从60年代末期起的几年当中。原按疲劳安全寿命设计的多种美国空军飞机出现了某些断裂事故，因此，按安全寿命设计并不能确保飞机的安全，因为它没有考虑到实际结构在使用之前，由于材料、生产制造和装配过程中已存在不可避免的漏检的初始缺陷和损伤；加之当时使用的高强度或超高强度合金的断裂韧性降低等原因，这些缺陷、损伤于使用过程中在重复载荷作用下将不断扩展，直至扩展失控造成结构破坏和灾难性事故。

因此美国于1974-1975年颁布了第一部损伤容限设计规范。

损伤容限基本概念

损伤容限是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。简单地说，就是指飞机结构中初始缺陷及其在使用中缺陷发展的允许程度。因此，损伤容限设计概念是承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须通过设计的方法把这些缺陷或损伤在规定的维修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求(含缺陷或含裂纹结构的承载能力)，以保证飞机结构的安全性和可靠性。

因此，损伤容限设计思想研究的对象是那些影响飞行安全的结构部件在使用寿命期内的安全裕度问题。

从损伤容限设计的基本内容上看，就是通过设计、分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定的使用寿命期内，不至因未被发现的初始缺陷扩展失控而造成飞机的灾难性事故。

因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。

结构损伤容限设计的基本概念

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：

(1) 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。

(2) 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。

(3) 试验

重要结构部件与全机损伤容限试验。

(4) 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。

损伤容限设计与安全寿命设计方法的区别

总结安全寿命设计思想可以看出，安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，以及在生产过程中贯彻良好的质量控制，使飞机结构在谱载荷作用下，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心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。

损伤尺寸与载荷循环数的关系

上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：

ai——对应疲劳起裂点(对应主导裂纹的形成点；

a1——对应安全寿命(又称疲劳寿命)终结点的宏观可检裂纹；

a2——对应外场使用中检测仪器手段所能测定的裂纹尺寸；

a0——对应损伤容限设计起点的按规范规定的初始裂纹尺寸；

acr——对应裂纹不稳定扩展的临界裂纹尺寸。

由上图可见，由疲劳源引发的疲劳裂纹总寿命应是由裂纹形成寿命N1和裂纹扩展寿命N2两部分组成。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a0，故N1=0，裂纹扩展寿命即为总寿命，即 

事实上，在实践中形成了一种安全寿命／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。