叶片是航空发动机的核心零部件,承当压缩空气以及产生推力的重要作用。由外部气流激励引起的周期性共振是导致叶片振动疲劳失效的主要形式之一,叶片的结构强度直接影响发动机的安全性和可靠性。本文研究了叶片振动疲劳概率寿命预测模型的建立方法和流程,提出更加简便的叶片振动疲劳概率寿命预测模型。以实际带冠伸根航空发动机叶片为背景,建立带冠伸根平板模拟叶片,并开展叶片一阶与高阶振动疲劳概率寿命预测研究。本文的研究内容和主要结论如下:本文研究了分析总结了经典一维应力场强法和基于经典一维应力场强法的三维空间矢量应力场强法(CTSVM),在此基础上使用这两种方法分别计算分析受循环弯曲载荷的带缺口圆棒试件危险点处的场强等效应力,分析结果表明:CTSVM法计算精度更高且计算结果更稳定。本文研究了叶片振动疲劳概率寿命预测模型的建立方法与过程,给出了相对应的计算流程框图。针对加权式模型计算时间长的问题,本文基于对偶型不及概率最大熵分位值函数、系数加权的对偶型最大熵分位值函数,分别建立了改进模型1、改进模型2。用三种模型分别预测缺口模拟叶片一阶振动疲劳概率寿命,并与文献[39]试验结果做对比,结果表明:改进模型2计算精度好且计算时间短。由于真实的航空发动机叶片不带缺口,本文建立了带冠伸根平板模拟叶片。本文使用改进模型2预测带冠伸根平板模拟叶片一阶和高阶弯曲振动疲劳概率寿命,结果表明:平板模拟叶片一阶和高阶振动疲劳概率寿命型最大熵分位值函数曲线走势与缺口模拟叶片的相同,表明改进模型2用于预测带冠伸根平板模拟叶片一阶和高阶弯曲振动疲劳概率寿命是有效、可行的。本文使用三维空间应力场强法(CTSVM)成功计算得到带冠伸根平板模拟叶片一阶和高阶弯曲振动下危险点处场强等效应力,表明三维空间应力场强法(CTSVM)适用于计算平板叶片高阶振动下危险点的场强等效应力。