旋翼桨叶作为直升机最重要的动部件,疲劳寿命的预测是其设计中需要重点考虑的问题。在复杂交变应力作用下,复合材料桨叶内部夹杂、气泡等缺陷会引起层间裂纹的萌生、扩展,最终导致灾难性破坏,而传统的S-N曲线定寿方法并不能从破坏机理上解释复合材料桨叶的分层破坏。本文以有效预测复合材料桨叶的分层疲劳寿命为研究目的,采用各向异性界面断裂力学理论及界面单元法,通过对桨叶及其疲劳特性建立的合理数学模型与进行的有效数值模拟,对复合材料桨叶的分层裂纹尖端奇异应力场、三维断裂准则、断裂门槛值及疲劳损伤累积准则等进行了深入的研究,从而为直升机复合材料桨叶定寿提供了理论依据。针对复合材料桨叶的受力特点,采用非线性桨叶结构模型,建立了桨叶的广义二维位移方程。该位移方程由两部分组成:一部分为广义平面应变变形对应的齐次解;另一部分为轴向拉伸应变、挥舞弯曲曲率、摆振弯曲曲率及扭转率产生的弹性变形对应的非齐次解。将复合材料桨叶的主要疲劳段（桨叶根部）简化为实体梁,分别采用Stroh理论和Lekhnitskii各向异性弹性理论研究了蒙皮及蒙皮大梁粘结面分层裂纹尖端奇异场,推导出裂纹尖端场的渐进齐次解和非齐次解及其待定系数的确定方法。以齐次解待定系数的第一项表示裂纹尖端奇异性强度,然后基于Rice小范围接触理论,引入参考长度（r|∧） ,得到了与传统断裂力学量纲相同的应力强度因子。采用边界配置法分别计算出静态与动态分层裂纹尖端的奇异应力场和应力强度因子。由于即使在单一载荷下复合材料分层裂纹尖端的振荡性决定裂纹尖端必然会出现正应力和剪应力,即复合材料层间一般不存在单一的面内破坏形式,提出了一个基于相位角ψ₁和ψ₂的三维断裂韧性及断裂门槛值的计算方法,并采用文献中的试验值及数值结果分别对其进行了验证。基于新提出的三维层间断裂韧性和断裂门槛值的计算方法,给出界面元法中包括三种断裂模式（Ⅰ型、Ⅱ型、Ⅲ型）的界面强度和位移间断的计算公式。改进了传统的复合材料分层疲劳裂纹扩展速率模型,新模型考虑了分层扩展过程中阻力曲线的变化。同时本文基于界面断裂力学理论,导出了适合于计算复合材料粘聚区长度的计算公式。该式和改进的分层扩展率模型结合提高了预测复合材料分层疲劳寿命的准确性。将Miner损伤累积准则应用于桨叶分层疲劳寿命预测,在尽可能地满足Miner准则的前提条件下,建立了常幅疲劳载荷下损伤?寿命与应变能释放率?寿命之间的联系。在此基础上,给出其用于变幅载荷下分层疲劳寿命的预测方法。采用本文的研究成果预测了桨叶分层疲劳寿命,预测结果与试验结果一致,证实了本文给出的预测方法的可靠性。