随着现代航空科学技术的不断发展,为了满足飞机综合性能的需求,飞机结构设计思想不断更新。在满足静强度设计的前提下,以断裂力学为基础的损伤容限设计技术已成为飞机结构设计中广泛采用的关键技术之一;进一步,考虑服役环境对飞机结构的影响。环境影响下的飞机结构损伤容限分析已开始受到越来越多的重视,开展服役环境下材料的静强度以及疲劳断裂性能研究,是对结构进行损伤容限设计的重要基础之一。本文针对航空结构用材料7075-T651铝合金开展了室温和175℃的下静力以及疲劳断裂试验,研究了材料在不同温度环境下的宏观力学性能以及微观机理;并针对镍基粉末冶金高温合金FGH97的高温疲劳裂纹扩展试验结果,研究了影响裂纹扩展的主要因素及各因素的贡献。论文在以下几方面取得了具有一定工程应用价值的创新性研究成果。1.验证了引伸计与电阻应变法测量材料弹性模量的一致性,两种方法测试的结果误差在1%以内。静力试验表明:室温下沿轧制方向（L向）的塑性性能略优于垂直于轧制方向（T向）的,为混合型断裂模式,断口上可见等轴韧窝;175℃T向的塑性性能优于L向的,为切断型断裂模式,断口上为剪切韧窝。2.采用柔度法研究了温度和试样取向对铝合金裂纹扩展行为的影响。研究发现:试样取向对疲劳裂纹扩展Paris区的速率影响差异很小,175℃下试样两个取向的裂纹扩展速率低于室温的。微观断口特征表明175℃的断口上有氧化物出现且疲劳条带上覆盖着氧化层;此外,晶界处沿深度方向扩展的二次裂纹也会降低裂纹扩展速率。3.改进了描述高温合金疲劳裂纹扩展的三项式模型。构造了由循环相关项（f₁（ΔK））与时间相关项（f₂（ΔK,t_h））描述材料高温疲劳裂纹扩展的两项式模型。并利用该模型对FGH97的高温疲劳裂纹扩展数据进行了研究,讨论了不同因素在总的裂纹扩展速率中的贡献量。4.探讨了试样取向和温度对材料断裂韧度K_Q的影响。将断裂韧度测试结果与疲劳裂纹扩展速率数据推导得到的结果进行了对比,发现两种方法的结论一致,引起材料断裂韧度差异的主要因素是材料塑性性能的变化。