压气机叶片高速旋转为航空发动机燃烧室提供充分空气供给,保证了飞机在高空中可以安全且平稳飞行。压气机叶片在周期性气流激振力的作用下产生高频振动,容易萌生裂纹,恶劣工况环境促使裂纹进一步扩展,最终引发叶片断裂失效,断裂后的叶片碎片会打伤相邻叶片和机匣等,从而引发更为恶劣后果,因此研究叶片裂纹扩展问题,预测分析叶片疲劳寿命,对降低飞机安全事故风险及保证飞行安全具有重要意义。本论文先以叶片相同材质的模拟试件为研究对象,对比进行振动疲劳试验及模拟仿真分析,验证模拟仿真方法正确性,进而利用模拟仿真研究压气机叶片在振动激励下载荷作用下的裂纹扩展及寿命预测问题。主要内容包括:进行TC4钛合金叶片模拟试件振动疲劳试验,测量了裂纹长度与疲劳寿命之间的关系,绘制出试件a-N曲线,进而通过修正割线法拟合了TC4钛合金材料裂纹扩展速率,并得到了Paris裂纹扩展寿命模型相关参数。通过光学显微镜观测裂纹断口形貌,根据断口裂纹形貌数据拟合的裂纹形貌公式能够较为准确的预测裂纹形貌及裂纹扩展寿命。基于有限元分析软件Abaqus联合Franc3D裂纹扩展模拟软件,对TC4钛合金叶片模拟试件建立有限元模型及裂纹扩展模型,施加与振动疲劳实验相同边界条件和振动激励,模拟仿真得到裂纹扩展路径、裂纹扩展形貌等结果,将模拟仿真结果与振动疲劳试验结果进行对比,验证Abaqus联合Franc3D对裂纹扩展进行模拟仿真的可行性与准确性。基于Abaqus联合Franc3D模拟仿真方法进一步地开展振动激励载荷对压气机叶片裂纹扩展影响研究。先建立压气机叶片的有限元模型和裂纹扩展模型,通过有限元模型模拟叶片在振动激励作用下的振动过程并得到应力分布规律,进而基于叶片裂纹扩展模型模拟叶片不同前缘形状（裂纹短轴尺寸/长轴尺寸）、位置和角度（与缘板面夹角）的初始裂纹的扩展过程,对比分析得到裂纹扩展模拟结果,发现叶片背部裂纹扩展速率明显快于叶片的前缘和后缘,初始裂纹前缘形状对叶片表面裂纹扩展基本无影响,但对叶片裂纹深度方向扩展存在明显影响,叶片初始裂纹面与缘板面夹角越小则裂纹扩展越快,且裂纹随着扩展会逐渐向缘板面方向偏转。研究结果为初始裂纹的位置、前缘形状和角度均会对叶片裂纹扩展与疲劳寿命产生影响,且存在明显规律。