耳片是航空飞机中重要的连接结构,但是由于耳片独特的结构特点在飞机服役过程中极易产生疲劳裂纹。据有关部门估计,孔边裂纹大约占飞机疲劳裂纹总数的三分之一,因此对飞机耳片疲劳性能的研究有着重要的意义。本文以某型飞机典型耳片为研究对象,运用有限元与试验相结合的方法分析了三种不同结构下结构参数变化对耳片的承载能力、疲劳寿命和疲劳裂纹扩展寿命的影响规律。运用ABAQUS软件建立耳片拉伸力学模型,计算了各参数耳片的破坏载荷及破坏形式,与试验结果进行对比分析后得到,各类型耳片破坏载荷随着挤压投影面积的增加而增大,但是耳片外缘夹角和底部倒角的变化对耳片破坏载荷不产生影响,各参数耳片破坏形式主要取决于挤压投影面积。在耳片拉伸模型的基础上建立峰值载荷下孔边应力的求解模型,并求解了不同挤压投影面积类型耳片的应力集中系数。综合试验结果和数值计算结果分析出耳片疲劳寿命随着挤压投影面积和外缘夹角的增加而增大且挤压投影面积对耳片疲劳寿命的影响程度大于外缘夹角,耳片疲劳寿命不随底部倒角的变化而变化,并且裂纹总是沿着各参数耳片的净截面扩展。在耳片拉伸模型的基础上建立各类型耳片疲劳裂纹应力强度因子的求解模型,从解析法和试验结果两方面验证了有限元模型的准确性,并拟合了各类型耳片中裂纹强度因子随裂纹长度变化的函数。最后运用断裂力学方法计算了各类型耳片的疲劳裂纹扩展寿命。结果表明疲劳裂纹扩展寿命随外缘夹的增加而迅速增大,挤压投影面积和底部倒角对其几乎不产生影响。