要防止老飞机因疲劳或腐蚀而产生飞行安全顾虑，除了各种腐蚀的处置方式外，在飞机后续服役期间，必须对飞机结构退化情况持续追踪，以及时采取适当对策。飞机结构疲劳追踪的历史可回溯至1950年代初期，当时的美国及英国空军在飞机上安装疲劳计（Fatigue Meter），实时记录飞机于飞行过程中的速度、高度、G值等3项飞行参数，评估结构的疲劳寿命耗损情况。
美国空军于1972年发布飞机结构刚性计划需求（Aircraft Structural Integrity Program, Airplane Requirements，MIL-STD-1530）军事规范后，美国军用飞机皆需于机上安装飞行记录器（Flight Data Recorder），依据机队管理（Force Management）纲领执行结构疲劳寿命追踪。当代的飞行记录器可记录多种飞行参数，除了最基本的速度、高度、G值、重量这4项外，还可记录︰迎角、侧滑（sideslip）角、滚转速率、俯仰速率、偏航速率、燃油重量、外挂载重量等多项参数，可推导出飞机于记录期间的飞行载荷谱（load spectrum）及应力谱（stress spectrum）。若结构设计采安全寿命规范，则依麦内法则（Mine's Rule）计算此期间结构疲劳指数（fatigue index），估计疲劳寿命耗损情况（若疲劳指数达100%，表示结构疲劳寿命已完全耗尽，飞机须立即停飞）；若结构设计采容许损伤规范，则以裂纹生长分析（Crack Growth Analysis）计算此期间结构疲劳裂纹生长长度。不过一般而言，这两种计算结果的准确性欠佳，而且无法评估腐蚀损伤情况。
图1 F-16上的飞行纪录器，包括一讯号获取单元（SAU）
图2 F-16上的飞行纪录器，包括一耐坠机储存单元（CSMU）
较佳的方式是运用目前航空业界正蓬勃发展中的实时飞机结构健康探测系统（Real-Time Aircraft Structural Health Monitoring System），对结构进行实时损伤追踪，更能保障老飞机的结构飞行安全。此种系统是在飞机结构上预期会发生疲劳或腐蚀损伤的位置，安装适当的传感器（sensor），实时探测并回报结构损伤情况，让使用单位能及时采取对应措施。
美国空军于2001到2004年间，在已服役多年的C-130H/E机队内发现123架飞机的中翼（Center Wing）上有疲劳裂纹，必须设计修改更换新件，但在此之前，为了确保机队飞行安全，美国空军在每架飞机的裂纹发生位置安装连指换能传感器（Interdigital Transducer Sensor），发射及接收超音波讯号，准确监测疲劳裂纹的发生及成长情况。
图3 美国空军在C-130H/E上安装的叉指换能传感器实时飞机结构健康探测系统
澳大利亚（Australia）的F-111战斗轰炸机及P-3C猎户座（Orion）反潜机队，都是于1970年代前后进入该国空军服役，由于服役时间已长，加上反潜机的长时间海上飞行最容易产生腐蚀，为防止机队因腐蚀而危及飞行安全，澳大利亚空军于2006年开始于两型飞机上安装腐蚀探测系统，量测并记录异电位电流（galvanic current）大小及经历时间。由于异电位腐蚀的程度和异电位电流值及时间乘积成正比，故由记录数据可以计算出结构的腐蚀情况。
美国海军也开发出类似的系统，应用在海鹰（Seahawk）直升机上。由于美国海军的系统较轻便，且可以经无线传输的方式下载记录数据，因此澳大利亚计划在该国的F/A-18、C-130机队采用此系统。
要维持军用飞机延长服役期间的飞行安全，在经费考虑下，一般采取的方式是对容易发生疲劳裂纹的位置执行定期检查。旧式军用飞机的结构安排简单、宽松，少有无法进手检查的区域，纵然有疲劳或腐蚀，经由择要检修（Inspection and Repair As Necessary，IRAN）后很容易发现并排除，因此不至于对机队安全造成困扰；现代军用飞机结构复杂，装备安排非常紧密，在提升维修效率的考虑下，择要检修也逐渐被机队管理所取代，依单机追踪（Individual Aircraft Tracking，IAT）分析结果决定定期检查的位置与检查时距（Inspection Interval），如果某些重要结构件因此完全没有检查，就会有潜在飞行安全风险，美国空军F-15C事件是最好的教训。
现行最佳方式是在机上安装传感器，即时探测并回报机上发生的疲劳与腐蚀损伤，老飞机的结构安全将更有保障。只是目前的传感器仅能追踪疲劳及异电位腐蚀损伤，且飞机会延长使用年限通常是因为经费拮据，这种方式与节省经费的初衷背道而驰，要获得实行并不容易。
来源：空军之翼
