Дисертація присвячена рішенню актуальної науково-технічної задачі по визна- ченню несучої здатності матеріалу обшивки літака з Д16АТ по показникам деформа- ційного рельєфу поверхні плакуючого шару. Для визначення параметрів, які характеризують деформаційний рельєф, було ви- користано безконтактний інтерференційний профілометр. Це дозволило провести до- слідження еволюції деформаційного рельєфу у тримірному просторі. Експериментальні залежності параметрів деформаційного рельєфу (насиченості, шорсткості, пластичної деформації поверхні) від циклічного напрацювання виявили загальні закономірності, які притаманні різним рівням напруження та видам наванта- жування (регулярному та випадковому режимам). Розроблена теоретична модель формування деформаційного рельєфу на поверхні конструкційного сплаву із плакуючим шаром. На основі цієї моделі обґрунтовано не- гативний вплив плакуючого шару на характеристики утоми конструкційного сплаву. Розроблена регресійна модель прогнозування граничного стану (до появи утом- ної тріщини) обшивки літального апарату. Показано, що найбільш вирогідні резуль- тати прогнозування забезпечуються при використані параметра пластичної деформа- ції поверхні плакуючого шару в діапазоні відносного напрацювання від 0,1 до 0,8. Адекватність розробленого методу прогнозування залишкової довговічності під- тверджена втомними випробуваннями по типовій програмі випадкового спектру на- вантажування MiniTWIST.Диссертация посвящена решению актуальной научно-технической задачи - опре- делению несущей способности обшивки самолета, выполненной из конструкционного алюминиевого сплава Д16АТ, по показателям деформационного рельефа (ДР) по- верхности плакирующего слоя. Деформационный рельеф исследовался на образцах из сплава Д16АТ возле кон- центратора напряжения с использованием интерференционного профилометра. Ме- ханические испытания проводились на сервогидравлической установке с цифровым управлением при регулярном отнулевом циклическом и случайном спектре нагружения.The thesis is devoted to the solution of an actual scientific and technical problem of aircraft skin material D16AT bearing capacity by means of clad deformation relief parameters estimation. For deformation relief investigation was used interfere optical profiler. It allowed to control the deformation relief formation in three dimension space. The deformation relief parameters (saturation, roughness, surface plastic deformation) due to fatigue cycling relations have defined general regularities which are typical for different stresses levels and types of loading. The theoretical model of deformation relief formation on the clad aluminium alloy surface of aluminium alloy was developed. This model proves negative influence of clad on D16AT strength. The established relations between investigated deformation relief parameters were used for deformation relief formation on the clad alloys surface model development. The method of aircraft skin limiting state (fatigue crack initiation) prediction was developed. It is shown that the most acceptable reliability level for aircraft skin limiting state prediction by clad surface plastic deformation parameter is possible in the range of a relative operating time from 0,1 to 0,8. The efficiency of the new method is affirmed by fatigue test under standardized variable amplitude program MiniTWIST load sequences.