由于经济因素的考虑，军用飞机延长服役年限是一个不可避免的趋势；然而，延长飞机使用年限，伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题就会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害最烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行安全，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。

　　要防止老飞机因疲劳或腐蚀而产生飞行安全顾虑，除了各种腐蚀的处置方式外，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。
 

　　图1：F-16上的飞行纪录器，包括一讯号获取单元（SAU）
 

　　图2：F-16上的飞行纪录器，包括一耐坠机储存单元（CSMU）

　　较佳的方式是运用目前航空业界正蓬勃发展中的实时飞机结构健康探测系统（Real-Time Aircraft Structural Health Monitoring System），对结构进行实时损伤追踪，更能保障老飞机的结构飞行安全。此种系统是在飞机结构上预期会发生疲劳或腐蚀损伤的位置，安装适当的传感器（sensor），实时探测并回报结构损伤情况，让使用单位能及时采取对应措施。