本文对飞机的典型结构进行了多轴疲劳寿命分析,并分别与单轴寿命预测结果、试验结果进行了对比。该结构承受疲劳载荷作用过程中,各向应力/应变分量基本成比例变化。为简化计算,首先根据雨流计数法原则对载荷谱进行雨流法计数,将载荷谱简化为几个不同的循环载荷。根据有限元计算结果,确定该结构的孔边位置为危险部位,当载荷施加到85％的峰值载荷时,结构在孔边即出现显著的塑性应变,因此选用低周疲劳寿命预测模型。本文选用Wang-Shang模型、SWT模型以及Morrow-Brown-Miller模型三种基于临界面的低周疲劳寿命分析模型对该结构进行分析。三种模型分别选取不同的疲劳特征参量,其中Wang-Shang模型利用最大剪应变幅平面上最大剪应变幅△γ max/2与最大剪应变相邻折返点之间正应变变程△e max来建立寿命估算模型；SWT模型确定的临界面为具有最大正应变幅的平面,并将此平面上的正应变幅以及垂直于最大主应变平面的最大拉应力的乘积作为"等效应变"来对结构件进行多轴疲劳寿命预测；Morrow-Brown-Miller模型是以最大剪应变幅△γ max所在的平面作为临界平面,并将临界平面上所对应的正应变变幅△e n作为参考参数来计算得到一个等效应变,将此等效应变带入Manson-Coffin方程进行疲劳寿命估算。将载荷谱中的载荷施加到已建立好的有限元分析模型中,结合以上三种模型分别计算疲劳危险点的疲劳特征参量,按照Miner线性累积损伤理论预测结构疲劳寿命。与试验结果相比,单轴疲劳寿命预测结果过于危险；三种多轴模型中,Wang-Shang模型和Morrow-Brown-Miller模型的预测结果较好,误差小于1倍寿命,SWT模型的误差较大。分析产生误差的原因主要有：由于缺少多轴疲劳的材料参数,Manson-Coffin方程中采用的单轴疲劳参数b、c及对预测结果有较大的影响；有限元模型简化的误差与分析精度对疲劳分析结果也会有较大影响；多轴疲劳寿命分散性较大,该结构试验数据少,试验结果的分散性也是产生误差的主要原因之一。从对比分析结果可以看出： 1)对于该类结构,需按照多轴疲劳寿命方法进行寿命预测；2)Wang-Shang模型预测结果对于本文的研究对象这类结构是适用的,计算结果的精度在工程上是可以接受的,其结果好于SWT模型；3)采用Morrow-Brown-Miller模型需要确定合适的参数S,才能够得到较好的预测结果。对于多轴疲劳寿命分析方法研究,在充分进行多轴疲劳理论分析与计算的同时,应加强试验研究,尤其是基础性的材料参数研究,同时也要加强单轴疲劳材料参数在多轴疲劳分析中的应用研究。