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飞机结构完整性含义是随着飞机设计思想的变化而不断完善的。飞机结构完整性概念最早出现在美国1954年12月颁布的两部军用标准中，一部是MIL-S-5710《军用标准，结构准则，有人驾驶飞机结构试验，静强度》，规定了“通过静强度结构试验方法的飞机结构完整性验证”要求；另一部是MIL-S-5711《军用标准，结构准则，有人驾驶飞机结构试验，飞行》，规定了“结构完整性飞行验证”要求。1956年，出版的《美国空军词典》中，给出结构完整性定义：“用于飞机设计的机体结构承受载荷的特性”，但这种结构特性究竟包含哪些具体内容，承受的什么载荷，该定义并没明确指出。但很显然，当时主要是指飞机结构静载荷和静强度设计和验证。到了1972年9月，美国空军正式颁布首部规定军用飞机结构完整性设计和验证要求的军用标准MIL-STD-1530《飞机结构完整性大纲 飞机要求》，才明确了飞机结构特性的具体内容。2005年，颁布了新的军用标准MIL-STD-1530C，对结构完整性作了更准确的解释。
从飞机所处的状态来说，结构完整性是指在要求的结构安全性、结构特性、耐久性和可保障性水平下，结构完好和未受损伤时所处的状态；从所涉及的内容来说，结构完整性是指影响飞机功能、安全使用和费用的机体结构强度、刚度、耐久性和损伤容限的总称。这里的强度是指在严重受载情况下机体抵抗破坏的能力。刚度是指在严重受载情况下，机体抵抗有害变形的能力。耐久性是指在规定使用期内，机体抵抗开裂（包括应力腐蚀和氢脆引起的开裂）、腐蚀、高温退化、分层、磨损和外来物损伤作用的能力。损伤容限是指在规定的不修理使用期内，机体抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力，它通常用裂纹容限/剩余强度来表征。功能是指在规定的使用期内，机体完成指定工作任务的能力。
由此定义可见，飞机结构完整性具有三个要素：前提、对象和内容。也就是说，飞机结构完整性的前提条件（或出发点）是保证飞机的安全性和经济性及结构功能，这是现代飞机的高标准要求（安全可靠和经济长寿）所决定的。飞机结构完整性的对象是飞机结构件，换句话说，凡是影响功能、安全性和经济性的任何机体结构件都应作为飞机结构完整性的对象来考虑。飞机结构完整性的主要内容是结构强度、刚度、耐久性和损伤容限。很显然，这里的强度和刚度属传统强度范畴。这里的损伤容限和耐久性实质上也属强度范畴，但它们已不是传统的强度概念，而是属于断裂力学为理论基础、以数理统计为基本方法、与疲劳强度密切相关的断裂力学范畴。由此可见，结构完整性仍然属于结构强度（指广义强度）的范畴。
现代的飞机结构完整性是由现有各种设计准则集成的一种先进的飞机设计概念和设计思想，飞机结构完整性大纲是一种先进的飞机结构设计思想体系。飞机结构完整性设计思想和结构完整性大纲的这种先进性可以归纳为以下几个方面：第一，既考虑了飞机使用的经济长寿，又考虑了飞机使用的安全可靠；第二，既强调了飞机机体主要结构，又全面考虑了影响功能、经济性和安全性的所有次要结构和机内各种系统；第三，既考虑了飞机载荷、振动、噪声、气动弹性、气动加热等载荷使用环境，又全面考虑了外界自然环境——化学、气候、雷击、外来物等；第四，既强调了耐久性、损伤容限的断裂强度要求，又全面地考虑了传统的强度和刚度要求；第五，既考虑了飞机结构强度的要求（传统强度和断裂强度），又从强度角度考虑了飞机结构功能要求；第六，既规定了设计研制阶段和设计定型阶段的要求，又规定了飞机使用阶段——部队管理要求；第七，既规定了飞机机体结构特性（强度、刚度、耐久性和损伤容限等）的设计要求，又一一对应地规定了这些要求的验证要求等。
飞机结构完整性大纲（ASIP）是指规定飞机结构完整性要求的总大纲，它体现了现代飞机结构完整性设计思想体系。随着飞机设计思想的不断发展和航空技术水平的不断提高，飞机结构完整性大纲经历了一个形成、逐步深化和不断完善的过程。
飞机结构完整性大纲的形成起始于20世纪50年代美国B-47轰炸机的严重事故。B-47轰炸机是20世纪50年代“冷战时期”美国重要的战略打击力量，1958年3月至4月，5架B-47轰炸机接连因结构破坏而坠毁，其中一架飞机飞行2000小时后发生破坏，导致当时美国全军所有B-47飞机停飞。
1959年2月，美国空军研究与发展部（ARDC）和美国空军材料部（AMC）联合发布了《高性能飞机结构完整性大纲的大纲要求》，这是全世界有关飞机结构完整性大纲的第一个正式报告。该报告主要针对B-47轰炸机，包括以下11个部分：
（1）静力试验；
（2）飞行载荷测量；
（3）疲劳试验；
（4）低高度阵风环境；
（5）任务剖面数据；
（6）过渡性使用载荷（Interim Service Load）；
（7）VGH寿命历程记录；
（8）8通道使用载荷记录；
（9）声疲劳；
（10）高温结构；
（11）设计准则。
从这11项内容看出，除传统的静强度设计和验证之外，飞机载荷测量和载荷谱、疲劳设计和验证及使用寿命问题等在世界第一个飞机结构完整性大纲报告中占了很大比重。
1961年，美国空军航空系统部（ASD）发布了技术报告ASD-TN-61-141《空军结构完整性现状和详细要求》，该报告把ARDC-AMC报告的11个部分归纳整理成五大类工作，并按时间顺序进行编排如下：
（1）设计资料；
（2）初步设计分析；
（3）试验；
（4）最终结构完整性分析；
（5）实际操作使用。
这5大类工作就是目前军用飞机结构完整性大纲五大任务的雏形。1966年1月，美国空军航空系统部发布了技术报告ASD-TR-66-57《空军结构完整性大纲要求》，把飞机结构完整性大纲工作明确划分为5个阶段。
1972年9月，美国空军正式颁布了军用标准MIL-STD-1530（USAF）《飞机结构完整性大纲，飞机要求》，这是世界上首部关于飞机结构完整性大纲的军用标准，该大纲在静强度、刚度和疲劳强度设计准则基础上，增加了破损安全设计和验证要求。
1975年12月，美国空军颁布了MIL-STD-1530A取代LIL-STD-1530，仍然把结构完整性大纲分为五大任务，但把损伤容限和耐久性设计和验证内容纳入到五大任务之中。到2005年11月为止，美国飞机结构完整性大纲经历了6次更新，具体见表2-4。
这里特别要提的是最近的一次更新，即2005年11月颁布的MIL-STD-1530C，该大纲具有以下几个特点。
（1）MIL-STD-1530C尽管由美国空军提出，但由美国国防部颁布，这意味着21世纪开始飞机结构完整性大纲不仅要在美国空军飞机贯彻实施，而且要在美国所有军用飞机中贯彻实施。
（2）MIL-STD-1530C比以往的结构完整性大纲更强调了风险评估和风险管理，这主要体现在以下几点。
表2-4 美国军用飞机结构完整性大纲演变
① 风险分析贯穿飞机研制和使用的全过程，在设计分析和研制试验（任务Ⅱ）中要进行初始风险分析，在合格审定和部队管理对策（任务Ⅳ）中要进行正式的风险分析，在部队管理实施（任务Ⅴ）中要进行风险分析更新。
② 风险分析不仅要进行定性分析，还要进行定量分析，而且定量风险分析还有明确的定量指标，这个定量指标就是2.2.3节中谈到的军用飞机结构可靠性设计目标（10 -7 ～10 -5 /每次飞行）。
③ 要进行全面的风险分析。全面是指研制该飞机所涉及的所有设计准则内容都要进行风险分析，也就是说，不仅要对静强度和刚度设计进行风险分析，对耐久性和损伤容限设计也要进行风险分析。
强调风险评估和风险管理意味着美国军用飞机结构设计和验证在全面地贯彻飞机结构可靠性设计思想。
（3）MIL-STD-1530C首次把军用飞机结构完整性的设计和验证要求纳入到型号飞机的适航合格审定中，这就意味着飞机适航性不再是民用飞机的专利，军用飞机也应进行适航合格审定，也应满足飞机适航要求。
针对MIL-STD-1530C所具有的这些特点，根据我国的国情，正有条件地吸收到我国即将颁布的新国军标《军用飞机结构完整性大纲》中。
由以上飞机结构完整性大纲的形成和发展过程看出，飞机结构完整性大纲是由批量飞机主要因疲劳导致的事故出现而孕育的，是伴随损伤容限和耐久性设计思想的形成而催生的，并且随着损伤容限、耐久性设计思想的完善和飞机结构可靠性设计思想的形成而逐步完善起来。
从1972年美国空军颁布的首部飞机结构完整性大纲（ASIP）以来，各个版本的飞机结构完整性大纲尽管具体内容不同，但均包括相互联系的五大任务（表2-5），这五大任务就构成了飞机结构完整性大纲的主要内容。现以表2-5来具体说明，该表摘自即将颁布的我国新国军标GJB775A-2012《军用飞机结构完整性大纲》。很显然，表2-5和表1-2的五大任务具体内容不是完全相同的。
表2-5 军用飞机结构完整性大纲任务（摘自GJB775A—2012）
续表
该任务主要确定飞机设计中必须使用的准则，以保证所研制的飞机满足飞机结构完整性大纲要求。这些设计准则包括载荷准则、动力学准则、强度准则、耐久性准则、损伤容限准则和质量特性准则。除确定设计准则外，该任务还包括用于飞机结构设计和验证的下述资料：飞机结构完整性大纲主计划；设计使用寿命和设计使用方法；耐久性和损伤容限控制大纲；腐蚀防护和控制大纲；无损检测大纲；材料、工艺连接方法和结构概念的选择等。
在飞机结构初步设计和详细设计阶段需要设计分析和研制试验，其主要目的如下：
① 确定飞机结构必须经受的载荷和环境；
② 基于载荷和环境对飞机结构进行初始和最终分析和试验；
③ 确定满足强度、刚度、耐久性和损伤容限要求的飞机结构型式和尺寸。
设计分析和研制试验包括如下主要内容。
设计分析包括下述内容：规定和验证所用材料和接头许用值；载荷分析；编制设计使用载荷谱和设计化学/热/气候环境谱；应力分析；耐久性分析；损伤容限分析；腐蚀评估；声耐久性分析；振动分析；气动弹性和气动伺服弹性分析；质量特性分析；结构生存力分析。
设计研制试验包括试样元件级试验、构件级试验以及部件级试验；试验内容包括耐久性试验和腐蚀试验等。
应制定无损检测大纲对生产过程监测和结构件质量控制中所用的无损检测方法的效力进行评估，以降低漏检风险。
应根据当量初始缺陷尺寸和类似飞机的使用数据进行初始风险分析，用于验证飞机按设计使用载荷/环境谱飞行时，在飞机设计使用寿命期内出现广布疲劳损伤起始和丧失破损安全的风险很低。同时，该分析还应预计超出设计使用寿命后，何时丧失破损安全的风险变得不可接受。对于非破损安全结构，该分析应预计超出设计使用寿命后，不管何时，即使采取了必需的安全检查/更改，也会导致飞机不可用度及不利经济后果的风险高得不可接受。
全尺寸试验的目的是通过一系列地面试验和飞行试验，确认飞机结构设计的合理性。这些试验包括：静强度试验，首飞前地面验证试验，飞行试验，耐久性试验，损伤容限试验，气候试验，最后还应对这些试验结果进行分析和评估。根据评估结果制定必要的改进措施，以验证强度、刚度、耐久性和损伤容限设计要求得到满足，并将相关风险降低到可接受的程度。
飞机结构合格审定应以任务Ⅰ至任务Ⅲ的结果为审定基础。飞机结构合格审定的最终阶段工作是合格审定分析。合格审定分析是根据地面和飞行试验结果，对任务Ⅱ的设计分析进行修正，以解决分析和试验之间存在的不一致性问题。合格审定分析还应为制定保证飞机安全使用所需的技术文件（如使用限制操作程序、维护要求等）提供工程原始数据。
飞机结构合格审定分析的一个重要内容是进行风险分析，其分析的目的是确定飞机结构完整性大纲的各项任务对飞机结构可靠性的影响，并验证飞机结构可靠性要求。在进行风险分析时，要以概率量化的形式给出分析精度，并形成文件，以支持结构合格审定。
制定适用的部队管理对策的目的在于解决任务Ⅴ中飞机维护期间出现的部队管理问题。部队管理对策包括强度概要和使用限制、部队结构维护计划、载荷/环境谱测量、单机跟踪大纲等。
在部队管理对策的几项内容中，载荷/环境谱测量和单机跟踪大纲这两项内容占有重要地位。载荷/环境谱测量主要在足够数量的服役飞机上安装载荷/环境谱测量系统进行机队监控，以获得20%机队有效使用数据，编制基准使用载荷/环境谱，以及对初始的设计使用谱进行更新或确认。单机跟踪大纲主要是在所有部队服役飞机上安装能记录足够使用参数的系统（飞参记录系统），获得每架飞机的实际使用数据，调整各单机的维修间隔，确定飞机结构的损伤扩展速率，监控每架飞机的寿命耗损。
该任务规定如何执行任务Ⅳ中制定的部队管理对策。该任务主要由使用方负责实施，经实施所获得的数据和信息要按规定的程序及时反馈给设计部门。同样，单机跟踪大纲和载荷/环境谱测量是其中的两大重要内容。
部队管理实施的最终结果导致部队管理更新和重新合格审定。部队管理更新中的一项重要内容是风险分析更新。风险分析更新就是将预计的飞机结构灾难性破坏概率与所规定的限制水平（10 -7 ～10 -5 /每次飞行）进行比较，以确定飞机结构使用是否安全，如果不安全，应该采取何种措施（检查、修理、限制使用、更改或替换等）来降低风险。风险分析的更新是以载荷/环境谱测量和单机跟踪大纲所获得的编谱结果作为基本输入数据。
既然飞机结构完整性指在要求的结构安全性、结构特性、耐久性和可保障性水平下结构完好和未受损伤时所处的状态，而飞机结构完整性大纲规定了飞机结构完整性设计和验证的总要求，那么飞机必须具有结构完整性，必须满足结构完整性设计和验证总要求。
结构可靠性实质上是结构实现其完整性可靠程度的描述，结构可靠度表示着结构以怎样的概率达到了完整性的要求，可以说，实现结构完整性必须要有对应的结构可靠性指标，而结构可靠性设计和评定也必须全面反映结构完整性的所有要求。例如，2.2.3节中谈到的飞机结构设计目标中，分别规定了民用飞机（结构）适航目标和军用飞机结构可靠性目标，它们都是实现结构完整性对应的结构可靠性总的定量指标，飞机结构设计和验证只有按这个总的可靠性定量指标去实施，才能全面满足飞机结构完整性的所有要求。
适航性是指飞机在预期环境中能安全飞行的固有品质，这种品质可通过合适维修而持续保持。固有品质包括飞机的飞行性能（基本飞行性能、操纵性、稳定性等）、结构强度和刚度、活动部件的可靠性、机械设备的数量及其精确度等。而符合适航性的飞机，是指该飞机在飞行中能保证飞机及其乘员的安全，符合适用的适航性规章及其他有关的规范、标准、文件，适于投入飞行。
飞机适航性和结构完整性都是飞机保持安全飞行所具有的品质，但两者所涵盖的内容和侧重面不同。飞机适航性是指各种品质，包括性能、操纵性、稳定性、结构强度和刚度、航电、动力装置等，结构完整性主要是指结构品质特性，从专业属性来说，飞机适航性包含了结构完整性的内容。
两者另一个不同之处：飞机适航性最初是由民用飞机适航管理当局提出并由民航当局组织管理的，而飞机结构完整性最初是由军方（如美国空军）提出并由军方组织管理的，因此，飞机适航性主要针对民用飞机而言，飞机结构完整性主要针对军用飞机而言。当然，这种不同主要是从航空产品研制的组织管理角度上来说的。
因为飞机适航性和飞机结构完整性都是飞机的品质特性，而且结构完整性是飞机适航性中的一项重要内容；从专业属性来说，飞机适航性包含了飞机结构完整性；从技术层面上来说，军用飞机也应具有适航性并满足飞机适航性要求，民用飞机也应具有结构完整性并满足结构完整性要求。因此，美国国防部于2005年11月颁布的MIL-STD-1530C（USAF）《飞机结构完整性大纲（ASIP）》就明确规定要通过型号合格审定使军用飞机满足适航性要求。
从上述飞机结构完整性概念、飞机结构完整性大纲的演变和内容可以看出结构完整性和载荷/环境谱之间的以下关系。
（1）结构完整性是指影响飞机安全使用、成本费用和功能的结构强度、刚度、损伤容限和耐久性等结构特性的总称，而结构强度、刚度、耐久性和损伤容伤等的设计和验证都是以所承受的载荷、环境和载荷/环境谱为其前提条件的。
（2）结构完整性大纲的五大任务中都涉及载荷/环境谱编制、载荷/环境谱分析和载荷/环境谱的结构试验。也就是说，飞机结构载荷/环境谱是飞机结构完整性大纲的重要组成部分。