谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀
飞行器结构的疲劳特性分析
飞行器结构的疲劳特性分析在航空航天领域，飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器结构的疲劳特性则是影响其安全性和可靠性的关键因素之一。
疲劳是指材料或结构在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后产生裂纹，并逐渐扩展直至最终失效的现象。
对于飞行器来说，由于其在飞行过程中要承受各种复杂的载荷，如气动载荷、振动载荷等，因此结构的疲劳问题尤为突出。
飞行器结构的疲劳特性受到多种因素的影响。
首先是材料的性能。
不同的材料具有不同的疲劳强度和疲劳寿命。
例如，高强度钢在承受较大载荷时表现出色，但疲劳性能相对较差；而钛合金和复合材料则在疲劳性能方面具有一定的优势。
材料的微观结构、化学成分以及加工工艺等都会对其疲劳特性产生影响。
载荷的类型和大小也是决定飞行器结构疲劳特性的重要因素。
循环载荷的频率、幅值和波形都会影响疲劳裂纹的萌生和扩展。
例如，高频低幅的载荷可能导致表面疲劳裂纹的产生，而低频高幅的载荷则更容易引发内部疲劳裂纹。
此外，载荷的变化范围和加载顺序也会对疲劳寿命产生影响。
结构的几何形状和尺寸同样不可忽视。
尖锐的转角、缺口和焊缝等部位容易产生应力集中，从而加速疲劳裂纹的形成。
结构的厚度、宽度和长度等尺寸参数也会影响应力分布和疲劳寿命。
在设计飞行器结构时，需要通过合理的构型和优化尺寸来降低应力集中，提高疲劳性能。
环境因素对飞行器结构的疲劳特性也有一定的作用。
高温、低温、腐蚀介质等环境条件会降低材料的性能，加速疲劳损伤的发展。
例如，在潮湿的环境中，金属结构容易发生腐蚀，从而降低疲劳强度。
为了研究飞行器结构的疲劳特性，通常采用实验和理论分析相结合的方法。
实验方法包括疲劳试验、裂纹扩展试验等。
通过对试件进行循环加载，观察裂纹的萌生和扩展过程，测量疲劳寿命和裂纹扩展速率等参数。
然而，实验研究往往需要耗费大量的时间和成本，而且对于复杂的结构和工况，实验难以完全模拟。
理论分析方法则包括应力分析、损伤力学分析和有限元分析等。
应力分析可以确定结构在载荷作用下的应力分布情况，为疲劳评估提供基础。
航空器的结构优化与疲劳分析
航空器的结构优化与疲劳分析在现代航空领域，航空器的结构优化与疲劳分析是确保飞行安全、提高性能和降低成本的关键环节。
随着航空技术的不断发展，对航空器结构的要求越来越高，不仅要具备足够的强度和刚度以承受各种载荷，还要尽可能减轻重量以提高燃油效率和增加载重量。
同时，由于航空器在服役期间要经历无数次的起降和飞行循环，结构疲劳问题日益突出，因此对其进行准确的疲劳分析至关重要。
航空器的结构设计是一个复杂的系统工程，需要综合考虑多个因素。
首先，空气动力学要求结构外形光滑流畅，以减少阻力和提高飞行效率。
其次，结构要能够承受飞行中的各种载荷，包括气动载荷、惯性载荷、温度载荷等。
此外，还要考虑制造工艺、维修便利性和成本等因素。
为了满足这些要求，工程师们通常采用先进的设计方法和技术，如有限元分析、优化算法等，对结构进行建模和分析。
有限元分析是一种广泛应用于航空器结构设计的数值方法。
通过将结构离散成有限个单元，并对每个单元的力学特性进行描述，可以建立起整个结构的数学模型。
然后，施加各种载荷和边界条件，求解方程组，得到结构的应力、应变和位移等信息。
有限元分析能够准确地预测结构在不同载荷下的响应，为结构优化提供基础。
优化算法则是用于寻找最优结构设计方案的工具。
常见的优化算法包括遗传算法、模拟退火算法、粒子群优化算法等。
这些算法可以根据设定的目标函数和约束条件，自动搜索最优的结构参数，如材料分布、几何形状、尺寸等。
通过结构优化，可以在满足强度、刚度等要求的前提下，最大限度地减轻结构重量，提高性能。
然而，仅仅进行结构优化还不够，还需要对航空器结构进行疲劳分析。
疲劳是指结构在反复载荷作用下，逐渐产生裂纹并扩展，最终导致结构失效的现象。
航空器在飞行过程中，由于起降循环、机动飞行等原因，结构会承受交变载荷，容易引发疲劳问题。
疲劳分析的第一步是确定疲劳载荷谱。
这需要对航空器的使用情况进行详细的调查和统计，包括飞行任务、飞行次数、飞行时间、飞行高度等。
航空器的结构疲劳分析方法
航空器的结构疲劳分析方法在航空领域，航空器的安全可靠运行至关重要。
而航空器在长期的使用过程中，其结构会受到各种复杂的载荷作用，从而导致结构疲劳问题。
结构疲劳可能会引发严重的安全事故，因此，对航空器的结构疲劳进行准确的分析是确保飞行安全的关键环节。
要理解航空器的结构疲劳分析方法，首先需要明白什么是结构疲劳。
简单来说，结构疲劳就是材料或结构在反复的加载和卸载作用下，逐渐产生微小的裂纹，并随着时间的推移，这些裂纹不断扩展，最终导致结构的破坏。
对于航空器而言，其在飞行中会经历起飞、降落、空中机动等各种工况，所承受的载荷变化频繁且复杂，这就使得结构疲劳成为了一个不容忽视的问题。
目前，常用的航空器结构疲劳分析方法主要包括以下几种：应力寿命法是较为传统且应用广泛的一种方法。
它基于材料的应力寿命曲线，通过计算结构在不同工况下所承受的应力范围，结合材料的疲劳性能数据，来预测结构的疲劳寿命。
这种方法相对简单直观，但它对于一些复杂的载荷情况和多轴应力状态的处理能力有限。
应变寿命法在处理复杂载荷和局部应变集中的问题上具有一定优势。
它关注材料的局部应变，通过测量或计算结构的应变范围，结合材料的应变寿命曲线来评估疲劳寿命。
不过，应变寿命法在数据获取和计算方面相对复杂。
断裂力学方法则是从裂纹的萌生和扩展角度来分析结构疲劳。
它通过计算裂纹尖端的应力强度因子，结合裂纹扩展速率的规律，来预测裂纹扩展的寿命。
这种方法对于已经存在初始裂纹的结构或者在高应力集中区域的疲劳分析非常有效，但对于裂纹萌生阶段的预测准确性有待提高。
损伤容限设计方法是在考虑结构存在初始缺陷或损伤的情况下，通过定期的检查和维护，确保结构在疲劳裂纹扩展到危险尺寸之前被发现和修复。
这一方法需要对结构的损伤容限特性有深入的了解，并且对检测技术和维护策略有较高的要求。
在实际的航空器结构疲劳分析中，通常不会单独使用某一种方法，而是多种方法的综合运用。
例如，在设计阶段可能会采用应力寿命法和应变寿命法进行初步的疲劳寿命预测，在后续的详细分析中结合断裂力学方法来评估关键部位的裂纹扩展情况。
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路摘要：对于常在水域、海洋中执行任务的飞机来说，在长久的运行过程中，必然受到环境气候、水体水质、运作磨损等方面因素的影响，而使得机体结构受到一定程度的腐蚀、磨损、疲劳。
根据这些现象的严重程度，可相继引发一系列其他问题，如裂纹、孔隙等，若不及时加以干预和防治就会造成较大的生命财产损失，所以，相关人员便要加强重视程度，结合实际状况，进行高效高质的维修和养护。
据此，本文对腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路分别进行了简要分析。
关键词：飞机结构；腐蚀疲劳；解决方法在飞机服役过程中，腐蚀与疲劳一直是尚未彻底解决的难题。
在飞机使用年龄逐渐增长的过程中，出现的锈蚀、疲劳等情况也就成为飞机运作时面临的主要问题。
同时，结构锈蚀也是飞机老化的一个重要特点，它会导致飞机过早地步入老化阶段。
而飞机的老化过程又和服役环境密切相关，会因所处的海洋环境特点，使得在长期服役过程中加快老化速度。
这是因为相对于陆基飞机，在海上服役的航空器会面临着“三高”环境，由此对机体结构、系统、电子设备等造成的腐蚀，加之维护的人手、备品等也不能与陆基飞机比拟，这便造成维护难题。
1.飞机运行面临的问题1.1腐蚀问题对于在海洋中开展飞机运行工作，便会不可避免地遇到腐蚀问题，对于该问题的防护工作也具有一定难度。
尤其对于舰载飞机而言，在海洋环境中工作的时间较长，加之海洋外界环境的作用，便常常要受到高湿、高温、高盐份条件的考验。
其次，飞机整体大多停放在甲板表面，所以还会受到舰载机排放的尾气、飞机起飞和着陆排放出的尾气的影响。
1.2疲劳问题在飞机运作过程中，就会极易因交变载荷的影响，使得飞机本身出现运行疲劳状态。
而造成飞机结构磨损疲劳正式因为长期在水中运行，使得剩余强度逐渐减弱、结构裂痕不断增加、变大。
且在运行中，还有可能受到腐蚀和疲劳的相互作用，而加速飞机裂痕、缝隙的生成，促进裂缝增大。
2.飞机结构挑战的分析2.1结构腐蚀分析目前，飞机出现的主要受损情况包含：结构腐蚀、应力腐蚀以及腐蚀疲劳等。
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路浅析
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路浅析◎杨旭（作者单位：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司）在飞机使用时限较长的情况下，易产生腐蚀或疲劳问题，因而飞机结构的安全性将会受到影响。
其中，结构腐蚀会导致飞机结构老化，并且飞机服役环境也会加快飞老的老化进程。
较之陆航与民航飞机，远海使用的飞机更易出现提前老化现象。
基于此，需要通过腐蚀及疲劳问题的分析与解决，延长飞机使用寿命，保障其运行安全。
一、影响飞机结构的因素分析1.腐蚀因素。
对于全世界而言，飞机腐蚀是飞机防护中面临的显著难题。
如航载飞机长期在海域上航行，受到高温天气的影响，加之海上湿度较大且空气中盐分含量较高，因而飞机结构会受到一定的腐蚀。
飞机大部分处于甲板停放状态，除了处于海洋大气环境包围之中，舰艇烟囱排出的废气和飞机起飞及着舰过程中排出尾气中的SO 2、SO 3、NO 与海洋盐雾组合成高酸性潮湿层，会在飞机机体结构表面形成pH 值为2.4～4.0的酸性液膜。
所以，相对于常规陆基飞机，舰载机的服役环境将更加严酷。
2.疲劳因素。
在交变载荷的作用下，疲劳是不可避免的。
结构的疲劳损伤不断累积，剩余强度降低，结构会出现裂纹并不断扩展。
更为严重的是腐蚀与疲劳的交互作用大大缩短裂纹的萌生时间，并且加快裂纹的扩展。
腐蚀使得飞机提前进入老龄化，产生多裂纹，特别是在一些搭接部位容易产生“枕垫效应”，产生附加应力，降低结构抗力。
二、腐蚀与疲劳对飞机结构带来的挑战及面临的解决困境1.结构腐蚀问题。
结构腐蚀是导致飞机结构损伤的主要形式，其是导致疲劳裂纹出现与扩大的直接原因，且腐蚀具有多发性特征。
除了结构腐蚀之外，还有应力腐蚀与腐蚀疲劳，这两种腐蚀损伤类型会对飞机的运行安全产生不利影响。
为此，需通过腐蚀控制措施的科学选用而提高飞机的安全飞行。
在防控措施制定之前，需对各种腐蚀类型出现的成因进行分析，以上三种腐蚀问题都应归类于电化学腐蚀之下，是由飞机服役环境所引起的，与飞机维护方式也有较大关联。
飞机结构的氧化腐蚀问题
飞机结构的氧化腐蚀问题随着民航机队的不断扩大，早期引进的飞机将逐步进入老龄阶段。
飞机在经历较长时期的使用后，其结构的完整性往往受到极大的影响，造成这种影响的因素有应力损伤，即结构承受的载荷所引起的损伤，除极少发生的超过结构静强度而造成的损伤以外，主要是疲劳损伤；意外损伤，例如鸟击、雷击及地面人为的撞击等；环境损伤，是由使用环境对结构的作用而引起的，表现是金属的氧化腐蚀。
随着飞机使用时间的推移，结构氧化腐蚀的危害越来越突出，其对飞机结构影响和对飞机安全的威胁也愈来愈严重。
氧化腐蚀属环境损伤，它和飞机使用的客观环境有着密切联系。
潮湿、盐雾、工业污染等都决定了结构腐蚀的“不可预测性”，就腐蚀本身而言，其成因与现象都比较复杂。
飞机有些部位腐蚀的隐蔽性，增加了飞机结构安全的隐患，腐蚀不仅给飞机安全带来严重威胁，而且也会给航空公司造成巨大经济损失。
据有关资料介绍，国际民用飞机用于防氧化腐蚀的预防、控制与修理的费用要占到飞机总维修费用的一半以上。
飞机结构腐蚀的主要机理：飞机结构的氧化腐蚀是由于与环境作用而引起的破坏与变质，由于飞机结构件大多是由铝合金与镁合金制成，所以在飞机制造过程中，采用的防氧化腐蚀工艺，主要是阳极化、涂漆、喷涂防腐蚀剂等。
这种工艺主要是使基体金属与环境介质隔离，以达防氧化腐蚀目的。
当大气中的相对湿度大于65 ％时，物体表面会附着一层0 ．001 微米厚的水膜，相对温度越高，则水膜越厚。
当相对湿度为100 ％时，物体表面会产生冷凝水。
水是氧化腐蚀介质的主要来源，更为严重的是如果飞机的某些部位渗入水份，而又不能及时排出；或者飞机金属基体与某些饱含水份的物质长期接触，( 如飞机机身及地板下构件与受潮的隔热棉的接触）这些水份就会对飞机产生严重的腐蚀作用。
因为这些水份大多数是不纯净的，在这些水中或多或少含有各种导电离子，如氯离子、碳酸根离子等，这些导电的水溶液便是引起结构件氧化腐蚀的最主要、最普遍的环境介质。
飞行器的结构疲劳分析与优化
飞行器的结构疲劳分析与优化在现代航空航天领域，飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器在长期的使用过程中，由于受到各种复杂的载荷作用，其结构容易出现疲劳损伤，从而影响飞行器的性能和安全。
因此，对飞行器的结构进行疲劳分析与优化是保障飞行器安全运行的关键环节。
飞行器的结构疲劳问题是一个复杂而又具有挑战性的课题。
疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生微小裂纹，并随着时间的推移，这些裂纹不断扩展，最终导致结构的破坏。
对于飞行器来说，其在飞行过程中会经历各种不同的载荷情况，如气动载荷、发动机振动载荷、起落架冲击载荷等。
这些载荷的交替作用会使飞行器的结构产生疲劳损伤。
在进行飞行器结构疲劳分析时，首先需要对飞行器所承受的载荷进行准确的测量和分析。
这包括对飞行过程中的气动力、发动机振动、起落架冲击等载荷进行监测和模拟。
通过先进的测量技术和数值模拟方法，可以获取飞行器在不同飞行状态下的载荷数据，并将其转化为结构分析所需要的输入条件。
同时，还需要对飞行器的结构材料进行深入的研究。
不同的材料具有不同的疲劳性能，因此选择合适的材料对于提高飞行器的结构疲劳寿命至关重要。
此外，材料的加工工艺和热处理方式也会对其疲劳性能产生影响，在设计过程中需要充分考虑这些因素。
在分析方法方面，有限元分析（Finite Element Analysis，FEA）是目前广泛应用的一种手段。
通过将飞行器的结构离散为有限个单元，并建立相应的数学模型，可以计算出结构在各种载荷作用下的应力、应变分布情况。
基于这些结果，可以进一步评估结构的疲劳寿命。
除了有限元分析，实验研究也是飞行器结构疲劳分析的重要手段。
通过对实际结构进行疲劳试验，可以获取更加真实可靠的疲劳数据。
然而，实验研究往往成本较高，且受到试验条件的限制，因此通常与有限元分析相结合，相互验证和补充。
在了解了飞行器结构的疲劳特性之后，就需要采取相应的优化措施来提高其疲劳寿命。
优化的方向主要包括结构形状优化、材料选择优化和制造工艺优化等。
飞机机翼结构疲劳分析与改进
飞机机翼结构疲劳分析与改进一、引言随着飞机设计的不断发展，飞行安全一直是人们关注的话题。
而飞机机翼作为飞机内部重要组成部分之一，在飞行中所承受着的各种载荷和环境条件，也使得其成为了设计中需要重点关注的部分之一。
本文针对机翼疲劳问题开展探究与改进。
二、机翼疲劳问题分析在飞机飞行过程中，机翼所承受的各种载荷和环境条件，都会导致其产生疲劳问题。
机翼疲劳问题如果不得到及时发现和解决，会对飞行安全产生严重危害。
下面我们从材料、载荷等方面分析机翼疲劳问题：1. 材料的影响机翼疲劳问题与机翼材料有着密不可分的关系。
材料应力、应变、弹性模量、屈服强度等因素都与机翼的疲劳问题有关。
如果所选材料性能不合适，就会直接影响机翼的寿命。
2. 载荷的影响机翼肩负着整个飞机的重量，同时在飞行过程中还会受到各种不同的载荷作用。
比如飞机转弯、升降等动作所产生的载荷，都会对机翼的疲劳问题产生影响。
当载荷强度过大或者载荷类型变化过于频繁时，都会加剧机翼的疲劳问题。
三、机翼疲劳问题的检测方法为了及时发现机翼疲劳问题，需采取有效的检测方法。
目前，机翼疲劳问题的检测方法主要包括有损检测法、无损检测法、材料力学试验法等。
1. 有损检测法有损检测法是指对机翼进行部分拆卸，然后进行切割检测。
这种方法可以直接发现机翼内部的裂纹等疲劳问题。
但是，有损检测法的缺点在于检测过程中会破坏机翼表面，修复难度较大。
2. 无损检测法无损检测法是指利用电磁波、声波、超声波、磁粉探伤等技术对机翼进行检测。
这种方法不会对机翼造成任何损伤，但是检测结果有时可能会因探测设备灵敏度不够等因素影响准确性。
3. 材料力学试验法材料力学试验法是对所用材料进行实验检测。
这种方法可以验证所用材料的强度、疲劳寿命等参数是否符合要求。
但是，需要进行多次试验才能得到准确的数据。
四、机翼疲劳问题的解决方法针对机翼疲劳问题，需要采取有效的解决方法，以保证飞行安全。
1. 采用合适的材料机翼疲劳问题与所选材料有密切关系，选用高强度、低腐蚀性、疲劳寿命长的材料，可以有效减缓机翼的疲劳程度。
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谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀冷战结束后，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。
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。