航空发动机压气机叶片在实际工作中主要承受两个方向的载荷,一个是叶片在高速旋转时产生的沿叶片展向的低频高应力的低周载荷,另一个是环境中不均匀且不稳定流场造成的垂直于叶片的高频低应力的高周振动载荷。所以压气机叶片的疲劳实际上是低周载荷叠加高周振动载荷的复合疲劳问题,压气机叶片在高低周复合疲劳载荷的作用下发生疲劳失效。Ti-6Al-4V钛合金材料由于其具有强度高、密度小、耐蚀性好等特点,一直是压气机叶片主要使用的材料。因此研究建立Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命预测模型,并利用该模型进行压气机叶片的高低周复合疲劳损伤寿命预测具有重要的研究意义。本文首先在连续损伤力学理论和不可逆热力学的基础上,推导建立了低周疲劳损伤模型、高周疲劳损伤模型和考虑高低周疲劳交互作用的高低周复合疲劳损伤模型。选择确定了非线性各向同性硬化模型和Chaboche非线性随动硬化模型组成的混合硬化模型来描述Ti-6Al-4V钛合金材料的弹塑性循环行为。高低周复合疲劳损伤模型与混合硬化模型一起构成了Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命有限元预测模型。其次,开展了Ti-6Al-4V钛合金材料的单轴拉伸、低周疲劳和高周疲劳试验。根据试验结果和数据,拟合获得了Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命有限元预测模型的模型参数,从而得到了完整的预测模型。将高低周复合疲劳损伤模型编写为USDFLD子程序耦合到ABAQUS有限分析软件中,分别对低周疲劳损伤模型和高周疲劳损伤模型进行了验证分析,与试验结果对比发现,低周疲劳损伤模型平均预测误差为3.878%,高周疲劳损伤模型平均预测误差为7.55%,模型预测结果与试验结果吻合良好。通过逆向建模的方法构建了压气机叶片的三维实体模型,并模拟了在最大转速为1440rpm、垂直于叶面的高周疲劳载荷幅值为0.5MPa的载荷条件下,不同高低周疲劳载荷循环比时的高低周疲劳损伤演化过程。模拟结果显示,裂纹首先从叶面根部两侧位置开始萌生,裂纹萌生寿命随着高低周疲劳循环比h的增大而快速降低。