铝合金材料与结构在实际工程环境中，特别是在民用和军用飞机的飞行条件下，承受复杂的拉-拉、拉-压变幅载荷。在复杂载荷条件下，铝合金疲劳裂纹扩展广泛存在压载荷效应——拉-压加载下压载荷部分对疲劳裂纹扩展的加速作用，以及过载效应——变幅加载下，过载后的迟滞效应、延迟迟滞以及拉-压加载下过载后无迟滞。而现有理论，如广泛应用的Paris方程、裂纹闭合理论和裂纹尖端的残余应力理论等，无法对复杂加载条件下铝合金疲劳裂纹扩展的压载荷效应和过载效应给出统一的理论解释和定量预测。在疲劳裂纹扩展问题的研究中，基于断裂力学的裂纹尖端附近应力场、位移场、塑性变形等是与疲劳裂纹扩展速率相关联的内在因素。而当采用断裂力学与弹塑性力学方法无法获得裂纹尖端参数的解析解时，通过弹塑性有限元方法，获得裂纹尖端参数的数值解，是行之有效的方法。因此，本研究针对铝合金疲劳裂纹扩展的压载荷效应与过载效应问题，采用弹塑性有限元建模与增量塑性损伤理论da/dS模型方法，深入分析压载荷效应与过载效应的内在机理，建立考虑压载荷效应和过载效应的铝合金疲劳裂纹扩速率预报模型，对压载荷效应和过载效应给出统一的理论解释和数学描述。具体研究工作如下：(1)建立静态裂纹有限元模型和扩展裂纹弹塑性有限元模型。对比分析拉-拉循环加载与拉-压循环加载下裂纹尖端参数的变化，探讨压载荷效应的内在机理。分析单峰过载后裂纹尖端参数变化规律，指出变幅加载下疲劳裂纹扩展过载效应的内在机理。(2)设计有限元分析方案，建立裂纹尖端反向塑性区尺寸与加载状态关系的双参数数学模型。结合增量塑性损伤理论和裂纹尖端反向塑性区尺寸双参数的数学模型，推导等幅拉-压循环加载下考虑压载荷效应的铝合金材料疲劳裂纹扩展速率的预测模型——疲劳裂纹扩展的拉-压增量塑性损伤模型。改进最小二乘法优化准则，使其适用于推导得到的拉-压增量塑性损伤模型中参数的估计，给出模型参数估计计算方法。(3)在扩展裂纹弹塑性有限元分析的基础上，应用Willenborg残余应力理论模型，建立过载后裂纹尖端正向塑性区尺寸和反向塑性区尺寸计算的数学模型。并通过增量塑性损伤理论建立拉-拉循环载荷过载后疲劳裂纹扩展速率预测模型——拉-拉过载增量塑性损伤模型。(4)在拉-拉过载增量塑性损伤模型基础上，考虑铝合金疲劳裂纹扩展的压载荷效应，建立拉-压循环加载下过载后铝合金材料疲劳裂纹扩展速率预测模型——拉-压过载增量塑性损伤模型。(5)进行疲劳裂纹扩展实验，利用实验结果对本文推导得到的模型进行验证。对LY12-M铝合金进行了拉-压疲劳裂纹扩展实验，采用改进的最小二乘法拟合拉-压增量塑性损伤模型中材料常数。并将实验结果与模型预测结果进行了对比，结果指出模型预测结果与实验观测结果符合较好，验证了该模型的合理性。对LY12-M铝合金进行拉-拉和拉-压加载下的单峰过载实验，结果表明：在过载后，疲劳裂纹经历了延迟迟滞和迟滞扩展两个过程；在拉-压循环加载下，当压载荷较小时，过载后疲劳裂纹扩展迟滞不明显，而当压载荷较大时，过载后疲劳裂纹扩展经历了短暂的加速，然后是与无过载情况相同的速率继续扩展。将实验结果与拉-拉疲劳裂纹扩展的过载效应模型和拉-压疲劳裂纹扩展的过载效应模型预测结果进行对比，结果表明：推导得到的模型的预测结果可以较好的符合实验结果，避免了Paris公式和Willenborg模型不能计算延迟迟滞和压载荷效应而给出偏危险的预测。