1969年12月22日，一架机尾编号67-049仅飞行107架次的F-111A在内华达州内里斯空军基地上空进行武器抛投（Weapons Delivery）训练飞行时坠毁，当时飞机以低高度对一仿真目标发射火箭后，以3.5g±0.5g对称飞行拉起时，左翼掉落，飞机坠毁，两名飞行员当场丧生，飞机残骸中左翼枢纽接头从中间断裂成内外两块，内半块遗留于机身上，外半块与机翼相连。当时的负载因子（Load Factor，即重力加速度 ）、速度、重量都小于设计值。F-111A的设计负载因子为11.0g。
美国空军立即全面停飞F-111A，并展开有史以来规模最大的飞机结构疲劳失事调查。美国空军把残骸送交通用动力执行破断面检验（Metallurgical Examination），结果在机翼枢纽接头下缘发现有个制造过程遗留的半椭圆形淬火裂纹（Quench Crack），宽约2.5厘米，深度几乎穿透厚度，此初始裂纹在经过大约100飞行架次后，就生长到使接头强制破坏的临界长度。机翼枢纽接头在生料（Raw Material）、热处理、焊接到最后机制加工成形的过程中，共需执行超音波（Ultrasonic）检验、磁粒（Magnetic Particle）检验、以及X光检验，但初始裂纹垂直于结构表面，让超音波检验无法检出它的存在；接头特殊的几何形状不利于电磁场下金属粒子的移动，让初始裂纹躲过了磁粒检验；而初始裂纹的紧闭和方向则让X光检验无从发挥。
F-111事件清楚昭示了“安全寿命”设计观念的重大缺失：飞机在制造过程中不小心所造成的微小裂纹有可能因检验疏失而随机存在某些结构上，对飞机服役期间的结构安全带来致命威胁，但“安全寿命”的疲劳分析或是全机疲劳试验，都假设结构件上没有任何初始缺陷或裂纹存在，根本无法计入这些随机小裂纹对结构疲劳寿命造成的影响。
损伤容限
F-111事件直接催生了现今的“损伤容限”（Damage Tolerance）设计观念。美国空军于1974年7月颁布军用规范《飞机损伤容限需求》（Airplane Damage Tolerance Requirements, MIL-A-83444），规定往后的军机开发都必须采用“损伤容限”设计，F-16是率先应用这种设计观念的美军飞机。
美国民航局于1958年改名为联邦航空署（Federal Aviation Agency），1967年再度更名为联邦航空局（Federal Aviation Administration，FAA），民航法规也改为联邦航空法规（Federal Aviation Regulations，FAR），原先一般大型客机的 CAR 4b.270《结构疲劳评估（Fatigue Evaluation of Structure）》章节，也被运输类飞机适航标准（Part 25 Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes）中的FAR 25.571取代，但内容完全未更动，“安全寿命”和“破损安全”依然并存。但经过1977年的波音707陆萨卡事件后，联邦航空局在1978年12月1日发布FAR 25.571第45号补充文件（Amendment 45），将此章标题由《结构疲劳评估》改为《结构损伤容限与疲劳评估》（Damage-Tolerance and Fatigue Evaluation of Structure），内容中删除原本的“破损安全”条文，增加“损伤容限”设计规定：新飞机的主结构设计需采用“损伤容限”设计，某些主结构以此方式设计不切实际时，才可以采用“安全寿命”设计。
大型商用客机执行全机疲劳试验的情形
联邦航空局同时发布的服务通报（Advisory Circular）AC 25.571-1中，列举“损伤容限”设计可能不切实际的两处主结构范例：起落架、发动机吊点，但在1986年3月5日发布的修订版AC 25.571-1A中，删除发动机吊点，仅余起落架结构可应用“安全寿命”设计。
“损伤容限”设计中明确指出︰一、在有裂纹的情况下，结构的余留强度不能低于设计限制负载；对机身而言，则是不能低于1.1倍操作舱压、气动吸力(Aerodynamic Suction)、飞行负载这三者的总和。二、在裂纹生长前述负载下所允许的最大长度前，需能检出此裂纹。
FAR 25.571第45号补充文件《结构损伤容限与疲劳评估》规定：在设计新飞机时，必须假设飞机结构在一出厂时，由于不同的材料、结构制作、以及制程所影响，每一主结构件上应力最大的位置，如：R角、铆钉孔……会预存一定大小的裂纹，此裂纹于飞机服役期间在负载作用下逐渐生长，飞机的设计必需在裂纹存在的情况下，机体结构仍能在一定时间内安全地容忍这些损伤。
一般以为“损伤容限”设计可让飞机在已知有裂纹的情况下继续安全飞行，这是个错误的观念。没有任何设计规范允许在明知情况下，让飞机主结构强度降到极限负载（Ultimate Load，1.5倍的限制负载）以下，“损伤容限”设计主要是对于在正常使用情况下，不预期会发生裂纹，但可能在服役期间因环境因素产生裂纹的主结构，提供定期检查的制订依据。飞机主结构如果有裂纹，除非经工程分析在后续飞行中的结构强度未降到极限负载以下，否则必须马上修复。
FAR 25.571第45号补充文件《结构损伤容限与疲劳评估》中删除的“破损安全”，被美国空军纳为它“损伤容限”的设计选项之一，但要求采用这种设计观念的结构需依据其可检查度（inspectability）而具备特定的属性（attribute）。联邦航空局和美国空军的“破损安全”在观念上很类似，但在细节上有些差异。