金属构件是航空器薄壁结构中的关键承力件,其主要失效模式是在复杂变幅载荷及复杂应力状态下危险点的疲劳损伤与破坏,通常典型耐久性设计细节的疲劳裂纹萌生寿命占其总寿命的80%左右。目前,工程上的疲劳寿命估算方法简单方便,但精度不足,这极大地影响了航空器的飞行可靠性和安全性。因此,迫切需要从本构理论出发,研究金属疲劳损伤累积规律及可靠性寿命评估方法。本文基于金属材料弹塑性力学及循环本构模型,借助夹杂理论模型,在完善宏细观双尺度弹塑性循环应力应变数值计算方法的基础上,针对工程中的变幅载荷谱,发展了可考虑载荷顺序效应的双尺度疲劳损伤一致估算方法。本文主要研究内容及成果如下:1)宏观非线性弹塑性循环本构模型。为了提高谱载疲劳寿命预测精度,揭示不同幅值载荷顺序效应,本文通过分析金属材料循环加载变形规律,基于弹塑性本构关系理论,综合考虑随动及等向强化耦合作用,采用多项指数函数构造了非线性混合强化本构模。通过非线性函数建立了混合强化系数随等效塑性应变变化的描述理论及方程,设计完成了2A12-T4铝合金棒材单轴拉伸-卸载-压缩试验,拟合得到该函数关系,与常数假设相比更加符合材料的循环硬化特性。基于边界协调过渡原则,采用与正向拉伸弹塑性本构模型一致的构造方法,设计了随动强化占比较大时的反向过渡曲线。该本构模型可量化表征循环硬化及载荷顺序效应,反映弹塑性段曲线的非线性,与2A12-T4铝合金载荷控制及应变控制低周疲劳试验循环变形曲线吻合良好,说明了该模型的合理性和准确性。2)宏观弹塑性循环本构模型的数值计算方法。鉴于现有有限元软件本构关系模块较为简单,为实现复杂弹塑性本构模型及非线性混合比例系数的数值计算,通过编写UMAT子程序Hardmacro.for完成了材料非线性的定义及雅克比矩阵的更新算法,与ABAQUS主程序结合实现了非线性循环弹塑性应力应变数值求解;为与ABAQUS比较,设计了单项指数函数强化及固定混合比例系数的本构模型算例,结果说明了多加载模式下子程序的正确性及鲁棒性;试验研究了2A12-T4铝合金棒材试件在载荷控制和应变控制条件下循环应力应变特性,验证了子程序的正确性、多项指数函数混合强化本构模型及相关计算参数取值的精确性;利用子程序分析给出了2A12-T4铝合金恒幅加载、不同应力比加载及高-低加载次序下宏观循环应力应变曲线的变化规律。3)基于双尺度理论的细观非线性弹塑性循环本构模型。针对高周疲劳无塑性难以进行损伤驱动及累积问题,借助Eshelby等效夹杂理论引入宏细观双尺度弹塑性耦合分析概念,建立了宏细观弹塑性应力应变本构关系,提出了细观随动及等向混合强化循环非线性弹塑性本构模型的构造方法。为满足工程分析的效率要求,细观随动及等向强化项均采用单项指数函数拟合,混合比例系数在单个循环内简化为常数,并随循环数累加而线性趋零。通过细观初始屈服面的弱化设计,融合混合比例系数实现了可计及R>0的细观循环弹塑性应力应变曲线模拟,为研究高周疲劳材料处于弹性状态时其损伤失效提供了量化表征方法。给出了细观初始屈服强度模型参数的确定方法,形成了考虑载荷顺序效应的细观应力应变分析模型。4)细观弹塑性循环本构模型的数值计算方法。针对缺乏自动化高周循环弹塑性曲线分析手段的问题,推导了细观循环弹塑性应力应变计算方程,基于增量法与迭代法理论完成了数值计算子程序NonMiHard.for开发,实现了平面应力状态下及三维应力状态下循环弹塑性细观应力应变的精确、高效分析,算例表明在反映高周疲劳载荷顺序效应的同时,具有较强的工程适用性。联合子程序Hardmacro.for及NonMiHard.for分析给出了2A12-T4铝合金恒幅加载、不同应力比加载、高-低加载及块谱加载下细观循环应力应变曲线的变化规律。5)谱载荷下疲劳损伤演化及寿命估算模型。总结分析了损伤变量定义、有效应力及应变等效等损伤力学基本理论,基于热力学第一、第二定律原理,推导了含损伤介质的本构关系,从耗散势出发推导得到损伤演化的率形式,使得损伤演化模型满足热力学自洽性,并给出了以损伤为标准的破坏判据及取值范围;修正Lemaitre损伤演化方程中塑性应变损伤门槛值等不合理项,针对高低周交替加载问题,建立了高低周统一形式的损伤演化模型,分别对高低周交替加载产生的宏细观塑性损伤进行分析及累加,该模型可同时计及材料非线性运动强化、等向强化、载荷顺序效应及压缩载荷效应,大大提高了疲劳分析精度。通过多应力水平下恒幅疲劳寿命误差最小优化算法,给出了模型参数确定方法。6)非线性弹塑性本构模型及谱载疲劳寿命估算方法试验验证。设计完成了2A12-T4铝合金光滑棒材及带孔板恒幅、高-低加载、块谱加载疲劳试验及分析;基于有限元方法、双尺度模型、宏细观循环本构模型、高低周统一损伤及寿命估算模型,完成了带孔板宏细观弹塑性应力应变分析、疲劳损伤累积及寿命预测。对10~2~10~6范围棒材及带孔板恒幅疲劳寿命估算结果与试验相比,最大误差23.92%,最小误差-5.81%,验证了本文所提本构关系模型、疲劳损伤累积及寿命估算模型及相关计算参数取值的正确性。通过与带孔板高-低顺序加载及五级块谱加载疲劳试验对比,最大计算误差为-34%,证明了本文疲劳损伤累积及寿命估算方法能精确反映载荷顺序效应,对块谱加载及复杂应力状态情况的适用性与可行性,满足航空工程结构谱载疲劳寿命预测的需要。