粒(Magnetic Particle )檢驗(yàn)、以及X光檢驗(yàn)， 但初始裂紋垂直于結(jié)構(gòu)表面， 讓超音波檢驗(yàn)無法檢出它的存在； 接頭特殊的幾何 形狀不利于電磁場(chǎng)下金屬粒子的移動(dòng)， 讓初始裂紋躲過了磁粒檢驗(yàn)； 而初始裂紋 的緊閉和方向則讓 X 光檢驗(yàn)無從發(fā)揮。

50、F-111 事件清楚昭示了“安全壽命”設(shè)計(jì)觀念的重大缺失：飛機(jī)在制造過程 中不小心所造成的微小裂紋有可能因檢驗(yàn)疏失而隨機(jī)存在某些結(jié)構(gòu)上， 對(duì)飛機(jī)服 役期間的結(jié)構(gòu)安全帶來致命威脅， 但“安全壽命”的疲勞分析或是全機(jī)疲勞試驗(yàn)， 都假設(shè)結(jié)構(gòu)件上沒有任何初始缺陷或裂紋存在， 根本無法計(jì)入這些隨機(jī)小裂紋對(duì) 結(jié)構(gòu)疲勞壽命造成的影響。損傷容限F-111事件直接催生了現(xiàn)今的“損傷容限” (Damage Toleranc設(shè)計(jì)觀念。美國空軍于 1974年7月頒布軍用規(guī)范飛機(jī)損傷容限需求( Airplane Damage Tolerance Requirements, MIL-A-83444 )，規(guī)定往后的軍機(jī)開發(fā)

51、都必須采用 “損 傷容限”設(shè)計(jì)，F(xiàn)-16是率先應(yīng)用這種設(shè)計(jì)觀念的美軍飛機(jī)。美國民航局于 1958 年改名為聯(lián)邦航空署 ( Federal Aviation Agency )， 1967 年再度更名為聯(lián)邦航空局(Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA，民航法規(guī)也改為聯(lián)邦航空法規(guī)(Federal Aviation Regulations，F(xiàn)AR，原先一般大型客機(jī)的 CAR 4b.27O結(jié)構(gòu)疲勞評(píng)估(Fatigue Evaluation of Structure ) 章節(jié)，也被運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn) ( Part 25 Airworthiness Standards: T

52、ransport Category Airplanes )中的 FAR 25.571取代，但內(nèi)容完全未更動(dòng)， “安全壽命” 和“破損安全”依然并存。但經(jīng)過1977年的波音707陸薩卡事件后，聯(lián)邦航空 局在1978年12月1日發(fā)布FAR 25.571第45號(hào)補(bǔ)充文件(Amendment 45，將 此章標(biāo)題由結(jié)構(gòu)疲勞評(píng)估改為結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評(píng)估(Damage-Toleranee and Fatigue Evaluation of Structure )，內(nèi)容中刪除原本的“破損安全”條 文，增加“損傷容限”設(shè)計(jì)規(guī)定：新飛機(jī)的主結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需采用“損傷容限”設(shè)計(jì)， 某些主結(jié)構(gòu)以此方式設(shè)計(jì)不切實(shí)際時(shí)，才可

53、以采用“安全壽命”設(shè)計(jì)。大型商用客機(jī)執(zhí)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)的情形聯(lián)邦航空局同時(shí)發(fā)布的服務(wù)通報(bào)(Advisory Circular )AC 25.571-1 中, 列舉“損傷容限”設(shè)計(jì)可能不切實(shí)際的兩處主結(jié)構(gòu)范例：起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)， 但在1986年3月5日發(fā)布的修訂版AC 25.571-1A中，刪除發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)，僅余起 落架結(jié)構(gòu)可應(yīng)用“安全壽命”設(shè)計(jì)。“損傷容限”設(shè)計(jì)中明確指出：一、在有裂紋的情況下，結(jié)構(gòu)的余留強(qiáng)度不 能低于設(shè)計(jì)限制負(fù)載；對(duì)機(jī)身而言，則是不能低于1.1倍操作艙壓、氣動(dòng)吸力(Aerod yn amie Suetio n)、飛行負(fù)載這三者的總和。二、在裂紋生長前述負(fù)載下 所允許的最大長度前

54、，需能檢出此裂紋。FAR 25.571第45號(hào)補(bǔ)充文件結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評(píng)估規(guī)定：在設(shè)計(jì)新飛機(jī)時(shí)，必須假設(shè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在一出廠時(shí)，由于不同的材料、結(jié)構(gòu)制作、以及制程 所影響，每一主結(jié)構(gòu)件上應(yīng)力最大的位置，如：R角、鉚釘孔會(huì)預(yù)存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機(jī)服役期間在負(fù)載作用下逐漸生長，飛機(jī)的設(shè)計(jì)必需在裂紋存在的情況下，機(jī)體結(jié)構(gòu)仍能在一定時(shí)間內(nèi)安全地容忍這些損傷。一般以為“損傷容限”設(shè)計(jì)可讓飛機(jī)在已知有裂紋的情況下繼續(xù)安全飛行， 這是個(gè)錯(cuò)誤的觀念。沒有任何設(shè)計(jì)規(guī)范允許在明知情況下，讓飛機(jī)主結(jié)構(gòu)強(qiáng)度降 到極限負(fù)載(Ultimate Load ，1.5倍的限制負(fù)載)以下，“損傷容限”設(shè)計(jì)主 要是對(duì)于在正常

55、使用情況下，不預(yù)期會(huì)發(fā)生裂紋，但可能在服役期間因環(huán)境因素 產(chǎn)生裂紋的主結(jié)構(gòu)，提供定期檢查的制訂依據(jù)。飛機(jī)主結(jié)構(gòu)如果有裂紋，除非經(jīng) 工程分析在后續(xù)飛行中的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度未降到極限負(fù)載以下，否則必須馬上修復(fù)。FAR 25.571第45號(hào)補(bǔ)充文件結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評(píng)估中刪除的“破損安全”，被美國空軍納為它“損傷容限”的設(shè)計(jì)選項(xiàng)之一，但要求采用這種設(shè)計(jì) 觀念的結(jié)構(gòu)需依據(jù)其可檢查度(inspectability)而具備特定的屬性(attribute )聯(lián)邦航空局和美國空軍的“破損安全”在觀念上很類似，但在細(xì)節(jié)上有些差異。dplaa口 cdS127公分0127公分a 0公分>0,127公分固定件位置0.3

56、18公分0.635公分0-635公分|>0318公分非固定件位置損傷容限裂紋緩慢生長設(shè)計(jì)下，規(guī)定預(yù)存裂紋初始長度與形狀美國空軍的MIL-A-83444飛機(jī)損傷容限需求中，規(guī)定飛機(jī)結(jié)構(gòu)需采裂紋 緩慢生長(Slow Crack Growth)設(shè)計(jì)或“破損安全”設(shè)計(jì)(注：在 MIL-A-83444 與FAA中，各有其破損安全設(shè)計(jì)的定義)。所謂的裂紋緩慢生長設(shè)計(jì)，就是結(jié)構(gòu) 上的初始裂紋，在一定期間內(nèi)不會(huì)生長到臨界值。單一負(fù)載路徑結(jié)構(gòu)一定得采用 這種設(shè)計(jì)方式， 例如戰(zhàn)斗機(jī)的縱梁就屬這種結(jié)構(gòu)， 其預(yù)存裂紋生長壽命需大于飛 機(jī)設(shè)計(jì)服役壽命；而“破損安全”設(shè)計(jì)則分成：一、多重負(fù)載路徑結(jié)構(gòu)，如：戰(zhàn) 斗機(jī)的

57、機(jī)翼和機(jī)身常以多個(gè)接頭相接合， 任一個(gè)接頭損壞， 其負(fù)載會(huì)轉(zhuǎn)由其它接 頭分擔(dān)。二、裂紋阻滯( Crack Arrest )結(jié)構(gòu)，如：大型飛機(jī)的機(jī)身沿圓周方向， 會(huì)在蒙皮內(nèi)側(cè)每隔 50 厘米加貼一裂紋阻滯條， 可阻擋沿機(jī)身方向延伸的蒙皮裂 紋。“損傷容限”設(shè)計(jì)必需假設(shè)飛機(jī)主結(jié)構(gòu)件上，最容易產(chǎn)生裂紋的臨界位置 (Critical Area )上有一定大小的預(yù)存裂紋。就裂紋緩慢生長結(jié)構(gòu)而言，在固 定件孔邊的初始裂紋長度與形狀為： 若結(jié)構(gòu)厚度大于 0.127 厘米) ，為半徑 0.127 厘米的四分之一圓； 若結(jié)構(gòu)厚度小于或等于 0.127 厘米，則為長度 0.127 厘米的 穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：若結(jié)構(gòu)厚度大于 0.318 厘米，為直徑 0.635 厘米的半圓；若結(jié)構(gòu)厚度小于或等于 0.318 厘米，則 為長度 0.635 厘米的穿透裂紋。就“破損安全”結(jié)構(gòu)而言，初始裂紋長度與形狀在固定件孔邊為：如果結(jié)構(gòu) 厚度大于 0.051 厘米，為半徑 0.051 厘米的四分之一圓； 如果結(jié)構(gòu)厚度小于或等 于 0.051 厘米，則為長度 0.051 厘米的穿透裂紋。 在非固定件孔邊位置的初始裂 紋長度與形狀為：如果結(jié)構(gòu)厚度大于 0.127 厘米，為直徑 0.254 厘米的半圓； 如