铝合金因密度低、耐腐蚀性好、屈强比高、焊接性好、易于加工成形等优点,被广泛用于航空航天等领域,人们对铝合金的抗疲劳性能提出了越来越高的要求。本文以2B06-T4和6061铝合金为研究对象,利用自制的飞机机身蒙皮均布增压疲劳模拟装置,在有限的试验次数下,系统地研究了这两种铝合金材质预制有孔边初始裂纹的四周简支方形薄板在承受均布增压载荷作用下的疲劳性能。主要包括裂纹扩展速率和疲劳寿命。每组试样分别在相同的最大均布压力σ_max=7.8psi（0.0538MPa）的条件下进行疲劳试验。得到每组试验的裂纹扩展长度和循环次数数据,研究了机身蒙皮结构疲劳裂纹扩展路径和疲劳裂纹扩展速率的变化规律。最后为了进一步了解由于裂纹贯穿而导致的蒙皮结构的疲劳失效机制以及分析各组试验所得疲劳寿命差异的原因,本实验通过扫描电镜观察每组试件疲劳断口断面的形貌特征,并分析了疲劳裂纹扩展机理。并通过能谱分析研究断口特征区域的元素成分,对比分析了三组试件疲劳寿命差异的原因。主要得到以下结果:通过对三组试件疲劳断口的形貌分析,发现三组试件的疲劳失效机理基本相同,弯曲疲劳断口的特征十分明显。其中2B06-T4铝合金疲劳裂纹扩展寿命更长,并且特征点应变数值大小几乎不随裂纹扩展而变化,说明其抵抗裂纹扩展能力更好,抗疲劳性能更好。本文通过对疲劳寿命数据分析和断裂机制分析,为保证2B06-T4和6061铝合金连接件作为飞机机身蒙皮的材料的可靠性和应用提供了一定的试验依据。