应用大型一体化整体结构代替传统铆接组合结构已成为当今国内外飞机结构研制的一大趋势。整体结构的优势主要在于结构承载能力强、结构重量轻，加工工艺简单，应力集中部位和潜在疲劳裂纹起裂源少，在相同的材料性能和重量前提下，整体结构也比常规组合结构大大降低制造成本。整体结构的劣势主要在于其缺少铆钉孔这样的“天然”止裂元件而使得其破损安全性能受到不利影响，更容易形成广布疲劳损伤。正因为如此，近年来整体结构的损伤容限特性研究越来越受到工程技术人员的广泛关注。 本文立足于工程实际，针对某民用支线飞机整体翼梁结构，通过试验和理论计算分析，研究了其损伤容限特性。 首先，本文对含裂纹整体翼梁结构进行了裂纹扩展试验、剩余强度试验及断口分析。 其次，本文利用ANSYS有限元工程分析软件，对整体翼梁结构进行了应力强度因子分析，分别讨论了裂纹按照直线、试验真实轨迹、最大拉应力理论预测轨迹前进的应力强度因子分析；进一步讨论了蒙皮孔边裂纹、腹板厚度、止裂筋条等重量情况下高厚比对整体翼梁结构应力强度因子的影响。利用最大拉应力理论，对整体翼梁结构的裂纹扩展轨迹进行了研究并和试验轨迹曲线进行了比较。 最后，对整体翼梁结构进行了裂纹扩展寿命计算及剩余强度分析，并与试验结果进行了对比。 通过理论计算和试验对比分析，总结出整体翼梁结构损伤容限特性，给出可靠、可行的分析方法，得到对工程具有参考和应用价值的一些曲线及重要结论。