Con las crecientes demandas de un diseño detallado de estructuras de aeronaves compuestas, el método de cubrir todos los daños con límites de diseño bajos no puede satisfacer los requisitos actuales para el diseño de estructuras aeronáuticas. En este documento, se propone un nuevo algoritmo para la determinación de límites de diseño de laminados compuestos al combinar la distribución de daños con el modelo de factor de daño de límite de diseño, con el fin de proporcionar a diferentes estructuras límites de diseño más precisos basados en sus daños iniciales. Para los laminados compuestos con delaminaciones iniciales, se desarrolla un modelo que describe el efecto del tamaño y la posición de profundidad de la delaminación en el límite de diseño de compresión, y el límite de diseño de compresión de diferentes estructuras aeronáuticas se determina individualmente utilizando abundantes estadísticas de delaminación inicial. En comparación con el límite de diseño ofrecido por el método de un solo punto, el límite de diseño basado en el daño inicial puede aumentar entre un 5% y un 20%, mejorando significativamente los beneficios económicos de las estructuras aeronáuticas y proporcionando un apoyo importante para el diseño de tolerancia al daño de las estructuras compuestas.