铝锂合金作为新一代飞机蒙皮结构材料,在飞机全寿命服役运营过程中受到的损伤会降低飞机结构服役寿命,增加安全隐患。本文关注生产制造环节中出现的误差孔损伤与运营过程中外物撞击剐蹭引起基体暴露的冲击腐蚀耦合损伤,研究了2198-T8铝锂合金疲劳损伤行为,以期客观评价航空铝锂合金耐损伤性能、进行损伤情况与剩余寿命的评估。在误差孔损伤方面,主要针对实际生产过程中人工锪孔造成的椭圆打孔、倾斜打孔情况,研究了此类损伤对机身结构材料性能造成的影响。基于试验测试,结合数字图像相关技术（Digital Image Correlation）,研究了椭圆孔和倾斜孔不同参数对2198-T8蒙皮板材疲劳寿命的影响。结果表明:当椭圆孔长轴方向和倾斜孔倾斜方向与外载荷方向一致时,疲劳寿命会因应力集中减弱而得到一定程度的提高;但在方向不一致时会大幅降低疲劳性能,最低寿命仅为标准孔的46.5%。倾斜孔疲劳裂纹扩展时在板材两面长度存在明显差异,损伤初期不易被发现从而造成巨大隐患。采用ABAQUS、FRANC3D进行疲劳裂纹扩展过程的仿真,并与Fe-Safe相结合方法进行疲劳寿命预测,仿真结果与试验数据可以较好吻合。在冲击腐蚀耦合损伤方面,通过冲击后对凹坑区域局部腐蚀,研究了不同冲击能量、冲击物形状以及腐蚀时间、腐蚀环境温度对2198-T8铝锂合金薄板疲劳寿命的影响。通过数字图像相关技术分析了含冲击腐蚀耦合损伤试样在循环载荷作用下的应变场分布及疲劳裂纹萌生与扩展情况;基于裂纹扩展路径和断口形貌分析了冲击、腐蚀损伤之间的耦合关系。结果表明:低能量半球形冲头冲击后腐蚀中两种损伤的耦合效应最为明显,其会造成疲劳裂纹在冲击凹坑两侧多点同时出现,极大地加速了裂纹的萌生与扩展过程。半球形较高冲击能量与锥形冲头损伤中冲击损伤占主导作用,冲击凹坑位置损伤严重,造成疲劳寿命的大幅下降。凹坑两侧裂纹在扩展阶段无法相连,疲劳寿命随腐蚀时间的变化趋势与无冲击试样基本一致,冲击损伤与腐蚀损伤分别独立作用。