疲劳破坏是飞机结构失效的主要形式之一，结构关键部件的疲劳寿命代表了飞机的疲劳寿命，一旦出现疲劳裂纹，就会影响到飞行安全，甚至发生飞行事故。加之现代飞机造价十分昂贵，人们总是想方设法挖掘每架飞机的寿命潜力，准确掌握剩余寿命，延长其服役期限，从而获得显著的经济效益。本文回顾了飞机单机寿命监控的两种常用方式。针对应变型监控方式中遇到的问题，提出了一种基于物理原型的寿命分析评估方法，给出了一套完整的分析流程，并重点对六个方面的问题进行了分析；分别探讨了不同受力特征下建立结构物理模型的方法，运用本文方法完成了两个带孔板在不同载荷作用下载荷反演和疲劳寿命估算实例，结果表明了本文提出方法的可行性和有效性。针对飞机结构中常见的耳片结构，设计了相应试验件和实验夹具，进行了5个不同外载荷方向下共11组的载荷反演试验和疲劳试验，并对试验件断口形貌进行了分析。结合改进后的BP神经网络反演耳片所受外载荷，利用反演得到载荷进行耳片疲劳寿命的估算。计算值与试验值的变化趋势一致，两者符合较好。