修理指示是一整片拼接板，裝上去的是窄一點的板加一片填板：日航 123 號班機的後壓力隔板，兩排鉚釘的接合有兩個區格只剩一排，報告推定強度約為原本的七成

520 人罹難的事故，報告推定的起點是一道接合

依運輸省航空事故調查委員會 1987 年 6 月 19 日公布的報告，1985 年 8 月 12 日，日本航空 123 號班機（波音 747SR-100，登錄號 JA8119）從東京飛往大阪，18 時 25 分前後，在即將抵達伊豆半島南部東岸上空前發生異常，約 30 分鐘後墜落在群馬縣上野村的山中。 機上 524 人，520 人罹難（乘客 505 人、組員 15 人），4 名乘客重傷。

報告第 4.2 節的推定原因有三層：後壓力隔板損壞，接著尾部機身、垂直尾翼與操縦系統損壞；隔板會在飛行中損壞，是因為腹板接合處進展中的疲勞裂紋讓強度下降，撐不住客艙加壓； 而疲勞裂紋的發生與進展起因於 1978 年對這片隔板的不適切修理，裂紋進展到隔板損壞，也與點檢整備沒有發現裂紋有關。三層都是報告的推定。這篇只讀第三層，也就是那道接合。

運輸安全委員會在 2011 年 7 月公布了一份報告解說，回應遺族對急減壓等現象的疑問，並為過去說明不夠充分致歉；文中說明它不在報告之外加入新的解析或原因推定。 解說列出的推定根據之一，就是隔板接合處「一列鉚釘的結合部分」與那裡的多數疲勞裂紋。除了另外標明的本站加總、單位換算與假設例，以下的事故與工程數據都出自 1987 年的報告正文與別添 1。

隔板的 L18 接合，原本是兩排鉚釘

後壓力隔板是客艙最後面那片承受加壓的牆。依報告第 2.15.1.5 節，它是端部直徑約 4,560 mm 的半球狀，由 18 片扇形腹板排成圓頂，再用 4 條同心的帶板（strap）、36 支放射狀的全長型加勁材（stiffener）以及其間的短尺型加勁材鉚接起來。 報告從後方看，把 12 點鐘方向編為 0，逆時針為 L1、L2⋯⋯，6 點鐘是 36；L18 是左側 9 點鐘方向那支加勁材，也是上下兩半隔板腹板交接的地方，報告稱為 L18 接合部，帶板把它分成由外往內的區格（bay）1 到 5。

材料都符合製造商規格：上側腹板是厚約 0.8 mm 的 2024-T42 包鋁板，下側腹板約 0.9 mm，帶板約 1.0 mm 的 2024-T3，鉚釘是 2017-T3（報告列示的代號為 BACR15BB・D）。正規的接法（報告付図-38(a)）是上側腹板疊在下側腹板上，以兩排鉚釘搭接，其中一排同時與 L18 加勁材結合。 換句話說，上下兩半之間的力，平常由兩排鉚釘分擔；報告第 3.1.1.3 節分析事故機的破壞順序時也指出，兩排結合的區格 1 與 4，上側那排的孔緣應力比較高。一排扣件本來就不會平均分擔，本站在一排螺栓不會平均分擔載荷談過；這裡的重點是排數本身。

1978 年：換掉下半部，接合處的邊距不夠

這片隔板會被修，起因是更早的一次事故。依報告別添 1，1978 年 6 月 2 日，同一架飛機執行日航 115 號班機在大阪國際機場著陸時，後機身下部擦到跑道，機體中破，乘客 2 人重傷、23 人輕傷。 修理委託製造商波音，由波音派來的 AOG 修理團隊（含技術員與檢查員共 40 多人）在東京國際機場的日航機庫進行，期間 6 月 17 日到 7 月 11 日，隔板作業在 6 月 24 日到 7 月 1 日之間。修理計畫的原則是損壞的主要構件換成新造機用的同一零件，結合方法也跟新造機相同。

隔板的下半部（WL274 以下）整片換新。新的下半部先固定在機身上，再沿著腹板端緣、對著上半部既有的鉚釘孔鑽孔。之後波音的檢查員發現，左側 L18 接合幾乎全域，鉚釘孔周圍的邊距（報告稱エッジ・マージン）小於結構修理手冊的值。 報告列出五個可能的原因，可能是其中一個或多個：上半部既有孔列不整齊、薄板接合時上下兩半變形、事故衝擊造成後機身變形、為修理拆下部分機身造成變形，以及新下半部腹板上端的尺寸不足。修理時雖然用了附荷重計的特殊千斤頂支撐後機身，報告認為仍可能殘留一些變形，並寫道修理作業對後機身變形等的考量「似乎有些不足」。

指示和實作，差在一片板的寬度

邊距不夠，孔就太靠近板邊。依別添 1 與正文第 3.2.2 節，波音修理團隊的技術員下的修正指示，是在邊距不足的腹板合わせ面夾一片拼接板（splice plate）。別添 1 付図-3 左邊畫的就是這個指示：拼接板蓋住原本兩排鉚釘的位置，再往下 1 吋（25.4 mm）多打一排新鉚釘，註記寫「用與原來相同的鉚釘與間距打鉚」。 這樣上側腹板仍由兩排鉚釘接到拼接板，下側腹板也由兩排接到拼接板。報告認為這個指示是適切的。

實際裝上去的，是同一張圖右邊那個樣子：一片比指示窄的拼接板，加上一片填板（filler）。拼接板沒有延伸到上面那排，那裡塞的是填板；結果上半部與下半部的腹板結合，在左側第 1 到第 3 帶板之間的兩個區格（區格 2 與 3），本來應該兩排鉚釘，變成實質上只有一排。 殘骸上看得到這個痕跡（報告的殘骸量測把孔緣到腹板端的最短距離稱為エッジ・ディスタンス，下側腹板切口附近量到 2.9 到 4.9 mm）：L18 接合處的下側腹板端，沿邊約 1,050 mm、寬約 20 mm 被切掉（鉚釘 No.30 到 No.83 之間），裡面插了一片厚約 0.9 mm 的鋁填板。別添 1 另外記載，這片拼接板與填板是用拆下來的舊隔板做的。

這項作業在 1978 年 6 月 26 日進行，6 月 27 日接受修理團隊檢查員的檢查，檢查員沒有發現它跟指示不同。報告也寫明，沒有這項與指示不同的作業的紀錄（波音負責的結構修理作業及其檢查另有 FAA Form 337 紀錄，7 月 11 日確認完成）。修理後的試驗是 7 月 9 日依波音基準加 4 psi 內壓的漏氣試驗，壓降時間在基準內；製造時會加的 12 psi，因為不是 FAA 的要求，沒有做。7 月 12 日，這架飛機通過航空局的修理改造檢查。

一排和兩排，差多少

少了一排，到底差多少？報告給了三個數字。第一是強度：本來兩排鉚釘結合的部分變成一排，強度推定約為原本的 70%，也就是約七成（第 3.2.2 節與第 4.1.3.7 節；報告正文沒有列出這個 70% 的計算過程）。 第二是裂紋成長：第 3.1.1.1 節以最大運用客艙差壓 8.9 psi、每次飛行加載一次，用有限元素法與應力強度因子估算，一排鉚釘的疲勞裂紋成長速率是兩排的兩倍多。第三是次數：在同樣的計算條件下，裂紋長到事故機的狀態要一萬次多；若把差壓設定在 6.9 psi，要三萬次左右。

用一個假設的小數字看第一個機制：假設一段接合要傳的力是 100，兩排各 10 支鉚釘時，平均每支分到 5；只剩一排 10 支時，平均每支分到 10，是兩倍（假設，只看平均，實際分擔不均）。 報告推定的強度不是剩一半而是約七成，表示強度不只由鉚釘支數決定（這個例子只說明平均，不是本事故接頭的受力解析）；報告的解析指出，變成一排的區格 2、3 孔緣應力較高，疲勞裂紋較容易發生與進展。

殘骸與計算對得上。依第 2.15.1.5 節，上側腹板的疲勞裂紋集中在一排結合的區格：表 4 的區域 2（鉚釘 No.31 到 56），25 個孔有 21 個有疲勞裂紋（84%），累計裂紋長 205.55 mm，佔孔緣之間長度的 56%；表 4 所列上側腹板破面的 126 個孔裡有 57 個有疲勞裂紋（本站加總）。 表 5 針對部分疲勞損傷較多的孔，以破面條紋（每一次負荷留下一道）的間距推算條紋數，約 3,200 到 13,600。第 3.2.3.1 節據此推定裂紋進展約需一萬次負荷，與修理後的 12,319 次飛行大致一致，並推定事故前約半數鉚釘孔緣有裂紋、累計約 280 mm。L18 上側腹板相關破面的顯微觀察沒有發現腐蝕或材質缺陷。 報告也推定，兩排結合的區格 1 與 4 受到牽連：隨著區格 2、3 的裂紋成長，區格 1 與 4 上側那排孔緣也發生並長出裂紋（第 3.1.1.3 節）。

1985 年 8 月 12 日，飛機爬升到約 24,000 呎時，報告依飛行高度與按程序設定所估計的客艙高度，推算客艙差壓約 8.66 psi。依第 3.1.1.2 節，以有效斷面全面降伏條件增加 20% 評估，帶著這些裂紋的區格 2 在 6.9 到 9.4 psi 之間破斷；報告推定區格 2 斷了之後，負載依序轉到區格 3、第 2 帶板、區格 1 與 4，整個 L18 接合上下分離。

七次 C 整備，為什麼沒有發現

報告推定，裂紋在修理後不久開始發生，其後約七年間隨飛行成長，而這段期間有檢查。依第 3.2.2 節，機體結構的詳細整備主要在 C 整備（約每 3,000 小時）做，從 1978 年修理同時的那一次算起，到事故前共做了 7 次。 後壓力隔板的作業卡有 10 張，內容以腐蝕與 Y 形框（Y-chord）的點檢為主；L18 這類腹板接合沒有被指定為特別點檢處，只在隔板後面整體目視（相當於 G2 級）時一併看。報告的解釋是，747 的腹板接合強度餘裕大，同型機也沒有在這裡發現過危險裂紋。

報告推定，1984 年 12 月的第 11 次 C 整備時，部分裂紋已長到鉚釘孔兩側平均約 10 mm。這種一般目視能不能發現，報告的結論是無法判定：發現機率取決於裂紋長度與形狀、部位、點檢人員的技術與經驗等。報告另外認為，修理完成後，接合處的邊緣被填角密封膠（fillet seal）蓋住，與指示不同的施工結果無法用目視發現。 還有一條線索：腹板合わせ面在鉚釘 No.21 到 78 散布著香菸焦油，No.41 與 No.50 附近有兩處往非加壓側吹出，右側的 R18 接合則沒有；報告認為這與 L18 的修理結果有關，但合わせ面上的焦油從表面看不到，吹出在上一次 C 整備時有沒有出現，無法釐清。

報告對點檢方法的判斷分成兩句：隔板若是正規製造、修理也適正，這個時點不會有大量疲勞裂紋，這樣的點檢方法是妥當的；但這一次，不適切修理造成、足以讓隔板損壞的裂紋沒有被發現，報告認為這是因為點檢方法有不夠充分的地方。

失效安全的前提：裂紋還在一個區格之內就被發現並修理

一排鉚釘為什麼會讓整片隔板開口？第 3.2.5.1 節說，這片隔板是用「一個區格的失效安全」設計的：腹板出現裂紋時，在裂紋還留在一個區格（加勁材與帶板圍出來的一格）之內就能發現、修理；分析時假設一整個區格有裂紋，以最大可能的客艙加壓 9.4 psi 確認殘留強度。這個概念沒有設想好幾個區格同時發生並成長裂紋。

事故機的裂紋小，而且沿著兩片腹板重疊處的孔列一個接一個連下去，目視或漏氣都不容易察覺，報告的說法是「發現時裂紋還在一個區格之內」這個前提崩掉了。開口的大小也超出設計：機尾的釋壓門開口約 0.49 m²，是照一個區格最大約 0.14 m² 的開口設計的；事故時隔板推定開了 2 到 3 m²。 多處疲勞裂紋讓失效安全的前提不成立，本站讀阿羅哈航空 243 號班機的報告時也遇過，見環向力原本不走鉚釘；這是本站把兩案放在一起看的讀法，兩案的成因與破壞過程不同。

報告的結論與建議，以及從扣件這一側帶得走的

第 3.2.2 節對修理的評語可以整理成三句：委託波音妥當、整體計畫大致妥當；修正指示適切；實作與指示不同而不適切，包含作業工程中檢查在內的作業管理方法，部分欠缺適切性。卷首的「勸告第 1 號」，第 1、2 項與修理有關：在製造工廠以外進行主要構件變更等大規模修理時，要指導修理者特別慎重地做作業計畫與作業管理；做過這類修理的飛機，要指導使用者視需要針對該部位設特別點檢項目、持續監視（第 3 項是關於壓力構造損壞後周邊構造的失效安全規定）。

以下是本站從報告讀出來、適用於一般接合變更文件的做法，不是報告的建議。如果是我們要管理一份接合的變更，會這樣做：在圖面上清楚呈現每一片板的尺寸、重疊範圍，以及每一排扣件連接哪些構件； 現場改變板件或填板配置時，重新確認各排扣件連接哪些構件、是否維持原定的傳力路徑，並留下紀錄（沒開立的紀錄會怎樣，本站在阿拉斯加航空 1282 號班機那篇讀過）；會被密封膠或其他構件蓋住的接合，在蓋住之前檢查並拍照。

回到開頭那次「不適切的修理」：報告寫的，是一片板的寬度讓上下腹板之間的結合從兩排鉚釘變成一排，而完工後接合邊緣被密封膠蓋住，目視辨識不出這個差異。本頁的事故經過、尺寸、強度、裂紋與檢查數字來自 1987 年的報告正文與別添 1；有裂紋孔的總數與「兩排各 10 支」的例子是本站計算或假設。

這一篇不屬於六步中的任何一步。它橫跨各步，或者發生在組裝之後。導致它的那些決定是在哪裡做的，見指定一顆螺絲，那篇寫的是順序，以及為什麼順序做反了是重工。

常見問題

日航 123 號班機的修理錯在哪裡？

依 1987 年的事故調查報告，1978 年更換後壓力隔板下半部時，上下兩半的接合處邊距不足，波音修理團隊的修正指示是夾一整片拼接板、維持兩排鉚釘並往下多打一排。實際裝上的是比指示窄的拼接板加一片填板，左側 L18 接合第 1 到第 3 帶板之間兩個區格，本應兩排鉚釘結合的部分變成一排。報告認為指示本身適切，實作不適切，而且沒有這項與指示不同的作業的紀錄。

兩排鉚釘變成一排，強度少多少？

報告推定這部分的強度約為本來的 70%。報告另以有限元素法與應力強度因子、假設每次飛行承受一次 8.9 psi 差壓估算，一排鉚釘的疲勞裂紋成長速率是兩排的兩倍多，裂紋長到事故時的狀態約需一萬次多；這與修理後的 12,319 次飛行大致一致。報告正文沒有列出 70% 的計算過程。

為什麼七年間的整備都沒發現裂紋？

包含 1978 年修理同時進行的 No.5C，到事故前共做了 7 次 C 整備（約每 3,000 小時）。L18 這類腹板接合沒有被指定為特別點檢處，只在隔板整體目視時一併檢查；報告認為完工後接合邊緣被填角密封膠蓋住，與指示不同的施工結果無法目視發現。報告推定 1984 年 12 月時部分裂紋兩側平均約 10 mm，但這種目視能否發現，報告無法判定。

什麼是「一個區格的失效安全」？

依報告第 3.2.5.1 節，後壓力隔板的設計前提是腹板出現裂紋時，在裂紋還留在一個區格（加勁材與帶板圍出的一格）之內就能發現並修理，並以一整個區格有裂紋的情況確認殘留強度。這個概念沒有設想好幾個區格同時長裂紋；事故機的裂紋沿重疊處的孔列連成一線，前提因此不成立。

運輸安全委員會對事故原因的疑問有什麼回應？

運輸安全委員會 2011 年 7 月公布報告解說，回應遺族對急減壓等現象的疑問，並說明不在報告之外加入新的解析或原因推定；解說列出的根據之一，是隔板的一列鉚釘結合部分與那裡的多數疲勞裂紋。本頁只依報告正文、別添 1 與這份解說。

參考資料

• 運輸省航空事故調査委員会（1987）航空事故調査報告書 日本航空株式会社所属ボーイング式747SR-100型JA8119 群馬県多野郡上野村山中 昭和60年8月12日（運輸安全委員會網站，分 11 個 PDF，本頁用 01 至 04、06、09）
• 運輸安全委員会（2011）日本航空123便の御巣鷹山墜落事故に係る航空事故調査報告書についての解説
• 環向力原本不走鉚釘：阿羅哈航空 243 號班機
• 一排螺栓不會平均分擔載荷
• 四根螺栓拆了沒裝回去：阿拉斯加航空 1282 號班機

事故經過、構造與材料、殘骸調查、裂紋與殘留強度的試驗研究、修理作業、整備與失效安全的分析、原因與勸告，分別來自報告第 1.1、2.2、2.7.1、2.15.1.5、2.16.4、3.1.1、3.2.2、3.2.3.1、3.2.5、4.1.3、4.2 節、卷首勸告與別添 1（含付図-3「修正指示と実際の継ぎ方」）；附図與別添 1 在 PDF 中是影像，本站由頁面讀出。有裂紋孔的總數（57／126）與「兩排各 10 支」的例子是本站計算或假設；「從扣件這一側帶得走的」是本站的讀法，不是報告的建議。