飞机结构在实际使用过程中,由于不断承受多级循环载荷作用,结构会产生不同程度的损伤甚至疲劳破坏,由此造成飞机的安全性与可靠性降低,给飞机的安全飞行带来巨大隐患。由疲劳破坏引起飞机事故的案例屡见不鲜,因此有效预测飞机结构的疲劳寿命,及时发现和排除由疲劳破坏造成的安全隐患,具有凸显的经济价值与意义。为解决飞机结构疲劳寿命有效预测的难题,以实现视情维修,提升飞机的安全性与可靠性,本文以某型军用飞机的真实关键结构部件——水平尾翼为具体研究对象,在深入研究疲劳寿命相关理论的基础上,采用飞机结构疲劳寿命试验专用平台,对其进行长期疲劳寿命试验,得到S-N数据,分别运用断裂力学、模糊法则及灰色系统理论三种疲劳寿命预测建模方法,分别构建基于断裂力学的疲劳寿命预测模型、混合疲劳寿命预测模型和非等距GM(1,1)疲劳寿命预测模型,在此基础上,分别采用以上三种模型对飞机水平尾翼的疲劳寿命进行了预测以及仿真试验研究,得到较好的研究结果。试验研究表明:所构建的三种疲劳寿命预测模型都可以较好的实现飞机结构疲劳寿命预测效能,但相比较而言,非等距GM(1,1)疲劳寿命预测模型不仅预测误差较小,而且使用方便,具有很好的工程实用价值与应用前景。