广布疲劳损伤是现役国内外老龄飞机中存在的典型损伤形式，其出现对飞机结构的剩余强度和裂纹扩展寿命造成了严重威胁。针对此类问题，本文基于弹塑性断裂力学和疲劳断裂理论，在国内外研究成果的基础上，对广布疲劳损伤典型结构的应力强度因子、可靠性寿命和疲劳扩展寿命估算进行了研究，旨在为飞机维修大纲以及飞机结构完整性评估提供一套可靠、实用的损伤容限分析方法。首先，采用有限元方法对应力强度因子进行研究，主要对裂纹出现的位置及数量进行了详而有效的研究，得到了一系列对工程应用有实用价值的结论。然后，在串联模型的基础上，对三种典型结构的可靠性寿命进行了估算，并与试验结果进行对比。最后，利用应力强度因子及可靠性寿命计算结果，采用净截面判据和Paris公式对典型结构的疲劳寿命进行了估算，并与试验结果进行对比。本文从试验及理论两方面研究多裂纹典型结构的拉-拉破坏及疲劳断裂问题，表明了本文研究方法的正确性、计算结果的可靠性。本文在结构裂纹扩展阶段，采用有限元方法，该方法适用于裂纹任意分布的广布疲劳损伤结构件，并且不受结构形式的约束，故可通过建模直接用于工程实际结构。