随着科技和经济的发展,人们对航空飞行器提出了更高使用寿命的要求,使得飞机大部分承力构件在疲劳循环载荷作用下以弹性循环变形为主(也就是高周疲劳范畴),而载荷路径多为复杂的多轴非比例。此外,这些零构件上的缺口或其它类型的不连续特征导致了应力集中的产生,即使在单轴载荷作用下这些应力集中部位仍是复杂的多轴应力状态。目前国内外仍未能系统地建立多轴高周疲劳失效机制,对复杂应力场下的高周疲劳失效分析及寿命预测仍不成熟。因此,深入研究复杂应力场下结构高周疲劳行为是发展先进飞机结构设计理论的一项重要内容。本文采用试验与理论相结合的研究方法,对金属材料的多轴高周疲劳分析及寿命预测进行了深入研究。通过对5组常见的损伤控制参数在三种典型循环载荷下的适应性分析,确定了临界面上最大剪切应力幅和其最大法向应力更适合作为多轴疲劳破环准则中的损伤控制参数。针对LY12CZ铝合金和30CrMnSiA钢光滑薄壁圆管试件进行了多种比例及非比例路径下的拉-扭多轴高周疲劳寿命试验,对所得试验数据的分析也显示这两个损伤控制参数与疲劳寿命有着明显的相关性,据此提出了一个新的、考虑平均应力影响并能广泛适用于多种金属材料的多轴高周疲劳破坏准则及寿命预测模型。经多种不同类型材料的多轴疲劳试验验证,本文提出的准则及寿命预测模型可以给出较好的预测结果,其中对LY12CZ铝合金和30CrMnSiA的预测寿命均在3倍寿命分散带内。其次研究了缺口附近疲劳裂纹萌生和扩展路径的生成特点,基于临界面法提出了一种新的等效临界距离方法,并由缺口根部临界面上该等效临界距离处的特征应力建立了基于点法和线法的缺口疲劳失效模型,该模型克服了Taylor临界距离法与缺口几何无关的缺点。经不同材料不同缺口几何下的缺口件疲劳极限试验数据的验证,本文的缺口疲劳失效模型的预测结果令人满意。最后针对连接件结构中紧固件孔边附近在复杂几何和载荷边界条件下的受力特点,将由有限元细节分析获得的连接件结构中紧固件及周边平衡载荷系等效为两个正交的单轴载荷的叠加,并提出了一种将紧固件孔边复杂的双轴平面应力场等效为两个单轴载荷作用下含孔有限宽板孔边应力场相叠加的等效应力严重系数法,从而获得了紧固件孔边处附近复杂应力场下的等效SSF值。通过某型飞机机翼整体油箱壁板连接结构以及典型螺栓连接件的疲劳试验数据,验证了本文提出的等效SSF法对于连接件结构的疲劳寿命预测令人满意。