介绍了组合翼梁和整体翼梁结构的区别，利用ANSYS软件对整体翼梁损伤容限特性进行分析，讨论了有止裂筋条和无止裂筋条两种情况下的损伤容限特性，研究了止裂筋条在不同结构参数面积下的应力强度因子变化规律。根据静强度理论、断裂力学准则及检查间隔要求，结合整体翼梁结构参数及其传力特点，在止裂筋条面积赋初值的基础上，从止裂筋条面积能否同时满足静强度理论、断裂韧性准则及检查间隔要求角度，采用计算迭代给出了飞机整体翼梁止裂筋条结构参数确定方法。为今后飞机整体翼梁结构损伤容限设计提供了参考依据。

介绍了飞机翼梁损伤试验，针对试验中蒙皮孔边早期出现疑似可检裂纹可能导致试验无法正常进行的情况，提出了拆除裂纹孔边铆钉的方法达到延缓裂纹扩展的目的。通过有限元分析软件，建立含裂纹结构应力强度计算模型，研究了拆除铆钉法在飞机整体翼梁损伤容限试验中的具体应用，通过静强度理论及断裂力学理论分析，对蒙皮孔边铆钉孔的受力状态、临界裂纹长度、疲劳寿命进行计算，指出拆除铆钉法本质是通过疲劳危险部位的逐渐转移来延长结构的疲劳寿命。给出的理论分析方法，可供飞机结构设计及修理参考。