飞机结构上广泛使用的铝合金材料对腐蚀介质是比较敏感的。腐蚀与疲劳载荷的协同作用导致的腐蚀疲劳问题直接影响着飞机的结构完整性和使用安全性。实际飞机结构的损伤模式为地面停放的腐蚀损伤与飞行过程中的疲劳损伤交替作用的过程。以往大量研究结果表明:结构表面出现的蚀坑与结构疲劳寿命下降有密切的关系。因此定量研究腐蚀损伤的图像识别方法以及基于蚀坑尺寸的寿命预测方法具有重要的实际价值。本文对国内外腐蚀损伤及相对较重要的点蚀研究概况作了总结,研究了点蚀坑特征的提取和预腐蚀疲劳寿命的预测,主要包括以下内容:　　 1.含腐蚀预损伤铝合金的特征识别。对航空常用铝合金板材2524进行了预腐蚀损伤试验,并用光学显微镜对点腐蚀坑形貌进行了观测;基于数值计算和编程软件MATLAB对观测到的点腐蚀坑图像进行了灰度变换增强、平滑滤波、锐化滤波以增强对比度、消除噪声,还原腐蚀坑的原貌;进行数学形态学处理凸显腐蚀坑处的特征;进行阈值分割、边缘检测以及特定区域填充处理将腐蚀坑灰度图像转化为二值图像,对关注的腐蚀坑进行特征的识别;编制了腐蚀坑特征提取软件,对直接拍摄的腐蚀坑图像进行读取、修图、处理等操作,并实现腐蚀坑几何特征、分形特征、统计参数和自定义截面特征以文本和表格的形式导出。　　 2.对含预腐蚀损伤的铝合金材料2024-T62进行了疲劳寿命预测。首先,将腐蚀坑等效为初始的半圆形表面裂纹,利用裂纹分析和扩展软件NASGRO进行了寿命预测,计算结果表明:按面积当量法或直接采用腐蚀坑原始平均深度尺寸作为等效的半圆形表面裂纹的半径,对含预腐蚀损伤的铝合金材料2024-T62的寿命预测结果与试验结果存在较大误差,最大计算误差在应力比为0.5时约2倍,在应力比为0.06时约50倍。其次,根据等效初始缺陷EIFS理论,并结合NASGRO应力强度因子门槛值及有限体半椭圆表面裂纹的形状系数,提出了当量裂纹尺寸的修正方法,并应用NASGRO进行了2024-T62铝合金的预腐蚀疲劳寿命预测,寿命预测结果与试验值吻合较好,最大计算误差在应力比为0.5时约25％,在应力比为0.06时约50％,说明了本文采用的当量裂纹尺寸的修正方法的有效性。