由于强度高、密度低等优点,铝合金在机身蒙皮、桁条等重要部件中被广泛使用。然而,铝合金零部件在飞机运行过程中经常受环境作用而产生局部腐蚀(剥落腐蚀、点蚀等),进而在疲劳载荷作用下加快裂纹的萌生和扩展,导致飞机结构失效。因此,研究预腐蚀航空铝合金的疲劳失效具有重要的意义。本文针对预腐蚀铝合金的疲劳失效进行实验表征与建模分析,首先进行了预腐蚀7075-T7651铝合金的宏观疲劳实验,基于数字图像相关(DIC)技术观测试件疲劳损伤演化过程,结合损伤程度曲线和应变云图演化描述损伤累积、宏观裂纹的萌生和扩展;利用扫描电子显微镜(SEM)针对宏观裂纹萌生区域中的微观特征进行了微观断口分析。实验观察发现,在L-S或L-T表面的局部腐蚀促进了疲劳裂纹成核,影响了裂纹的成核位置、扩展路径并且伴随着氢脆现象。局部腐蚀程度的分散性导致试件的损伤演化和失效过程存在时空差异性。实验存在多裂纹萌生扩展现象,呈现了三种典型的失效模式(单裂纹断裂、多裂纹竞争以及多裂纹平行扩展),不同的失效模式是由加载条件和主裂纹源的相对位置共同决定的。论文进一步结合扫描电镜原位(in-situ SEM)疲劳实验和扫描电镜断口观测,分析了预腐蚀7075-T7651铝合金疲劳过程中微观裂纹的萌生和扩展行为。实验结果表明,疲劳微裂纹主要在试样缺口处的夹杂物和试样表面的腐蚀坑成核,预腐蚀损伤的严重程度和疲劳载荷的最大应力水平影响了微裂纹萌生的数量和时间。腐蚀坑在疲劳微裂纹的扩展中发挥重要作用,腐蚀较轻时表现为裂纹偏折,腐蚀较严重时表现为裂纹连结。实验观测到了穿晶和沿晶两种扩展模式,表明材料微结构对裂纹扩展存在影响。主裂纹的快速扩展对次裂纹的生长产生了抑制作用,导致次裂纹的扩展减慢。论文基于实验观察,使用ABAQUS有限元软件建立了预制蚀坑的简化模型,并分析了静载作用下蚀坑的应力应变分布,结果表明最大主应力位于蚀坑的侧面或者底部,并且产生了局部塑性变形;随后利用FE-SAFE软件研究预腐蚀铝合金在疲劳载荷作用下的弹塑性损伤累积,并对裂纹萌生寿命进行预测,结果表明,蚀坑位置处损伤最严重,预测寿命与实测寿命比较吻合,验证了模型的有效性。