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这里所说的确定飞机使用寿命有两层含义：一是对于还未投入使用的飞机来说，用一定的方法确定并验证飞机设计使用寿命；二是对于已投入使用的飞机来说，用一定的方法对飞机设计使用寿命进行重新评定并确定飞机基准使用寿命。
无论是确定飞机设计使用寿命还是确定飞机基准使用寿命，飞机使用寿命确定方法基本上可分为两大类：分析方法和试验方法。
不同的结构设计准则用不同的分析方法预计飞机结构使用寿命，对基于疲劳强度的安全寿命设计准则，用疲劳分析方法来预计飞机安全寿命；对于基于断裂强度的耐久性设计准则，用耐久性分析方法来预计经济寿命（耐久性使用寿命）。
用于计算飞机结构安全寿命的疲劳分析方法分为应力疲劳分析和应变疲劳分析两类。应力疲劳分析法主要包括名义应力法、应力严重系数法和细节疲劳额定值方法（DFR法），应变疲劳分析法主要是指局部应力—应变法。
各种疲劳分析方法的基本步骤都是首先通过应力分析，将结构所受的载荷谱转变为要分析细节部位的应力谱。然后利用S-N曲线或ε-N曲线和等寿命图（曲线）计算出各级交变载荷产生的损伤，最后选用合适的累积损伤理论（至今最常用的仍是Miner线性累积损伤理论）和保证一定可靠度要求的分散系数确定结构的疲劳寿命。
用于估算结构经济寿命（耐久性使用寿命）的耐久性分析方法主要有以下四种。
耐久性分析的概率断裂力学方法是20世纪80年代以来发展的耐久性分析新技术。它以结构细节模拟试件耐久性试验所获得的裂纹形成时间（TTCI）数据集为基础，应用概率断裂力学原理，建立描述结构原始疲劳质量（IFQ）的通用当量初始缺陷尺寸（EIFS）分布，进而给出损伤率随时间变化的函数关系，依据指定的损伤度要求（允许的裂纹超越百分数和可靠度）预测结构的经济寿命。这种方法能准确地应用经济寿命准则进行耐久性分析，但必须以三种（或更多）应力水平下结构细节模拟试件耐久性试验为应用前提，而且最好在试验中采用真实结构的详细设计载荷谱或实测载荷谱。
裂纹萌生方法是在传统的疲劳分析方法基础上加以发展建立的耐久性分析方法。它以结构细节裂纹萌生并达到经济修理极限对应的“裂纹萌生寿命”p-S-N曲线族和谱载下寿命估算的线性累积损伤理论（Miner理论）为基础，结构细节群的IFQ由结构细节裂纹萌生p-S-N曲线族表示，可用于建立损伤度随时间变化的函数关系，并预测结构经济寿命，但不能计及谱载中载荷的顺序效应。它的应用前提条件是有结构材料的常规疲劳试验数据和1～2组结构细节模拟试件在恒幅交变载荷下的裂纹萌生寿命试验结果。为避免恒幅试验应力水平选取的困难，在一定程度上考虑谱中载荷的顺序效应，同时注意到较小样本模拟试件所得裂纹萌生寿命标准差偏小而造成偏危险的情况，对原有裂纹萌生方法做了重要改进。
确定性裂纹增长方法是在损伤容限设计中较长裂纹的扩展寿命计算方法基础上发展而来。它以典型的假设初始缺陷尺寸、相对小裂纹扩展速率和裂纹扩展计算程序为基础，结构细节的IFQ用假设初始缺陷尺寸和相对小裂纹（当量）扩展速率表示。它可以给出最严重应力区典型细节在2倍设计使用寿命时的裂纹尺寸，也可以给出各应力区最差的细节在1倍设计使用寿命时的裂纹尺寸，检验这些裂纹是否超过经济修理极限，即可判断所设计的结构能否达到耐久性的基本要求。但是，它不能综合各应力区损伤而给出结构损伤度随时间变化的函数。这种方法应用的前提条件是依据结构细节在一种基本的载荷谱下的模拟试件耐久性试验数据而得到的相对小裂纹扩展速率公式。
功能失效概率控制方法是在上述耐久性分析方法基础上发展的一种结构使用寿命评定方法。它主要针对结构功能失效，通过分析典型结构中必然具有的初始缺陷的扩展，确定其达到损害结构功能的时间，从而制定合理可行的检修方案，使结构满足用户提出的使用寿命要求。该方法将关键件功能失效概率定义为关键件结构细节群的裂纹超越数超过给定的允许裂纹超越数的概率，认为飞机结构所有关键件有一个功能失效则该飞机功能失效，一个装备群中出现一架以上功能失效的飞机即认为该飞机群功能失效，以二项分布为基础建立了从结构关键件功能失效概率、单个飞机结构功能失效概率直至飞机群功能失效概率分析的计算模型。
不同的结构设计准则用不同的试验方法来确定并验证飞机结构使用寿命，对于基于疲劳强度的安全寿命设计准则，用疲劳试验来确定飞机安全寿命；对于基于断裂强度的耐久设计准则，则用耐久性试验来确定飞机经济寿命（耐久性使用寿命）。对于现代飞机的机体主要结构来说，无论是安全寿命设计准则还是耐久性设计准则，都要用损伤容限设计准则来保证飞机的使用安全。在完成全尺寸疲劳试验或耐久性试验后，还应作全尺寸损伤容限试验。并且，对于用安全寿命准则设计的飞机来说，损伤容限试验结果所给出的部分裂纹扩展寿命还可计入飞机使用寿命中。对于已经投入使用的飞机来说，则要通过对比试验来重新评定飞机使用寿命。