事故。故此损伤容限设计所追求的目标就是通过设计、分析、试验与监测维修的各种手段，保证飞机在使用寿命期内其剩余结构（带损伤结构）仍然能够承受使用载荷的作用，不发生结构的破坏或过分变形，并提供保证安全性所要求的检查水平。
下面，对损伤容限设计、分析、试验以及使用维修四大方面的技术内容做一简单罗列：
（）设计：
制定设计规范与设计要求；
"结构分类划分及其设计选择原则；
结构材料的选择；
结构布局、结构细节设计；
%制造装配中的质量控制设计。
（"）分析：
危险部位的选择与分析；
"载荷和应力谱的分析；
初始损伤品质的评定；
裂纹扩展分析；
%剩余强度分析。
（）试验：
重要结构部件与全机损伤容限试验。
（）使用与维修： 结构损伤的无损检测； "检查能力评估与检查间隔制定。 "%与安全寿命设计方法的区别全寿命设计概念在于认为飞机在使用前结构是完好无损的，在使用寿命期内也
不应出现可检裂纹，一旦在疲劳关键部位出现宏观可检裂纹就认为结构已经破坏。这就是说安全寿命设计只考虑裂纹形成寿命，不考虑裂纹扩展寿命，并规定安全寿命的给出必须通过全尺寸疲劳试验进行验证，对疲劳破坏固有的分散性及一些不确定的因素用分散系数来考虑。
安全寿命设计的目标是通过对疲劳关键部位进行合理的选材，开展抗疲劳结构细节设计，适当控制应力水平，改善结构细节的抗疲劳品质，注意降低几何、材料和载荷不连续造成的应力集中，以及在生产过程中进行良好的质量控制，使飞机结构在载荷谱作用下，保证飞机在安全使用寿命期内疲劳破坏概率最小。通过设计、分析和试验所给出的安全寿命应满足订货方提出的设计使用寿命要求。
对比前面所讲的损伤容限设计思想，我们可知这两种不同的设计原理在对结构
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初始缺陷状态的认识出发点上就存在着差异，这样，在结构设计方法、分析评估体系以及试验验证的关注焦点等诸方面也就存在着差异。因此，安全寿命设计与损伤容限设计在概念、内容、方法等方面有着实质的不同。但应当说是在不同意义上解决结构的使用寿命设计及飞机安全问题，总的目标是一致的，而且在结构件抗疲劳细节设计的原理上仍有许多共同之处。
图 " "%损伤尺寸与载荷循环数的关系
图 " "以工程上直观的形式给出了这两种设计所关心的裂纹或损伤不同阶段的示意曲线。图中所列的几个特征性损伤尺寸意义如下：
&’—对应疲劳启裂点（对应主导裂纹的形成点）；
&( ———对应安全寿命（又称疲劳寿命）终结点的宏观可检裂纹；
& ———对应外场使用中用检测仪器手段所能测定的裂纹尺寸；
&) ———对应损伤容限设计起点的按规范规定的初始裂纹尺寸；
&*+ —
—对应裂纹不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
由图 " "可见，由疲劳源引发的疲劳裂纹总寿命应是由裂纹形成寿命 ,(和
裂纹扩展寿命 ,两部分组成。即 , -,( .,（ " "/）在按损伤容限设计的寿命估算中，因首先承认存在初始缺陷 &)，故 ,( -)，裂纹扩展寿命即为总寿命，即 , -,（ " "0)）
要注意疲劳诱发裂纹 &’和损伤容限设计中的初始缺陷（裂纹）是两个不同的概念，不能把它们混同起来。&1的确定在规范中另有规定，目前在工程上，经常是根据无损检测图 " "损伤尺寸与载荷循环数的关系能力来确定 &)，通过试验按 /)2的觉察概率和 /2的置信水平要求确定。还应当指出，作为损伤容限设计在确定结构的初始缺陷 &)上仍是一个难点，往往掩盖了结构件的裂纹形成寿命段。
事实上，在实践中形成了一种安全寿命 3损伤容限设计思想，即用抗疲劳设计方法确定飞机的安全寿命，用损伤容限设计确定结构损伤的检查间隔，以进一步保证飞机的飞行安全。目前已较多采用了这种组合设计方案。
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"与断裂力学的关系
结构中存在的缺陷、损伤或裂纹实际上都是指结构内部的受损状态，只不过是这些术语所描述的受损几何形态不同而已。损伤容限设计方法中对这些受损的几何形态都等效成简单几何形态的裂纹来处理，这是因为断裂力学在含裂体方面的众多研究成果为损伤容限的设计分析方法提供了强有力的理论基础。可以说，损伤容限设计的分析评估体系完全有赖于断裂力学的研究与发展。
图 % &描述了一个含裂纹结构随循环交变载荷作用或由于载荷和环境侵蚀的联合作用下裂纹随时间扩展、剩余强度随裂纹长度增加而逐渐降低的情况。经过一段时间，剩余强度就会低到无法承受工作中可能出现的意外高载荷。如果不出现意外高载荷，那么裂纹将继续扩展，剩余强度将继续降低，最后在正常工作载荷下就会断裂。当预先存在缺陷或有应力集中时就更是如此。为了使结构在整个工作寿命期间，破坏的可能性维持在可以接受的低的程度以保证安全，损伤容限设计对以下问题十分关心。
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