高强铝合金材料中疲劳裂纹的扩展是导致航空及航天飞行器破坏的重要因素之一。航空及航天飞行器的抗疲劳设计是整个航空及航天飞行器设计的重要环节。随着损伤容限概念在工程设计中的引入，使得在实际使用条件下预报疲劳裂纹扩展寿命成为必需。本课题基于材料塑性行为的随动强化模型，应用弹塑性有限元方法，研究压载荷对高强铝合金材料中疲劳裂纹尖端参数的影响，并根据有限元仿真计算结果预报实际使用条件下疲劳裂纹扩展寿命。 主要进行的研究工作包括： 1.建立了两种型号(2024-T351不同长度裂纹在应力比R<0压过载条件下和7049-UA不同应力加载应力比R=0，-1条件下)具有中心穿透裂纹高强铝合金板的有限元模型，并根据断裂力学理论公式对高强铝合金裂纹板有限元模型进行优化； 2.利用基于材料塑性行为的随动强化模型，研究了压载荷对高强铝合金疲劳裂纹尖端应力场、裂纹尖端位移(COD)、裂纹尖端塑性区以及裂尖塑性应变的影响； 3.通过弹塑性有限元仿真计算结果得出，7049-UA，R=-1条件下压载荷部分对裂纹扩展的影响率，进而计算出整个加载周期的裂纹扩展影响率。 4.通过裂纹扩展影响率预报出7049-UA，R=-1条件下裂纹扩展速率，并将预报结果与利用超高分辨率动态扫描电镜得出的相同条件下的裂纹扩展速率进行拟合分析。 研究结果表明，在相同应力强度因子条件下，压应力的大小是决定裂纹尖端参数的主要因素，最大压载荷的越大，压载荷对疲劳裂纹尖端参数的影响越明显；裂尖参数主要由两个加载参数来决定，应力循环中拉应力部分中的最大应力强度因子和应力循环中压应力部分中的最大压应力；通过有限元计算的裂纹扩展影响率预报出7049-UA，R=-1条件下裂纹扩展速率预报结果与超高分辨率动态扫描电镜得出的在相同条件下裂纹扩展速率进行拟合分析两者十分吻合。从而证明弹塑形有限元方法在疲劳裂纹扩展预报中的有效性。