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——FSF 編輯
事故預防
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對剩余強度余度的結構分析[被實施以便確定結構不再能滿足最大負載的最
大
損傷]表明，主要的疲勞裂紋與足夠大、分布足夠廣的MSD 相結合，很容易使
鄰近的疲勞裂紋連接起來，從而在2 個隔艙的范圍內形成連續(xù)的裂紋（40 英寸
102 厘米）。此外，進一步的分析還表明，使用正常運營飛行負載時，由于58
英寸[147 厘米]或更長的連續(xù)裂紋，機身的剩余強度降低了。ASC 無法確定失
事飛行前裂紋的長度，但它認為，倍增器上發(fā)現(xiàn)的磨損痕跡，有規(guī)律的分隔痕
跡，以及破裂的表面上發(fā)現(xiàn)的變形的包層都暗示著，飛機空中解體前出現(xiàn)了至
少71 英寸[180 厘米]長的連續(xù)裂紋——這一裂紋長度足以導致機身結構分離；
編號為B-18255 的飛機[失事飛機]的維修檢查沒有查明1980 年結構性修理
無效
和修理倍增器下所正形成的疲勞裂紋。然而，疲勞裂紋擴展從整個很厚的蒙皮
中延伸出的疲勞裂紋厚度的時間未能確定。
報告稱，以下是調查中的另外一些發(fā)現(xiàn)：
這次空中解體事件的原因，排除了空中碰撞、發(fā)動機失效或脫離、座艙壓力
過
大、貨艙門開啟、不利天氣或自然現(xiàn)象、易爆裝置、油箱爆炸以及危險性貨物
的可能性；
沒有與高能爆炸或飛機失火相關的碎片、殘留化學物或燃燒物彌漫的跡象。
失事飛機制造于1979 年，并于同年被CAL 購得。飛機失事時已累計64,810 個
飛
行小時，起降21,398 次。
飛機1980 年擦尾后，初步檢查發(fā)現(xiàn)，機身后部的下方蒙皮的兩個區(qū)域有擦傷損
壞。
后部排水管脫離，左側外流活門折斷。
航空公司記錄表明，在臺北進行的臨時維修包括，“對磨損蒙皮的任何缺陷的閉
環(huán)
目視檢查……”、磨損區(qū)安裝兩個倍增器、安裝一個后部排水管，以及臨時維修
折斷的
外流活門。
在1980 年波音指派到CAL 提供技術援助的機場服務代表（FSR）告訴調查人員
說，
臨時維修時他與航空公司首席機械師進行過協(xié)商，但沒有監(jiān)控也未被要求監(jiān)控永
久性維
修。
飛機飛行日志應該顯示按照SRM 進行的永久性維修，但調查人員得不到任何記
錄。
CAL 表示，自從1980 年以來，存儲記錄的地方已經被挪動了好幾次，對擦尾損
傷的臨
世界民航安全信息2005 年第7 期（總第33 期）
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時維修和永久性維修的記錄都找不到了。
報告稱，“由于缺少1980 年的臨時維修和永久性維修的詳細的維修記錄，ASC 不
能確定實際上如何進行修理的。因此，對修理計劃和機務工作技術的推測主要是
基于對
殘骸的檢測。”
檢測表明，永久性維修未依照SRM 對蒙皮加以清除以平整擦傷和其它損傷（比
如，
裂紋、腐蝕、穿孔等）。SRM 規(guī)定機身蒙皮清除量有限制，例如，長度超過11
英寸（28
厘米）的擦傷，清除的最大厚度為蒙皮原來厚度的15%。如果不能在規(guī)定的范圍
內執(zhí)
行清除，SRM 要求要么更換受損蒙皮，要么刨光受損蒙皮并且在刨光區(qū)安置倍
增器。
SRM 要求，倍增器要能擴展地至少超出刨光3 排鉚釘。
報告稱，“與這兩個許可的選擇不同的是，在擦傷的蒙皮上安裝了倍增器，并且
外
面的倍增器不能有效覆蓋整個受損區(qū)，因為在固定倍增器的外排扣釘上及其外側
都發(fā)現(xiàn)
有擦傷。在鉚釘外側受擦傷的地方安裝倍增器，不能有效保護鉚釘和倍增器周邊
之間部
位上的隱蔽裂紋繼續(xù)蔓延。”
1980 年對擦尾進行修理時，CAL 雇傭的首席結構機械師告訴調查人員說，由于
受
損蒙皮面積大，要遵守SRM 修理規(guī)程將會很難。倍增器長125 英寸（318 厘米），
寬
23 英寸（58 厘米）。
報告說：“由于這一困難，他們決定不遵守SRM[要求]裁減掉受損的蒙皮；而是
使
用了同臨時維修相似的方法，直接在受損的蒙皮上施用加固倍增器。[首席結構
機械師]
表示，他沒有通知波音FSR 他們所遇到的困難，也沒有請波音FSR 通知波音公
司該修
理方法，所以也就沒有收到回復。由于CAL 沒有收到任何關于永久性修理方法
的建議
的回復，首席結構機械師便認為波音公司已同意該修理。”
FSR 表示，關于永久性修理，沒有人告知他。
報告稱，“由于失事飛機缺乏維修記錄，關于在1980 年CAL 維修人員/機械員
和波
音FSR 就對擦尾的永久性維修溝通時，實際發(fā)生了什么，ASC 無法做出恰當評
估。”
失事飛機是CAL 引進的第2 架B-747 飛機。報告稱，因為B-747 對該航空公司
機
隊而言較新，F(xiàn)SR 本應更主動給航空公司提供技術援助的。
報告指出，“如果采取比較主動的態(tài)度，就可能對運營人提出永久性維修方面的
問
題。對這種關鍵性維修提供專家建議的機會就這樣丟掉了。”
事故預防
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報告表示，每一次增壓循環(huán)導致倍增器下方的機身蒙皮上的幾處擦傷成為疲勞裂
紋
就增大一些。ASC 調查員對磨損痕跡的檢測表明，發(fā)生解體前，主要的疲勞裂
紋至少
有71 英寸長。波音公司對殘骸的分析表明，解體發(fā)生前，主要的裂紋大約93 英
寸（236
厘米）長。
調查員發(fā)現(xiàn)幾個剪力連接板附近的受損蒙皮有腐蝕，剪力連接壁位于桁條之間，
把
機身蒙皮和機架連接起來。其中有些腐蝕已使蒙皮穿孔。
CAL 一般使用非破壞性檢查（NDI）方法，它是直觀檢查，是高頻感應渦電流
檢查
[由外部線圈的電磁場在金屬零件上感應產生電流]。由于疲勞裂紋在倍增器下
方，并且
從機身蒙皮外表面向內擴展，在裂紋穿透機身蒙皮內表面之前，表面上是探測不
到的。
維修記錄表明，擦尾修理部分沒有進行感應渦電流檢查。
報告說：“再者，高頻感應渦電流檢查不能透過倍增器探測裂紋。因此，就是結
構
　
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