在动态载荷作用下,飞行器的局部会产生较大的响应,由此引起的疲劳破坏是结构破坏的主要形式之一。因此,对随机动载荷激励下飞行器典型结构进行振动疲劳寿命分析具有重要意义。本文从多轴应力等效的角度对复杂应力下的典型结构进行寿命预估,以达到更准确地预估多轴振动疲劳寿命的目的。在多轴应力等效方法上,本文根据Von Mises等效方法将多轴应力等效为单轴应力,利用了偏应力投影法(PBP法)将多轴应力产生的结构损伤转化为等效的单轴应力结构损伤,并在频域内利用现有的单轴振动疲劳计算方法对典型的航空结构件进行寿命预估,解决了随机加载情况下的多轴疲劳寿命预测问题。为了验证多轴寿命预测方法的准确性,本文进行了随机多轴振动疲劳实验,设置不同的工况探究不同加载情况下试验件寿命的变化规律,试验件为LY12-CZ铝合金,然后在同等边界条件的情况下对其进行有限元分析,得到其应力危险部位并预估其振动疲劳寿命。在此过程中分别使用PBP法和Von Mises法研究不同多轴应力比和不同相关系数下振动疲劳寿命的变化规律,得出下面结论:一方面结构承受的正应力和切应力之比越接近寿命越短,载荷的相关系数越低寿命越短,另一方面,虽然Von Mises法和PBP法预测的寿命与实验结果对比均5倍误差范围带内,但是材料的正应力和切应力较接近时或相关系数较低时Von Mises法预测的寿命与实验结果有较大偏差,而PBP法的寿命预测误差均在1倍之内,分析与实验对比表明PBP法是一种更加准确高效的多轴应力等效方法。