常规静疲劳寿命的分析方法已经形成一套独立的系统,且在工程应用上已经比较成熟。但是在实际环境中,结构发生的破坏主要是由振动所造成的。仅用静疲劳的思想已经无法全面的解释在振动条件下的失效,因为它忽略了结构动态特性的变化在振动过程中的关键作用。为此本文以振动条件下,结构动态特性变化及其对疲劳特性和寿命的影响为分析目标并采用飞机结构中常见的典型结构件为分析对象,基于MSC.patran&nastran及fatigue平台,建立典型结构件的动力学模型,完成动态特性与疲劳寿命估算,通过与实验结果进行比较,提出一种以频率为主要分析参量的共振疲劳全寿命方法。论文主要工作包括:1.以飞机上广泛应用的铆接件为分析对象,完成在一定约束条件下结构的模态实验,并利用模态识别软件Ideas进行频率和振型的识别。为后面章节的动力学模型的建立及响应分析和疲劳寿命估算奠定基础。2.以结构件的第一阶固有频率为初始的激振频率,完成跟踪结构固有频率下的振动疲劳实验。研究了共振条件下结构寿命变化规律以及固有频率的动态变化情况。结果表明,结构动力学特性对疲劳寿命具有重要的影响,固有频率随疲劳过程单调递减。3.建立了典型结构件有限元动力学模型,并通过模态实验结果验证有限元模型的有效性,以Ftigue软件为计算平台,依托静疲劳的思想对修正后的有限元模型进行振动疲劳寿命的估算。计算结果表明,同等应力条件下,静疲劳寿命要比振动疲劳寿命要大的多。4.考虑频率变化对结构损伤的影响,提出了以频率为主要分析参量的共振疲劳全寿命方法。通过合理简化及假设,采用ABAQUS有限元软件模拟结构裂纹的动态扩展过程即频率的动态下降过程,并对各个阶段进行动态分析,采用SN法,损伤容限法相结合的方式估算了在振动条件下结构的疲劳全寿命。算例分析表明该方法是有效的,为振动疲劳寿命分析提供了参考。