事故。故此損傷容限設計所追求的目標就是通過設計、分析、試驗與監測維修的各種手段，保證飛機在使用壽命期內其剩余結構（帶損傷結構）仍然能夠承受使用載荷的作用，不發生結構的破壞或過分變形，并提供保證安全性所要求的檢查水平。
下面，對損傷容限設計、分析、試驗以及使用維修四大方面的技術內容做一簡單羅列：
（）設計：
制定設計規范與設計要求；
"結構分類劃分及其設計選擇原則；
結構材料的選擇；
結構布局、結構細節設計；
%制造裝配中的質量控制設計。
（"）分析：
危險部位的選擇與分析；
"載荷和應力譜的分析；
初始損傷品質的評定；
裂紋擴展分析；
%剩余強度分析。
（）試驗：
重要結構部件與全機損傷容限試驗。
（）使用與維修： 結構損傷的無損檢測； "檢查能力評估與檢查間隔制定。 "%與安全壽命設計方法的區別全壽命設計概念在于認為飛機在使用前結構是完好無損的，在使用壽命期內也
不應出現可檢裂紋，一旦在疲勞關鍵部位出現宏觀可檢裂紋就認為結構已經破壞。這就是說安全壽命設計只考慮裂紋形成壽命，不考慮裂紋擴展壽命，并規定安全壽命的給出必須通過全尺寸疲勞試驗進行驗證，對疲勞破壞固有的分散性及一些不確定的因素用分散系數來考慮。
安全壽命設計的目標是通過對疲勞關鍵部位進行合理的選材，開展抗疲勞結構細節設計，適當控制應力水平，改善結構細節的抗疲勞品質，注意降低幾何、材料和載荷不連續造成的應力集中，以及在生產過程中進行良好的質量控制，使飛機結構在載荷譜作用下，保證飛機在安全使用壽命期內疲勞破壞概率最小。通過設計、分析和試驗所給出的安全壽命應滿足訂貨方提出的設計使用壽命要求。
對比前面所講的損傷容限設計思想，我們可知這兩種不同的設計原理在對結構
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初始缺陷狀態的認識出發點上就存在著差異，這樣，在結構設計方法、分析評估體系以及試驗驗證的關注焦點等諸方面也就存在著差異。因此，安全壽命設計與損傷容限設計在概念、內容、方法等方面有著實質的不同。但應當說是在不同意義上解決結構的使用壽命設計及飛機安全問題，總的目標是一致的，而且在結構件抗疲勞細節設計的原理上仍有許多共同之處。
圖 " "%損傷尺寸與載荷循環數的關系
圖 " "以工程上直觀的形式給出了這兩種設計所關心的裂紋或損傷不同階段的示意曲線。圖中所列的幾個特征性損傷尺寸意義如下：
&’—對應疲勞啟裂點（對應主導裂紋的形成點）；
&( ———對應安全壽命（又稱疲勞壽命）終結點的宏觀可檢裂紋；
& ———對應外場使用中用檢測儀器手段所能測定的裂紋尺寸；
&) ———對應損傷容限設計起點的按規范規定的初始裂紋尺寸；
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—對應裂紋不穩定擴展的臨界裂紋尺寸。
由圖 " "可見，由疲勞源引發的疲勞裂紋總壽命應是由裂紋形成壽命 ,(和
裂紋擴展壽命 ,兩部分組成。即 , -,( .,（ " "/）在按損傷容限設計的壽命估算中，因首先承認存在初始缺陷 &)，故 ,( -)，裂紋擴展壽命即為總壽命，即 , -,（ " "0)）
要注意疲勞誘發裂紋 &’和損傷容限設計中的初始缺陷（裂紋）是兩個不同的概念，不能把它們混同起來。&1的確定在規范中另有規定，目前在工程上，經常是根據無損檢測圖 " "損傷尺寸與載荷循環數的關系能力來確定 &)，通過試驗按 /)2的覺察概率和 /2的置信水平要求確定。還應當指出，作為損傷容限設計在確定結構的初始缺陷 &)上仍是一個難點，往往掩蓋了結構件的裂紋形成壽命段。
事實上，在實踐中形成了一種安全壽命 3損傷容限設計思想，即用抗疲勞設計方法確定飛機的安全壽命，用損傷容限設計確定結構損傷的檢查間隔，以進一步保證飛機的飛行安全。目前已較多采用了這種組合設計方案。
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"與斷裂力學的關系
結構中存在的缺陷、損傷或裂紋實際上都是指結構內部的受損狀態，只不過是這些術語所描述的受損幾何形態不同而已。損傷容限設計方法中對這些受損的幾何形態都等效成簡單幾何形態的裂紋來處理，這是因為斷裂力學在含裂體方面的眾多研究成果為損傷容限的設計分析方法提供了強有力的理論基礎。可以說，損傷容限設計的分析評估體系完全有賴于斷裂力學的研究與發展。
圖 % &描述了一個含裂紋結構隨循環交變載荷作用或由于載荷和環境侵蝕的聯合作用下裂紋隨時間擴展、剩余強度隨裂紋長度增加而逐漸降低的情況。經過一段時間，剩余強度就會低到無法承受工作中可能出現的意外高載荷。如果不出現意外高載荷，那么裂紋將繼續擴展，剩余強度將繼續降低，最后在正常工作載荷下就會斷裂。當預先存在缺陷或有應力集中時就更是如此。為了使結構在整個工作壽命期間，破壞的可能性維持在可以接受的低的程度以保證安全，損傷容限設計對以下問題十分關心。
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