许多工程结构在服役过程中往往承受着复杂的多轴疲劳载荷,尤其在航空领域,如飞机的蒙皮、机翼等都承受着复杂的多轴疲劳载荷。航空技术的飞速发展对机身结构的轻量化和安全性要求越来越高,仅靠单轴载荷来简化复杂载荷状态的失效预测方法将不再适用。因此,准确预测复杂载荷下工程结构的多轴疲劳失效行为对提高结构安全性和实现结构轻量化具有重要意义。本文基于飞机结构中大量结构承受多轴高周疲劳的实际工程背景,选用航空常用铝合金2A12-T4为研究对象,设计实心圆棒试件,在相同的等效von Mises应力幅值下,开展不同应力幅比的多轴疲劳试验。采用金相显微镜记录试件试验段表面裂纹萌生和扩展路径,探究应力幅比对2A12-T4铝合金多轴疲劳裂纹萌生和扩展行为的影响;结合试验研究和理论分析,在现有准则的基础上,建立一种新的多轴疲劳失效准则。论文的内容和主要创新之处包括以下几个方面:（1）开展了相同等效应力下不同应力幅比下的多轴高周疲劳试验,采用间断式显微观测法和复型法得到试件表面不同加载循环数下的表面裂纹形态,并对不同应力幅比下的最大主应力和最大剪应力的变化规律进行了理论分析。（2）通过间断式显微观测法,对试件表面裂纹进行了观测与记录,研究了不同应力幅比对多轴疲劳裂纹萌生方向、扩展第Ⅰ阶段和扩展第Ⅱ阶段方向的影响,得到了不同应力幅比下的多轴高周疲劳失效的完整过程,确定了影响高周疲劳失效的主要应力参量,并探究了不同应力幅比下裂纹扩展长度随寿命的变化规律。（3）通过对不同的应力幅比下多轴高周疲劳试验研究、理论分析以及表面裂纹萌生和扩展路径的讨论,得到了拉扭复合加载下的多轴高周疲劳失效机制和影响疲劳失效的控制参量。并据此建立了一种以临界面准则为基础的多轴高周疲劳失效预测模型,采用该模型对多种材料的试验结果进行了分析。本文在理论分析和试验探究的基础上,系统分析了不同应力幅比对2A12-T4铝合金多轴高周疲劳裂纹萌生和扩展规律;建立了以临界面为基础的多轴高周疲劳失效预测模型,对工程结构受不同加载参量影响的铝合金材料的多轴疲劳寿命预测有一定的参考价值。