疲劳破坏一直是飞行器控制系统伺服作动器作动筒面临的最主要失效原因。结构出现裂纹后，其在交变载荷作用下剩余寿命主要由裂纹扩展寿命所控制。因此，对带有初始裂纹构件的裂纹扩展速率和寿命预测的研究具有重要意义。　　基于已有的研究疲劳裂纹扩展速率的断裂力学的理论方法，本文分别用pairs公式、Forman公式和裂纹全程扩展公式计算了不同工况和不同初始裂纹下的构件剩余寿命。在相同工况下第三章用有限元软件ANSYS计算了带有单边裂纹试件的应力强度因子，采用退化为三角形的1/4中点元模拟裂纹尖端区域的奇异性，文中给出了三维半裂纹体模型的数值算例。应力强度因子是控制裂纹扩展和试件断裂的最主要因素。将有限元ANSYS计算的应力强度因子结果与公式（略）的计算值进行了对比分析。然后根据pairs公式用有限元计算的K值预测了构件的剩余寿命。　　为了验证理论模型和有限元对构件剩余寿命预测的有效性，在高频疲劳试验机上对预制裂纹后的三点弯试样进行了疲劳裂纹扩展实验。通过自制悬臂梁式挠度仪和引伸计分别测得三点弯试件的裂纹根部竖向位移和刀口张开位移的信号变化曲线，根据裂纹尖端张开角度和试件端界面转角的几何关系，得到试件断裂过程中的a-N曲线。然后对数据进一步处理，得到da/dN-a曲线。最后将实验结果与pairs理论模型、有限元计算的结果进行了对比分析，提出了对模型参数的修改建议。