由于經濟因素的考慮，軍用飛機延長服役年限是一個不可避免的趨勢；然而，延長飛機使用年限，伴隨著飛機使用時間的增加，飛機結構的疲勞（fatigue）及腐蝕（corrosion）問題就會隨之一一浮現。根據一份1997年發表的研究報告，從1954年到1995年這40年間，全球共約發生2,800次飛機失事，其中由于結構問題導致的有67件，原因及百分比為︰其它及設計不良各占10.4%、維修不良占7.5%、超負荷（overload）占28.4%、疲勞及腐蝕占百分之43.2%。結構問題中疲勞及腐蝕危害最烈，幾乎占了一半，可見要維持老飛機的飛行安全，必須對結構疲勞及腐蝕有正確的認知及處置，而這也是目前各國空軍現正面對的首要課題。

　　要防止老飛機因疲勞或腐蝕而產生飛行安全顧慮，除了各種腐蝕的處置方式外，在飛機后續服役期間，必須對飛機結構退化情況持續追蹤，以及時采取適當對策。飛機結構疲勞追蹤的歷史可回溯至1950年代初期，當時的美國及英國空軍在飛機上安裝疲勞計（Fatigue Meter），實時記錄飛機于飛行過程中的速度、高度、G值等3項飛行參數，評估結構的疲勞壽命耗損情況。

　　美國空軍于1972年發布飛機結構剛性計劃需求（Aircraft Structural Integrity Program,Airplane Requirements，MIL-STD-1530）軍事規范后，美國軍用飛機皆需于機上安裝飛行記錄器（Flight Data Recorder），依據機隊管理（Force Management）綱領執行結構疲勞壽命追蹤。當代的飛行記錄器可記錄多種飛行參數，除了最基本的速度、高度、G值、重量這4項外，還可記錄︰迎角、側滑（sideslip）角、滾轉速率、俯仰速率、偏航速率、燃油重量、外掛載重量等多項參數，可推導出飛機于記錄期間的飛行載荷譜（load spectrum）及應力譜（stresss pectrum）。若結構設計采安全壽命規范，則依麥內法則（Mine's Rule）計算此期間結構疲勞指數（fatigue index），估計疲勞壽命耗損情況（若疲勞指數達100%，表示結構疲勞壽命已完全耗盡，飛機須立即停飛）；若結構設計采容許損傷規范，則以裂紋生長分析（Crack Growth Analysis）計算此期間結構疲勞裂紋生長長度。不過一般而言，這兩種計算結果的準確性欠佳，而且無法評估腐蝕損傷情況。
 

　　圖1：F-16上的飛行紀錄器，包括一訊號獲取單元（SAU）
 

　　圖2：F-16上的飛行紀錄器，包括一耐墜機儲存單元（CSMU）

　　較佳的方式是運用目前航空業界正蓬勃發展中的實時飛機結構健康探測系統（Real-Time Aircraft Structural Health Monitoring System），對結構進行實時損傷追蹤，更能保障老飛機的結構飛行安全。此種系統是在飛機結構上預期會發生疲勞或腐蝕損傷的位置，安裝適當的傳感器（sensor），實時探測并回報結構損傷情況，讓使用單位能及時采取對應措施。