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本文结合典型飞机平尾大轴发生的一系列腐蚀问题,着重围绕典型飞机内腔结构的腐蚀原因和机理、加速腐蚀试验方法、腐蚀损伤的概率分布特性及其发展规律、腐蚀对疲劳寿命的影响以及腐蚀损伤容限的评定方法等一系列关键技术问题开展了较为系统的研究,取得了较重要进展和技术突破,主要创新点如下:1)首次发现内腔结构涂层下金属母材存在丝状腐蚀现象,在焊接缝周围金属母材同时存在应力腐蚀和丝状腐蚀损伤特征,在腐蚀环境下表面防腐涂层破坏后,随着腐蚀时间的增加应力腐蚀损伤会不断发展,在疲劳载荷作用下在应力腐蚀损伤严重的局部位置就会萌生疲劳裂纹,最后导致断裂,从而进一步揭示了现役飞机典型内腔腐蚀的机理。2)针对典型飞机内腔结构的局部环境和腐蚀特点,提出了对应的加速腐蚀试验方法,建立了加速腐蚀环境谱。试验结果表明,该环境谱及加速腐蚀试验方法能够在适当的试验周期内较好地再现了内腔结构失效的特征与过程,为研究内腔结构的腐蚀过程以及评定涂层体系的抗腐蚀品质和使用寿命提供了试验方法。3)采用周期浸润腐蚀试验的方法对30CrMnSiNi2A低合金高强钢进行加速腐蚀试验研究,测得两组不同时间腐蚀后试件的腐蚀深度,并分别按照Gumbel、正态、对数正态和威布尔分布四种分布类型对30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度概率分布进行了假设检验。结果表明,最大腐蚀深度更接近正态分布,从而为确定30CrMnSiNi2A钢的腐蚀损伤的规律分布提供了依据。4)在对不同时间预腐蚀后典型结构疲劳试验数据分析的基础上,得出了腐蚀损伤影响修正系数。首次提出了通过对未腐蚀状态的常规疲劳S～N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的疲劳S～N曲线簇的方法。采用一组模拟件预腐蚀后的疲劳试验进行验证的结果表明,根据腐蚀状态下疲劳S～N曲线簇得到的计算寿命与平均试验寿命基本吻合。5)给出了腐蚀损伤容限的定义和表征方法,提出了通过对腐蚀损伤的内窥镜图像对比近似确定腐蚀损伤程度的工程方法,建立了腐蚀损伤图像和疲劳寿命之间的对应关系,为确定典型飞机内腔结构的腐蚀损伤容限、修理判据及修理方法提供了重要依据。