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和環境譜的疊加方法；耐久性關鍵件的選擇，一般是昂貴的或更換不經濟的、又是可能影響飛機功能和出勤狀態的零、部件，對這些關鍵件應進行重點的分析、試驗、生產質量控制和維修；初始缺陷尺寸評估，依據功能性和維修性確定允許的裂紋尺寸以及耐久性分析方法的恰當運用；抗疲勞工藝的考慮，這不僅要對壽命增益應有初步的估計并應通過試驗驗證，而且要考慮工藝措施失效和環境的影響；依據飛機的經濟壽命和經濟修理時間，規定飛機的預定檢查時間。
耐久性試驗的目的是預示或驗證機體結構的薄弱環節和危險部位，作為確定經濟壽命的基礎。因此，耐久性的試驗內容包括研制性試驗和驗證性試驗。研制試驗的目的是對關鍵件的耐久性早期驗證提供充足的研制試驗數據，以論證在耐久性分析中所使用的準則和假設，并評估、分析對這些假設的敏感性；驗證性試驗是在盡可能與將要實際生產的服役飛機機體結構相同的條件下，對全尺寸結構進行耐久性試驗，以確定耐久性設計指標與經濟壽命。
可以采用同一全尺寸結構件或全機結構進行耐久性試驗和損傷容限試驗。但應先做耐久性試驗，以確定經濟壽命。
耐久性試驗實際上是一種在使用載荷 環境譜作用下的裂紋形成與裂紋緩慢擴展壽命試驗。但是耐久性試驗不允許裂紋擴展至接近裂紋容限。依據下列判據之一來確定飛機結構的經濟壽命。
（"）超過經濟裂紋尺寸的裂紋數量迅速增加，若不修理將會產生功能上的問題而影響使用。（）包括檢查、修理的維修費用迅速增加，若要修理則不經濟。
三、耐久性設計與其他設計的聯系和區別
首先應指出，在飛機結構設計中，在確保飛機結構滿足靜強度與剛度要求的同時，還要要求飛機結構滿足抗疲勞設計、損傷容限設計以及耐久性設計，使其具有高壽命、高可靠性和低的維修費用。
耐久性設計可以取代安全壽命設計，它們的基本目標都是研究典型生產結構中疲勞裂紋的自然萌生問題。但耐久性設計還要研究其他許多功能損傷問題，設計的精確性也有較大的提高。
在飛機結構完整性大綱中，損傷容限設計要求與耐久性（或安全壽命）設計要求是并列的，雖然它們之間在技術方法上有緊密的聯系，但有各自不同的設計對象和目標，耐久性設計研究典型生產結構必然具有的初始缺陷的擴展，確定達到損害功能的時間（經濟壽命）。損傷容限設計研究由于各種意外因素在結構中造成的缺陷或損傷擴展時不至于危害飛行安全，其任務是確定保證安全的檢修周期。
耐久性設計與損傷容限設計是相容與互補的。實踐證明，缺乏耐久性的損傷容
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限結構并不能達到足夠的安全性和可靠性，因為壽命后期（特別飛機進入老齡階段）裂紋將會普遍發生。這將意味著多傳力途徑的破損安全設計將可能發生多路徑的破壞，難于保證真正的破損安全，這說明破損安全原則只適用于有限的壽命期間。此外，腐蝕、老化甚至意外損傷等因素也將會使結構中各傳力路線幾乎同步削弱，破損安全的作用也就變弱。所以，在目前的飛機結構設計中，把損傷容限設計和耐久性設計科學地結合起來，從而形成了耐久性加損傷容限的設計思想。它的總目標一是提高飛機的安全可靠性，二是提高飛機的經濟壽命。
應當說，損傷容限與耐久性相結合的設計思想并不新穎，在 "世紀五六十年代就有破損安全與安全壽命設計原則相結合的設計思想。因此，可以說飛機結構設計技術總是在使用實踐中不斷總結、不斷綜合、不斷提高的基礎上發展和演變起來。
從以上各節的內容介紹我們可以看出，耐久性設計是運用量化指標的形式對結構的強度、剛度以及功能性損害予以評定、分析和設計。在方法上注重設計分析結論的概率特征。并從經濟壽命觀點，通過合理選擇材料、工藝、控制應力水平、設計細節、檢查及防護、試驗驗證等設計分析手段，來達到滿足經濟修理要求和降低使用維護費用，達到提高飛機的備用性，提高壽命和可靠性的目標。
耐久性設計方法還涉及結構初始質量的評估，使用中損傷發展分析和檢修維護以及經濟性評價等許多內容。受篇幅限制，不再一一介紹。總之，耐久性設計方法是正在逐步發展完善的一種新的飛機結構設計準則，在理論分析、試驗研究、數據積累、工程應用等諸多方面仍有待進一步地系統、深入工作。
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第五章機翼、尾翼設計
第一節飛機結構設計方法簡介
一、結構綜合設計的基本概念
在第一章中已闡述了一個好的飛機設計，不論是軍用飛機或民用飛機，對影響飛機總體效能與全壽命周期費用比的眾多因素的綜合考慮和權衡是十分重要的。飛機的高效能—費用比只能運用不斷涌現的新技術、新思維，用綜合設計的思想和系統工程的設計方法，才能得以解決。同時綜合設計方法還表現出與信息化、智能化、一體化協調發展的趨勢。例如隨控布局飛機，即是將飛行控制系統、空氣動力、飛機結構以及航空電子等諸方面有機地結合起來。其功能中難度最大的一項—
—顫振主動抑制，即把過去主要用控制結構剛度、質量分布、加配重等結構設計措施以及限制顫振臨界速度等方法，改為充分發揮自動控制系統的作用，用按一定的反饋控制律偏轉幾個操作面的方法，產生有利的氣動力去抑制顫振。隱身飛機除外形、布局與結構設計有關外，還采用了很多新材料，必須應用與之相適應的結構設計方法。蘇 " %&戰斗機采用了翼—身融合技術致使結構趨于復雜。其中機翼（也即中機身）內部為整體油箱；機身的前、后部、外翼、進氣道、主起落架、減速板等都連接在中機身上，這顯然增加了結構設計難度。此外還有自適應結構、智能結構等新結構的出現，也對飛機設計方法帶來革新。上述一些高科技的應用雖然主要對總體設計帶來了革新，但對結構設計也產生了很大影響。正因如此，就結構設計而言，綜合性特點變得越來越顯著，并已滲透到頂層設計、平臺設計和技術設計等各個層次。
以國內外目前已經或正在研制發展的第四代戰斗機為例，其飛機的設計概念與第三代戰斗機有明顯不同，它著重強調飛機須同時具備隱身技術、超音速巡航、超機動性（也有的稱之為過失速機動性）、短距起落等優異性能。那么就結構方面而言，在頂層設計中，在進行產品（飛機）的概念設計時應確定采用哪些尖端技術？在制定相應的設計規范、設計原則時，則應對上述的性能指標與機體的結構特性、可實現性以及全壽命周期費用之間進行權衡分析和最佳方案論證。在平臺設計階段可能要進行
　
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