航空铝合金以其优良的金属力学性能在飞机结构中得到十分广泛的应用。然而飞机在役期间,飞机金属结构受到工作环境的影响,不可避免产生腐蚀疲劳损伤甚至发生结构失效。为了保证人机安全及飞机的正常运营,深入了解铝合金材料在腐蚀环境中的损伤演化及在腐蚀疲劳作用下力学性能退化规律和剩余疲劳寿命的预测具有重要意义。本文开展了铝合金预腐蚀疲劳实验研究分析,研究铝合金剩余疲劳寿命与腐蚀时间的关系。考虑到铝合金的腐蚀疲劳过程电化学与疲劳的相互作用,修正了预腐蚀疲劳损伤模型。基于铝合金试样的预腐蚀疲劳寿命数据,研究确定了腐蚀损伤与剩余疲劳寿命的关系式,计算出不同腐蚀时间下的非线性腐蚀疲劳耦合损伤指数β,明确了腐蚀损伤与疲劳损伤的耦合关系。为了贴合飞机在实际服役期间经历“地面腐蚀与空中疲劳”的交替损伤模式,本文开展了交替腐蚀/疲劳实验,利用控制变量法分别研究了不同“交替作用顺序”（先腐蚀后疲劳或先疲劳后腐蚀）,不同载荷循环次数与不同腐蚀时间作用下材料的剩余疲劳寿命。实验发现,腐蚀时间相同的情况下,预腐蚀实验试样疲劳寿命要低于交替实验试样腐蚀疲劳寿命。与“先腐蚀后疲劳”实验的腐蚀时间和疲劳寿命相比,“先疲劳后腐蚀”实验的腐蚀时间短,疲劳寿命多。相同腐蚀时间（载荷循环次数）的情况下,随着载荷循环次数（腐蚀时间）的增加,“先腐蚀后疲劳”实验材料疲劳寿命呈现先减小后稳定的趋势。本文确定了交替腐蚀/疲劳作用下的损伤累积及寿命预测模型。在同级加载条件下,基于非线性腐蚀疲劳耦合损伤指数β,考虑每级载荷间的影响,提出利用腐蚀疲劳耦合损伤指数和迟滞载荷用来描述考虑交替腐蚀疲劳损伤模式。将交替“腐蚀+疲劳”损伤分为“预腐蚀耦合损伤”和“疲劳+腐蚀+疲劳…”的交替模式产生的损伤两部分,根据腐蚀疲劳耦合指数与迟滞载荷对传统的Miner线性累积损伤理论进行修正,确定结构材料的寿命计算模型,并进行案例分析。确定了实验中的腐蚀耦合损伤,并利用低载锻炼效应理论得出均匀分布的迟滞载荷。通过案例验证模型,本文提出的寿命计算模型的结果与实验结果比较吻合,对飞机结构材料剩余寿命预测有重要的意义。