原创林建鸿王彬文航空之家
年12月22日，F-#67-的左翼枢轴接头在执行3.5g上拉动作过程中发生了断裂。这架F-在坠毁时仅累积了个飞行小时，而其静强度设计极限载荷为7.33g，疲劳设计的安全寿命为飞行小时。
这起坠机事故是由F-中D6ac钢制的枢轴配件中的一个制造缺陷在服役过程中发生了快速疲劳裂纹扩展所引起的。疲劳裂纹源是枢轴配件中的一个大小为23.4mm5.9mm的原始制造缺陷，这个缺陷没有在飞机制造的无损检测过程中被发现。
当这起坠机事故发生时，针对F-型号研制的全尺寸疲劳试验仍在进行中。当这个试验进行到相当于飞行小时的时候，其机翼承载箱也发生了破坏。对应的疲劳裂纹起源于一个深约2.5mm的原始制造缺陷，该缺陷位于与下板一体的直立法兰中的螺栓孔附近，该法兰也由D6ac钢制成的。
对F-坠机事故调查总结出三个造成事故的原因：（1）D6ac钢的韧性很差，其韧性还会随着环境温度的下降而迅速下降；
（2）机身结构设计没有落实破损安全的设计理念；
（3）没有采用合适的无损检测手段及时发现D6ac钢制件中的原始制造缺陷。
由于D6ac钢的韧性会随着环境温度的下降而迅速下降，作为事故调查后的补救措施，美国空军对整个F-机队在-40oC的低温环境下逐一进行了静力加载试验。在持续了25年的试验过程中，11架F-在低温静力试验中发生了结构破坏。
这意味着这些低温静力试验消除了11架F-飞机在高空低温环境中，由于D6ac钢韧性的降低在存在制造缺陷处发生静力破坏，进而导致灾难性飞行事故的可能性。
年4月，一架设计疲劳寿命为飞行小时的F-5在累计飞行了h之后，由于机翼下蒙皮发生了疲劳破坏而坠毁。
事故调查结果显示，导致坠机的疲劳裂纹从厚度为10.67mm的机翼下蒙皮上的一道工具划痕处萌生。该处裂纹在下蒙皮厚度方向上的临界裂纹长度只有5.08mm。事故调查结束之后，美国空军采取了三项措施来提高整个机队的安全性：
（1）对整个F-5机队进行详细的耐久性和损伤容限评估（Durabilityanddamagetoleranceassessments，DaDTA），并对关键区域进行频繁的重复检查；
（2）用-T73制成增厚20%的蒙皮替换原有的机翼下蒙皮；
（3）对紧固件孔和排水孔采用机制扩孔后再进行冷作扩孔的办法进行结构强化，以延长其疲劳寿命。
—年，美国空军KC-机队一共发生了28起不稳定的疲劳裂纹扩展事故。KC-和波音均源自波音公司研制的Dash80原型机。与波音的一个不同之处是在KC-最初的研制过程中选择了-T6来制作机翼下蒙皮，而波音则采用了-T3。在KC-机翼下蒙皮上所进行的材料替换实现了约kg的减重目标，但也使下蒙皮的应力水平提高了30%。
由于-T6材料的静强度性能显著高于-T3，而其疲劳性能却略微低于-T3。因此，在静强度主导下的设计造成总体应力水平的显著提升，导致KC-机队的机翼下蒙皮在服役中发生了过早的疲劳开裂。
为确保KC-机队的使用安全，美国空军修改了KC-的原始设计，用-T3材料替换了中央翼和发动机内侧部分机翼的下蒙皮。对发动机外侧机翼的下蒙皮则维持材料不变，但对其中的紧固件孔进行冷作扩孔，以提高这部分结构的疲劳性能。
以上三个疲劳失效的例子的一个共同点是，设计者为了减重都选择了高强度低韧性的材料。由于安全寿命和破损安全的设计理念都没有对机体寿命进行裂纹扩展分析的要求，因此就无法识别使用这类高强低韧的材料对机体结构完整性的影响，即当飞机结构出现疲劳裂纹之后，无法确定裂纹的扩展速率，从而也无法在维修计划中确定合理的检测门槛值和重复检测间隔来保障机队的使用安全性。
原标题：《F-飞行小时部件失效坠毁：破损安全设计飞机的疲劳失效案例》