复合材料损伤容限（damage tolerance of composites），工学-材料科学与工程-复合材料-[基础理论]，复合材料在含有疲劳、腐蚀、环境、意外事件等原因所产生的损伤情况下，在损伤能被定期检测出（或出现故障）并进行修理，或达到最终寿命以前，能够承受设计载荷的能力。损伤容限设计方法由疲劳安全寿命设计发展而来，最初在金属结构中得以发展和使用，后被推广并应用于复合材料结构中，在军用和民用飞机工业部门最为成熟。复合材料损伤容限设计的主要目的是确保飞机的飞行安全，即保证飞机复合材料结构在未修使用期内，结构的剩余强度仍能满足使用载荷要求，结构不会出现破坏或过分变形。飞机复合材料结构损伤容限设计包括3个方面内容：①根据制造能力、出厂时质量控制及无损检测手段等因素假设初始缺陷尺寸。②根据初始缺陷/损伤扩展到可检尺寸的规律确定检测间隔。③制定含可检损伤相关的含损伤结构剩余强度要求，同时可以根据剩余强度可检测周期要求确定临界损伤尺寸。复合材料因其自身结构特点通常不会出现类似金属结构中的疲劳裂纹和裂纹扩展，其主要缺陷与损伤形式有3种：①材料、结构在生产制造过程中产生的缺陷。