“彗星”1客機事故
1954年1月10日，一架已飛行1,286架次、3,680飛行小時的”彗星”1，從新加坡飛往倫敦，從最后停靠站羅馬再度起飛后半小時爬升到約8,100米的高度時，早天候良好的情況下機身解體并有部分起火燃燒，墜落在意大利厄爾巴島（Elba）畔的地中海。
但在復(fù)飛僅16天后的1954年4月8日，又一架已飛行903架次、2,703飛行小時的”彗星”1執(zhí)行從羅馬飛往開羅的任務(wù)。在起飛約半小時，估計已爬升到最高巡航高度時突然完全失去聯(lián)絡(luò)，稍后在意大利南部那普勒斯（Naples）畔的地中海發(fā)現(xiàn)飛機殘骸。
從地中海撈起的第一架”彗星”1失事殘骸
“彗星”1的水槽試驗
裂紋發(fā)生的原因是蒙皮太薄。“彗星”1安裝4臺德哈維蘭發(fā)動機公司（de Havilland Engine Company Limited）生產(chǎn)的”幽靈”（Ghost）渦噴發(fā)動機，由于當(dāng)時的噴氣式發(fā)動機仍在起步階段，為了減輕機體重量以彌補推力不足，”彗星”1機身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗戶邊蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在艙壓作用下的應(yīng)力（stress，單位面積承受的負(fù)載）居高不下，而窗戶角落的應(yīng)力集中（Stress Concentration）效應(yīng)使高應(yīng)力情況更加惡化，最后導(dǎo)致產(chǎn)生疲勞裂紋。
另外出廠前的結(jié)構(gòu)測試也有問題，”彗星”1執(zhí)行全尺寸機體疲勞試驗時，機體約經(jīng)過18,000次的加減艙壓后才毀壞，大約是真實疲勞壽命的15倍，與實際情況完全不符。這是因為疲勞試驗機體之前也用來執(zhí)行靜力試驗，先承受了兩倍設(shè)計艙壓的負(fù)載以驗證機體靜力強度，而在材料內(nèi)留下了當(dāng)時世人仍一無所知的余留應(yīng)力（Residual Stress），而余留應(yīng)力會提高結(jié)構(gòu)疲勞壽命，致使試驗結(jié)果失真。
第一架失事”彗星”1初始疲勞裂紋位置
第一架失事”彗星”1的殘骸從地中海被撈起重組后，調(diào)查人員在機身上方兩座自動定向（Automatic Direction Finding）天線的后天線座右后方蒙皮開口（cut-out）角落處發(fā)現(xiàn)了問題，在距開口約5厘米處一直徑約1厘米的螺栓孔邊，發(fā)現(xiàn)了疑似初始疲勞裂紋位置，這個疲勞裂紋在飛機失事前幾架次飛行中迅速向前后生長到約2.5厘米長度后，即導(dǎo)致飛機在艙壓作用下空中解體，與水槽測試所顯示的現(xiàn)象相吻合，證實了金屬疲勞是失事的原因。”彗星”1在每一次飛行中，起飛后爬升到巡航高度，或是降落前由巡航高度下降到進場高度，機內(nèi)艙壓的變化在窗戶角落應(yīng)力集中的位置產(chǎn)生細小的裂紋，此小裂紋隨著飛行時間的增加而生長，當(dāng)?shù)竭_臨界長度（Critical Length）時，機身就像汽球破裂般地爆裂開來。
殘骸的窗戶裂紋
水槽試驗中出現(xiàn)的窗戶裂紋
安全壽命
“彗星”1設(shè)計于1946年，依循英國航空注冊委員會（Air Registration Board）認(rèn)可的”安全壽命”（Safe Life）設(shè)計觀念。在這種設(shè)計觀念里，飛機在預(yù)定的服役期間內(nèi)需能承受預(yù)期的反復(fù)性負(fù)載，當(dāng)結(jié)構(gòu)飛行時數(shù)到達服役壽命時，認(rèn)定結(jié)構(gòu)疲勞壽命已經(jīng)完全耗盡，飛機必須退役。
“安全壽命”設(shè)計觀念的缺點，在于它的疲勞分析與設(shè)計一般是采用”疲勞強度耐久限制”（Fatigue Strength-Endurance Limit）的方法，也就是所謂的麥林法則（Miner's Rule）。它是在實驗室里對多片截面積各異的小尺寸材料試片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）負(fù)載，直到試片疲勞破壞為止，以獲得此材料在各種施加應(yīng)力和發(fā)生疲勞破壞的負(fù)載周期之?dāng)?shù)據(jù)，稱之為S-N曲線（S-N Curve，S代表施加應(yīng)力，N代表負(fù)載周期數(shù)），再以實際結(jié)構(gòu)件在各種設(shè)計飛行條件下的應(yīng)力，找到相對應(yīng)的疲勞破壞負(fù)載周期數(shù)，依線性累加的方式加總，就可預(yù)測結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，并應(yīng)用于設(shè)計。雖然這種方法已行之多年，且普遍為一般飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計及分析家們所接受，然而這種分析方法有其先天上的缺點，使得分析的結(jié)果常不符合實際。
SAE1045鋼材的S-N曲線
如果把這種數(shù)據(jù)應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)分析及設(shè)計上，由于我們很難相信也無法保證飛機上所有結(jié)構(gòu)零件都處于完美無瑕的情況，換言之，結(jié)構(gòu)上很可能（事實上也早已預(yù)先）存在著各式各樣微小的裂紋，只是制造時的非破壞性檢驗?zāi)芰o法發(fā)現(xiàn)。如果結(jié)構(gòu)上早已預(yù)先存在著有裂紋，則它的疲勞壽命中就不再包含裂紋初始的那一段時間，而在傳統(tǒng)的疲勞試驗里，裂紋初始階段所花的時間約占了全部疲勞壽命的百分之九十以上。傳統(tǒng)的麥林法則分析結(jié)果，一律包含了裂紋初始及裂紋生長兩階段時間，顯然過于樂觀，也因此在傳統(tǒng)的疲勞設(shè)計里，往往要采用一相當(dāng)大的安全系數(shù)（一般是4）來盡量避免這項誤失，而這過大的安全系數(shù)又常常會造成結(jié)構(gòu)超重。
B-47轟炸機事故
美國空軍B-47噴氣式轟炸機在50年代發(fā)生多起空中解體事故
在B-47機隊的服役生涯中共有203架飛機墜毀，約占全機隊總數(shù)量的十分之一，造成464人喪生。1957和1958年墜機達到最高峰：1957年24架飛機墜毀，63人喪生；1958年25架飛機墜毀，58人喪生。
1958年3月中旬到4月中旬這一個月期間，美國空軍5架B-47連續(xù)失事。3月份3起：首先是在3月13日，佛羅里達州家園（Homestead）空軍基地的一架B-47B起飛后三分鐘，在4,500米高空解體，總飛行時數(shù)2,077小時30分鐘；同一天在俄克拉何馬州塔爾薩市（Tulsa）上空，一架TB-47B在7,000米高空處，因左機翼脫落而墜毀，總飛行時數(shù)2,418小時45分鐘。接下來是3月21日，佛羅里達州埃文帕克（Avon Park）上空，一架B-47E在拉起機頭爬升時空中解體，總飛行時數(shù)1,129小時30分鐘。這3起失事事件中，美國空軍認(rèn)定1起為飛行操控造成的結(jié)構(gòu)超載，另2件則與金屬疲勞有關(guān)。
接著4月份又連續(xù)發(fā)生2起失事：4月10日在紐約州蘭福德市（Langford）上空，一架B-47E于飛抵空中加油點前在4,000米高空處空中解體，總飛行時數(shù)1,265小時30分鐘；4月15日，佛羅里達州麥克迪（McDill）空軍基地，一架B-47E起飛后飛入暴風(fēng)圈而空中解體，總飛行時數(shù)1,419小時20分鐘。
失事調(diào)查結(jié)果顯示，B-47的提前失事源自三大關(guān)鍵因素：全機總重增加、發(fā)動機推力增加、過多的低空飛行任務(wù)，換言之，飛機的實際負(fù)載已與設(shè)計負(fù)載差異太大。由于B-47是當(dāng)時美國唯一可低空穿透蘇聯(lián)防空網(wǎng)投擲核彈的高速轟炸機，因此隨著服役的年限漸長，被賦予的轟炸任務(wù)種類也逐漸增加，導(dǎo)致機內(nèi)裝備越來越多，全機重量也因此水漲船高。為了維持它的速度優(yōu)勢，發(fā)動機推力也隨之提升增大，并加裝火箭發(fā)動機協(xié)助飛機起飛，而它的轟炸動作也讓機體承受極大的應(yīng)力。B-47的典型轟炸飛行航線是一路低空以接近800公里的時速飛向目標(biāo)，在距離轟炸目標(biāo)約一分鐘前爬升到1,000米的高度，拋出帶有減速降落傘的炸彈后立即迅速大回轉(zhuǎn)脫離目標(biāo)區(qū)。在這些因素交互影響之下，機體結(jié)構(gòu)承受的負(fù)載較設(shè)計負(fù)載超出太多，導(dǎo)致機翼經(jīng)過一段飛行時數(shù)后，就因疲勞破壞造成飛機空中解體。
破損安全
“彗星”1與B-47事件促成了飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計觀念的改變，美國民航局在1956年2月7日修訂航空器適航文件，新增的CAR 4b.270章節(jié)內(nèi)，對大型客機結(jié)構(gòu)（含加壓客艙 ）的適航認(rèn)證有更明確的規(guī)范，規(guī)定除了”疲勞強度”（Fatigue Strength，也就是”安全壽命”）設(shè)計外，飛機制造公司也可采用”破損安全強度”（Fail-Safe Strength）設(shè)計。
飛機結(jié)構(gòu)中，那些大幅負(fù)擔(dān)空中、地面、艙壓負(fù)載，一旦損壞又未能發(fā)現(xiàn)時，最終會造成飛機墜毀的結(jié)構(gòu)零組件，稱為主結(jié)構(gòu)（Principal Structural Element），如：機身上縱梁、機翼蒙皮……等。”破損安全”設(shè)計要求當(dāng)飛機某一主結(jié)構(gòu)局部損壞或完全破壞時，在飛機負(fù)載大小不超過百分之八十的限制負(fù)載乘以1.15動態(tài)因子（Dynamic Factor）的條件下，主結(jié)構(gòu)的負(fù)載會由鄰近的其它結(jié)構(gòu)分擔(dān)，飛機不會因結(jié)構(gòu)過度變形致使飛行特性大幅度惡化，也不致有立即的毀滅性破壞顧慮。
在適航認(rèn)證時，”安全壽命”設(shè)計的飛機需有主結(jié)構(gòu)的疲勞分析或試驗，且需執(zhí)行機內(nèi)艙壓與機外氣動載荷合并作用下的全機疲勞試驗；而采”破損安全”設(shè)計的機體，需以分析或試驗的方式證明，在前段所述的靜力負(fù)載（Static Load）作用下，主結(jié)構(gòu)強度符合設(shè)計需求（例如：在施加負(fù)載下切斷一主結(jié)構(gòu)件，或是在機身蒙皮上切出一條短裂縫，此時鄰近的其它結(jié)構(gòu)仍能承擔(dān)規(guī)定負(fù)載），不硬性要求全機疲勞試驗，且舊型飛機雷同設(shè)計觀念下的服役經(jīng)驗，亦可做為適航佐證。至于是否需對主結(jié)構(gòu)進行定期檢查，雖然一般都認(rèn)為應(yīng)該要有，但在主結(jié)構(gòu)發(fā)生不明顯損壞時，是否應(yīng)依據(jù)鄰近其它結(jié)構(gòu)的剩余壽命訂定檢查時距，適航文件中沒有明文規(guī)定。
“破損安全”設(shè)計觀念的基本論點，是飛機主結(jié)構(gòu)一旦發(fā)生損壞時，在飛行中會使飛行特性明顯改變，在地面則是很容易會被一般的目視檢查發(fā)現(xiàn)，因此只要是在正常的維修或操作情形下，就能防止主結(jié)構(gòu)突然的致命性毀壞。就疲勞而言，這種設(shè)計的結(jié)構(gòu)只要無損壞，幾乎就可無限期使用，既無需定期更換，也不必訂定特定的檢查作為，加上未強制執(zhí)行全機疲勞試驗，節(jié)約飛機經(jīng)營成本的優(yōu)點顯而易見，因此當(dāng)美國民用航空局頒布新規(guī)定后，絕大多數(shù)的客機主結(jié)構(gòu)都改采這種設(shè)計方式。
“破損安全”設(shè)計乍看之下飛機結(jié)構(gòu)更加安全，但這種設(shè)計本身并未保證主結(jié)構(gòu)的損壞一定很明顯。換言之，當(dāng)主結(jié)構(gòu)損壞后的飛行特性無明顯改變，主結(jié)構(gòu)又無強制性的定期檢查時，將導(dǎo)致無法及時發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損壞并修復(fù)，飛機雖然沒有立即的飛安顧慮，但主結(jié)構(gòu)負(fù)載轉(zhuǎn)由周邊結(jié)構(gòu)分擔(dān)后，加諸于鄰近結(jié)構(gòu)的負(fù)載大幅增加，如果此負(fù)載繼續(xù)維持一段時間，鄰近結(jié)構(gòu)很可能很快就會因疲勞、腐蝕、機械……等因素陸續(xù)損壞，最終必會危及飛安。
70年代初期，歐美國家一些民航單位的適航認(rèn)證人員，開始對”破損安全”的飛機結(jié)構(gòu)長久安全性有所質(zhì)疑，英國民航局（Civil Aviation Authority）在相同的顧慮下，限制第一代”破損安全”設(shè)計的波音707機型在英國國內(nèi)的安全壽命認(rèn)證為60,000飛行小時，藉以保障其服役期間的結(jié)構(gòu)安全，而英國的適航規(guī)范委員會（Airworthiness Requirements Board）也從1977年3月起，召集英、美的飛機制造業(yè)者和美國聯(lián)邦航空局代表，進行一系列相關(guān)的會議研討，可惜的是當(dāng)這些會議正在進行中時，就發(fā)生了1977年的波音707陸薩卡（Lusaka）事件，暴露了”破損安全”設(shè)計的缺失。
F-111空中解體
F-111的可變后掠機翼可根據(jù)任務(wù)需要改變后掠角度
F-111結(jié)構(gòu)中最特殊的設(shè)計是可變后掠機翼，后掠角度由16度到72.5度間呈4段可調(diào)式。后掠角度固定不變的機翼在特定的飛行速度、高度、大氣溫度、大氣密度、發(fā)動機推力……下，有最佳的性能表現(xiàn)，一旦其中某個因素改變，性能就會降低。針對這個缺點，從40年代迄今，廣被采用的改進方式是在主翼的前、后方各增加前緣縫翼（Leading-Edge Slats）和后緣襟翼（Trailing-Edge Flaps），改進飛機于起降以及某些飛行姿態(tài)下的性能。而可變后掠機翼則更具威力，它就像是設(shè)計各種不同的機翼來配合飛行中不同的飛行情況，譬如：起降時把機翼完全向外伸展，增加機翼的升阻力，縮短起降距離；亞音速巡航時則把機翼部分后掠，減少機翼的阻力；超音速貼地飛行時則將機翼全角度后掠。
美國空軍F-111機翼樞紐接頭上制造過程遺留的瑕疵
F-111可變后掠機翼結(jié)構(gòu)中最重要的零組件，是貫穿機身的機翼穿越盒（Wing Carry Through Box）和機翼樞紐接頭（Wing Pivot Fitting）。由于在”安全壽命”疲勞分析的S-N曲線中，高強度材料在低應(yīng)力下幾乎有無窮盡的疲勞壽命，因此兩零組件皆使用特別開發(fā)的D6ac高強度合金鋼。
1969年12月22日，一架機尾編號67-049僅飛行107架次的F-111A在內(nèi)華達州內(nèi)里斯空軍基地上空進行武器拋投（Weapons Delivery）訓(xùn)練飛行時墜毀，當(dāng)時飛機以低高度對一仿真目標(biāo)發(fā)射火箭后，以3.5g±0.5g對稱飛行拉起時，左翼掉落，飛機墜毀，兩名飛行員當(dāng)場喪生，飛機殘骸中左翼樞紐接頭從中間斷裂成內(nèi)外兩塊，內(nèi)半塊遺留于機身上，外半塊與機翼相連。當(dāng)時的負(fù)載因子（Load Factor，即重力加速度 ）、速度、重量都小于設(shè)計值。F-111A的設(shè)計負(fù)載因子為11.0g。
F-111事件清楚昭示了”安全壽命”設(shè)計觀念的重大缺失：飛機在制造過程中不小心所造成的微小裂紋有可能因檢驗疏失而隨機存在某些結(jié)構(gòu)上，對飛機服役期間的結(jié)構(gòu)安全帶來致命威脅，但”安全壽命”的疲勞分析或是全機疲勞試驗，都假設(shè)結(jié)構(gòu)件上沒有任何初始缺陷或裂紋存在，根本無法計入這些隨機小裂紋對結(jié)構(gòu)疲勞壽命造成的影響。
損傷容限
F-111事件直接催生了現(xiàn)今的”損傷容限”（Damage Tolerance）設(shè)計觀念。美國空軍于1974年7月頒布軍用規(guī)范《飛機損傷容限需求》（Airplane Damage Tolerance Requirements, MIL-A-83444），規(guī)定往后的軍機開發(fā)都必須采用”損傷容限”設(shè)計，F(xiàn)-16是率先應(yīng)用這種設(shè)計觀念的美軍飛機。
大型商用客機執(zhí)行全機疲勞試驗的情形
“損傷容限”設(shè)計中明確指出︰一、在有裂紋的情況下，結(jié)構(gòu)的余留強度不能低于設(shè)計限制負(fù)載；對機身而言，則是不能低于1.1倍操作艙壓、氣動吸力(Aerodynamic Suction)、飛行負(fù)載這三者的總和。二、在裂紋生長前述負(fù)載下所允許的最大長度前，需能檢出此裂紋。
FAR 25.571第45號補充文件《結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評估》規(guī)定：在設(shè)計新飛機時，必須假設(shè)飛機結(jié)構(gòu)在一出廠時，由于不同的材料、結(jié)構(gòu)制作、以及制程所影響，每一主結(jié)構(gòu)件上應(yīng)力最大的位置，如：R角、鉚釘孔……會預(yù)存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機服役期間在負(fù)載作用下逐漸生長，飛機的設(shè)計必需在裂紋存在的情況下，機體結(jié)構(gòu)仍能在一定時間內(nèi)安全地容忍這些損傷。
一般以為”損傷容限”設(shè)計可讓飛機在已知有裂紋的情況下繼續(xù)安全飛行，這是個錯誤的觀念。沒有任何設(shè)計規(guī)范允許在明知情況下，讓飛機主結(jié)構(gòu)強度降到極限負(fù)載（Ultimate Load，1.5倍的限制負(fù)載）以下，”損傷容限”設(shè)計主要是對于在正常使用情況下，不預(yù)期會發(fā)生裂紋，但可能在服役期間因環(huán)境因素產(chǎn)生裂紋的主結(jié)構(gòu)，提供定期檢查的制訂依據(jù)。飛機主結(jié)構(gòu)如果有裂紋，除非經(jīng)工程分析在后續(xù)飛行中的結(jié)構(gòu)強度未降到極限負(fù)載以下，否則必須馬上修復(fù)。
FAR 25.571第45號補充文件《結(jié)構(gòu)損傷容限與疲勞評估》中刪除的”破損安全”，被美國空軍納為它”損傷容限”的設(shè)計選項之一，但要求采用這種設(shè)計觀念的結(jié)構(gòu)需依據(jù)其可檢查度（inspectability）而具備特定的屬性（attribute）。聯(lián)邦航空局和美國空軍的”破損安全”在觀念上很類似，但在細節(jié)上有些差異。
損傷容限裂紋緩慢生長設(shè)計下，規(guī)定預(yù)存裂紋初始長度與形狀
美國空軍的MIL-A-83444《飛機損傷容限需求》中，規(guī)定飛機結(jié)構(gòu)需采裂紋緩慢生長（Slow Crack Growth）設(shè)計或”破損安全”設(shè)計（注：在MIL-A-83444與FAA中，各有其破損安全設(shè)計的定義）。所謂的裂紋緩慢生長設(shè)計，就是結(jié)構(gòu)上的初始裂紋，在一定期間內(nèi)不會生長到臨界值。單一負(fù)載路徑結(jié)構(gòu)一定得采用這種設(shè)計方式，例如戰(zhàn)斗機的縱梁就屬這種結(jié)構(gòu)，其預(yù)存裂紋生長壽命需大于飛機設(shè)計服役壽命；而”破損安全”設(shè)計則分成：一、多重負(fù)載路徑結(jié)構(gòu)，如：戰(zhàn)斗機的機翼和機身常以多個接頭相接合，任一個接頭損壞，其負(fù)載會轉(zhuǎn)由其它接頭分擔(dān)。二、裂紋阻滯（Crack Arrest）結(jié)構(gòu)，如：大型飛機的機身沿圓周方向，會在蒙皮內(nèi)側(cè)每隔 50厘米加貼一裂紋阻滯條，可阻擋沿機身方向延伸的蒙皮裂紋。
美國聯(lián)邦航空局適航規(guī)范中，無強制性的預(yù)存裂紋尺寸規(guī)定，其用意在讓飛機制造商可依據(jù)不同的結(jié)構(gòu)型態(tài)，彈性選擇合宜的預(yù)存裂紋尺寸，譬如采干涉配合（Interference Fit）的鉚釘孔，其預(yù)存裂紋就可假設(shè)為半徑0.076厘米的四分之一圓。
損傷容限破損安全設(shè)計下，規(guī)定的預(yù)存裂紋初始長度與形狀
飛機制造商對預(yù)存裂紋的非破壞性能力，需達到”百分之九十五∕百分之九十”的標(biāo)準(zhǔn)，意思是檢驗人員必需在百分之九十五的信心水平（Confidence Level）下，達到百分之九十的裂紋檢出率（probability），也就是說：由一群體（population）中挑出100件裂紋樣本進行檢驗時，至少能正確檢出90件；而在100次程序相同的檢驗中，達到上述檢出率的次數(shù)不少于95次。如果飛機制造商對更小的預(yù)存裂紋也滿足上述條件，美國空軍和聯(lián)邦航空局都同意使用較規(guī)定更小的預(yù)存裂紋尺寸。
定期檢查
“損傷容限”設(shè)計下的飛機結(jié)構(gòu)安全與否，取決于檢驗人員能否及時發(fā)現(xiàn)裂紋，故需有定期檢查的密切配合。美國聯(lián)邦航空局于1981年5月發(fā)布的服務(wù)通報AC 91.56中，對檢查現(xiàn)役飛機結(jié)構(gòu)的補充性檢查文件（Supplement Inspection Document），提出訂定指導(dǎo)原則。通報中表示應(yīng)運用破壞力學(xué)（Fracture Mechanics）的方法，制訂此項文件。
經(jīng)由破壞力學(xué)的裂紋生長分析，可獲得結(jié)構(gòu)在設(shè)計負(fù)載下，預(yù)存裂紋由初始長度生長到余留強度下可容忍最大裂紋長度（即：臨界長度 ）所需的時間，此結(jié)構(gòu)的首次檢查時機（Inspection Threshold），為裂紋由初始長度生長到檢查人員可檢出的最小裂紋長度所需的時間；后續(xù)的再次檢查時距（Repeated Inspection Interval），至多可定為裂紋由可檢出最小長度生長到臨界長度的一半，以確保在裂紋長度足以造成飛安事故前，至少有二次的檢出機會。檢查結(jié)果如果結(jié)構(gòu)無損傷，飛機可繼續(xù)飛行；如果發(fā)現(xiàn)有損傷，則進行結(jié)構(gòu)修理或更換。換言之，只要按時執(zhí)行檢查并根據(jù)檢查結(jié)果執(zhí)行適當(dāng)措施，飛機就可永續(xù)飛行。
損傷容限設(shè)計下的結(jié)構(gòu)檢查時距訂定方法
美國空軍事后迄今仍持續(xù)對非破壞性檢驗訓(xùn)練及裝備不斷進行改進，但根據(jù)美國空軍2007年發(fā)表的一份報告，美國空軍基地內(nèi)大多數(shù)非破壞性檢驗人員的的檢查能力仍然無法達到上述的標(biāo)準(zhǔn)，導(dǎo)致未能檢出許多飛機主結(jié)構(gòu)上的損傷，衍生出飛安顧慮，因此檢查結(jié)果的不確定性是目前”損傷容限”設(shè)計的隱憂，這雖可由縮短檢驗時距來克服，但會降低飛機的妥善率，增加檢驗人員的負(fù)擔(dān)。
F-15C空中解體
2007年11月2日上午，一架隸屬于美國密蘇里州空中國民警衛(wèi)隊（Air National Guard）的F-15C在執(zhí)行訓(xùn)練任務(wù)時，突然空中解體。
失事當(dāng)時，這架編號80-0034的F-15C正執(zhí)行基本戰(zhàn)斗機動作（Basic Fighter Maneuvers）演練，與僚機進行一對一的空中攻擊及防御動作訓(xùn)練。在進行第二次的接戰(zhàn)練習(xí)時，失事機以450節(jié)的空速快速右轉(zhuǎn)，機體承受負(fù)載約為7.8g，此時機體開始劇烈抖動，飛行員立即將飛機改為平飛狀態(tài)，機體承受負(fù)載迅速降到.5g，數(shù)秒鐘后，前機身從座艙罩后方位置處斷裂并與機體完全脫離，機體空中解體為二截，飛行員跳傘后平安獲救。
2007年11月2日，美國空軍一架F-15C因結(jié)構(gòu)疲勞而空中解體
事后的調(diào)查報告顯示：失事發(fā)生原因為斜機身站位（Canted Fuselage Station）CFS 337處的右側(cè)上縱梁斷裂，失事機上縱梁殘骸經(jīng)破斷面檢驗后，發(fā)現(xiàn)破斷面處的厚度僅有0.039英吋（不到一毫米 ）到0.073英吋，完全不符合藍圖規(guī)定的0.090英吋到0.110英吋厚度，且上縱梁的表面粗度（Surface Roughness）也較藍圖規(guī)定粗糙。過薄的破斷面直接造成上縱梁局部應(yīng)力大幅升高，在反復(fù)的飛行負(fù)載作用下，上縱梁很容易由粗糙面產(chǎn)生多處的疲勞初始裂紋，繼而在后續(xù)的飛行負(fù)載中持續(xù)生長，最后導(dǎo)致上縱梁完全斷裂。
事后美國空軍在多架F-15C的縱梁上檢出了裂紋
這架F-15C于1982年開始服役，失事時飛行時數(shù)接近5,900小時。F-15C原始設(shè)計觀念為”安全壽命”，服役壽限為4,000飛行小時，在美國空軍頒布”損傷容限”設(shè)計觀念后重新依據(jù)此規(guī)范進行分析，服役壽限延長到8,000飛行小時，并以16,000飛行小時的全機疲勞試驗來加以驗證。由于分析數(shù)據(jù)顯示上縱梁的疲勞壽限高達31,000飛行小時，遠超過飛機的服役壽限，且上縱梁在全機疲勞試驗過程中未發(fā)現(xiàn)任何損傷，故雖屬攸關(guān)飛安的主結(jié)構(gòu)件，但依據(jù)規(guī)范無需進行定期檢查。
結(jié)語
為維護飛機的飛行安全，飛機結(jié)構(gòu)的設(shè)計觀念也歷經(jīng)多次的變革。最早的靜力強度設(shè)計觀念完全不考慮疲勞效應(yīng)，導(dǎo)致發(fā)生”彗星”客機的慘劇，接續(xù)的”安全壽命”設(shè)計觀念則企圖界定結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，當(dāng)結(jié)構(gòu)使用時數(shù)到達此數(shù)值時，不論其是否完好如初，皆視為其疲勞壽命已使用殆盡而必須更換新件，因此這種設(shè)計的結(jié)構(gòu)安全性被稱為”以更換保障安全”（Safety-by-Retirement）。換言之，如果結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析失真，結(jié)構(gòu)安全將面臨大災(zāi)難，美國空軍F-111事件就是明證。
“破損安全”設(shè)計觀念則企圖藉由良好的設(shè)計，讓結(jié)構(gòu)上的裂紋在未造成飛安顧慮前，飛機在正常操作及維修狀態(tài)下即能輕易發(fā)現(xiàn)它，所以這種設(shè)計觀念的結(jié)構(gòu)安全性被稱為”以設(shè)計保障安全”（Safety-by-Design），也因此如果結(jié)構(gòu)設(shè)計失當(dāng)時結(jié)構(gòu)安全亦將不保，波音707陸薩卡事件對此做了最好的說明。
目前航天業(yè)界普遍采用的”損傷容限”設(shè)計觀念，則是仰賴定期檢查來發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)上預(yù)期會產(chǎn)生的疲勞裂紋，這種設(shè)計觀念的結(jié)構(gòu)安全性被稱為”以檢查保障安全”（Safety-by-Inspection），因此如果是檢查人員疏忽或未預(yù)期的結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生疲勞裂紋，結(jié)構(gòu)安全將面臨重大挑戰(zhàn)，美國空軍F-15事件堪稱最佳范例。
自有航空工業(yè)以來，飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的目的就在于保證飛機于設(shè)計服役壽命期間正常飛行狀態(tài)下的飛航安全，但如果深入探討飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計觀念的內(nèi)涵、變革、以及相對應(yīng)的飛機失事事件，就會發(fā)現(xiàn)到目前為止仍未完全達到此理想目標(biāo)，而隨著未來對飛機性能要求的逐日提升，以及延長飛機服役年限以獲得最佳經(jīng)濟效益的趨勢，飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計將面臨更艱巨的挑戰(zhàn)。
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