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目前国内在编制飞机的载荷/环境谱时,一般参照美国空军针对亚热带沿海地区服役环境的飞机结构涂层体系所建立的加速试验载荷/环境谱(即CASE谱).CASE谱中每一年的当量热冲击温度和时间分别为149℃与保温1小时,即CASE谱中所绘制的载荷/环境谱为"腐蚀+热冲击+疲劳"为模块的循环形式,热冲击因素的引入是模拟飞机在起降过程中暴露于大气的外部结构与空气之间摩擦导致的结构温升现象.但是,目前战斗机为减轻重量大量使用铝合金构件,铝合金由于其本身时效温度较低,149℃已经达到其人工时效的温度,同时腐蚀产物对温度变化较为敏感,加热处理会影响其结构和耐蚀性能.此外,飞机的实际服役工况是飞-续-飞状态,并不是通常编制的环境谱中当量一年的连续热冲击后连续承受腐蚀环境的作用情况.因此,在CASE谱中选择149℃加热1小时等效于飞机铝合金结构服役一年中的温升影响是否合理是值得研究的命题.本论文研究了加速腐蚀环境谱中热冲击过程对7B04-T6铝合金腐蚀行为及疲劳性能的影响,该加速腐蚀环境谱的1个循环周期包括盐雾腐蚀和热冲击2个环境模块.采用拉伸试验分析了热冲击对7B04-T6铝合金力学性能影响,采用SEM、DCS和XRD分析了热冲击对7B04-T6铝合金表面腐蚀产物结构的影响,采用电化学技术分析了热冲击前后腐蚀产物膜对铝合金基材腐蚀行为的影响.结果表明：(1) 149℃热冲击对铝合金基体的力学性能有一定的影响,随着热冲击时间的延长,铝合金力学性能降低.在随后的疲劳过程中,经历过热冲击的试样疲劳寿命较无热冲击试样的疲劳寿命减小.(2) 149℃热冲击会影响铝合金表面腐蚀产物膜层的组织和结构.经过热冲击后,表面腐蚀产物变得更为致密,腐蚀产物由Al(OH)3转变为AIOOH,而AIOOH较AI(OH)3有更好的耐蚀性,上述两种因素共同作用导致随后的腐蚀有减缓现象.因此,经历过热冲击与腐蚀循环过程的试样较无热冲击试样的疲劳寿命下降幅度减小.(3)由于多次的腐蚀/热冲击交替循环会进一步减缓铝合金疲劳寿命的下降,因此在飞机铝合金结构环境谱编制过程中,合理的编制热冲击试验的温度和时间十分重要.