“彗星”1的水槽试验
裂纹发生的原因是蒙皮太薄。“彗星”1安装4台德哈维兰发动机公司（de Havilland Engine Company Limited）生产的“幽灵”（Ghost）涡喷发动机，由于当时的喷气式发动机仍在起步阶段，为了减轻机体重量以弥补推力不足，“彗星”1机身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗户边蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在舱压作用下的应力（stress，单位面积承受的负载）居高不下，而窗户角落的应力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹。
另外出厂前的结构测试也有问题，“彗星”1执行全尺寸机体疲劳试验时，机体约经过18,000次的加减舱压后才毁坏，大约是真实疲劳寿命的15倍，与实际情况完全不符。这是因为疲劳试验机体之前也用来执行静力试验，先承受了两倍设计舱压的负载以验证机体静力强度，而在材料内留下了当时世人仍一无所知的余留应力（Residual Stress），而余留应力会提高结构疲劳寿命，致使试验结果失真。
第一架失事“彗星”1初始疲劳裂纹位置
第一架失事“彗星”1的残骸从地中海被捞起重组后，调查人员在机身上方两座自动定向（Automatic Direction Finding）天线的后天线座右后方蒙皮开口（cut-out）角落处发现了问题，在距开口约5厘米处一直径约1厘米的螺栓孔边，发现了疑似初始疲劳裂纹位置，这个疲劳裂纹在飞机失事前几架次飞行中迅速向前后生长到约2.5厘米长度后，即导致飞机在舱压作用下空中解体，与水槽测试所显示的现象相吻合，证实了金属疲劳是失事的原因。“彗星”1在每一次飞行中，起飞后爬升到巡航高度，或是降落前由巡航高度下降到进场高度，机内舱压的变化在窗户角落应力集中的位置产生细小的裂纹，此小裂纹随着飞行时间的增加而生长，当到达临界长度（Critical Length）时，机身就像汽球破裂般地爆裂开来。
残骸的窗户裂纹
水槽试验中出现的窗户裂纹
安全寿命
“彗星”1设计于1946年，依循英国航空注册委员会（Air Registration Board）认可的“安全寿命”（Safe Life）设计观念。在这种设计观念里，飞机在预定的服役期间内需能承受预期的反复性负载，当结构飞行时数到达服役寿命时，认定结构疲劳寿命已经完全耗尽，飞机必须退役。
“安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳强度耐久限制”（Fatigue Strength-Endurance Limit）的方法，也就是所谓的麦林法则（Miner's Rule）。它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）负载，直到试片疲劳破坏为止，以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为S-N曲线（S-N Curve，S代表施加应力，N代表负载周期数），再以实际结构件在各种设计飞行条件下的应力，找到相对应的疲劳破坏负载周期数，依线性累加的方式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。虽然这种方法已行之多年，且普遍为一般飞机结构设计及分析家们所接受，然而这种分析方法有其先天上的缺点，使得分析的结果常不符合实际。
因为一般在实验室里做这种小型试片的疲劳试验时，试片表面上都有经过特别处理，以使试片表面尽可能光滑平整而没有任何缺陷，也就是没有任何裂纹的存在。因此，由这种试片所得的疲劳寿命试验数据，就包括了裂纹初始（Crack Initiation）及裂纹生长（Crack Growth）这两部分。所谓裂纹初始（Crack Initiation），是指试片表面没有裂纹至发现有初始裂纹（Initial Crack）的那一段时间，至于初始裂纹的大小、尺寸、何时会发现，那要看该实验室的非破坏性检验能力而定。而裂纹生长，则是指初始裂纹由此后继续扩展，直到最后试片终于完全断裂的那一段时间。
SAE1045钢材的S-N曲线
如果把这种数据应用于飞机结构分析及设计上，由于我们很难相信也无法保证飞机上所有结构零件都处于完美无瑕的情况，换言之，结构上很可能（事实上也早已预先）存在着各式各样微小的裂纹，只是制造时的非破坏性检验能力无法发现。如果结构上早已预先存在着有裂纹，则它的疲劳寿命中就不再包含裂纹初始的那一段时间，而在传统的疲劳试验里，裂纹初始阶段所花的时间约占了全部疲劳寿命的百分之九十以上。传统的麦林法则分析结果，一律包含了裂纹初始及裂纹生长两阶段时间，显然过于乐观，也因此在传统的疲劳设计里，往往要采用一相当大的安全系数（一般是4）来尽量避免这项误失，而这过大的安全系数又常常会造成结构超重。
至于用来验证机体结构服役寿命的全机疲劳试验（Full Scale Fatigue Test），也因为试验机体无法完全表现生产型机体于制造过程中所留下的制造瑕疵，让试验结果充满不确定性。
根据美国空军60年代末研究所发表的一份报告AFFDL TR-70-149，在该军11种机型发生超过31,000件的疲劳裂纹事件中，百分之五十六以上可归咎于制造过程遗留下的预存（pre-existing）裂纹，这些裂纹是飞机服役期间发生疲劳破坏的主因，但无论是全机疲劳试验或是麦林法则，都无法计入这些预存裂纹对疲劳寿命的影响。
美国于在1927年成立航空商务局（Air Commerce Bureau），负责建立航空器的设计规范及其它标准，1938年改名为民航局（Civil Aeronautics Administration），在1945年颁订的民航法规（Civil Air Regulations）CAR 04.313疲劳强度（Fatigue Strength）章节中，首次出现结构疲劳考虑。该章节内简短表示疲劳会威胁结构完整性（integrity），要求设计时“在可行范围内避免有应力集中位置，以免正常服役情况下其应力超过疲劳限制（fatigue limit，不会造成结构疲劳破坏的应力值 ）。”