波音707的坠毁轨迹
波音707-300系列水平尾翼为707-100系列水平尾翼的改进型，707-100系列水平尾翼后梁由上下盖帽（chord）和介于盖帽间的腹板（web）所组成，707-300系列水平尾翼后梁则增加了一根中盖帽。波音称之为“破损安全盖帽”（Fail-Safe Chord），设计理念是当上盖帽（或下盖帽 ）损坏时，水平尾翼的负载可改由未损坏的下盖帽（或上盖帽）与中盖帽共同承担。另因707-300系列的起飞重量较重，故其水平尾翼要比707-100系列的大，且在水平尾翼根部起约2.3米的范围内，上蒙皮加贴一片0.127厘米厚的补强钢片，下蒙皮加贴一片0.16厘米厚的补强铝片，以增强水平尾翼的扭转刚性。
陆萨卡空难波音707-321C水平尾翼结构型态及初始疲劳裂纹位置
陆萨卡空难波音707-321C水平尾翼上盖帽疲劳破坏破断面，颜色较深区域为疲劳裂纹生长区，裂纹从左边固定件孔边向右生长
707-100型在申请适航认证时，是以全尺寸试验证明水平尾翼“破损安全”设计，试验中故意破坏受力最大的后梁根部上接合插销（Upper Attachment Pin），水平尾翼负载由前梁完全承担并向后传递；707-300系列在申请适航认证时，仅以分析报告显示当后梁上盖帽损坏，后梁实际承载件仅余中盖帽、下盖帽、以及与两盖帽相搭接的腹板时，水平尾翼有足够的余留强度（Residual Strength）承担规定的负载。但失事后的水平尾翼疲劳试验结果显示，当前梁上盖帽完全损坏时，水平尾翼结构的静力行为表现，远较适航认证时所假设的上盖帽完全无用复杂许多。
失事调查结果显示：由于707-300系列水平尾翼靠近根部处结构较强，固定件传送的负载也较大，经过一段飞行时数后，此区域内固定件孔产生微小的塑性变形，降低了传送负载的能力，使得区域后方的固定件开始承受较设计预期为高的负载，失事飞机大约经过9,500飞行架次后，离翼根约36厘米处的后梁上盖帽第11颗固定件孔处开始产生疲劳裂纹，而不是707-100型的翼根接合插销处。失事发生前约75到100飞行架次，后梁上盖帽已完全损坏，此时水平尾翼负载改由中、下盖帽承受，但这两根盖帽却不足以支撑原负载。换言之，虽然设计者认为后梁具备多重负载路径（Multiple Load Path）的特性，但实际结构行为却与单一负载路径（Single Load Path）无异，而“破损安全”设计又无定期检查强制规定，加上飞行特性并无剧烈改变，故此损坏情况一直无人知晓，直到最后酿成惨剧。
失事后对521架同型机检查的结果显示在36架的水平尾翼后梁上发现雷同的裂纹，其中3架的裂纹位置是在与失事飞机相同的第11颗固定件，33架的裂纹位置则分布于第2到第21颗固定件，有4架的裂纹长度已到达必须立即更换后梁的程度。
在“破损安全”的设计理想中，飞机结构在使用寿命期间不会有安全顾虑，但陆萨卡事件显示主观的设计错误认定以及缺乏适当的定期检查规定是“破损安全”设计的最大隐忧。以陆萨卡事件为例，上盖帽构型为T形剖面，上方两侧凸缘各与水平尾前、后上蒙皮搭接，裂纹由上盖帽前角落处开始生长，初期隐藏于前上蒙皮下，但在飞机失事前约,000飞行架次期间，裂纹已长出前上蒙皮覆盖区域，如果有定期检查规定，不难在此段期间内检出裂纹，从而避免悲剧的发生。
F-111空中解体
F-111起源于1960年的战术战斗机X（Tactical Fighter X）项目，当时的美国国防部试图结合空、海军的需求，为两军种发展空优战斗机。通用动力（General Dynamics）于1962年赢得研制合约，为美国空海军各设计出F-111A、F-111B。F-111A于1967年10月进入美国空军服役；F-111B则因机体太重，无法满足航母上的操作需求，被美国海军取消后续发展。
F-111的结构设计遵循美国空军于B-47事件后所发布的《结构疲劳验证计划细部需求》，结构研发过程涵盖了分析、发展试验、以及1960年代前后所发展的军机各种典型全尺寸试验。设计采用当时的“安全寿命”设计观念，假设结构上没有任何初始缺陷或裂纹存在，并以静力试验及四倍服役寿命16,000飞行小时的全机疲劳试验，来证明结构的安全性符合当时美国空军的需求。由于全机疲劳试验机体所施加的负载谱，要比预期使用飞行情况来得剧烈，美国空军因此判定F-111的结构疲劳寿命应可达6,000飞行小时。
F-111的可变后掠机翼可根据任务需要改变后掠角度
F-111结构中最特殊的设计是可变后掠机翼，后掠角度由16度到72.5度间呈4段可调式。后掠角度固定不变的机翼在特定的飞行速度、高度、大气温度、大气密度、发动机推力……下，有最佳的性能表现，一旦其中某个因素改变，性能就会降低。针对这个缺点，从40年代迄今，广被采用的改进方式是在主翼的前、后方各增加前缘缝翼（Leading-Edge Slats）和后缘襟翼（Trailing-Edge Flaps），改进飞机于起降以及某些飞行姿态下的性能。而可变后掠机翼则更具威力，它就像是设计各种不同的机翼来配合飞行中不同的飞行情况，譬如：起降时把机翼完全向外伸展，增加机翼的升阻力，缩短起降距离；亚音速巡航时则把机翼部分后掠，减少机翼的阻力；超音速贴地飞行时则将机翼全角度后掠。
美国空军F-111机翼枢纽接头上制造过程遗留的瑕疵
F-111可变后掠机翼结构中最重要的零组件，是贯穿机身的机翼穿越盒（Wing Carry Through Box）和机翼枢纽接头（Wing Pivot Fitting）。由于在“安全寿命”疲劳分析的S-N曲线中，高强度材料在低应力下几乎有无穷尽的疲劳寿命，因此两零组件皆使用特别开发的D6ac高强度合金钢。
F-111A于1964年12月完成首飞，1967年10月第一个F-111A联队在内华达州（Nevada）内理斯（Nellis）空军基地正式成立，8个月之后的1968年3月17日，6架F-111被派驻泰国执行越南战场上的轰炸任务。经过几个架次的熟悉环境飞行后，F-111立即开始执行任务，但3月28日一架飞机未返航，二天后另一架飞机也未见踪影，第三次则是发生在4月27日。由于每一架飞机的飞行计划都是由飞行组员自行拟定，且飞行途中需保持无线电静默，因此没人知道到底发生了什么事。