飞机结构的耐久性分析与试验是飞机研制过程中不可缺少的重要环节。通过耐久性试验得到的结果能够综合验证结构的设计有效性,而在设计过程中利用耐久性分析技术可以指导试验,从而降低成本,缩短设计周期,提高设计效率。飞机结构细节原始疲劳质量是影响飞机结构耐久性最主要的因素,因此控制结构细节原始疲劳质量是实现结构耐久性设计的重要环节。结构细节的原始疲劳质量可用当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布表示。本文从研究结构细节的当量初始缺陷尺寸入手,对盒段进行了耐久性分析。本文系统地阐述了飞机结构耐久性分析的原理与具体方法,针对某型飞机的机翼盒段几何模型,简化部分结构后,建立了相应的有限元模型。通过有限元分析,计算出机翼盒段的应力严重区,针对应力严重区的结构细节进行耐久性试验,获得相应的断口金相数据集。基于概率断裂力学的基本假设和原理,建立了通用当量初始缺陷尺寸分布估算程序,利用耐久性试验获得的断口金相数据集进行计算,得到了通用当量初始缺陷尺寸分布,最终给出了机翼盒段的经济寿命预测值。