疲劳寿命是飞机结构的主要指标之一，如何合理预测飞机结构的疲劳寿命是长期以来航空界特别关注的重要技术问题。采用疲劳试验与理论分析相结合的方法是当前国内外确定飞机结构疲劳寿命的主要方法，然而准确确定复杂飞机结构疲劳裂纹萌生寿命具有相当大的技术难度。这是因为复杂飞机结构往往又是关键承力结构，受力情况及对应的应力应变分布十分复杂，影响疲劳寿命的因素多，疲劳危险部位呈现出一定的不确定性，疲劳寿命分散性较大。　　 中央翼与外翼对接件(简称中外对接件)是某型飞机受力状态相当复杂承力结构。本文以此为研究对象，着重围绕应力应变有限元建模分析、结构细节优化设计、疲劳寿命分析方法、静强度与疲劳试验、试验数据统计分析方法等方面的内容开展了较深入的研究，取得了较重要的进展和技术突破，建立了复杂飞机结构寿命预测的工程方法，主要研究结果归纳如下：　　 1)以某型飞机中外对接件为例，基于弹性有限元和接触非线性有限元分析理论，应用ANSYS软件建立了复杂飞机结构三维有限元分析模型，该模型具有较高的计算精度，可用于复杂飞机结构应力应变计算。　　 2)通过大量的计算，获得了中外对接件在载荷作用下的应力分布。根据计算结果判断，该结构双耳件薄耳片内侧销钉孔孔边的应力应变最大，从而确定了其疲劳危险部位，并得到了危险部位的应力剖面。　　 3)针对疲劳危险部位进行了细节优化分析，确定了双耳件薄耳片的几何尺寸，在设计加工了3组模拟结构件的基础上，进行了静强度分析。计算结果表明，在最大载荷作用下，其危险部位的应力应变水平仍处于弹性范围，满足静强度设计要求。　　 4)对3组模拟结构件进行了静拉伸试验，在加载过程中对典型部位进行了应变测量，获取了各贴片位置的载荷～应变测试曲线。试验结果表明，最大应力应变位置出现在双耳件薄耳片内侧销钉孔边。试验结果与有限元计算结果一致。　　 5)对3组模拟结构件进行了疲劳试验，得到了各试验件的裂纹萌生寿命和总寿命。疲劳破坏断口观察表明，疲劳裂纹均从双耳件薄耳片内侧销钉孔边萌生。应用概率统计方法，对疲劳试验数据进行了的统计分析，针对试验中的不完全寿命样本，编制了计算程序。该计算程序既可用于对完全寿命样本也可用于不完全寿命样本进行统计处理。　　 6)依据有限元的应力/应变分析结果和材料疲劳特性，应用局部应力应变法和线性累计损伤理论，在建立复杂结构疲劳寿命预测的工程方法的基础上，对中外对接件进行了疲劳损伤计算与寿命分析，计算寿命基本与试验寿命接近。　　 7)对计算和试验结果进行了综合分析。结果表明，B组和C组试件具有良好的抗疲劳品质和抗破损安全特性，其结构形式可供设计选用。而A组试件的疲劳裂纹起始寿命和总寿命都较短，设计中应尽量避免采用这种结构形式。