編者按：
上一段終於講到了一個目前依然在用的設計理念——「損傷容限」觀念。這是一個最接近現代航空器試航理念的概念。當然這一觀念要求的發現、應用、提高，仍然經歷了重大的代價與艱難過程。損傷容限
美國民航局於1958年改名為聯邦航空署（FederalAviation Agency），1967年再度更名為聯邦航空局（FederalAviation Administration，FAA），民航法規也改為聯邦航空法規（FederalAviation Regulations，FAR），原先一般大型客機的CAR 4b.270《結構疲勞評估（Fatigue Evaluation ofStructure）》章節，也被運輸類飛機適航標準（Part 25 AirworthinessStandards: Transport Category Airplanes）中的FAR25.571取代，但內容完全未更動，「安全壽命」和「破損安全」依然並存。但經過1977年的波音707陸薩卡事件後，聯邦航空局在1978年12月1日發布FAR25.571第45號補充文件（Amendment45），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-Toleranceand 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採用「損傷容限」設計，某些主結構以此方式設計不切實際時，才可以採用「安全壽命」設計。
聯邦航空局同時發布的服務通報（AdvisoryCircular）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範例：起落架、發動機吊點，但在1986年3月5日發布的修訂版AC25.571-1A中，刪除發動機吊點，僅餘起落架結構可應用「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，結構的餘留強度不能低於設計限制負載；對機身而言，則是不能低於1.1倍操作艙壓、氣動吸力(AerodynamicSuction)、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，由於不同的材料、結構製作、以及製程所影響，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，此裂紋在飛機服役期間由於負載作用逐漸生長，飛機的設計必需保證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。沒有任何設計規範允許在明知情況下，讓飛機主結構強度降到極限負載（UltimateLoad，1.5倍的限制負載）以下，「損傷容限」設計主要是對於在正常使用情況下，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，除非經工程分析在後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」，被美國空軍納為其「損傷容限」的設計選項之一，但要求採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，規定飛機結構需採用裂紋緩慢生長（SlowCrack Growth）設計或「破損安全」設計（註：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採用這種設計方式，例如戰鬥機的縱梁就屬這種結構，其預存裂紋生長壽命需大於飛機設計服役壽命；而「破損安全」設計則分成：一、多重負載路徑結構，如：戰鬥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（CrackArrest）結構，如：大型飛機的機身沿圓周方向，會在蒙皮內側每隔50釐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（CriticalArea）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：若結構厚度大於0.127釐米)，為半徑0.127釐米的四分之一圓；若結構厚度小於或等於0.127釐米，則為長度0.127釐米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大於0.318釐米，為直徑0.635釐米的半圓；若結構厚度小於或等於0.318釐米，則為長度0.635釐米的穿透裂紋。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：如果結構厚度大於0.051釐米，為半徑0.051釐米的四分之一圓；如果結構厚度小於或等於0.051釐米，則為長度0.051釐米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：如果結構厚度大於0.127釐米，為直徑0.254釐米的半圓；如果結構厚度小於或等於0.127釐米，則為長度0.254釐米的穿透裂紋。飛機製造出廠時，需以非破壞性檢驗（Non-Destructive Inspection）確定機體上沒有大於上述尺寸的裂紋；飛機服役後，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，發現並予以修復。
美國聯邦航空局適航規範中，無強制性的預存裂紋尺寸規定，其用意在讓飛機製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，譬如採幹涉配合（InterferenceFit）的鉚釘孔，其預存裂紋就可假設為半徑0.076釐米的四分之一圓。
損傷容限破損安全設計下，規定的預存裂紋初始長度與形狀
飛機製造商對預存裂紋的非破壞性能力，需達到「95%∕90&」的標準，意思是檢驗人員必需在95%的信心水平（ConfidenceLevel）下，達到90%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於95次。如果飛機製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，取決於檢驗人員能否及時發現裂紋，故需有定期檢查的密切配合。美國聯邦航空局於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 InspectionDocument），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剩餘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；後續的再次檢查間隔（Repeated InspectionInterval），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，只要按時執行檢查並根據檢查結果執行適當措施，飛機就可永續飛行。
在美國空軍規範以及美國聯邦航空局政策裡，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，涵蓋範圍包括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』的規範需求，其它檢驗方法在極端勉強下，可對1.27釐米長的裂紋達到規範需求。」在現實情況下，許多飛機結構的裂紋臨界長度小於1.27釐米，因此無人可接受如此的結果。
損傷容限設計下的結構檢查時距訂定方法
美國空軍事後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，衍生出飛安隱患，因此檢查結果的不確定性是目前「損傷容限」設計的隱憂，這雖可由縮短檢驗間隔來克服，但會降低飛機的試航率，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，結構損傷可能更多。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分鐘後飛機緊急安全降落。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（AirTraffic Controller），除1名頭等艙空服員在空中被強風捲走外，其餘94名乘員安然無恙。
1988年美國阿羅哈航空公司一架波音737-200型客機前機身撕裂脫落
失事的這架飛機於1969年出廠，為生產線第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釐米有一圓形隔框，沿圓周方向每隔25釐米有一加強條。由隔框和加強條所圍成的小區域，稱為隔框室（FrameBay），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失事固然肇因於疲勞裂紋，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釐米安貼一止裂條（TearStrap），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，並停止於止裂條前。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釐米長的刀子前後並排刺進加滿艙壓的機身兩隔框室，機身蒙皮立即裂開100釐米長，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於止裂條前，蒙皮向外破開造成漸進式的洩壓。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。
為什麼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（NationalTransportation Safety Board）事後調查發現：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並逐漸相互連接，最後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，最終導致蒙皮撕裂並飛脫。
阿羅哈事件後，美國聯邦航空局的FAR25.571《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餘留強度。」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（WidespreadFatigue 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FAR25.571（b）規定的餘留強度需求。」其特徵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（MultipleSites 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（MultipleElement Damages）。
阿羅哈事件中典型的機身蒙皮散布型疲勞損傷
美國聯邦航空局於1998年4月30日發布FAR25.571第96號補充文件，其中包含三項重要需求修改：一、增加製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，並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後所得的充足證據，證明在飛機的設計服役壽命期間不會發生這種損傷。美國空軍也於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，並要求需有分析數據佐證其發生時機預測。
「損傷容限」設計經此強化後，除可防止飛機在設計服役壽命期間因疲勞、腐蝕、製造瑕疵、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製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，此事件肇因於製造工廠的員工素質及品保制度下所導致的人為失誤。
2007年11月2日上午，一架隸屬於美國密蘇裡州空中國民警衛隊（AirNational Guard）的F-15C在執行訓練任務時，突然空中解體。
2007年11月2日，美國空軍一架F-15C因結構疲勞而空中解體
失事當時，這架編號80-0034的F-15C正執行基本戰鬥機動作（BasicFighter Maneuvers）演練，與僚機進行一對一的空中攻擊及防禦動作訓練。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，數秒鐘後，前機身從座艙罩後方位置處斷裂並與機體完全脫離，機體空中解體為二截，飛行員跳傘後平安獲救。
事後美國空軍在多架F-15C的縱梁上檢出了裂紋
這架F-15C於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」設計觀念後重新依據此規範進行分析，服役壽限延長到8,000飛行小時，並以16,000飛行小時的全機疲勞試驗來加以驗證。由於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，但依據規範未進行定期檢查。