随着对军机性能要求的不断提高,特别是对机动性和经济性要求的提高,现有的基于耐久性和损伤容限的可靠性设计体系已不能很好的满足要求。发展一种全新的设计概念,研究相应的分析方法,已经成为当前飞机结构设计迫切的需要。为了解决单独进行耐久性和损伤容限设计可能会造成的结构重量或检修成本增加的问题,本文在前人研究成果的基础上,主要进行了三个方面的研究工作:1.改进了耐久性/损伤容限综合设计的概念、设计目标并给出了综合设计分析流程。针对现有分析模型不能同时对结构进行耐久性和损伤容限综合分析的问题,以耐久性分析的概率断裂力学(PFMA)方法和概率损伤容限方法为基础,建立并改进耐久性/损伤容限综合分析模型。该模型是建立在结构原始疲劳质量(IFQ)的基础之上的,利用随机裂纹扩展公式,得到裂纹随机扩展时间t后的裂纹分布。2.建立基于TTCI服从三参数Weibull分布,双参数Weibull分布和对数正态分布的三种反推法的安全余量表达式,并求解可靠度随时间变化曲线。在求解方法上采用了一次二阶矩法,由该方法算出均值与标准差的比可直接得出可靠性指标,避免了由理论推导求解三重积分的繁琐,可以在初步设计阶段对结构进行估算。在求解出可靠度随时间变化曲线后,在指定的可靠性要求下分别利用耐久性分析方法和概率损伤容限方法预测出结构的经济寿命和裂纹扩展周期,采用改进结构设计等方法使两者接近相等,这可以作为结构优化的依据。3.采用面向对象的程序设计方法,利用Visual Basic语言将耐久性的几种方法,即耐久性分析的概率断裂力学方法、改进的裂纹萌生方法和确定性裂纹增长方法和耐久性/损伤容限综合模型编制成程序,在综合模型解法模块中除采用一次二阶矩法之外,又加入蒙特卡罗法,可以得到较精确的结果。本文改进了飞机结构耐久性和损伤容限设计思想和分析方法,其理论成果不仅为我国先进战斗机的设计研制提供了重要的技术支持,也为现役飞机结构寿命和安全的综合评定提供了新的方法,具有良好的应用前景。