由于航空航天结构所处的振动环境较为严酷，所以解决其在服役期间的疲劳失效问题十分 重要。对于单轴振动疲劳寿命的计算方法已经比较成熟，而多轴的情况下多采用单轴依次加载 模拟多轴的工况，最终的计算结果再乘以一个经验常数，这种方法具有一定的精度但要精确的 确定该系数十分困难。因此，本文给出两种计算结构多轴随机振动疲劳寿命的临界平面法，并 对其进行了仿真计算与试验验证