Las uniones encoladas utilizadas en secciones de alas y marcos de estructuras aeronáuticas están expuestas principalmente a cargas cíclicas en lugar de estáticas durante su servicio. Los tipos de cargas dinámicas por flexión son los más comunes. En este estudio, se analizó la respuesta a la fatiga de una unión de solapa simple (SLJ) expuesta a cargas de flexión con el modelo de elementos finitos (FE) avanzado desarrollado. El modelo de zona cohesiva que describe el comportamiento de la capa adhesiva utilizó el mecanismo de daño, donde los daños estáticos y de fatiga estaban vinculados entre sí; es decir, el daño total se acumuló debido a la deterioración del material y la separación plástica cíclica. Esto nos permitió predecir las características de fatiga, incluyendo la vida útil finita de fatiga y la tasa de propagación de grietas utilizando la ley de Paris. El modelo fue implementado a través de una subrutina UMAT definida por el usuario ofrecida en ABAQUS-Standard. El modelo numérico fue validado por experimentos disponibles en la literatura. Se investigó el rendimiento a la fatiga de una SLJ sometida a cargas de flexión para diferentes configuraciones de uniones de solapa. Una carga de flexión más pequeña, un adherente más grueso o una longitud de solapamiento más larga llevaron a una vida útil de fatiga mejorada. Por ejemplo, se observó que la vida útil de fatiga aumentaba hasta 50 veces para un aumento del 66% en .