剩余强度表征了含裂纹结构的最大承载能力，一般取决于材料特性、初始裂纹长度和服役时间。
简介
正如已经指出的，经受一个冲击事件，引起了可见的甚至不可见的损伤之后，复合材料层压板的压缩强度显著降低。例如，对于典型操纵面结构的厚度小于3mm的层压板，在有BVID时，其压缩强度可能降低50%。这些缩减系数通常在试片级通过冲击后压缩试验确定。这些试验通常以特定的能量水平冲击试片，而不是规定一个损伤的程度。最初设计这种试验用作比较不同材料的一种手段。但这些试验已被广泛用于确定设计许用值。
相比之下，通常认为冲击损伤后的拉伸剩余强度并不像其他几何特征那么重要，例如，紧固件孔和缺口更加危险。充压的机身是个例外情况，必须证实当它含有重大损伤时能满足破损安全要求。在这种情况下，所规定的损伤性质与尺寸常常类似于熟知的、出现于金属结构之中的那些损伤形式。然后，通常用全尺寸结构件试验来验证其剩余强度，而不是利用试片数据加以预测。
霍顿（Horton）等人对复合材料层压板的损伤容限问题提供了更多的资料。
冲击后强度的建模工具还不够成熟而无法依赖，因此，认证是基于（用试验）证明应变水平足够低，并且即使存在损伤也不会发生破坏。因此，经常在不同尺寸下进行冲击后（和其他代表性损伤）的后剩余强度试验，包括疲劳试验计划完成后的全尺寸试验。剩余强度试验后，可能接着进行其他代表性的循环载荷试验，以检查损伤的扩展。
当定量描述冲击后剩余强度时，更加可取的做法是采用应变，因为这样就不需考虑层压板的刚度。带有BVID的许用极限压缩应变不比含6mm左右孔的未损层压板的极限强度小很多，因此，有时就用后一个许用值来覆盖这两种情况。
测定
对于金属结构，“剩余强度”定义结构由于
疲劳或
应力腐蚀等原因而形成裂纹之后的强度。由于复合材料结构是脆性的，对即使微小损伤的存在也很敏感，因此其剩余强度的定义包括了当存在低能冲击损伤或其他缺陷时的结构静强度。高能冲击可能导致层压板穿透，并带有少量或无局部的分层，但低能冲击却导致
纤维局部断裂、分层、脱黏或基体开裂等形式的损伤。这些缺陷可能呈现为小的表面目视可见损伤（通常叫做勉强目视可见冲击损伤（BVID））。低能冲击损伤是复合材料设计者关注的一个问题，因为这损伤可能在表面不可见，但却引起结构的剩余强度下降。众多研究者已广泛研究了冲击损伤对复合材料结构静强度和疲劳强度的影响。已经证实，冲击损伤在压缩载荷下比在拉伸载荷下的影响更大，从而，剩余强度试验一般在压缩载荷下进行。
在制造的各个阶段，如材料与工艺、
机械加工、钻孔、修形和装配，以及相应处置，或者在构件的使用过程中，都可能形成一些缺陷。图1表中概括了一些可能的缺陷。
当存在这些缺陷时，结构的剩余强度取决于各种参数，如结构、几何形状、尺寸与外形、材料、损伤类型及其大小、载荷和环境暴露等。其中显示了一些缺陷，如孔隙度、分层、开孔或充填孔以及冲击损伤，对碳/环氧树脂层压板静强度影响的相对严重程度。冲击损伤对剩余强度的影响是个重要问题。
在所有的损伤中，冲击损伤看来是最危险的。在经受仅产生目视勉强可见损伤的冲击后，通常，层压板原先静强度将下降50%或更多。因此，大多数剩余强度试验都在带有冲击损伤的试片和结构上进行，并假定这将覆盖其他缺陷的影响。
试验
在疲劳试验成功结束时，必须证实剩余强度，必须证实限制载荷或极限载荷能力，而这分别取决于已经存在的损伤为目视可见或不可见。对静力加载的环境应该是最恶劣的环境（对多数材料为高温湿态）。定期的剩余强度试验可以合并在疲劳试验过程中，以防止早期破坏或损伤扩展。在这样的情况下，最后成功的剩余强度试验标注的是当前被设计取证的循环数。
旋翼机复合材料在疲劳加载下的损伤容限取证方法如图2所示。
分析方法
剩余强度是指含损伤结构在给定裂纹长度时所能承受的载荷（或应力）值，其目的是确定结构在剩余强度载荷下的最大损伤程度；或者通过分析结构的实际承载能力预测结构在一定的损伤情况下是否能够满足剩余强度载荷要求。
剩余强度载荷要求
含损伤结构必须承受的最大预期载荷，亦即剩余强度评定和试验验证的、由适航条例规定的载荷要求值，它是保证飞机结构安全性的最低要求。依据CCAR25.571（b）中规定的要求进行载荷计算，给出剩余强度载荷要求值。
剩余强度许用值
剩余强度许用值体现了带裂纹结构实际的承载能力，以[σ]rs表示，它随裂纹长度增加而降低。在整个设计服役目标寿命期内的剩余强度都应当满足：
[σ]rs≥σreq
式中σreq——为剩余强度要求值。
允许的最大损伤
确定每个结构件按适航条例规定的剩余强度限制载荷下允许的最大损伤，即临界损伤，该损伤尺寸是裂纹扩展计算的极限，应确保在达到该损伤尺寸之前检查出来。其中双跨裂纹准则应作为重要的设计日标和要求之一，其含义是结构在中间加强件完全破坏时任意方向的双跨损伤情况下能承受限制载荷。即：
（1）对机翼下表面，应在中间长桁断开的弦向双跨裂纹情况下承受限制载荷。
（2）对增压机身，应在两个方向的双跨裂纹情况下承受限制载荷，即中间剪切角片断开的双跨纵向蒙皮裂纹和/或中间长桁断开的双跨环向蒙皮裂纹。
选择这个大损伤的目的是使此损伤由外部巡回目视明显可检。一般情况下，临界裂纹尺寸ac需用迭代法求出。
分析流程
剩余强度分析流程如图3所示。
剩余强度分析步骤如下：
（1）确定构型和开裂模式。
（2）确定按适航条例规定的剩余强度要求值σreq。
（3）确定材料性能。
（4）确定裂纹尺寸a。
（5）选取构型因子Y及载荷再分配因子C。
（6）估算过渡裂纹长度ay。
（7）确定剰余强度许用值[σ]rs。
（8）比较：若[σ]rs大于σreq，则a小于ac，回到（4），増加假定的裂纹尺寸、进行（5）～（8）；反之则a大于等于ac。进入下一歩。
（9）确定临界裂纹长度ac，画σrs ～a曲线，由σreq求得a（一般至少需3～4点）。剩余强度分析方法如所示。