飞机在运行的过程中,结构部件材料会承受交变载荷作用,同时与服役环境中腐蚀因素联合作用,形成了腐蚀疲劳的工况,导致结构件服役寿命降低,威胁飞机的航行安全。本文针对机身用航空材料2198-T8铝锂合金,分别研究了腐蚀环境参数和加载条件对材料腐蚀行为和疲劳性能的影响规律与失效机理,对飞机结构材料在盐雾环境中的损伤容限设计与寿命评定工作具有重要的参考价值。首先,研究了盐雾环境对材料表面蚀坑形貌、电化学行为及剩余强度的影响。结果表明:在同一腐蚀环境参数下,蚀坑的长度、宽度及深度均满足对数正态分布;相比于盐浓度和湿度,温度的提升对腐蚀速率的促进最为明显;基于蚀坑尺寸的频数统计与电化学测试结果,提出了蚀坑形貌的半椭球几何模型,进而对不同腐蚀环境中的蚀坑尺寸进行了预测,预测结果均位于1.5倍分散带内。在本文的研究范围内,随着盐浓度（2.00～5.00wt.%）、温度（30～50℃）和湿度（60%～100%）的提升,材料的屈服强度、抗拉强度及弹性模量产生了2%～6%的小幅度下降。其次,开发了适用于数字图像相关（Digital Image Correlation）技术的原位腐蚀疲劳测试平台,研究了2198-T8铝锂合金的“预腐蚀、预腐蚀+原位腐蚀及原位腐蚀”三种类型的疲劳性能;采用DIC技术分析裂纹扩展过程、裂纹尖端的应力场及塑性区的分布,结合扫描电镜和能谱分析仪表征断口微观形貌及腐蚀产物成分。结果显示:对于“预腐蚀疲劳”及“预腐蚀+原位腐蚀疲劳”,蚀坑引起的应力集中优先促进腐蚀疲劳裂纹萌生;对于“原位腐蚀疲劳”,腐蚀与疲劳之间存在竞争机制,当σmax较大为230MPa时,疲劳因素占主导,疲劳寿命随盐雾浓度呈单调递减的趋势;当σmax较小为150MPa时,腐蚀因素占主导,腐蚀疲劳寿命随盐浓度呈先上升后下降的趋势,即在2.00～3.50wt.%的盐浓度范围内,腐蚀产物及Na Cl结晶会引起“裂纹闭合效应”,延缓裂纹扩展速率,而在3.50～5.00wt.%的盐浓度范围内,高盐浓度使材料产生氢脆,加速了裂纹扩展过程。最后,将蚀坑形貌的半椭球几何模型与预腐蚀疲劳实验测得的寿命数据相结合,通过ABAQUS有限元模拟与理论计算,得到了蚀坑深度与等效初始裂纹长度之间的相关系数及等价关系方程,并使用Paris公式对不同参数下的预腐蚀疲劳试样进行寿命预测,预测结果均处于1.5倍分散带以内。