F-111事件直接催生了現今的“損傷容限”(Damage Tolerance)設計觀念。美國空軍于1974年7月頒布軍用規范《飛機損傷容限需求》(Airplane Damage Tolerance Requirements, MIL-A-83444)，規定往后的軍機開發都必須采用“損傷容限”設計，F-16是率先應用這種設計觀念的美軍飛機。

　　美國民航局于1958年改名為聯邦航空署(Federal Aviation Agency)，1967年再度更名為聯邦航空局(Federal Aviation Administration，FAA)，民航法規也改為聯邦航空法規(Federal Aviation Regulations，FAR)，原先一般大型客機的 CAR 4b.270《結構疲勞評估(Fatigue Evaluation of Structure)》章節，也被運輸類飛機適航標準(Part 25 Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes)中的FAR 25.571取代，但內容完全未更動，“安全壽命”和“破損安全”依然并存。但經過1977年的波音707陸薩卡事件后，聯邦航空局在1978年12月1日發布FAR 25.571第45號補充文件(Amendment 45)，將此章標題由《結構疲勞評估》改為《結構損傷容限與疲勞評估》(Damage-Tolerance and Fatigue Evaluation of Structure)，內容中刪除原本的“破損安全”條文，增加“損傷容限”設計規定：新飛機的主結構設計需采用“損傷容限”設計，某些主結構以此方式設計不切實際時，才可以采用“安全壽命”設計。　　

　　聯邦航空局同時發布的服務通報(Advisory Circular)AC 25.571-1中，列舉“損傷容限”設計可能不切實際的兩處主結構范例：起落架、發動機吊點，但在1986年3月5日發布的修訂版AC 25.571-1A中，刪除發動機吊點，僅余起落架結構可應用“安全壽命”設計。

　“損傷容限”設計中明確指出︰一、在有裂紋的情況下，結構的余留強度不能低于設計限制負載;對機身而言，則是不能低于1.1倍操作艙壓、氣動吸力(Aerodynamic Suction)、飛行負載這三者的總和。二、在裂紋生長前述負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《結構損傷容限與疲勞評估》規定：在設計新飛機時，必須假設飛機結構在一出廠時，由于不同的材料、結構制作、以及制程所影響，每一主結構件上應力最大的位置，如：R角、鉚釘孔……會預存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機服役期間在負載作用下逐漸生長，飛機的設計必需在裂紋存在的情況下，機體結構仍能在一定時間內安全地容忍這些損傷。

　　一般以為“損傷容限”設計可讓飛機在已知有裂紋的情況下繼續安全飛行，這是個錯誤的觀念。沒有任何設計規范允許在明知情況下，讓飛機主結構強度降到極限負載(Ultimate Load，1.5倍的限制負載)以下，“損傷容限”設計主要是對于在正常使用情況下，不預期會發生裂紋，但可能在服役期間因環境因素產生裂紋的主結構，提供定期檢查的制訂依據。飛機主結構如果有裂紋，除非經工程分析在后續飛行中的結構強度未降到極限負載以下，否則必須馬上修復。

　　FAR 25.571第45號補充文件《結構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”的設計選項之一，但要求采用這種設計觀念的結構需依據其可檢查度(inspectability)而具備特定的屬性(attribute)。聯邦航空局和美國空軍的“破損安全”在觀念上很類似，但在細節上有些差異。　　

　　美國空軍的MIL-A-83444《飛機損傷容限需求》中，規定飛機結構需采裂紋緩慢生長(Slow Crack Growth)設計或“破損安全”設計(注：在MIL-A-83444與FAA中，各有其破損安全設計的定義)。所謂的裂紋緩慢生長設計，就是結構上的初始裂紋，在一定期間內不會生長到臨界值。單一負載路徑結構一定得采用這種設計方式，例如戰斗機的縱梁就屬這種結構，其預存裂紋生長壽命需大于飛機設計服役壽命;而“破損安全”設計則分成：一、多重負載路徑結構，如：戰斗機的機翼和機身常以多個接頭相接合，任一個接頭損壞，其負載會轉由其它接頭分擔。二、裂紋阻滯(Crack Arrest)結構，如：大型飛機的機身沿圓周方向，會在蒙皮內側每隔 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。

　“損傷容限”設計必需假設飛機主結構件上，最容易產生裂紋的臨界位置(Critical Area)上有一定大小的預存裂紋。就裂紋緩慢生長結構而言，在固定件孔邊的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大于0.127厘米)，為半徑0.127厘米的四分之一圓;若結構厚度小于或等于0.127厘米，則為長度0.127厘米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大于0.318厘米，為直徑0.635厘米的半圓;若結構厚度小于或等于0.318厘米，則為長度0.635厘米的穿透裂紋。

　　就“破損安全”結構而言，初始裂紋長度與形狀在固定件孔邊為：如果結構厚度大于0.051厘米，為半徑0.051厘米的四分之一圓;如果結構厚度小于或等于0.051厘米，則為長度0.051厘米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：如果結構厚度大于0.127厘米，為直徑 0.254厘米的半圓;如果結構厚度小于或等于0.127厘米，則為長度0.254厘米的穿透裂紋。

　　飛機制造出廠時，需以非破壞性檢驗(Non-Destructive Inspection)確定機體上沒有大于上述尺寸的裂紋;飛機服役后，使用單位的地面維修人員，也要能以非破壞性檢驗，在這些預存裂紋的長度生長到臨界長度造成飛機失事前，發現并予以修復。

　　美國聯邦航空局適航規范中，無強制性的預存裂紋尺寸規定，其用意在讓飛機制造商可依據不同的結構型態，彈性選擇合宜的預存裂紋尺寸，譬如采干涉配合(Interference Fit)的鉚釘孔，其預存裂紋就可假設為半徑0.076厘米的四分之一圓。

　　飛機制造商對預存裂紋的非破壞性能力，需達到“百分之九十五∕百分之九十”的標準，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不少于95次。如果飛機制造商對更小的預存裂紋也滿足上述條件，美國空軍和聯邦航空局都同意使用較規定更小的預存裂紋尺寸。

　“損傷容限”設計下的飛機結構安全與否，取決于檢驗人員能否及時發現裂紋，故需有定期檢查的密切配合。美國聯邦航空局于1981年5月發布的服務通報AC 91.56中，對檢查現役飛機結構的補充性檢查文件(Supplement Inspection Document)，提出訂定指導原則。通報中表示應運用破壞力學(Fracture Mechanics)的方法，制訂此項文件。

　　經由破壞力學的裂紋生長分析，可獲得結構在設計負載下，預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，此結構的首次檢查時機(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。檢查結果如果結構無損傷，飛機可繼續飛行;如果發現有損傷，則進行結構修理或更換。換言之，只要按時執行檢查并根據檢查結果執行適當措施，飛機就可永續飛行。

　　在美國空軍規范或是美國聯邦航空局政策里，都規定結構執行非破壞性檢查時，檢查人員的裂紋檢驗能力必須達到“百分之九十五∕百分之九十”的標準。美國空軍在1978年頒布《飛機損傷容限需求》的同時，委請洛克希德公司(Lockheed)進行美國空軍有史以來規模最大的非破壞性檢驗人員能力評估，涵蓋范圍包括21處空軍基地、300位空軍非破壞性檢驗人員。評估報告讓美國空軍及航天業界大吃一驚：“只有一種檢驗方法滿足‘百分之九十五∕百分之九十’的規范需求，其它檢驗方法在極端勉強下，可對1.27厘米長的裂紋達到規范需求。”在現實情況下，許多飛機結構的裂紋臨界長度小于1.27厘米，因此無人可接受如此的結果。　

　　美國空軍事后迄今仍持續對非破壞性檢驗訓練及裝備不斷進行改進，但根據美國空軍2007年發表的一份報告，美國空軍基地內大多數非破壞性檢驗人員的的檢查能力仍然無法達到上述的標準，導致未能檢出許多飛機主結構上的損傷，衍生出飛安顧慮，因此檢查結果的不確定性是目前“損傷容限”設計的隱憂，這雖可由縮短檢驗時距來克服，但會降低飛機的妥善率，增加檢驗人員的負擔。

　　客機的機體寬大，使用時間長達數十年，結構損傷機會更多。1988年4月28日，美國阿羅哈航空公司一架波音737-200型客機在夏威夷上空7,200米的高度巡航時，機身客艙前段頭等艙處由機身站位360到540間一段長約4.57米的上蒙皮突然飛脫，幸好11分鐘后飛機緊急安全降落。當時機上共有95名乘員：2名駕駛、3名空服員、89名乘客和1名坐在折迭式座椅的聯邦航空局飛航管制人員(Air Traffic Controller)，除1名頭等艙空服員在空中被強風卷走外，其余94名乘員安然無恙。

　　失事的這架飛機于1969年出廠，為生產在線第152架飛機，序號20209，安裝2臺普惠JT8D-9A發動機，1969年5月10日送交阿航。飛機失事時已服役19年，累積飛行時數35,496小時，89,680次飛行架次，是全球737型飛機飛行架次排名第二的飛機。排名第一的也在阿航機隊中，機尾編號N73712，累積飛行架次90,051次，當時正在阿航機棚內進行維護。

　　波音737機身蒙皮內沿機身方向，每隔50厘米有一圓形隔框，沿圓周方向每隔25厘米有一加強條。由隔框和加強條所圍成的小區域，稱為隔框室(Frame Bay)，機身蒙皮“破損安全”的設計需求是：即使在兩個隔框室損壞的情況下，也不能影響機身的結構強度。

　　波音737的設計吸取了“彗星”1失事的教訓，“彗星”1失事固然肇因于疲勞裂紋，但如果機身蒙皮的設計可以阻擋疲勞裂紋快速延伸，就可以防止事件的發生。波音737機身蒙皮的“破損安全”設計方式，是在機身蒙皮內沿圓周和機身方向，每間隔25厘米安貼一止裂條(Tear Strap)，用以把外物損傷產生的裂紋行進走向，導引到與裂紋垂直的方向，并停止于止裂條前。它的理論依據是：止裂條提供了另一條負載路徑，使負載能繞過破壞的蒙皮由止裂條傳遞至其它結構，降低蒙皮上裂紋尖端的應力，裂紋因而不再繼續延伸。　

　　波音在申請 737適航認證時，用一個斷頭臺式的試驗來展示機身的“破損安全”特性。試驗時以兩把38厘米長的刀子前后并排刺進加滿艙壓的機身兩隔框室，機身蒙皮立即裂開100厘米長，兩隔框室中間的止裂條斷裂，但就如設計所預期的，裂紋行進立即轉向圓周方向停止于止裂條前，蒙皮向外破開造成漸進式的泄壓。由圓周方向刺入也有類似的現象，裂紋行進方向會轉變成縱向。

　　為什么阿航的失事機機身蒙皮沒有如設計所預期的“破損安全”呢?美國國家運輸安全委員會(National Transportation Safety Board)事后調查發現：波音737-200設計使用壽限為75,000飛行架次，失事機已飛行近90,000飛行架次，遠超過飛機的使用壽限，失事機在19年的服役生涯中，機身頂部和側面蒙皮相互搭接處許多搭接鉚釘孔邊已存有腐蝕(corrosion)及疲勞所造成的小裂紋，機身艙壓變化使得這些裂紋陸續生長并逐漸相互連接，最后連成一條很長的貫穿裂紋，因此裂紋未受止裂條影響在生長過程中改變方向，最終導致蒙皮撕裂并飛脫。　

　　阿羅哈事件后，美國聯邦航空局的FAR 25.571《結構損傷容限與疲勞評估》中，對“損傷容限”的定義修改為：“結構上因疲勞、腐蝕、意外而存在一定大小之單一或分散的損傷下，其仍能維持一段時間的余留強度。”原先假設單一結構件應力最大的位置上存在著單一損傷的假設，則被可能存在的散布型疲勞損傷(Widespread Fatigue Damage)假設所取代，美國聯邦航空局定義這種損傷為：“在多處位置上同時存在的損傷，其大小及分布密度使得結構無法滿足FAR 25.571(b)規定的余留強度需求。”其特征為在多處形狀雷同且連續的結構細節處(如：固定件孔邊)，承受均勻應力周期下，同時產生小裂紋。散布疲勞損傷的種類，分成同一結構件上，多處同時發生，且會連接成一長裂紋的多重位置損傷(Multiple Sites Damages);以及同類型的相互搭接結構件上，各相鄰搭接處同時發生，且會彼此交互作用(interaction)的多重組件損傷(Multiple Element Damages)。　

　　美國聯邦航空局于1998年4月30日發布FAR 25.571第96號補充文件，其中包含三項重要需求修改：一、增加制造遺留瑕疵為損傷來源之一;二、需訂定結構的檢查時距;三、要求設計時必須特別考慮可能發生的散布型疲勞損傷，并以完成至少二倍服役壽命的全尺寸疲勞試驗機，完成全機體細部拆檢后所得的充足證據，證明在飛機的設計服役壽命期間不會發生這種損傷。美國空軍也于2002年修訂MIL-STD-1530A《飛機結構完整性項目》，增訂散布型疲勞損傷的定義，并要求需有分析數據佐證其發生時機預測。

　　“損傷容限”設計經此強化后，除可防止飛機在設計服役壽命期間因疲勞、腐蝕、制造瑕疵、意外損傷導致提早損壞外，還可防止老舊飛機因散布型疲勞損傷以致發生飛安顧慮。但即便有此完善的設計準則，如果飛機上有不符合制造藍圖規定的結構件，仍然無法確保飛機結構安全，2007年美國空軍一架F-15C的空中解體就是最好的說明，此事件肇因于制造工廠的員工素質及品保制度下所導致的人為失誤。　

　　西方有一句諺語：“人皆會犯錯(To err is human.)”，而專探討人為失誤原因的《譴責機器：為什么人為失誤會釀成災害》一書中也指出，由于人類頭腦的心智過程，在任何工作中都會發生一定程度的人為隨機型失誤(Random Error)，再好的系統及設計也無法完全消弭這種失誤。

　　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隊(Air National Guard)的F-15C在執行訓練任務時，突然空中解體。

　　失事當時，這架編號80-0034的F-15C正執行基本戰斗機動作(Basic Fighter Maneuvers)演練，與僚機進行一對一的空中攻擊及防御動作訓練。在進行第二次的接戰練習時，失事機以450節的空速快速右轉，機體承受負載約為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，機體承受負載迅速降到.5g，數秒鐘后，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。　

　　事后的調查報告顯示：失事發生原因為斜機身站位(Canted Fuselage Station)CFS 337處的右側上縱梁斷裂，失事機上縱梁殘骸經破斷面檢驗后，發現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)也較藍圖規定粗糙。過薄的破斷面直接造成上縱梁局部應力大幅升高，在反復的飛行負載作用下，上縱梁很容易由粗糙面產生多處的疲勞初始裂紋，繼而在后續的飛行負載中持續生長，最后導致上縱梁完全斷裂。

　　這架F-15C于1982年開始服役，失事時飛行時數接近5,900小時。F-15C原始設計觀念為“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”設計觀念后重新依據此規范進行分析，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。由于分析數據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現任何損傷，故雖屬攸關飛安的主結構件，但依據規范無需進行定期檢查。

　　為維護飛機的飛行安全，飛機結構的設計觀念也歷經多次的變革。最早的靜力強度設計觀念完全不考慮疲勞效應，導致發生“彗星”客機的慘劇，接續的“安全壽命”設計觀念則企圖界定結構的疲勞壽命，當結構使用時數到達此數值時，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，因此這種設計的結構安全性被稱為“以更換保障安全”(Safety-by-Retirement)。換言之，如果結構疲勞壽命分析失真，結構安全將面臨大災難，美國空軍F-111事件就是明證。

　“破損安全”設計觀念則企圖藉由良好的設計，讓結構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下即能輕易發現它，所以這種設計觀念的結構安全性被稱為“以設計保障安全”(Safety-by-Design)，也因此如果結構設計失當時結構安全亦將不保，波音707陸薩卡事件對此做了最好的說明。

　　目前航天業界普遍采用的“損傷容限”設計觀念，則是仰賴定期檢查來發現結構上預期會產生的疲勞裂紋，這種設計觀念的結構安全性被稱為“以檢查保障安全”(Safety-by-Inspection)，因此如果是檢查人員疏忽或未預期的結構上產生疲勞裂紋，結構安全將面臨重大挑戰，美國空軍F-15事件堪稱最佳范例。

　　自有航空工業以來，飛機結構設計的目的就在于保證飛機于設計服役壽命期間正常飛行狀態下的飛航安全，但如果深入探討飛機結構設計觀念的內涵、變革、以及相對應的飛機失事事件，就會發現到目前為止仍未完全達到此理想目標，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濟效益的趨勢，飛機結構設計將面臨更艱巨的挑戰。