第一次世界大戰中英國著名的“駱駝”(Camel)戰斗機，是標準的雙翼機構型

　　1903年萊特兄弟(Wright brothers)發明飛機后，飛機工業正式誕生。早期飛機的標準構型是雙翼機(biplane)，機身和機翼采用橋梁的衍架(girder)設計，機翼內有多根木制的翼梁(spar)和翼肋(rib)直交(orthogonal)擺置，外層再包上帆布。上下機翼間以木條和鋼索做為垂直支撐，以維持機翼在氣動載荷下不致彎折破壞;機身則是木盒狀衍架(box-girder)設計，對角線加上鋼索以維持機身的剛硬(rigidity)。此時的飛機大都用做探索性能的實驗機，結構疲勞壽命完全未列入考慮。

　　眾所周知，戰爭是新科技的最佳催化劑，第一次世界大戰促成了發展更快、更強、更可靠的飛機，戰爭期間共生產了約15萬架飛機，絕大部分是使用木頭和帆布制造。因此到大戰快結束時，木頭的供應已接近枯竭，使用材料不得不轉向金屬。大戰末期出現了焊接的鋼制機身，以及懸臂式(cantilever)單翼機(monoplane)，機翼內翼梁數量減少，只剩幾根主梁，但強度和勁度都足以承受機翼全部的氣動載荷，也不再需要鋼索來加強。

　　由于當時金屬材料極富韌性(ductility)，結構設計方法很保守，因此結構的安全裕度(Margin of Safety)相當大。加上這些飛機主要用于軍事用途，在結構遭遇疲勞問題之前，飛機早就因為失控、發動機失效、大動作使機翼或機身突然解體而墜毀了，因此結構疲勞壽命不是此時的設計重點。結構設計只要滿足材料靜力強度(Static Strength)就不會有問題，結構分析則以全機靜力試驗為佐證，試驗負載是飛行負載乘以一個安全系數，以計入如負載不確定、結構分析不準確、材料性質變異、制造質量變異……等不確定因素。

早期飛機實施靜力試驗的情形

　　第二次世界大戰期間，飛機的噴氣式發動機技術發展最快，1944年出廠的德國Me 262噴氣式戰斗機是全世界第一架采用噴氣式推進的飛機。同時期飛機的制造技術也大有進步，不過大多數飛機都是被敵機擊落的，結構疲勞壽命仍然不是眾人關心的焦點。

　　第二次世界大戰后，為了減輕機體重量以提升飛行性能，在材料靜力強度主導結構安全的思想下，一些強度高但韌性低的金屬材料開始出現在飛機結構上。只是此時的噴氣式客機飛行速度已非昔日可比，軍機在低空飛行任務中還會遭遇到強大的氣動擾流，結構氣動載荷直線上升，結構應力大增，降低了結構安全裕度，造成一些飛機往往在服役初期就因結構疲勞破壞而紛紛墜毀，昭告世人材料靜力強度已不足以保證飛機結構安全。

　　1954年英國航空公司(British Overseas Airways Corporation)“彗星”1客機(Comet 1)的連續失事，正式就飛機結構疲勞隱憂向世人敲響了第一記警鐘。

　　由英國德哈維蘭公司(de Havilland)設計制造的“彗星”1可搭載乘客36人，巡航高度10,700米，巡航時速720公里，航程4,000公里，是全球第一架高空噴氣式民航客機。“彗星”1的巡航高度是同時期其它客機的兩倍，而艙內氣壓則設定在2,400米的高度，使得機內外氣壓差也幾乎是當時普通客機的兩倍，因此在出廠前特別經過18,000次加壓測試以確保結構的安全。

　　“彗星”1的構想孕育于1943年，于1946年9月開始設計，1949年7月27日第一架原型機首飛，英國航空公司從1952年5月2日起提供“彗星”1定期航班服務。“彗星”1服役后不久就事故不斷，數起起飛時失事歸咎于駕駛員對新飛機不夠熟悉，而1953年在佳爾各答(Calcutta)西南方50公里處的空中解體，則歸因于高空暴風雨。但在1954年發生的另兩起空中失事，則完全顯示了其結構設計有重大瑕疵。

　　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。事發后“彗星”1機隊立即停飛，德哈維蘭公司在無法迅速撈起機體殘骸的情況下評估了可能的失事原因后，對機體進行了一些改進，并于1954年3月23日獲得復飛許可。

　　但在復飛僅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執行從羅馬飛往開羅的任務。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絡，稍后在意大利南部那普勒斯(Naples)畔的地中海發現飛機殘骸。事發后“彗星”1機隊再度立即停飛，英國運輸和民航部(Ministry of Transportation and Civil Aviation)在4月12日撤銷“彗星”1的適航認證。

從地中海撈起的第一架“彗星”1失事殘骸

　　第二起失事后英國用一架已經歷1,221加壓架次、3,539飛行小時的機體進行艙壓模擬試驗。試驗機體的客艙和駕駛艙被放置在一個特制水槽內，機翼外露于水槽外以液壓方式施加仿真氣動載荷，艙體內部以水壓模擬艙壓。如果以氣壓模擬艙壓，一旦艙壁產生小裂紋，艙體內外壓差導致的艙壓急速向外泄放，就如同一枚500磅炸彈在艙體內爆炸，艙壁會四散爆裂飛濺。水是不可壓縮流體，可避免發生這種情況。試驗機體經過1,825次的加減壓，機身左側一扇窗戶的角落蒙皮長出疲勞裂紋0.2厘米后，瞬間延伸達2米使機身斷裂，證實“彗星”1的機體結構疲勞強度不足。

“彗星”1的水槽試驗

　　裂紋發生的原因是蒙皮太薄。“彗星”1安裝4臺德哈維蘭發動機公司(de Havilland Engine Company Limited)生產的“幽靈”(Ghost)渦噴發動機，由于當時的噴氣式發動機仍在起步階段，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力(stress，單位面積承受的負載)居高不下，而窗戶角落的應力集中(Stress Concentration)效應使高應力情況更加惡化，最后導致產生疲勞裂紋。

　　另外出廠前的結構測試也有問題，“彗星”1執行全尺寸機體疲勞試驗時，機體約經過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行靜力試驗，先承受了兩倍設計艙壓的負載以驗證機體靜力強度，而在材料內留下了當時世人仍一無所知的余留應力(Residual Stress)，而余留應力會提高結構疲勞壽命，致使試驗結果失真。

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)角落處發現了問題，在距開口約5厘米處一直徑約1厘米的螺栓孔邊，發現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，即導致飛機在艙壓作用下空中解體，與水槽測試所顯示的現象相吻合，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，機內艙壓的變化在窗戶角落應力集中的位置產生細小的裂紋，此小裂紋隨著飛行時間的增加而生長，當到達臨界長度(Critical Length)時，機身就像汽球破裂般地爆裂開來。

　　“彗星”1設計于1946年，依循英國航空注冊委員會(Air Registration Board)認可的“安全壽命”(Safe Life)設計觀念。在這種設計觀念里，飛機在預定的服役期間內需能承受預期的反復性負載，當結構飛行時數到達服役壽命時，認定結構疲勞壽命已經完全耗盡，飛機必須退役。

　　“安全壽命”設計觀念的缺點，在于它的疲勞分析與設計一般是采用“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)負載，直到試片疲勞破壞為止，以獲得此材料在各種施加應力和發生疲勞破壞的負載周期之數據，稱之為S-N曲線(S-N Curve，S代表施加應力，N代表負載周期數)，再以實際結構件在各種設計飛行條件下的應力，找到相對應的疲勞破壞負載周期數，依線性累加的方式加總，就可預測結構的疲勞壽命，并應用于設計。雖然這種方法已行之多年，且普遍為一般飛機結構設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，使得分析的結果常不符合實際。

　　因為一般在實驗室里做這種小型試片的疲勞試驗時，試片表面上都有經過特別處理，以使試片表面盡可能光滑平整而沒有任何缺陷，也就是沒有任何裂紋的存在。因此，由這種試片所得的疲勞壽命試驗數據，就包括了裂紋初始(Crack Initiation)及裂紋生長(Crack Growth)這兩部分。所謂裂紋初始(Crack Initiation)，是指試片表面沒有裂紋至發現有初始裂紋(Initial Crack)的那一段時間，至于初始裂紋的大小、尺寸、何時會發現，那要看該實驗室的非破壞性檢驗能力而定。而裂紋生長，則是指初始裂紋由此后繼續擴展，直到最后試片終于完全斷裂的那一段時間。

　　如果把這種數據應用于飛機結構分析及設計上，由于我們很難相信也無法保證飛機上所有結構零件都處于完美無瑕的情況，換言之，結構上很可能(事實上也早已預先)存在著各式各樣微小的裂紋，只是制造時的非破壞性檢驗能力無法發現。如果結構上早已預先存在著有裂紋，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。傳統的麥林法則分析結果，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，也因此在傳統的疲勞設計里，往往要采用一相當大的安全系數(一般是4)來盡量避免這項誤失，而這過大的安全系數又常常會造成結構超重。

　　至于用來驗證機體結構服役壽命的全機疲勞試驗(Full Scale Fatigue Test)，也因為試驗機體無法完全表現生產型機體于制造過程中所留下的制造瑕疵，讓試驗結果充滿不確定性。

　　根據美國空軍60年代末研究所發表的一份報告AFFDL TR-70-149，在該軍11種機型發生超過31,000件的疲勞裂紋事件中，百分之五十六以上可歸咎于制造過程遺留下的預存(pre-existing)裂紋，這些裂紋是飛機服役期間發生疲勞破壞的主因，但無論是全機疲勞試驗或是麥林法則，都無法計入這些預存裂紋對疲勞壽命的影響。

　　美國于在1927年成立航空商務局(Air Commerce Bureau)，負責建立航空器的設計規范及其它標準，1938年改名為民航局(Civil Aeronautics Administration)，在1945年頒訂的民航法規(Civil Air Regulations)CAR 04.313疲勞強度(Fatigue Strength)章節中，首次出現結構疲勞考慮。該章節內簡短表示疲勞會威脅結構完整性(integrity)，要求設計時“在可行范圍內避免有應力集中位置，以免正常服役情況下其應力超過疲勞限制(fatigue limit，不會造成結構疲勞破壞的應力值 )。”

　　“彗星”1失事時，美國民航局針對飛機結構疲勞的適航要求，僅有1953年12月31日發布的民航法規CAR 4b.216c(3)章節補充文件中，針對加壓艙負載的說明：“飛機結構需有足夠的強度以承受差壓負荷(pressure differential loads)，此負荷等同于泄氣閥門(relief valve)最大設定值乘以一考慮疲勞及應力集中效應之因子1.33，其它負荷可不考慮。”而當時對艙壓結構的疲勞強度要求，亦僅需其靜力強度可承受兩倍(1.33x1.5=2.0)艙壓負荷。

　　而美國空軍至此時為止，仍未有任何正式的飛機結構疲勞強度需求，飛機結構設計只考慮靜力強度，并以靜力試驗(Static Test)和安全系數(Safety Factor)的方法來降低設計過程中的負載、結構分析、材料強度變異、制造質量……等不確定性，導致1952到1958年間，陸續發生了F-89C(1952)、B-36(1952)、F-84(1953)、F-86(1955)、F-101(1958)……等戰斗機的疲勞失事，但這些機型的結構疲勞問題，都經由快速失事調查及返廠結構修改而迅速獲得解決。就在美國空軍認為靜力強度設計足以克服疲勞問題之時，在1957到1958年的多起B-47轟炸機失事，一舉將它的飛機結構疲勞困境推到了最高峰。

　　XB-47A原型機于1947年12月17日首飛，1950年完成1.5倍設計限制負載(Design Limit Load，飛機服役期間預期會遭遇到的最大負載)的靜力試驗，1952年9月到1954年3月完成飛行負載量測(Flight Load Survey)驗證，美國空軍于1951年根據靜力試驗結果批準量產并進入美國戰略空軍司令部(Strategic Air Command)服役。B-47是美國波音公司根據二戰后獲自德國的后掠翼高速飛行風洞吹試數據，開發出的當年首創的后掠翼噴氣式轟炸機，由于B-47的設計僅考慮材料的靜力強度，因此采用強度高但疲勞特性差的7178-T6鋁合金。波音認為這架飛機會損壞的唯一原因為結構負荷超載(overload)，因此B-47沒有明確的設計壽命，只是美國空軍預定會在1965年退役。

　　B-47是當時美國戰略空軍司令部的主力，全機隊共2,711架。全新設計的B-47最大起飛重量102,494公斤，安裝6臺通用電氣(General Electric)的J-47噴氣式發動機，4臺置于機翼內側，2臺靠近翼尖，單具發動機推力3,268公斤，搭配薄且后掠的機翼，使得實際性能比預期更佳，最高時速981公里，比當時大多數戰斗機都快，戰斗半徑達4,800公里，因此專門承擔對蘇聯進行核戰略轟炸任務，重要性無可言喻。

美國空軍B-47噴氣式轟炸機在50年代發生多起空中解體事故

　　不過B-47的飛安紀錄也是美國空軍有史以來最慘烈的，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1,129小時30分鐘。這3起失事事件中，美國空軍認定1起為飛行操控造成的結構超載，另2件則與金屬疲勞有關。

　　接著4月份又連續發生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起飛后飛入暴風圈而空中解體，總飛行時數1,419小時20分鐘。

　　美國空軍在展開失事調查的同時，除立即檢查全機隊飛機是否有疲勞裂紋外，并限制B-47的飛行條件：最大指示空速(Indicated Airspeed)每小時570公里、最大飛行動作1.5g(重力加速度)、最大側傾角(bank)30度、含副油箱重量在內，最大起飛重量84,000公斤、禁止低空及穿越擾流飛行。1958年5月29日開始配送各基地加強翼根結構強度的修理器材包，至1959年1月止共完成1,622架修復并解除飛行限制，不過在1958年后續的日子中，B-47又墜毀了22架。

　　美國空軍為獲知B-47的結構疲勞壽命，同時委請波音、道格拉斯(Douglas)、國家航空顧問委員會(National Advisory Committee for Aeronautics，NACA)三單位同步執行獨立的全機疲勞試驗，結果顯示B-47的結構設計疲勞壽命確定為3,000飛行小時，如果進行結構修改則可望達 5,000飛行小時。1966年B-47退役，由B-52取代擔任核戰略轟炸任務。

　　失事調查結果顯示，B-47的提前失事源自三大關鍵因素：全機總重增加、發動機推力增加、過多的低空飛行任務，換言之，飛機的實際負載已與設計負載差異太大。由于B-47是當時美國唯一可低空穿透蘇聯防空網投擲核彈的高速轟炸機，因此隨著服役的年限漸長，被賦予的轟炸任務種類也逐漸增加，導致機內裝備越來越多，全機重量也因此水漲船高。為了維持它的速度優勢，發動機推力也隨之提升增大，并加裝火箭發動機協助飛機起飛，而它的轟炸動作也讓機體承受極大的應力。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，在距離轟炸目標約一分鐘前爬升到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脫離目標區。在這些因素交互影響之下，機體結構承受的負載較設計負載超出太多，導致機翼經過一段飛行時數后，就因疲勞破壞造成飛機空中解體。

　　為確定其它機型是否有相同的結構安全疑慮，美國空軍當時的參謀長(Chief of Staff)李梅將軍(Curtis LeMay)于1958年6月12日非正式地批準萊特空中發展中心(Wright Air Development Center)規劃的飛機結構完整性項目(Aircraft Structural Integrity Program)，此項目主要目的為：一、控制現役機隊的結構疲勞問題;二、開發正確預測飛機服役壽命的方法;三、提供設計及試驗方法，避免現役機隊發生結構毀壞。

　　美國空軍當年并發布一份技術備忘錄WCLS-TM-58-4，標題為《結構疲勞驗證計劃細部需求》(Detail Requirements for Structural Fatigue Certification Programs)，規定在飛機結構的設計階段，需根據以往經驗搭配最新理論執行疲勞分析，并以全機靜力試驗及全機疲勞試驗進行驗證;飛機的設計使用壽命(即：安全壽命)為全機疲勞試驗所驗證的飛行時數除以一安全系數(通常是4)，以計入材質、制造、組裝過程、負載、……等不確定因素;服役階段需執行機隊飛行負載量測，獲得飛機的真實飛行負載，以持續更新設計階段的疲勞分析數據，確切掌握飛機結構的使用壽命。

　　1958年11月19日，李梅將軍正式批準飛機結構完整性項目，1961年9月美國空軍發布ASD-TN-61-141《空軍結構完整性項目詳細需求與狀況》(Detail Requirements and Status Air Force Structural Integrity Program)，明訂對飛機結構的詳細需求。此文件也就是今日美國空軍仍奉行不逾的軍用規范MIL-STD-1530《飛機結構完整性項目》的濫觴，它規定飛機由構想、設計、分析、試驗、試飛驗證到實際進入生產階段，以及在部隊服役時，必須遵循一系列標準的工作項目，以保證飛機能滿足原先的設計需求，并保障飛機結構于后續服役期間的安全。

　　“彗星”1與B-47事件促成了飛機結構設計觀念的改變，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章節內，對大型客機結構(含加壓客艙 )的適航認證有更明確的規范，規定除了“疲勞強度”(Fatigue Strength，也就是“安全壽命”)設計外，飛機制造公司也可采用“破損安全強度”(Fail-Safe Strength)設計。

　　飛機結構中，那些大幅負擔空中、地面、艙壓負載，一旦損壞又未能發現時，最終會造成飛機墜毀的結構零組件，稱為主結構(Principal Structural Element)，如：機身上縱梁、機翼蒙皮……等。“破損安全”設計要求當飛機某一主結構局部損壞或完全破壞時，在飛機負載大小不超過百分之八十的限制負載乘以1.15動態因子(Dynamic Factor)的條件下，主結構的負載會由鄰近的其它結構分擔，飛機不會因結構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。

　　在適航認證時，“安全壽命”設計的飛機需有主結構的疲勞分析或試驗，且需執行機內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載(Static Load)作用下，主結構強度符合設計需求(例如：在施加負載下切斷一主結構件，或是在機身蒙皮上切出一條短裂縫，此時鄰近的其它結構仍能承擔規定負載)，不硬性要求全機疲勞試驗，且舊型飛機雷同設計觀念下的服役經驗，亦可做為適航佐證。至于是否需對主結構進行定期檢查，雖然一般都認為應該要有，但在主結構發生不明顯損壞時，是否應依據鄰近其它結構的剩余壽命訂定檢查時距，適航文件中沒有明文規定。

　　“破損安全”設計觀念的基本論點，是飛機主結構一旦發生損壞時，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現，因此只要是在正常的維修或操作情形下，就能防止主結構突然的致命性毀壞。就疲勞而言，這種設計的結構只要無損壞，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，加上未強制執行全機疲勞試驗，節約飛機經營成本的優點顯而易見，因此當美國民用航空局頒布新規定后，絕大多數的客機主結構都改采這種設計方式。

　　“破損安全”設計乍看之下飛機結構更加安全，但這種設計本身并未保證主結構的損壞一定很明顯。換言之，當主結構損壞后的飛行特性無明顯改變，主結構又無強制性的定期檢查時，將導致無法及時發現結構損壞并修復，飛機雖然沒有立即的飛安顧慮，但主結構負載轉由周邊結構分擔后，加諸于鄰近結構的負載大幅增加，如果此負載繼續維持一段時間，鄰近結構很可能很快就會因疲勞、腐蝕、機械……等因素陸續損壞，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證人員，開始對“破損安全”的飛機結構長久安全性有所質疑，英國民航局(Civil Aviation Authority)在相同的顧慮下，限制第一代“破損安全”設計的波音707機型在英國國內的安全壽命認證為60,000飛行小時，藉以保障其服役期間的結構安全，而英國的適航規范委員會(Airworthiness Requirements Board)也從1977年3月起，召集英、美的飛機制造業者和美國聯邦航空局代表，進行一系列相關的會議研討，可惜的是當這些會議正在進行中時，就發生了1977年的波音707陸薩卡(Lusaka)事件，暴露了“破損安全”設計的缺失。

　　1977年5月14日接近正午時，一架隸屬于英國丹尼航空公司(Dan-Air Services Ltd)的波音707-321C貨機，由倫敦飛往贊比亞(Zambia)，在天候良好情況下將降落于陸薩卡國際機場時，距跑道頭約4公里處右水平尾翼突然完全飛脫，飛機立即從約240米的高度垂直下墜，直接撞擊地面并起火燃燒，機上5名機員及1名乘客喪生。波音707的設計壽命為20,000飛行架次，失事飛機1963年出廠，當時已飛行16,723架次，47,621飛行小時。

　　波音707-300系列水平尾翼為707-100系列水平尾翼的改進型，707-100系列水平尾翼后梁由上下蓋帽(chord)和介于蓋帽間的腹板(web)所組成，707-300系列水平尾翼后梁則增加了一根中蓋帽。波音稱之為“破損安全蓋帽”(Fail-Safe Chord)，設計理念是當上蓋帽(或下蓋帽 )損壞時，水平尾翼的負載可改由未損壞的下蓋帽(或上蓋帽)與中蓋帽共同承擔。另因707-300系列的起飛重量較重，故其水平尾翼要比707-100系列的大，且在水平尾翼根部起約2.3米的范圍內，上蒙皮加貼一片0.127厘米厚的補強鋼片，下蒙皮加貼一片0.16厘米厚的補強鋁片，以增強水平尾翼的扭轉剛性。

　　707-100型在申請適航認證時，是以全尺寸試驗證明水平尾翼“破損安全”設計，試驗中故意破壞受力最大的后梁根部上接合插銷(Upper Attachment Pin)，水平尾翼負載由前梁完全承擔并向后傳遞;707-300系列在申請適航認證時，僅以分析報告顯示當后梁上蓋帽損壞，后梁實際承載件僅余中蓋帽、下蓋帽、以及與兩蓋帽相搭接的腹板時，水平尾翼有足夠的余留強度(Residual Strength)承擔規定的負載。但失事后的水平尾翼疲勞試驗結果顯示，當前梁上蓋帽完全損壞時，水平尾翼結構的靜力行為表現，遠較適航認證時所假設的上蓋帽完全無用復雜許多。

　　失事調查結果顯示：由于707-300系列水平尾翼靠近根部處結構較強，固定件傳送的負載也較大，經過一段飛行時數后，此區域內固定件孔產生微小的塑性變形，降低了傳送負載的能力，使得區域后方的固定件開始承受較設計預期為高的負載，失事飛機大約經過9,500飛行架次后，離翼根約36厘米處的后梁上蓋帽第11顆固定件孔處開始產生疲勞裂紋，而不是707-100型的翼根接合插銷處。失事發生前約75到100飛行架次，后梁上蓋帽已完全損壞，此時水平尾翼負載改由中、下蓋帽承受，但這兩根蓋帽卻不足以支撐原負載。換言之，雖然設計者認為后梁具備多重負載路徑(Multiple Load Path)的特性，但實際結構行為卻與單一負載路徑(Single Load Path)無異，而“破損安全”設計又無定期檢查強制規定，加上飛行特性并無劇烈改變，故此損壞情況一直無人知曉，直到最后釀成慘劇。

　　失事后對521架同型機檢查的結果顯示在36架的水平尾翼后梁上發現雷同的裂紋，其中3架的裂紋位置是在與失事飛機相同的第11顆固定件，33架的裂紋位置則分布于第2到第21顆固定件，有4架的裂紋長度已到達必須立即更換后梁的程度。

　　在“破損安全”的設計理想中，飛機結構在使用壽命期間不會有安全顧慮，但陸薩卡事件顯示主觀的設計錯誤認定以及缺乏適當的定期檢查規定是“破損安全”設計的最大隱憂。以陸薩卡事件為例，上蓋帽構型為T形剖面，上方兩側凸緣各與水平尾前、后上蒙皮搭接，裂紋由上蓋帽前角落處開始生長，初期隱藏于前上蒙皮下，但在飛機失事前約,000飛行架次期間，裂紋已長出前上蒙皮覆蓋區域，如果有定期檢查規定，不難在此段期間內檢出裂紋，從而避免悲劇的發生。　

　　F-111起源于1960年的戰術戰斗機X(Tactical Fighter X)項目，當時的美國國防部試圖結合空、海軍的需求，為兩軍種發展空優戰斗機。通用動力(General Dynamics)于1962年贏得研制合約，為美國空海軍各設計出F-111A、F-111B。F-111A于1967年10月進入美國空軍服役;F-111B則因機體太重，無法滿足航母上的操作需求，被美國海軍取消后續發展。

　　F-111的結構設計遵循美國空軍于B-47事件后所發布的《結構疲勞驗證計劃細部需求》，結構研發過程涵蓋了分析、發展試驗、以及1960年代前后所發展的軍機各種典型全尺寸試驗。設計采用當時的“安全壽命”設計觀念，假設結構上沒有任何初始缺陷或裂紋存在，并以靜力試驗及四倍服役壽命16,000飛行小時的全機疲勞試驗，來證明結構的安全性符合當時美國空軍的需求。由于全機疲勞試驗機體所施加的負載譜，要比預期使用飛行情況來得劇烈，美國空軍因此判定F-111的結構疲勞壽命應可達6,000飛行小時。

　　F-111結構中最特殊的設計是可變后掠機翼，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、發動機推力……下，有最佳的性能表現，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下的性能。而可變后掠機翼則更具威力，它就像是設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。

　　F-111可變后掠機翼結構中最重要的零組件，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的D6ac高強度合金鋼。

　　F-111A于1964年12月完成首飛，1967年10月第一個F-111A聯隊在內華達州(Nevada)內理斯(Nellis)空軍基地正式成立，8個月之后的1968年3月17日，6架F-111被派駐泰國執行越南戰場上的轟炸任務。經過幾個架次的熟悉環境飛行后，F-111立即開始執行任務，但3月28日一架飛機未返航，二天后另一架飛機也未見蹤影，第三次則是發生在4月27日。由于每一架飛機的飛行計劃都是由飛行組員自行擬定，且飛行途中需保持無線電靜默，因此沒人知道到底發生了什么事。

　　1969年12月22日，一架機尾編號67-049僅飛行107架次的F-111A在內華達州內里斯空軍基地上空進行武器拋投(Weapons Delivery)訓練飛行時墜毀，當時飛機以低高度對一仿真目標發射火箭后，以3.5g±0.5g對稱飛行拉起時，左翼掉落，飛機墜毀，兩名飛行員當場喪生，飛機殘骸中左翼樞紐接頭從中間斷裂成內外兩塊，內半塊遺留于機身上，外半塊與機翼相連。當時的負載因子(Load Factor，即重力加速度 )、速度、重量都小于設計值。F-111A的設計負載因子為11.0g。

　　美國空軍立即全面停飛F-111A，并展開有史以來規模最大的飛機結構疲勞失事調查。美國空軍把殘骸送交通用動力執行破斷面檢驗(Metallurgical Examination)，結果在機翼樞紐接頭下緣發現有個制造過程遺留的半橢圓形淬火裂紋(Quench Crack)，寬約2.5厘米，深度幾乎穿透厚度，此初始裂紋在經過大約100飛行架次后，就生長到使接頭強制破壞的臨界長度。機翼樞紐接頭在生料(Raw Material)、熱處理、焊接到最后機制加工成形的過程中，共需執行超音波(Ultrasonic)檢驗、磁粒(Magnetic Particle)檢驗、以及X光檢驗，但初始裂紋垂直于結構表面，讓超音波檢驗無法檢出它的存在;接頭特殊的幾何形狀不利于電磁場下金屬粒子的移動，讓初始裂紋躲過了磁粒檢驗;而初始裂紋的緊閉和方向則讓X光檢驗無從發揮。

　　F-111事件清楚昭示了“安全壽命”設計觀念的重大缺失：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構上，對飛機服役期間的結構安全帶來致命威脅，但“安全壽命”的疲勞分析或是全機疲勞試驗，都假設結構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構疲勞壽命造成的影響。