由于航空航天结构所处的振动环境较为严酷,所以解决其在服役期间的疲劳失效问题十分重要。对于单轴振动疲劳寿命的计算方法已经比较成熟,而多轴的情况下多采用单轴依次加载模拟多轴的工况,最终的计算结果再乘以一个经验常数,这种方法具有一定的精度但要精确的确定该系数十分困难。因此,本文给出两种计算结构多轴随机振动疲劳寿命的临界平面法,并对其进行了仿真计算与试验验证。本文的具体工作如下:(1)阐述了金属疲劳特性与疲劳损伤累积理论,总结了若干用于计算结构单轴随机振动疲劳寿命的时域方法与频域方法。针对多轴随机振动疲劳问题,给出两种确定临界平面的方法。第一种方法基于应力响应的功率谱密度矩阵,从统计学的角度确定平均应力主轴的方向,从而进一步确定临界平面的位置。第二种方法基于临界平面外法线的三个方向余弦,通过剪应力方差最大得到临界平面。通过将临界平面上的正应力与剪应力进行线性组合,从而建立起多轴随机振动疲劳寿命计算方法。建立了一种结合商用有限元软件计算结果和自编多轴随机振动疲劳寿命计算程序的混合计算方法,可对结构的多轴随机振动疲劳寿命进行计算。(2)根据理论分析及计算设计了两种带有缺口凹槽的悬臂梁试件及配套夹具,并对其进行有限元建模计算,根据计算结果确定激励谱。利用MATLAB编写两种确定临界平面的算法,并计算了试件的随机振动疲劳寿命。(3)设计了多轴随机振动疲劳试验方案,并对若干试验件实施了试验,将实验结果与仿真结果进行对比,分析了误差产生的原因。(4)为解决试验件危险点预估的应力状态与实际多轴激励下结构的应力状态相差较大问题,提出了试验件改进方案,并对其进行了多轴随机振动疲劳寿命的计算。