玻璃纤维增强铝合金层合板（GLARE）具有良好的抗冲击和抗疲劳裂纹扩展特性,在飞机结构中得到大量的应用。飞机结构在飞行过程中其初始损伤位置通常会萌生裂纹,进而出现疲劳裂纹扩展现象,因此开展含初始裂纹的疲劳裂纹扩展研究对飞机结构损伤容限设计具有重要意义。目前已经有大量学者对GLARE层合板的疲劳裂纹扩展机制开展了研究,并通过多种方法建立了疲劳裂纹扩展预报模型。但现有的疲劳裂纹扩展预报模型对当疲劳裂纹稳定扩展较长时预报结果误差较大,同时也未考虑环境温度的影响。因此,本文从不同类型GLARE层合板疲劳裂纹扩展实验测试结果出发,通过对不同温度条件下GLARE层合板的长裂纹稳定扩展过程进行分析,研究GLARE层合板疲劳裂纹扩展应力强度因子的修正系数问题,改进了Alderliesten疲劳裂纹扩展预报模型,为GLARE层合板结构设计及工程应用提供了理论支撑。针对三种铺层方式结构的GLARE层合板以及铝合金板开展了疲劳裂纹扩展实验测试,考虑了应力水平、应力比以及温度对疲劳裂纹扩展速率的影响,分析温度对层合板疲劳裂纹扩展速率的贡献,比较三种铺层方式结构的GLARE层合板的疲劳裂纹扩展增速。研究结果表明:疲劳裂纹扩展速率随应力水平的增加而增大,铝合金板的疲劳裂纹速率远远大于GLARE层合板,且GLARE层合板边界效应不明显。疲劳裂纹扩展增速随施加应力方向铺设的复合材料纤维层体积分数越大而变小。温度的升高会加速疲劳裂纹扩展过程,低温环境下的层合板疲劳裂纹扩展速率变慢。为了适应具有较长疲劳裂纹尺寸的疲劳裂纹扩展过程分析,利用断裂力学对GLARE疲劳裂纹扩展进行分析时,需要对疲劳裂纹扩展过程中的应力强度因子进行有限宽修正。从物理角度提出了利用做功比确定应力强度因子有限宽修正系数的方法,并通过铝合金的对比实验证明了该方法的准确性。进而通过该方法得到了三种类型GLARE层合板的有限宽修正系数,给出了GLARE层合板应力强度因子有限宽修正系数的理论极值点,并且该极值点与材料的模量和组分厚度有关。在GLARE层合板疲劳裂纹扩展实验的基础上,利用数字图像相关测试技术（DIC）确定了GLARE层合板疲劳裂纹扩展过程中的分层特性,提出了一种计算等效分层面积的方法,建立分层面积与裂纹扩展长度的关系。通过等效柔度方法计算GLARE层合板的外力做功比,给出GLARE层合板疲劳裂纹扩展分层修正系数的数学表达式,其中公式中的参量是GLARE层合板中复合材料层的弹性模量的函数。最后,在GLARE层合板高低温实验测试的基础上,结合形状修正系数和分层修正系数,经分析得到含有温度效应的GLARE层合板疲劳裂纹扩展修正系数（温度修正系数）,并且验证了其有效性。以Alderliesten疲劳裂纹扩展模型为基础,对GLARE层合板应力强度因子引入了形状修正系数、分层修正系数和温度修正系数,对GLARE层合板疲劳裂纹扩展过程进行了预报,发现该方法可对GLARE层合板长裂纹的疲劳裂纹扩展过程准确预报,且该方法同样适用于高温情况下的GLARE层合板疲劳裂纹扩展预报。本文从物理角度提出的计算应力强度因子有限宽修正系数的方法,将为其它材料体系的应力强度因子修正系数求解提供指导意义,建立的GLARE疲劳裂纹扩展预报模型将为其损伤容限结构设计提供重要的理论依据。