1.大部分破断面在巨观下是脆性（brittle）带有少量的韧性撕裂（ductiletearing）现象，有些材料的破坏模式会介于韧性和脆性之间。
F-5前机身上纵梁应力腐蚀裂纹
2.一定是拉伸应力（tensilestress）和环境同时作用的结果，轮流作用不会产生应力腐蚀，且应力大小没有绝对的关系。应力大，环境的因素就比较小；应力小，环境的因素就比较大。
3.材料表面的氧化膜受到机械或化学外力的破坏形成小凹洼（pit），应力腐蚀初始裂纹（initialcrack）就由小凹洼的根部开始成长，这段期间应力的影响很小，腐蚀是主要的原动力（drivingforce），裂纹方向和主应力（principalstress）方向一致，与一般疲劳裂纹和主应力方向垂直的情况大不相同。
4.裂纹走向会在沿着晶粒边界（intergranular）或穿透晶粒（transgranular）中二选一，全看材料、环境、应力大小这三者的组合而定。在不锈钢材里，裂纹通常会穿透晶粒，且会造成一特别的晶体面（crystallographic），但在某些介质中，特别是腐蚀性溶液或是高氧化物漂白剂中，裂纹会沿着晶粒边界。在高强度合金钢中，裂纹会沿着晶粒边界；铝合金基本上亦是如此。
5.裂纹成长的过程本身就有自我催化（self-catalyzing）的作用，正在成长中的裂纹尖端局部之成长速率至少为疲劳裂纹的百倍以上，所以一旦发现应力腐蚀裂纹后就得尽快处置。
6.形成裂纹需特定的合金和环境，虽然许多环境都能产生相近的腐蚀生长速率，但不同的合金对应力腐蚀的敏感度差异甚大。
应力腐蚀裂纹必需在腐蚀表面上有拉伸应力，此拉伸应力可以是外加，也可以是残余应力（residual stress），其中残余应力更是问题的所在，因为它是隐藏的，在设计时常会被忽略。残余应力的来源可能来自制造过程，如：冷加工时变形不均匀、热处理后退火冷却速率不同；或是来自装配时的紧配（interference fit），铆钉、螺栓变形……等。
1970年前后进入美国空军服役的F-5型战斗机，因前机身上纵梁使用材料为对应力腐蚀甚为敏感的7075-T6铝合金，致在服役相当时间后发生了应力腐蚀裂纹，美国空军不得不在1990年代中期进行全机队结构返厂修改，更换改变热处理而提升抗腐蚀能力的7075-T73新制上纵梁。
航空史上最著名的应力腐蚀裂纹飞行安全事件，是发生于1988年4月28日的美国阿啰哈（Aloha）航空公司，一架波音737-200机身前段大片上蒙皮于飞行途中脱落，幸赖驾驶员的技术高超而平安落地。飞机失事前，已累积了35,496飞行小时，89,680次起降，是此型飞机全世界起降次数排名第二的飞机，（第一名是阿航的N73712）。
美国阿罗哈航空公司一架波音737客机前机身蒙皮因应力腐蚀裂纹而飞脱
波音737飞机的经济服役寿命（economicservicelife）为20年，51,000飞行小时和75,000次的舱压周期。根据阿航的飞航记录，大约每1飞行小时会发生3次的舱压周期，而波音的经济寿命预测，是根据每1飞行小时1.5次的舱压周期，因此阿航的舱压累积周期数是波音预测的两倍，而在加舱压的机身内，舱压周期是造成疲劳裂纹的最主要因素。失事后的调查结果也发现机身上下蒙皮迭接处多颗铆钉孔边，早已各自存在着相当长度的应力腐蚀裂纹，这些裂纹在失事时的舱压作用下串连成一条长长的裂纹，毫无阻力地继续向前延伸，引起舱内失控的泄压，造成蒙皮撕裂而飞脱。
阿罗哈航空公司失事客机的蒙皮应力腐蚀裂纹型态
由于应力腐蚀必需是应力、敏感性合金、以及特定环境下三者同时作用才会产生，故若要防止应力腐蚀，可从改变这些因素来着手。
降低应力：这有好几种方法，如：增加材料厚度或降低负载都是可行的方式。如果零件因重量关系无法增厚，可在表面上用珠击（shot peening）或滚压（surface rolling）的方式加上压缩残余应力（compressive residual stress）。
改变环境：抹去结构表面上沉积的水气、污物、清洁剂残痕……等，都是很有效的预防措施。
更换材料：这是最方便的作法，若无法改变应力和环境，这也是唯一的对策。一般是改用不同热处理方式以增强抗腐蚀能力的同型号材料，但若改用其他材料，如︰铝合金改用铝锂（aluminum-lithium）合金，钢改用钛合金……等，就得一并考虑更改材料后全机重心改变、震动模态（vibration mode）变更、与邻近材料的异电位腐蚀……等相关问题。
表面处理：阳极化（anodize）或阴极化（cathodic）表面处理都会在材料表面形成一保护膜，降低外界的腐蚀作用，但此种处理会降低铝合金的疲劳强度，且阴极化处理也不能用在高强度钢材，或是对氢脆化（hydrogen embrittlement）敏感的材料，因为表面阴极化会增加氢侵入的速度。若表面有裂纹，局部处理的效果也不好。
健康探测
要防止老飞机因疲劳或腐蚀而产生飞行安全顾虑，除了前述的各种处置方式外，在飞机后续服役期间，必须对飞机结构退化情况持续追踪，以及时采取适当对策。飞机结构疲劳追踪的历史可回溯至1950年代初期，当时的美国及英国空军在飞机上安装疲劳计（Fatigue Meter），实时记录飞机于飞行过程中的速度、高度、G值等3项飞行参数，评估结构的疲劳寿命耗损情况。
美国空军于1972年发布飞机结构刚性计划需求（Aircraft Structural Integrity Program,Airplane Requirements，MIL-STD-1530）军事规范后，美国军用飞机皆需于机上安装飞行记录器（Flight Data Recorder），依据机队管理（Force Management）纲领执行结构疲劳寿命追踪。当代的飞行记录器可记录多种飞行参数，除了最基本的速度、高度、G值、重量这4项外，还可记录︰迎角、侧滑（sideslip）角、滚转速率、俯仰速率、偏航速率、燃油重量、外挂载重量……等多项参数，可推导出飞机于记录期间的飞行载荷谱（load spectrum）及应力谱（stresss pectrum）。若结构设计采安全寿命规范，则依麦内法则（Mine's Rule）计算此期间结构疲劳指数（fatigue index），估计疲劳寿命耗损情况（若疲劳指数达100%，表示结构疲劳寿命已完全耗尽，飞机须立即停飞）；若结构设计采容许损伤规范，则以裂纹生长分析（Crack Growth Analysis）计算此期间结构疲劳裂纹生长长度。不过一般而言，这两种计算结果的准确性欠佳，而且无法评估腐蚀损伤情况。