漫談飛機結構的疲勞和腐蝕
來源：空軍之翼
腐蝕會減損材料的承載面積，使結構無法承受原先的設計負載，不但造成飛行安全顧慮，而處理腐蝕也并不便宜。6.形成裂紋需特定的合金和環(huán)境，雖然許多環(huán)境都能產(chǎn)生相近的腐蝕生長速率，但不同的合金對應力腐蝕的敏感度差異甚大。
T-38在1997~2001年的世紀之交更換了全新機翼，老機得以開新花
冷戰(zhàn)結束后，由于東西方的軍事對峙趨緩及全球性的經(jīng)濟不景氣，各國的國防經(jīng)費都遭到大幅度縮減，使大多數(shù)國家的軍用飛機都需要延長使用年限，如此雖然可節(jié)省采購新機的花費，但老飛機結構上最令人頭痛的疲勞與腐蝕，則是延長服役期限時必須嚴肅以對的課題。
前言
東西方冷戰(zhàn)時期，西方國家軍用飛機的設計使用年限通常是20年到30年，為了維持對蘇聯(lián)的軍事優(yōu)勢，這些軍用飛機在到達使用年限后都會予以退役，但自1991年蘇聯(lián)瓦解后，雙方的軍事對峙一夜之間驟然消失，維持軍事優(yōu)勢已無必要性，加上本世紀初的全球性經(jīng)濟不景氣，國防經(jīng)費遭到大幅度刪減，使得許多國家的軍用飛機在到達使用年限后仍然得繼續(xù)服役，部分機型的服役時間甚至高達50年以上。
B-52“同溫層堡壘”（Stratofortress）轟炸機是冷戰(zhàn)時期美國的核轟炸主力，最后一架B-52H于1962年出廠，原本預定在服役30年后的1992年退役，如今美國空軍決定該機得繼續(xù)服役到2040年，屆時服役時間將逼近80歲，堪稱是爺爺級的古董機。而于1961年進入美國空軍服役的T-38“禽爪”（Talon）噴氣教練機，原設計服役壽命為7,000飛行小時，但經(jīng)過數(shù)次性能提升延長服役壽命后，在2013年時的實際飛行時數(shù)已達15,000飛行小時，等到預計的2026年退役時，實際飛行時數(shù)將達23,000小時，為原本設計值的3倍多。
延長飛機使用年限固然可以省下采購新飛機的經(jīng)費，但伴隨著飛機使用時間的增加，飛機結構的疲勞（fatigue）及腐蝕（corrosion）問題也會隨之一一浮現(xiàn)。根據(jù)一份1997年發(fā)表的研究報告，從1954年到1995年這40年間，全球共約發(fā)生2,800次飛機失事，其中由于結構問題導致的有67件，原因及百分比為︰其它及設計不良各占10.4%、維修不良占7.5%、超負荷（overload）占28.4%、疲勞及腐蝕占百分之43.2%。結構問題中疲勞及腐蝕危害最烈，幾乎占了一半，可見要維持老飛機的飛行安全，必須對結構疲勞及腐蝕有正確的認知及處置，而這也是目前各國空軍現(xiàn)正面對的首要課題。
結構疲勞破壞典型破斷面
疲勞
疲勞是指在低于材料極限強度（ultimate strength）的應力（stress）長期反復作用下，導致結構終于破壞的一種現(xiàn)象。由于總是發(fā)生在結構應力遠低于設計容許最大應力的情況下，因此常能躲過一般人的注意而不被發(fā)覺，這也是疲勞最危險的地方。
材料在承受反復應力的作用過程中，每一次的應力作用稱為一個應力周期（cycle），此周期內(nèi)的材料受力狀態(tài)，由原本的無應力先到達最大正應力（拉伸應力），然后到達最大負應力（壓縮應力），最后回到無應力狀態(tài)。在此受力過程中，每一個應力周期所經(jīng)歷的時間長短（即︰頻率）與疲勞關系甚微，應力周期的振幅及累積次數(shù)才是決定疲勞破壞發(fā)生的時機；另外，壓縮應力不會造成疲勞破壞，拉伸應力才是疲勞破壞的主因。
材料承受反復應力的作用過程
疲勞破壞大致分為兩類︰低周期疲勞（low cycle fatigue）及高周期疲勞（high cycle fatigue）。一般而言，發(fā)生疲勞破壞時的應力周期次數(shù)少于十萬次者，稱為低周期疲勞；高于此次數(shù)者，稱為高周期疲勞。低周期疲勞的作用應力較大，經(jīng)常伴隨著結構的永久塑性變形（plastic deformation）；高周期疲勞的作用應力較小，結構變形通常維持在彈性（elastic）范圍內(nèi)，所以不致有永久變形。
材料疲勞破壞的進程分為三階段︰裂紋初始（crack initiation）、裂紋成長（crack growth）、強制破壞（rupture）。材料表面瑕疵或是幾何形狀不連續(xù)處，材料晶格（lattice）在外力作用下沿結晶面（crystallography plane）相互滑移（slip），形成不可逆的差排（dislocation）移動，在張力及壓力交替作用下，于材料表面形成外凸（extrusion）及內(nèi)凹（intrusion），造成初始裂紋。這些初始裂紋在多次應力周期的拉伸應力連續(xù)拉扯下逐漸成長，并使材料承載面積縮減，降低材料的承載能力。當裂紋成長到臨界長度（critical length）時，材料凈承載面積下的應力已超過材料的極限強度，此時的材料強制破壞也就無法避免了。
航空史上最著名的軍用飛機疲勞破壞事件，應該是1969年美國空軍的F-111空中解體。
F-111結構中有個特殊的可變后掠機翼設計，這是因為固定式機翼在特定的飛行速度、高度、大氣溫度、大氣密度、引擎推力……下，有最佳的性能表現(xiàn)，一旦其中某個因素改變，性能就會降低。而可變后掠機翼則完全無此缺點，它就像是設計各種不同的機翼，來配合飛行中不同的飛行情況，例如：起降時把機翼完全向外伸展，增加機翼的升力，縮短起降距離；亞音速巡航時則把機翼部分后掠，減少機翼的阻力；超音速貼地飛行時則將機翼全角度后掠。
F-111可變翼的關鍵部件：翼盒樞紐接頭
F-111可變翼的關鍵部件：翼盒樞紐接頭
F-111于1967年出廠，當年10月，第一個F-111聯(lián)隊在內(nèi)華達州內(nèi)里斯（Nellis）空軍基地正式成立，8個月之后的
F-15C 80-0034空中解體示意圖
飛機結構的疲勞破壞最常發(fā)生于幾何形狀不連續(xù)處，因此在維護延長服役年限的老飛機時，對一些幾何面積變化較大的位置，如︰R角、鉚釘孔邊……，都得特別留意。比較麻煩的是有些結構件在原本的設計負載下，預期使用期間不會有疲勞破壞的顧慮，因此未留下檢查進手空間，或是結構需大部拆解后才有辦法檢查，這些位置在延長服役期間如果未能檢查，就會有相當?shù)臐撛陲w行安全風險。
失事當時，這架編號80-0034的F-15C正執(zhí)行基本戰(zhàn)斗機機動（Basic Fighter Maneuvers）演練，與僚機進行一對一的空中攻擊及防御動作訓練。在進行第二次的接戰(zhàn)練習時，失事機以450節(jié)的空速快速右轉，機體承受負載約為7.8G，此時機體開始劇烈抖動，飛行員立即將飛機改為平飛狀態(tài)，機體承受負載迅速降到1.5G，數(shù)秒鐘后，前機身于座艙罩后面位置處斷裂并與機體完全脫離，機體空中解體為兩截，所幸飛行員跳傘后平安獲救。
失事后的調(diào)查報告顯示︰失事發(fā)生原因為機身斜站位（Canted Fuselage Station）CFS337處的右側上縱梁斷裂，失事機上縱梁殘骸經(jīng)金相分析（Metallurgical Analysis）后，發(fā)現(xiàn)破斷面處的厚度僅有0.039英吋（不到一毫米）到0.073英吋，完全不符合藍圖規(guī)定的0.090到0.110英吋厚度，且上縱梁表面粗度（surface roughness）也較藍圖規(guī)定粗糙。過薄的破斷面直接造成上縱梁局部應力大幅升高，在反復的飛行負載作用下，上縱梁很容易由粗糙面產(chǎn)生多處的疲勞初始裂紋，繼而在后續(xù)的飛行負載中持續(xù)成長，最后導致上縱梁完全斷裂。
問題就出在這根縱梁上
對其他F-15檢查后也發(fā)現(xiàn)了裂紋
這架F-15C于1982年開始服役，失事時飛行時數(shù)接近5,900小時。F-15C原始設計規(guī)范為“安全壽命”（Safe Life），服役壽限為4,000飛行小時，在美國空軍頒布“容許損傷”（Damage Tolerance）設計規(guī)范后，重新依據(jù)此規(guī)范進行分析，服役壽限延長到8,000飛行小時，并以16,000飛行小時的全機疲勞試驗來加以驗證。由于分析數(shù)據(jù)顯示上縱梁的裂紋成長壽命高達31,000飛行小時，依據(jù)設計規(guī)范其定期檢查時距為15,500飛行小時，遠超過飛機的服役壽限，且上縱梁在全機疲勞試驗過程中也未發(fā)現(xiàn)有任何損傷，所以雖屬攸關飛行安全的主要結構件，但在服役期間內(nèi)并不需要進行定期檢查。
腐蝕
腐蝕是個存在已久的老問題，亞熱帶高溫潮濕的環(huán)境更有利于腐蝕的發(fā)生。本質(zhì)上，腐蝕是個無法避免的過程，只能以適當?shù)奶幹脕硌泳徠浒l(fā)生或降低帶來的損害，明白了常見的腐蝕及其預防或處置方式，對飛行安全或節(jié)省維修經(jīng)費，都會有莫大的幫助。
廣義來說，腐蝕是指材料受到環(huán)境介值預期外的侵襲所造成的材料性質(zhì)退化。不論是金屬、聚合物（polymer）、或陶瓷（ceramic）……皆難逃腐蝕。這是因為在自然界里，材料以礦石中硫化物（sulfide）或氧化物（oxide）型態(tài)存在的情況最穩(wěn)定，一旦經(jīng)由各種精煉過程成為純物質(zhì)或合成物質(zhì)的型態(tài)，就成為不穩(wěn)定狀態(tài)，而腐蝕就是材料恢復穩(wěn)定的一種方式。例如：自然界的鐵是以氧化鐵的形式存在于礦石中，經(jīng)過提煉之后成為純鐵或合金鋼，但在歲月的侵襲下，終究會恢復到生銹的氧化鐵。
一般人都有個錯誤的觀念，認為腐蝕與空氣濕度有直接的關系，因此潮濕的東南亞地區(qū)較容易發(fā)生腐蝕，而干燥的北美或歐洲大陸，則較不會有腐蝕的困擾。事實上，腐蝕的發(fā)生與空氣絕對濕度（Absolute Humidity）關系甚微，與空氣相對濕度（Relative Humidity）則密不可分。此處的空氣絕對濕度就是一般人所認知的空氣濕度，它是指在某一溫度下，空氣中所含的水蒸氣含量；而空氣相對濕度則是指在某一溫度下，空氣中的水蒸氣含量與該溫度下空氣所能容納的水蒸氣最大含量之比值。當空氣相對濕度到達某一臨界值（Threshold）時，水蒸氣會在金屬表面形成水膜，促使電化學（electrochemical）反應發(fā)生，進而加快腐蝕速率，因此東南亞地區(qū)的年平均空氣絕對濕度固然高于北美或歐洲大陸地區(qū)，但兩地區(qū)的年平均空氣相對濕度則未必一定如此，事實上，全球大部分地區(qū)的年平均空氣相對濕度大約都在70%到80%之間，換言之，不論是東南亞地區(qū)或是大陸型氣候的美國，都會遭遇到相同程度的腐蝕問題。
金屬腐蝕的電化學反應
所謂的電化學反應，是指金屬在常溫下與水或其它電解質(zhì)間，由于電子的轉移而發(fā)生的化學反應。要完成此反應需具備四個要素︰釋放電子的陽極、接收電子的陰極、與電子發(fā)生化學反應的電解質(zhì)、連接陰陽極的電路。
以最常用的干電池為例︰干電池的外殼為鋅（陽極），正中央為石墨碳棒（陰極），處于鋅外殼與石墨碳棒間的，是以氯化銨（NH4Cl）為反應主體的糊狀物電解質(zhì)，由于鋅的活性較石墨來得大（見附表），因此會釋放電子變成鋅正離子，電子與氯化銨產(chǎn)生化學反應，形成的電子流通過外導線可提供一點五伏特的電壓，而鋅正離子則與電解質(zhì)中的其它物質(zhì)形成穩(wěn)定的化合物，故干電池使用一段時間后，鋅外殼就會逐漸稀薄被“腐蝕＂，形成常見的干電池外殼烏黑生銹現(xiàn)象。
腐蝕會減損材料的承載面積，使結構無法承受原先的設計負載，不但造成飛行安全顧慮，而處理腐蝕也并不便宜。根據(jù)美國國防部2012年的一份研究報告，2008到2009年間，美國空軍每年在處理腐蝕上的花費接近50億美元，占美國空軍年度維護經(jīng)費近四分之一，腐蝕所導致的巨大經(jīng)濟損失，由此可見。
飛機結構中最常見的金屬腐蝕有︰麻點腐蝕（pitting corrosion）、異電位腐蝕（galvani ccorrosion）、鱗落腐蝕（exfoliation）、應力腐蝕（stress corrosion），以下分別就其原因、現(xiàn)象、預防或處置方式進行探討。
麻點腐蝕
某些金屬在大氣環(huán)境下，表面會形成一薄膜而失去相對的化學活性，而使腐蝕行為變?nèi)酰朔N現(xiàn)象稱為鈍化（passivity），如︰不銹鋼、鋁、鉛、鈦……等合金均具有此特性。麻點腐蝕專發(fā)生于具有鈍化膜的金屬表面上，其中以不銹鋼最容易發(fā)生。
麻點腐蝕是一種局部的腐蝕現(xiàn)象，金屬表面呈現(xiàn)多處點狀的銹蝕，直徑可由0.002到0.2公分，腐蝕方向為垂直向下侵蝕，發(fā)生原因是由于環(huán)境或金屬表面的性質(zhì)不均勻（如︰表面缺陷、成份不均……等），導致環(huán)境中的氯離子被吸附在金屬表面某些點上，使鈍化膜破壞生成微小的孔洞，孔洞底部因空氣不流通缺氧而形成陽極，孔洞外圍則因氧氣充足形成陰極，在陰陽兩極的電化學反應下，金屬表面就發(fā)生麻點腐蝕。
不銹鋼表面的麻點腐蝕
麻點腐蝕的危險在于其外表特征微小而難以察覺及預防，以致結構已有嚴重的麻點腐蝕仍不自知，造成結構突然的意外破壞。
金屬表面的小刮痕或刻痕，很容易導致麻點腐蝕的發(fā)生，因此要防止此種腐蝕，金屬表面鏡面（mirror polish）處理是個相當有效的方式。
異電位腐蝕
異電位腐蝕的現(xiàn)象可說是電鍍的逆過程，電鍍時兩根金屬棒分別接于直流電源的陽極和陰極，并置于電解液中形成電導通狀態(tài)，陽極的金屬棒在電解液中會溶解成金屬正離子和電子，金屬正離子會被陰極金屬棒所吸引，和其電子結合成金屬附著沈積于表面上；電子則在直流電源的驅(qū)動下去補充陰極金屬棒所失去的電子。在這個過程中，陽極的金屬棒因持續(xù)溶解而逐漸被“腐蝕＂。
同樣的道理，當兩種或兩種以上不同的金屬材料搭接成電導通狀態(tài)時，因為彼此間的電位（potential）不同，材料間就會有電流通過，加上潮濕的環(huán)境有類似電解液的功用，致其中某一材料會產(chǎn)生坑洞狀的腐蝕，并有硫化物、氯化物（chloride）、氧化物……的沈積。被腐蝕的材料稱為陽性（anodic）或活性（active）材料，未被腐蝕的材料則稱為陰性（cathodic）或惰性（passive）材料。
鎂金屬表面與不銹鋼件接觸面產(chǎn)生的電位腐蝕
一般而言，會影響異電位腐蝕速率的因素有：
組成成分：不銹鋼表面的鉻（chromium）若和鐵混合成合金狀態(tài)，則此不銹鋼成為活性材料；若成氧化鉻的型態(tài)，則成為惰性材料。后者也是不銹鋼和鋁合金搭接時，為防止異電位腐蝕而實施表面鈍化處理（passivating treatment）的原理。
相對面積：異電位腐蝕的速率和惰性/活性材料的面積比成正比，若大面積的活性材料和小面積的惰性材料相搭接，則大面積下電流密度會被稀釋，活性材料可能就不會被腐蝕。反過來說，小面積的活性材料和大面積的惰性材料相搭接，則由于電流密度的增加，活性材料很快就會被腐蝕殆盡。
極性改變：在某些情況下，相搭接的金屬極性會改變，使腐蝕的發(fā)生位置和預期相反。例如鐵和鋅搭接時，在含有硝酸鹽（nitrate）或重碳酸鹽（bicarbonate）的溶液中，當溫度超過140℉時，電極性會改變。其原因目前仍不清楚，不過一般相信和腐蝕物的導電度有關。最常見的例子是鋁梯中的鋼制螺栓，雖然鋁合金的電位較高，但實際情況是鋼制螺栓腐蝕很快，而鋁梯則沒有什么影響。
要防止異電位腐蝕，相互搭接的各結構零組件得挑選電位相近的材料，注意配對的材料是否有異電位腐蝕的顧慮。各種材料彼此間的影響程度是根據(jù)相互間的相對電位差而定，差距越大，異電位腐蝕越激烈。
附表是幾種常見金屬的相對活性比較，位置越往上的材料其電位越高，活性也越大，容易被腐蝕；位置越往下的材料其電位越低，惰性也越大，有免于被腐蝕的保護作用。
如果非得使用不同類型的材料，可以用不導電的分隔物把兩材料分開，讓彼此完全絕緣，一般也可以用鉻酸鹽（chromate）或環(huán)氧樹脂（epoxyresin）涂裝做阻隔，但前提是這些涂層不會受到機械性的破壞。若實在無法解決，就得先防患未然，將活性零件做得大一些，或是做成容易更換的零件。
在以往飛機工業(yè)未使用先進復合材料（Advanced Composite Material）前，所使用的材料主要是鋁和經(jīng)過鈍化處理的不銹鋼，異電位腐蝕較不常見，但隨著對性能及隱身性的要求，新一代戰(zhàn)機已廣泛采用此種強度高、重量輕、雷達不易探測的新材料。先進復合材料中的石墨（graphite）纖維和鋁的電位差很大，兩者交界面有異電位腐蝕的顧慮，地面維護人員在平日維修時要特別注意。
常見金屬的相對活性比較
鱗落腐蝕
顧名思義，鱗落腐蝕的外觀會有如魚鱗片般的迭層剝落，這種腐蝕具有明顯的方向性，通常會平行于滾制（rolled）或射出成形（extruded）的面，侵蝕被拉長的材料晶粒，造成表面結構的脫層（delamination）或形成多層面（stratification）。
環(huán)境因素是造成鱗落腐蝕的主因，例如環(huán)境中有氯化物和溴化物（bromide）離子的存在、高溫、酸性的環(huán)境、間歇性的干和濕……等，后者尤其會產(chǎn)生不可溶解的腐蝕物，加快腐蝕速率。
在材料表面涂裝底漆及化學保護膜可改善鱗落腐蝕抵抗力，不過這只能延緩鱗落腐蝕發(fā)生的時間，無法完全防止，且一旦此保護層被腐蝕，則底下的材料將處于無保護狀態(tài)，短時間內(nèi)會被腐蝕而破碎。
鱗落腐蝕的一般處理原則是磨除腐蝕區(qū)域，再加以適當?shù)谋砻娣牢g處理。
T-37教練機角條鱗落腐蝕
應力腐蝕
應力腐蝕是材料在化學侵蝕環(huán)境下與機械性拉伸應力同時作用下的結果。一般的腐蝕是以材料被剝蝕的型態(tài)出現(xiàn)，而應力腐蝕則以裂紋的型態(tài)出現(xiàn)，且表面幾乎沒有任何腐蝕物堆積的現(xiàn)象，因此很容易被忽略，形成潛伏的危險因素。造成應力腐蝕的四個基本條件是：敏感性合金（susceptible alloy）、侵蝕環(huán)境、施加或殘余拉伸應力、以及時間。
應力腐蝕廣見于多種材料及環(huán)境中，根據(jù)統(tǒng)計，應力腐蝕損壞最常出現(xiàn)于低合金鋼（low alloy steel）、鋯（zirconium）、黃銅（brass）、鎂（magnesium）及鋁合金。這些材料應力腐蝕損壞的外表及行為都不相同，不過一般而言都具有一些共同的特性：
1.大部分破斷面在巨觀下是脆性（brittle）帶有少量的韌性撕裂（ductiletearing）現(xiàn)象，有些材料的破壞模式會介于韌性和脆性之間。
F-5前機身上縱梁應力腐蝕裂紋
2.一定是拉伸應力（tensilestress）和環(huán)境同時作用的結果，輪流作用不會產(chǎn)生應力腐蝕，且應力大小沒有絕對的關系。應力大，環(huán)境的因素就比較小；應力小，環(huán)境的因素就比較大。
3.材料表面的氧化膜受到機械或化學外力的破壞形成小凹洼（pit），應力腐蝕初始裂紋（initialcrack）就由小凹洼的根部開始成長，這段期間應力的影響很小，腐蝕是主要的原動力（drivingforce），裂紋方向和主應力（principalstress）方向一致，與一般疲勞裂紋和主應力方向垂直的情況大不相同。
4.裂紋走向會在沿著晶粒邊界（intergranular）或穿透晶粒（transgranular）中二選一，全看材料、環(huán)境、應力大小這三者的組合而定。在不銹鋼材里，裂紋通常會穿透晶粒，且會造成一特別的晶體面（crystallographic），但在某些介質(zhì)中，特別是腐蝕性溶液或是高氧化物漂白劑中，裂紋會沿著晶粒邊界。在高強度合金鋼中，裂紋會沿著晶粒邊界；鋁合金基本上亦是如此。
5.裂紋成長的過程本身就有自我催化（self-catalyzing）的作用，正在成長中的裂紋尖端局部之成長速率至少為疲勞裂紋的百倍以上，所以一旦發(fā)現(xiàn)應力腐蝕裂紋后就得盡快處置。
6.形成裂紋需特定的合金和環(huán)境，雖然許多環(huán)境都能產(chǎn)生相近的腐蝕生長速率，但不同的合金對應力腐蝕的敏感度差異甚大。
應力腐蝕裂紋必需在腐蝕表面上有拉伸應力，此拉伸應力可以是外加，也可以是殘余應力（residual stress），其中殘余應力更是問題的所在，因為它是隱藏的，在設計時常會被忽略。殘余應力的來源可能來自制造過程，如：冷加工時變形不均勻、熱處理后退火冷卻速率不同；或是來自裝配時的緊配（interference fit），鉚釘、螺栓變形……等。
1970年前后進入美國空軍服役的F-5型戰(zhàn)斗機，因前機身上縱梁使用材料為對應力腐蝕甚為敏感的7075-T6鋁合金，致在服役相當時間后發(fā)生了應力腐蝕裂紋，美國空軍不得不在1990年代中期進行全機隊結構返廠修改，更換改變熱處理而提升抗腐蝕能力的7075-T73新制上縱梁。
航空史上最著名的應力腐蝕裂紋飛行安全事件，是發(fā)生于1988年4月28日的美國阿啰哈（Aloha）航空公司，一架波音737-200機身前段大片上蒙皮于飛行途中脫落，幸賴駕駛員的技術高超而平安落地。飛機失事前，已累積了35,496飛行小時，89,680次起降，是此型飛機全世界起降次數(shù)排名第二的飛機，（第一名是阿航的N73712）。
美國阿羅哈航空公司一架波音737客機前機身蒙皮因應力腐蝕裂紋而飛脫
波音737飛機的經(jīng)濟服役壽命（economicservicelife）為20年，51,000飛行小時和75,000次的艙壓周期。根據(jù)阿航的飛航記錄，大約每1飛行小時會發(fā)生3次的艙壓周期，而波音的經(jīng)濟壽命預測，是根據(jù)每1飛行小時1.5次的艙壓周期，因此阿航的艙壓累積周期數(shù)是波音預測的兩倍，而在加艙壓的機身內(nèi)，艙壓周期是造成疲勞裂紋的最主要因素。失事后的調(diào)查結果也發(fā)現(xiàn)機身上下蒙皮迭接處多顆鉚釘孔邊，早已各自存在著相當長度的應力腐蝕裂紋，這些裂紋在失事時的艙壓作用下串連成一條長長的裂紋，毫無阻力地繼續(xù)向前延伸，引起艙內(nèi)失控的泄壓，造成蒙皮撕裂而飛脫。
阿羅哈航空公司失事客機的蒙皮應力腐蝕裂紋型態(tài)
由于應力腐蝕必需是應力、敏感性合金、以及特定環(huán)境下三者同時作用才會產(chǎn)生，故若要防止應力腐蝕，可從改變這些因素來著手。
降低應力：這有好幾種方法，如：增加材料厚度或降低負載都是可行的方式。如果零件因重量關系無法增厚，可在表面上用珠擊（shot peening）或滾壓（surface rolling）的方式加上壓縮殘余應力（compressive residual stress）。
改變環(huán)境：抹去結構表面上沉積的水氣、污物、清潔劑殘痕……等，都是很有效的預防措施。
更換材料：這是最方便的作法，若無法改變應力和環(huán)境，這也是唯一的對策。一般是改用不同熱處理方式以增強抗腐蝕能力的同型號材料，但若改用其他材料，如︰鋁合金改用鋁鋰（aluminum-lithium）合金，鋼改用鈦合金……等，就得一并考慮更改材料后全機重心改變、震動模態(tài)（vibration mode）變更、與鄰近材料的異電位腐蝕……等相關問題。
表面處理：陽極化（anodize）或陰極化（cathodic）表面處理都會在材料表面形成一保護膜，降低外界的腐蝕作用，但此種處理會降低鋁合金的疲勞強度，且陰極化處理也不能用在高強度鋼材，或是對氫脆化（hydrogen embrittlement）敏感的材料，因為表面陰極化會增加氫侵入的速度。若表面有裂紋，局部處理的效果也不好。
健康探測
要防止老飛機因疲勞或腐蝕而產(chǎn)生飛行安全顧慮，除了前述的各種處置方式外，在飛機后續(xù)服役期間，必須對飛機結構退化情況持續(xù)追蹤，以及時采取適當對策。飛機結構疲勞追蹤的歷史可回溯至1950年代初期，當時的美國及英國空軍在飛機上安裝疲勞計（Fatigue Meter），實時記錄飛機于飛行過程中的速度、高度、G值等3項飛行參數(shù)，評估結構的疲勞壽命耗損情況。
美國空軍于1972年發(fā)布飛機結構剛性計劃需求（Aircraft Structural Integrity Program,Airplane Requirements，MIL-STD-1530）軍事規(guī)范后，美國軍用飛機皆需于機上安裝飛行記錄器（Flight Data Recorder），依據(jù)機隊管理（Force Management）綱領執(zhí)行結構疲勞壽命追蹤。當代的飛行記錄器可記錄多種飛行參數(shù)，除了最基本的速度、高度、G值、重量這4項外，還可記錄︰迎角、側滑（sideslip）角、滾轉速率、俯仰速率、偏航速率、燃油重量、外掛載重量……等多項參數(shù)，可推導出飛機于記錄期間的飛行載荷譜（load spectrum）及應力譜（stresss pectrum）。若結構設計采安全壽命規(guī)范，則依麥內(nèi)法則（Mine's Rule）計算此期間結構疲勞指數(shù)（fatigue index），估計疲勞壽命耗損情況（若疲勞指數(shù)達100%，表示結構疲勞壽命已完全耗盡，飛機須立即停飛）；若結構設計采容許損傷規(guī)范，則以裂紋生長分析（Crack Growth Analysis）計算此期間結構疲勞裂紋生長長度。不過一般而言，這兩種計算結果的準確性欠佳，而且無法評估腐蝕損傷情況。
F-16上的飛行紀錄器，包括一訊號獲取單元（SAU，上圖）及一耐墜機儲存單元（CSMU，下圖）
較佳的方式是運用目前航空業(yè)界正蓬勃發(fā)展中的實時飛機結構健康探測系統(tǒng)（Real-Time Aircraft Structural Health Monitoring System），對結構進行實時損傷追蹤，更能保障老飛機的結構飛行安全。此種系統(tǒng)是在飛機結構上預期會發(fā)生疲勞或腐蝕損傷的位置，安裝適當?shù)膫鞲衅鳎?/span>sensor），實時探測并回報結構損傷情況，讓使用單位能及時采取對應措施。
美國空軍于2001到2004年間，在已服役多年的C-130H/E機隊內(nèi)發(fā)現(xiàn)123架飛機的中翼（Center Wing）上有疲勞裂紋，必須設計修改更換新件，但在此之前，為了確保機隊飛行安全，美國空軍在每架飛機的裂紋發(fā)生位置安裝連指換能傳感器（Interdigital Transducer Sensor），發(fā)射及接收超音波訊號，準確監(jiān)測疲勞裂紋的發(fā)生及成長情況。
美國空軍在C-130H/E上安裝的叉指換能傳感器實時飛機結構健康探測系統(tǒng)
澳大利亞（Australia）的F-111戰(zhàn)斗轟炸機及P-3C獵戶座（Orion）反潛機隊，都是于1970年代前后進入該國空軍服役，由于服役時間已長，加上反潛機的長時間海上飛行最容易產(chǎn)生腐蝕，為防止機隊因腐蝕而危及飛行安全，澳大利亞空軍于2006年開始于兩型飛機上安裝腐蝕探測系統(tǒng)，量測并記錄異電位電流（galvani ccurrent）大小及經(jīng)歷時間。由于異電位腐蝕的程度和異電位電流值及時間乘積成正比，故由記錄數(shù)據(jù)可以計算出結構的腐蝕情況。
美國海軍也開發(fā)出類似的系統(tǒng)，應用在海鷹（Seahawk）直升機上。由于美國海軍的系統(tǒng)較輕便，且可以經(jīng)無線傳輸?shù)姆绞较螺d記錄數(shù)據(jù)，因此澳大利亞計劃在該國的F/A-18、C-130機隊采用此系統(tǒng)。
結語
由于經(jīng)濟因素的考慮，軍用飛機延長服役年限是一個不可避免的趨勢，而如何維持這些老舊飛機的飛行安全，則是一個嚴肅的課題。由于老舊飛機都已經(jīng)過長時間的服役生涯，影響其飛行安全的最大因素自然來自疲勞與腐蝕。疲勞是外力長期作用下的結果，因此當飛機服役時間越久，就越容易受到它的影響；而由于材料的天性，腐蝕終究是個無法避免的過程，美國空軍在2005年修訂的飛機結構剛性計劃需求中，因此新增了對腐蝕的預防、控制、評估工作項目，可見在最近的未來，腐蝕應該還是會繼續(xù)困擾著飛機結構。
要維持軍用飛機延長服役期間的飛行安全，在經(jīng)費考慮下，一般采取的方式是對容易發(fā)生疲勞裂紋的位置執(zhí)行定期檢查。舊式軍用飛機的結構安排簡單、寬松，少有無法進手檢查的區(qū)域，縱然有疲勞或腐蝕，經(jīng)由擇要檢修（Inspectionand Repair As Necessary，IRAN）后很容易發(fā)現(xiàn)并排除，因此不至于對機隊安全造成困擾；現(xiàn)代軍用飛機結構復雜，裝備安排非常緊密，在提升維修效率的考慮下，擇要檢修也逐漸被機隊管理所取代，依單機追蹤（Individua lAircraft Tracking，IAT）分析結果決定定期檢查的位置與檢查時距（Inspection Interval），如果某些重要結構件因此完全沒有檢查，就會有潛在飛行安全風險，美國空軍F-15C事件是最好的教訓。
現(xiàn)行最佳方式是在機上安裝傳感器，即時探測并回報機上發(fā)生的疲勞與腐蝕損傷，老飛機的結構安全將更有保障。只是目前的傳感器僅能追蹤疲勞及異電位腐蝕損傷，且飛機會延長使用年限通常是因為經(jīng)費拮據(jù)，這種方式與節(jié)省經(jīng)費的初衷背道而馳，要獲得實行并不容易。
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