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飞机设计是将飞机设计任务与要求转化为可实现的全部技术文件的创造性的工作过程。技术文件主要包括全套图纸、设计报告、计算报告、试验报告和各种说明书等。而飞机结构设计是指根据结构设计的原始条件，并结合结构设计的基本要求，提出合理的结构设计方案以及进行具体细节考虑，最终提供全套结构图纸和相应的技术文件，以使生产单位能根据这些图纸和技术文件进行生产。
尽管飞机结构设计方法经历了从定性设计到定量设计再到智能设计这样一个历史演变过程，致使现代飞机大量采用计算机结构辅助分析（CAA）和计算机辅助设计（CAD）技术进行结构设计，导致飞机结构设计高度自动化、无图化及多学科设计优化，但设计方法的变化也未能改变飞机结构设计是提供结构技术文件的工作过程这一基本内涵。
广义地讲，在整个飞机的研制过程中都涉及飞机设计，因为飞机技术要求的拟订、飞机的制造、飞机的试飞和定型都离不开飞机设计人员的参与，飞机的研制过程也是一个产品不断完善的过程。狭义地讲，飞机设计通常是指飞机制造的技术文件拟定阶段，它一般可分为总体设计和结构设计两大阶段。总体设计主要包括概念设计和初步设计（打样设计），结构设计主要是详细设计，参与初步设计，并涉及到原型机试制、试飞、生产工艺装备等（图2-1）。结构设计在飞机设计和研制中占有非常重要的地位。
研制新飞机还与飞机的使用密切相关。对于现代飞机结构设计来说，按飞机结构完整性大纲要求，设计单位还应制定相关的技术文件用于飞机的使用、维护和寿命监控，也就是说，现代飞机的结构设计还要把飞机设计延伸到飞机使用验证的全寿命管理中。
图2-1 飞机设计的一般过程
飞机结构设计的出发点是在实现飞机使用功能的前提下确保飞机结构使用安全。从安全性角度来说，现代飞机结构设计的总要求：飞机结构质量尽可能小，飞机使用寿命尽可能长，飞机结构可靠性尽可能高；要保证使所设计的飞机在使用中能承受各种载荷和环境，在严重受载/环境下飞机结构发生结构破坏的概率尽可能减至最小。
从飞机结构本身来说，现代飞机结构设计的总要求：在确保飞机使用安全的前提下，飞机应具有良好的结构特性，即结构完整性。飞机结构特性要求应该有具体的数字指标，对于疲劳/断裂强度、耐久性和损伤容限要求来说，最主要的指标就是飞机设计使用寿命要求，具体表示为飞行小时、飞行次数/着陆次数和使用年限（日历寿命）等。
飞机结构设计具体要求包括气动要求、质量要求、工艺要求和使用维护要求。这四个具体要求对飞机结构设计都非常重要，并且它们之间是相互联系、相互制约的，有些还是相互矛盾的，需要分析这些要求之间的相互关系，分清主次，综合考虑。
在上述四个具体要求中，质量要求是飞机结构设计的主要要求，世界上所有飞机设计部门都有一句共同的名言，即“为减轻飞机的每一克质量而奋斗”。
飞机设计目标是指为确保使用安全飞机设计特别是飞机结构设计所要达到的最终指标，它是保证飞机设计能达到预期的“飞行安全水平”的一个定量指标。飞机设计目标是由飞机设计要求特别是由飞机结构设计总要求决定的。飞机设计目标与结构失效及结构破坏概率直接相关，与飞机可靠性设计密切相关。飞机设计目标一般是由飞机每飞行小时或每次飞行的灾难性破坏概率来表征。
对于现代飞机设计来说，不管是否有意识地按照飞机结构可靠性设计思想去设计飞机，总是存在或者要规定以结构破坏概率（失效概率）形式表示的飞机（结构）设计目标。
民用飞机和军用飞机由于飞机用途不同和使用条件（载荷和环境）不同，其飞机设计目标特别是飞机结构设计目标是不完全相同的。从适航要求来说，民用飞机设计目标一般指适航目标，按每飞行小时破坏概率表示，有时也可按每次飞行破坏概率表示；军用飞机设计目标一般指可靠性目标，按每次飞行破坏概率表示。因民用飞机比军用飞机更强调“安全飞行水平”，因此，民用飞机适航目标比军用飞机可靠性目标要求更高更严一些。
结构失效的定义：“在规定的使用条件下，结构丧失其规定的功能”。结构的使用条件是载荷和环境。在飞机结构强度规范中，将“由于结构某些元件分离、断裂、失稳、过度变形和异常畸变而导致降低其承受规定载荷能力的现象”称为结构失效。
（1）有关文献定义失效模式就是“失效的表现形式”。结构失效的最终表现形式主要是断裂、产生过度变形和皱损。由于结构承受各种不同的载荷和环境以及它们的组合，加之结构本身的不同特点，具体的失效模式十分复杂。表2-1给出了不同载荷、环境下结构可能的具体失效模式。
表2-1 结构失效模式
（2）按照结构失效对应的载荷/环境特点，可将结构失效模式大体分为静强度（静力）失效、疲劳／断裂失效、动强度失效、环境（强度）失效和热（强度）失效。热也可作为一种环境，将热失效并入环境（强度）失效。
（1）产品（装备）可靠性的定义：产品在规定的条件下和规定的时间内，完成规定功能的能力。
（2）对于飞机结构而言，其规定的条件应为承受的载荷和环境（使用条件），规定的时间为结构的使用寿命，而其规定功能则为规定的飞机结构使用功能。
（3）飞机结构可靠性的定义：飞机结构在给定的使用条件下和给定的使用寿命内不产生破坏或功能失效的能力。
（1）飞机结构失效概率是指在给定使用条件（载荷和环境）下飞机结构发生结构功能失效或（和）结构破坏的概率，结构失效概率通常也称为结构破坏概率。
（2）结构可靠度是结构可靠性的概率度量。飞机结构可靠度是指在给定的合适条件下，给定的使用时间内结构不失效的概率，有时也称为结构的存活率。由于在给定的使用条件下、给定的使用时间内结构以一定的概率不发生失效仍然是一个随机事件，这个事件发生的概率是上述结论可信程度的度量，称为置信水平。因此，在结构可靠度要求的同时还需包括置信水平的要求。
（3）结构可靠度随着使用时间的增加而下降，使用不同时间的结构可能具有不同的可靠度，对结构的可靠度要求通常是指在规定的使用寿命终结时结构仍然具有的可靠度。
民用飞机不可靠性成本指造成民用飞机所有延迟的各种原因及其所占的比例。这里的飞机延迟是指飞机的不可靠性。这种飞机不可靠性包括环境、人为因素及结构失效等。图2-2给出1980年国外民用飞机不可靠性成本。
图2-2 国外民用飞机不可靠性成本
由图2-2看出，在飞机所有延迟原因中，因政府管理当局管理不当（空中管制等）所造成的飞机延迟所占比例最大，占33%，而技术原因占第二位，占20%。在技术原因延迟中，动力装置系统延迟所占比例最大，占38.6%，而因结构原因所占比例最小，只占5.7%。因结构原因造成飞机延迟比重低可以这样来解释：飞机结构设计得合理，基本上满足了飞机适航性要求。
民用飞机结构破坏（失效）概率可按影响的严重程度分为如下几级。
（1）一般影响。一般影响是指飞机使用中经常可能遇到的情况，如强加的使用限制，对一些意外情况的应急程序等，这些情况经常会在飞机使用寿命期内发生，其发生概率通常大于10 -3 /飞行小时。
（2）重要影响。重要影响是指飞机安全余量明显降低，乘客的可能伤害，机组人员难以操纵飞机，这些情况在飞机使用寿命期内发生若干次，其发生概率通常为（10 -5 ～10 -3 ）/飞行小时。
（3）严重影响。严重影响是指飞机安全余量大大降低，乘客可能的死亡，机组人员过度的超高工作负荷，这类发生概率又分两种情况：
① 任何给定的飞机似乎不会发生，但在飞机机队中可能会发生几次，其发生概率一般为（10 -7 ～10 -5 ）/飞行小时。
② 任何飞机似乎都不会发生，但必须考虑，其发生概率一般为（10 -9 ～10 -7 ）/飞行小时。
（4）灾难性影响。灾难性影响是指造成机毁人亡（飞机失事），这是极其不可能的，在分析中一般可不考虑，除非超出适航目标而要增加其安全性，其发生概率大于10 -9 /飞行小时。
（1）目前，民用飞机所有原因导致的灾难性（机毁人亡）破坏概率是10 -6 /飞行小时。其中1/4是适航故障，3/4是人为因素（如空中管制等）、环境因素和恐怖行为等。
（2）基于上述情况，有关权威建议因适航所引起的灾难性破坏概率是10 -7 /飞行小时，这就是民用飞机适航目标。
（3）民用飞机结构的单独适航目标应比飞机总的适航目标要高，建议结构的单独适航目标是10 -9 /飞行小时。
军用飞机设计目标一般是以每次飞行发生灾难性破坏概率或结构有害变形概率表示。
（1）GJB67.1A—2008《军用飞机结构强度规范 第1部分 总则》规定了结构可靠性设计准则的结构设计目标：按本规范规定的结构设计要求，在每次飞行中，机体发生结构有害变形的概率应小于1×10 -5 ，机体发生结构破坏，导致飞机损毁的概率应小于1×10 -7 。
（2）美国最新的军用标准MIL-STD-1530C《飞机结构完整性大纲》规定了飞机结构灾难性破坏概率P的数字指标：
① 当P≤10 -7 /每次飞行，飞机长期使用安全；
② 当P＞10 -5 /每次飞行，飞机不安全；
③ 当10 -7 /每次飞行＜P≤10 -5 /每次飞行，飞机处于不安全状态，应考虑通过检测、修理、限制使用、更改或替换来降低风险。
美国规定的这一军用飞机结构可靠性目标与GJB67.1A—2008的规定是一致的，并且已纳入新国军标《军用飞机结构完整性大纲》中，该国军标已通过专家评审，预计2012年颁布。
飞机结构设计思想是为满足飞机结构设计要求并实现飞机设计目标的结构设计指导思想，飞机结构设计原理是飞机结构设计思想的具体体现，而飞机结构设计准则是飞机结构设计原理的核心。
飞机结构设计思想来源于飞机的结构设计实践和使用经验，同时受当时科技水平和生产力水平的制约。随着对军用飞机战术技术要求和民用飞机使用技术要求的不断提高，随着科技水平和生产力水平的不断发展，飞机结构设计思想经历了一个由简单到复杂、由低级到高级、由传统到现代的发展过程。自100多年前世界第一架飞机问世以来，飞机结构设计思想的演变经历了以下6个发展阶段。
从世界第一架飞机问世至今，飞机结构一直按照静强度设计。
第一次世界大战以后，随着飞机飞行速度和战术技术/使用技术要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，使气动弹性问题变得突出起来。因此，要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。当然，结构变形不仅仅由气动弹性引起，由于飞机是一个弹性机体，在其他严重受载情况下，也会引起飞机结构变形，甚至是有害变形。自20世纪30年代以来，飞机结构设计除用静强度设计外，还采用刚度设计准则。与此同时，振动、航空声也纳入到设计准则中，自那以后的强度设计不仅包括静强度设计，还包括动强度设计。
在第二次世界大战后的十多年中，世界各国的军用和民用飞机相继出现了因疲劳破坏而造成的灾难性事故，尤其是1954年，英国的“彗星”号客机连续两次坠入大海中举世瞩目。事后的大量分析和研究表明，只按强度和刚度设计并不能保障飞机结构的安全。由于飞机飞行速度的增加、高强度材料的使用、结构强度分析水平的提高，使得疲劳问题日益突出，为此20世纪50年代提出了基于疲劳的安全寿命设计思想。
在20世纪60年代末和70年代的几年中，按照疲劳安全寿命设计的多种美国空军的飞机出现了某些疲劳／断裂事故，如表2-2所示。
表2-2 典型的飞机结构疲劳/断裂事故
事实表明，按照安全寿命设计准则设计的飞机结构并不能保证其在安全使用期内的安全，因为这一准则没有考虑到结构在使用之前实际上已经存在的缺陷。这些缺陷是在材料本身、生产制造、运输和装配过程中不可避免地存在或产生的，尽管这些缺陷十分微小，但大大降低了高强度或超高强度合金的断裂韧性。在重复载荷作用下，这些缺陷不断扩展，直至失稳扩展而造成结构断裂。因此，美国空军于1971年的军用规范中提出了安全寿命/破损安全的结构设计思想作为过渡性措施，并于1974年颁布了世界第一部损伤容限设计规范MIL-A-83444。
损伤容限设计思想承认结构在未使用之前就存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤，通过损伤容限特性分析与试验，对于不可检结构给出最大允许的初始缺陷，对于可检结构给出检查周期。
因此，从20世纪70年代初开始，美国军用飞机在强度、刚度、安全寿命设计要求基础上，增加了损伤容限（破损安全和安全裂纹扩展）设计和验证要求，用安全寿命设计确定飞机使用寿命，用损伤容限设计保证飞机使用安全。我国1985年颁布的GJB67系列规范《军用飞机强度和刚度规范》就是采用了安全寿命和损伤容限相结合的设计思想，该国军标一直用到2008年颁布新国军标《军用飞机结构强度规范》为止。
近30年来，先进的军用和民用飞机的性能不断提高，相应地，飞机的复杂性和成本也迅速增加。因而对飞机的使用寿命要求也越来越高。军用飞机（主要指作战类飞机）的使用寿命从20世纪60年代的1500飞行小时提高到5000～8000飞行小时。运输机从20000飞行小时提高到30000～60000飞行小时。同时，飞机结构在其使用寿命期内工作的可靠性和维修成本的低廉性也成为非常重要的问题。
1974年，美国空军对飞机结构的寿命、可靠性要求作了重大的更新，颁布了第一部规定耐久性设计要求的军用规范MIL-A-008866B。1998年，美国国防部颁布了空军海军通用的飞机结构设计和验证规范JSSG—2006《飞机结构》，规定所有军用飞机都要全面贯彻执行强度、刚度、耐久性和损伤容限设计思想。
尽管20世纪90年代，我国的相关国军标也规定了耐久性设计要求，但由于种种条件的限制并未贯彻执行。我国解放军总装备部于2008年颁布了GJB67A《军用飞机结构强度规范》，全面规定了飞机结构强度、刚度、耐久性和损伤容限设计和验证要求，从此，我国飞机设计走上了耐久性和损伤容限设计思想相结合的道路。
耐久性设计思想和损伤容限设计思想一样，两者都承认结构在未使用之前就存在未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。两者不同的是耐久性设计侧重确定飞机使用寿命并保证机体结构具有良好的战备状态和低的使用维修费用，而损伤容限设计则侧重于确保机体结构的使用安全。
这里还要说明的是，耐久性设计并不是完全取代基于疲劳的安全寿命设计，而是包含了安全寿命设计，对于可检可修或可检不可修结构，耐久性设计的指标是经济寿命；对于不可检结构，耐久性设计的寿命指标是安全寿命。这里的经济寿命和安全寿命可统称为耐久性使用寿命。
飞机结构可靠性设计思想是将各种设计变量和各种设计准则转换成概率设计准则。美国国防部于1998年颁布的军用规范JSSG—2006《飞机结构》和2005年颁布的MIL-STD-1530C《飞机结构完整性大纲》都规定了飞机结构概率设计准则和结构可靠性设计要求。我国于2008年颁布的GJB67A—2008《军用飞机结构强度规范》也规定了飞机结构可靠性设计要求。
相对于以往的确定性设计准则来说，飞机结构概率设计准则和可靠性设计思想是一种全新的设计思想，尽管这一新的设计思想是最近30多年来在航空界才逐步形成和发展起来，但它有着巨大的生命力和广阔的发展前景。
既然飞机结构设计原理是飞机结构设计思想的具体体现，而飞机结构设计原理的核心是结构设计准则，下面就简单介绍各种飞机结构设计思想的相应设计准则。
静强度设计准则为结构的强度P u 大于此结构所受的载荷时，结构安全，反之此结构失效。此准则的表达式为
式中 P d ——结构的极限载荷，极限载荷由限制载荷乘以合适的安全系数得出，即
式中 P e ——结构的限制载荷；
f——安全系数。
对于飞机结构各部件、构件或零件，其安全系数可能是不同的，一般取f=1.5。在新的国军标GJB67A—2008中，安全系数称为不确定系数。
限制载荷是飞机在允许的地面和飞行使用中可能产生的最大和最严重的载荷组合。GJB67A规定限制载荷出现概率大于或等于1×10 -7 /每次飞行。
结构刚度设计准则为
式中 δ——结构在极限载荷下的变形量；
［δ］——结构容许的变形量。
对于气动弹性问题提出的刚度要求，其表达式为
式中 V max ——飞机的最大飞行速度；
V cr ——飞机结构的临界颤振速度。
基于疲劳强度的安全寿命设计准则：在设计使用载荷谱作用下，按安全寿命设计的机体结构，其安全寿命大于或等于设计使用寿命。其设计准则可表示为
式中 N s ——飞机结构的安全寿命；
N sg ——飞机的设计使用寿命；
N ex ——全尺寸结构的疲劳试验寿命；
n f ——疲劳分散系数，一般取4。
基于断裂强度的耐久性设计准则：在设计使用载荷/环境谱作用下，按耐久性设计的机体结构，其耐久性使用寿命大于或等于设计使用寿命；并且，在整个设计使用寿命期内，应保证机体结构具有良好的战备状态和低的使用维修费用。其设计准则可表示为
式中 N jj ——耐久性使用寿命（或经济寿命）；
N sg ——设计使用寿命；
N sh ——全尺寸结构耐久性试验寿命（或分析寿命）；
n——耐久性试验（或分析）分散系数，对耐久性试验，一般取n=2，对耐久性分析，一般取n=2～4。
一般来说，耐久性使用寿命主要是根据全尺寸结构耐久性试验并结合相关分析给出的。耐久性判据：当机体结构出现广布疲劳损伤，修理它们已不经济，如果不修理又会引起功能性问题而影响战备状态时，则认为机体结构达到了耐久性使用寿命。
基于断裂强度的损伤容限设计准则：在设计使用载荷/环境谱作用下，按损伤容限设计的机体结构，在给定的不修理使用期内，应使因未能查出的缺陷、裂纹和其他损伤的扩展而造成的飞机失事概率减至最小，以保证机体结构的安全。损伤容限设计把飞机结构设计成缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构。
缓慢裂纹扩展结构设计准则：裂纹或缺陷不允许达到引起裂纹失稳快速扩展所要求的临界尺寸。其安全性通过对缓慢裂纹扩展采用规定的检测级别在规定的使用期内进行检测来保证。带有亚临界损伤的缓慢裂纹扩展结构的强度应不低于不修理使用期内规定的限制。
破损安全结构设计准则：结构设计或使失稳快速扩展的裂纹在结构完全破坏之前的一个连续区域内被止裂。其安全性通过残留结构的缓慢裂纹扩展和随后的损伤检测来保证。残留的无损伤结构的强度在不修理使用期内不应低于规定的水平。
为便于更好地了解安全寿命设计、耐久性设计和损伤容限设计思想和相应的设计准则，表2-3给出了这三种设计准则的比较。
表2-3 安全寿命设计、耐久性设计和损伤容限设计的比较
续表
结构可靠性设计的设计准则为
式中 R s ——结构系统的可靠度；
——结构系统的可靠性指标。
结构系统的可靠度可表示为
式中 p——结构系统的破坏概率（或失效概率）。
图2-3给出飞机结构可靠性设计程序框图，由图可以看出，飞机结构可靠性设计总体上分为输入数据、设计、分析、可靠度计算和输出5个阶段。输入数据包括输入载荷统计量、环境统计量和材料统计量。这里的载荷包括静载荷、动载荷、疲劳载荷（载荷谱）和热载荷；这里的环境，既包括环境极值，也包括环境谱。也就是说，载荷/环境和载荷/环境谱是结构可靠性设计的输入。
图2-3 飞机结构可靠性设计程序框图
20世纪70年代以来，随着腐蚀环境对飞机结构使用寿命的影响越来越严重，飞机结构腐蚀疲劳问题到了不得不解决的地步。这样，美国自20世纪70年代中期以后的军用规范和标准以及我国自80年代末期以后的国军标，都明确规定了飞机结构抗腐蚀疲劳设计要求，但从目前国内外飞机结构的设计实践来看，并没有完全按照这些设计要求去进行飞机结构抗腐蚀疲劳设计和验证。换句话说，人们并不完全清楚设计实践应该如何去满足这些设计要求，这就使得设计实践落后于设计要求的规定，这种设计要求和设计实践的不一致性在国内的飞机结构设计中显得尤为突出。
之所以会出现设计要求和设计实践的不一致性，一个重要原因是至今还未形成一套完整而成熟的飞机结构抗腐蚀疲劳设计方法。本节在阐述飞机结构抗腐蚀疲劳设计基本原则的基础上，提出飞机结构抗腐蚀疲劳基本方法框架，以此作为飞机结构抗腐蚀疲劳设计的基础，并期待着国内尽快形成一套完整而成熟的飞机结构抗腐蚀疲劳设计方法，以用于飞机结构设计和验证。
飞机结构抗腐蚀疲劳设计，是一种基于腐蚀疲劳失效模式的结构设计思想和设计理念，但它不是单一的结构设计原理和结构设计准则，而是由至少一种与飞机使用寿命有关的结构设计准则所组成的结构设计思想。飞机结构抗腐蚀疲劳设计思想的核心可以是安全寿命设计准则，也可以是耐久性设计准则，还可以是损伤容限设计准则，或者是这其中任意两种甚至三种的组合，即安全寿命准则加损伤容限准则或耐久性准则加损伤容限准则，甚至是安全寿命准则、耐久性准则加损伤容限设计准则，这要根据飞机结构不同部件和关键件选择何种设计准则而定。
由上述分析可以看出，这里所说的飞机结构抗腐蚀疲劳设计中的“疲劳设计”已不是传统的疲劳强度设计概念，它至少具有以下三个含义。
（1）飞机结构抗腐蚀疲劳设计的思想基础是腐蚀疲劳失效模式，其设计要求是使所设计的飞机结构能够经受住腐蚀疲劳损伤。
（2）飞机结构抗腐蚀疲劳设计的设计目标是在飞机使用寿命期内发生飞机结构腐蚀疲劳破坏的概率减至最少。
（3）飞机结构抗腐蚀疲劳设计的设计准则可以是安全寿命设计准则、耐久性设计准则和损伤容限设计准则中的一种、两种甚至三种。
正因为飞机结构抗腐蚀疲劳设计的设计准则是安全寿命准则、耐久性准则和损伤容限准则，因此，在下面所要叙述的飞机结构抗腐蚀疲劳设计方法中所提到腐蚀疲劳分析和腐蚀疲劳试验中的“疲劳”只是一个代名词。它可以是疲劳分析、耐久性分析和损伤容限分析，也可以是疲劳试验、耐久性试验和损伤容限试验，但所有这些分析和大部分试验（全尺寸机体结构实验室疲劳/耐久性/损伤容限试验除外）都是在腐蚀环境下进行的。同样，按飞机结构抗腐疲劳设计所给出的使用寿命可以是飞机设计使用寿命所规定的任何一种寿命（飞行小时、飞行次数、日历寿命等），但所有这些寿命都是在载荷/环境谱条件下给出的。
在当前飞机结构设计实践和抗腐蚀疲劳设计要求存在不一致性的情况下，特提出现阶段我国飞机结构抗腐蚀疲劳设计的如下5项基本原则。
（1）以常规疲劳为主的原则；
（2）腐蚀环境宜粗不宜细的原则；
（3）典型结构件代替全尺寸机体结构试验的原则；
（4）分析和试验相结合以分析为主的原则；
（5）突出腐蚀防护的原则。
为便于理解和记忆，现以顺口溜的形式给出这些基本原则：“常规疲劳作主演，腐蚀疲劳配角戏；重复载荷要准确，环境宜粗不宜细；典型构件代机体，局部试验和分析；腐蚀防护最重要，防微杜渐勤修理。”
这里说的常规疲劳是指不考虑腐蚀环境的疲劳，也就是通常所说的空气中的疲劳。从学科领域划分来看，腐蚀疲劳既是一种腐蚀，又是一种疲劳。从飞机结构设计角度来说，力学作用比腐蚀作用更重要，因此，应首先把腐蚀疲劳看成是一种疲劳，从力学上考虑问题，然后再辅之于考虑腐蚀介质影响问题。于是在飞机结构设计中处理常规疲劳和腐蚀疲劳问题这一对矛盾时，应把常规疲劳作为矛盾的主要方面，首先解决常规疲劳问题，在此基础上再考虑腐蚀环境影响的修正。常规疲劳设计已有成熟的设计方法和丰富的经验，按这个思路处理问题既省时省钱，又能解决工程实际问题。
飞机在实际使用中遭受的腐蚀环境多达十几种以上，从环境性质来看，它们可分为化学环境和气候环境，从环境来源看，它们可分为外部自然环境和内部工作环境，而且这些环境参数往往是多元随机变量，不可能也没有必要把它们完全精确地描述出来，因此，描述这些环境宜粗不宜细。这里包括两层意思：第一，对特定飞机可考虑并确定飞机可能经受的少数几种主要环境，而把一些次要的环境因素忽略掉；第二，在编制环境谱时要采取各种简化手段，使其能大致反映飞机真实使用环境即可。
在目前条件下，无论从技术水平、试验手段或从经费上，对飞机整机或全尺寸部件进行腐蚀疲劳试验是不现实的。一个可行的解决办法是选择一些既受严重疲劳载荷又受严重腐蚀环境影响的飞机结构关键部位，进行典型构件的腐蚀疲劳试验和分析，以用于对实验室全尺寸飞机机体或部件疲劳试验结果进行修正，这就是用典型构件代替全尺寸机体结构的含义。
在飞机结构常规的抗疲劳设计时，也是采取分析和试验结合的原则，但在那种结合中最后“说了算”的不是分析而是试验结果，而且主要是全尺寸飞机机体结构疲劳试验结果。在飞机抗腐蚀疲劳设计时也要坚持分析和试验相结合的原则，与此同时还应加上以上分析为主的原则。第一，已经有实验室全尺寸机体结构疲劳试验作为主要依据，典型构件的腐蚀疲劳试验和分析主要用于对其进行修正；第二，材料或标准试件腐蚀疲劳试验用于对典型构件腐蚀分析提供材料性能数据，典型构件腐蚀疲劳试验用于验证腐蚀疲劳分析结果，这两种试验都是围绕分析进行的；第三，腐蚀疲劳试验的分散性比常规疲劳试验的分散性更大，难以用它直接作为修正的主要依据。
飞机结构抗腐疲劳设计要把腐蚀防护作为重点，要把它放在优先的位置来考虑，这是因为设计目的是为了使所设计的所有飞机结构能够在规定的使用期（使用寿命或检修期）内不致因腐蚀或其他损伤而导致关键部位开裂，从而降低功能和危及安全。为达此目的，主要应通过腐蚀防护来实现。突出腐蚀防护包括以下内容。
（1）除采取传统的腐蚀防护措施外（防止“纯”腐蚀），还要从腐蚀疲劳和使用寿命角度采取腐蚀防护措施。
（2）不仅要在设计阶段采取腐蚀防护措施，而且在制造和使用过程中也要采取腐蚀防护措施。
（3）所采取的一些主要腐蚀防护措施要通过分析和试验来验证其有效性。
为了使所设计的飞机尽可能满足飞机结构抗腐蚀疲劳设计要求，根据上述的设计基本原则，提出目前阶段飞机结构抗腐蚀疲劳设计基本方法框架，如图2-4所示。从图可知，飞机结构抗腐蚀疲劳设计有许多环节，但首先应抓住这样四个基本环节：载荷/环境谱编制、典型构件腐蚀疲劳分析、腐蚀疲劳试验和腐蚀防护。这几个环节既相对独立又相互依赖，下面分别简述之。
图2-4 飞机结构抗腐蚀疲劳设计基本方法框架
载荷/环境谱既是典型构件腐蚀疲劳分析和试验的直接依据，又可为腐蚀防护提供设计资料，因此，编制载荷/环境谱是飞机结构抗腐蚀疲劳设计的首要环节。它包括编制飞机载荷谱、使用环境谱、当量环境谱和试验载荷—环境谱。飞机载荷谱按通常的方法编制即可。飞机使用环境谱、当量环境谱和试验载荷—环境谱及其编制方法在第13章中叙述。
这里所说的典型构件腐蚀疲劳分析主要是指谱载下典型构件腐蚀疲劳裂纹形成分析和裂纹扩展分析。典型构件腐蚀疲劳分析方法，主要是在常规疲劳分析法基础上加以腐蚀环境下的修正，谱载下典型构件腐蚀疲劳裂纹形成分析方法可分为名义应力法和局部应变法，腐蚀疲劳裂纹扩展分析方法是目前主要的确定性断裂力学分析方法。
现阶段用于飞机结构设计中的腐蚀疲劳试验从试件来分，可分为标准试件和典型构件的腐蚀疲劳试验；从受载类型可分为常幅和谱载下的腐蚀疲劳试验；从破坏类型可分为腐蚀疲劳裂纹形成和裂纹扩展试验。这些腐蚀疲劳试验主要是为腐蚀疲劳分析服务的。
标准试件腐蚀疲劳试验主要用于研究不同材料在腐蚀环境中的疲劳／断裂特性，研究各种力学因素，如应力比、加载波形、加载频率等的影响，为飞机合理选材提供依据，为典型构件腐蚀疲劳分析提供数据。飞机典型构件腐蚀疲劳试验主要用于验证典型构件腐蚀疲劳分析结果，并且根据综合分析结果来修正全尺寸飞机机体结构实验室条件下的疲劳试验结果。
腐蚀防护是指为保护飞机材料和结构免受腐蚀／腐蚀疲劳损伤而采取的腐蚀控制措施。这里的腐蚀防护已经超出了传统的腐蚀防护概念，即不仅要从“纯”腐蚀角度进行腐蚀防护，而且要从腐蚀疲劳、从使用寿命角度进行腐蚀防护。因此，它应贯穿飞机结构设计、研制、定型、生产和使用的全寿命周期中，具体包括设计阶段、制造过程和使用过程的腐蚀控制。
设计阶段应根据飞机结构腐蚀疲劳设计准则、飞机预计的使用方法和腐蚀环境采取腐蚀控制措施，这些措施主要包括：合理地选择耐腐蚀材料，选择合适的防护涂（镀）层，选择合适的电化学保护，选择合适的结构连接形式和合理的表面形状，避免腐蚀介质的积存，避免相邻不同材料的不相容性，选择合理的工艺和表面处理方式等。在设计定型阶段的后期，应根据设计使用寿命、设计使用载荷/环境谱、全尺寸疲劳试验及评估结果和结构关键件清单制定飞机结构初期检查维修大纲，以便飞机在达到甚至超过设计使用寿命期仍能保证结构完整性。
制造过程的腐蚀控制包括两方面内容：第一，严格按设计阶段所确定的腐蚀防护工艺流程进行生产制造，如所有表面应保证设计规定的表面粗糙度、严格执行热处理规范、对氢脆敏感材料不要在含氢环境下进行焊接、装配时控制装配应力避免产生过大残余应力等。第二，要保持生产制造现场防腐防尘，如厂房保持干燥、避免污染源、避免工序间的腐蚀、清洗液和切削液无侵蚀作用等。
使用过程的腐蚀控制主要是在使用中严格贯彻执行初期检查维修大纲。按该大纲要求及时检查腐蚀状态和加强维护修理。在此基础上，当飞机使用一段时间后，还应修改初期检查维修大纲，使疲劳损伤控制、腐蚀损伤控制和意外损伤控制一直进行到飞机退役为止。
以上从四个方面进行了飞机结构抗腐蚀疲劳设计基本方法顶层设计，它本身还不是一套完整的抗腐蚀疲劳设计方法，但以此为框架，通过细化扩展并解决其中的一些关键技术问题，就能形成一套完整的飞机结构抗腐蚀疲劳设计方法，这有待进一步探索、研究和实践。
从新机型研制的过程来说，飞机结构设计是将飞机机体构思变成产品实体的技术文件的拟定。飞机结构设计之前，结构设计人员必须首先知道结构设计所必须的一些原始条件，而飞机的载荷和环境就是其中最重要的原始条件之一。
其实，任何一种设计思想的飞机结构设计，载荷和环境都是飞机结构设计的前提条件和基本输入，并且获取和确定飞机结构载荷和环境也是飞机结构设计的一项重要内容。
现从飞机结构设计中载荷和强度之间的关系来作进一步分析。我们知道，飞机结构强度计算、分析和校核是飞机结构设计的一项重要内容。从传统的强度概念来说，飞机结构强度是指在严重受载情况下，飞机机体抵抗破坏的能力。传统强度一般包括静强度、动强度、疲劳强度和热强度。从现代飞机设计思想来说，耐久性和损伤容限也纳入结构强度范畴，只不过两者不属于传统强度概念，而是属于以断裂力学为基础的断裂强度范畴。广义强度包括传统强度和断裂强度，刚度也可纳入广义强度范畴。
不管是传统强度或广义强度，飞机载荷和环境是飞机结构强度计算和强度校核的基本输入，也是飞机结构强度是否满足飞机结构设计要求的最重要条件，这也可以从图2-3中的飞机结构可靠性设计基本流程中看出。从该图可知，在飞机结构设计过程中，根据载荷、环境和材料基本输入数据，来初步确定飞机结构型式和结构尺寸，与此同时进行结构应力分析和强度计算以及各构件的可靠度计算，如果满足设计要求就输出，如果不满足，重新更改结构型式和结构尺寸，并再进行相应的应力分析和强度校核，直到满足设计要求为止，这是一个反复迭代的过程。
对于安全寿命设计、耐久性设计、损伤容限设计以及2.2.5节叙述的抗腐蚀疲劳设计来说，载荷/环境谱与飞机结构设计的关系就更直接更密切了。载荷/环境谱不仅是飞机结构设计的前提条件和基本输入，编制载荷/环境谱还是飞机结构设计的重要组成部分。从图2-4的飞机结构抗腐蚀疲劳设计基本方法框架可以看出，飞机结构抗腐蚀疲劳设计主要由四大部分组成：编谱、分析、试验和腐蚀防护，而其中的编制载荷/环境就成为第一大重要组成部分，由此可见载荷/环境谱在飞机结构设计中的地位和作用。