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——FSF 编辑
事故预防
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对剩余强度余度的结构分析[被实施以便确定结构不再能满足最大负载的最
大
损伤]表明，主要的疲劳裂纹与足够大、分布足够广的MSD 相结合，很容易使
邻近的疲劳裂纹连接起来，从而在2 个隔舱的范围内形成连续的裂纹（40 英寸
102 厘米）。此外，进一步的分析还表明，使用正常运营飞行负载时，由于58
英寸[147 厘米]或更长的连续裂纹，机身的剩余强度降低了。ASC 无法确定失
事飞行前裂纹的长度，但它认为，倍增器上发现的磨损痕迹，有规律的分隔痕
迹，以及破裂的表面上发现的变形的包层都暗示着，飞机空中解体前出现了至
少71 英寸[180 厘米]长的连续裂纹——这一裂纹长度足以导致机身结构分离；
编号为B-18255 的飞机[失事飞机]的维修检查没有查明1980 年结构性修理
无效
和修理倍增器下所正形成的疲劳裂纹。然而，疲劳裂纹扩展从整个很厚的蒙皮
中延伸出的疲劳裂纹厚度的时间未能确定。
报告称，以下是调查中的另外一些发现：
这次空中解体事件的原因，排除了空中碰撞、发动机失效或脱离、座舱压力
过
大、货舱门开启、不利天气或自然现象、易爆装置、油箱爆炸以及危险性货物
的可能性；
没有与高能爆炸或飞机失火相关的碎片、残留化学物或燃烧物弥漫的迹象。
失事飞机制造于1979 年，并于同年被CAL 购得。飞机失事时已累计64,810 个
飞
行小时，起降21,398 次。
飞机1980 年擦尾后，初步检查发现，机身后部的下方蒙皮的两个区域有擦伤损
坏。
后部排水管脱离，左侧外流活门折断。
航空公司记录表明，在台北进行的临时维修包括，“对磨损蒙皮的任何缺陷的闭
环
目视检查……”、磨损区安装两个倍增器、安装一个后部排水管，以及临时维修
折断的
外流活门。
在1980 年波音指派到CAL 提供技术援助的机场服务代表（FSR）告诉调查人员
说，
临时维修时他与航空公司首席机械师进行过协商，但没有监控也未被要求监控永
久性维
修。
飞机飞行日志应该显示按照SRM 进行的永久性维修，但调查人员得不到任何记
录。
CAL 表示，自从1980 年以来，存储记录的地方已经被挪动了好几次，对擦尾损
伤的临
世界民航安全信息2005 年第7 期（总第33 期）
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时维修和永久性维修的记录都找不到了。
报告称，“由于缺少1980 年的临时维修和永久性维修的详细的维修记录，ASC 不
能确定实际上如何进行修理的。因此，对修理计划和机务工作技术的推测主要是
基于对
残骸的检测。”
检测表明，永久性维修未依照SRM 对蒙皮加以清除以平整擦伤和其它损伤（比
如，
裂纹、腐蚀、穿孔等）。SRM 规定机身蒙皮清除量有限制，例如，长度超过11
英寸（28
厘米）的擦伤，清除的最大厚度为蒙皮原来厚度的15%。如果不能在规定的范围
内执
行清除，SRM 要求要么更换受损蒙皮，要么刨光受损蒙皮并且在刨光区安置倍
增器。
SRM 要求，倍增器要能扩展地至少超出刨光3 排铆钉。
报告称，“与这两个许可的选择不同的是，在擦伤的蒙皮上安装了倍增器，并且
外
面的倍增器不能有效覆盖整个受损区，因为在固定倍增器的外排扣钉上及其外侧
都发现
有擦伤。在铆钉外侧受擦伤的地方安装倍增器，不能有效保护铆钉和倍增器周边
之间部
位上的隐蔽裂纹继续蔓延。”
1980 年对擦尾进行修理时，CAL 雇佣的首席结构机械师告诉调查人员说，由于
受
损蒙皮面积大，要遵守SRM 修理规程将会很难。倍增器长125 英寸（318 厘米），
宽
23 英寸（58 厘米）。
报告说：“由于这一困难，他们决定不遵守SRM[要求]裁减掉受损的蒙皮；而是
使
用了同临时维修相似的方法，直接在受损的蒙皮上施用加固倍增器。[首席结构
机械师]
表示，他没有通知波音FSR 他们所遇到的困难，也没有请波音FSR 通知波音公
司该修
理方法，所以也就没有收到回复。由于CAL 没有收到任何关于永久性修理方法
的建议
的回复，首席结构机械师便认为波音公司已同意该修理。”
FSR 表示，关于永久性修理，没有人告知他。
报告称，“由于失事飞机缺乏维修记录，关于在1980 年CAL 维修人员/机械员
和波
音FSR 就对擦尾的永久性维修沟通时，实际发生了什么，ASC 无法做出恰当评
估。”
失事飞机是CAL 引进的第2 架B-747 飞机。报告称，因为B-747 对该航空公司
机
队而言较新，FSR 本应更主动给航空公司提供技术援助的。
报告指出，“如果采取比较主动的态度，就可能对运营人提出永久性维修方面的
问
题。对这种关键性维修提供专家建议的机会就这样丢掉了。”
事故预防
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报告表示，每一次增压循环导致倍增器下方的机身蒙皮上的几处擦伤成为疲劳裂
纹
就增大一些。ASC 调查员对磨损痕迹的检测表明，发生解体前，主要的疲劳裂
纹至少
有71 英寸长。波音公司对残骸的分析表明，解体发生前，主要的裂纹大约93 英
寸（236
厘米）长。
调查员发现几个剪力连接板附近的受损蒙皮有腐蚀，剪力连接壁位于桁条之间，
把
机身蒙皮和机架连接起来。其中有些腐蚀已使蒙皮穿孔。
CAL 一般使用非破坏性检查（NDI）方法，它是直观检查，是高频感应涡电流
检查
[由外部线圈的电磁场在金属零件上感应产生电流]。由于疲劳裂纹在倍增器下
方，并且
从机身蒙皮外表面向内扩展，在裂纹穿透机身蒙皮内表面之前，表面上是探测不
到的。
维修记录表明，擦尾修理部分没有进行感应涡电流检查。
报告说：“再者，高频感应涡电流检查不能透过倍增器探测裂纹。因此，就是结
构
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世界民航安全信息4(76)
