航空发动机(aero-engine)作为飞机的心脏,被誉为“工业之花”,而涡轮叶片是这朵花中开得最鲜艳的一瓣。涡轮叶片在航空燃气涡轮发动机最极端的环境中工作,目前,先进发动机的涡轮前燃气进口温度已经达到2000K左右;涡轮转速达到每分钟数万、甚至几十万转;再加上燃气气流速度高达150m/s;故而涡轮叶片寿命短、可靠性差,使其寿命严重制约着整机寿命。本文以涡轮叶片作为研究对象,通过有限元仿真分析、不同温度下的疲劳/蠕变试验研究以及理论建模分析相结合的方法,研究了涡轮叶片的多轴低周疲劳寿命和疲劳/蠕变交互寿命,从而为其在服役期间的安全检查、定期维修以及之后的改进优化提供参考依据和技术支持。本文主要做了如下工作:(1)针对监测得到的涡轮转速及排气温度等参数时间历程不真实及数据量过大问题,通过去伪读数、无效值剔除、峰谷值压缩及雨流计数处理对载荷谱进行编制,获得了发动机的工作循环载荷谱,将飞机起落工作循环分解成一个主循环和四个次循环的典型飞行工况,为后续寿命的研究提供了载荷依据。(2)针对涡轮叶片受载复杂问题,通过Ansys软件搭建了热流固耦合仿真计算平台,计算了其在离心载荷、气动压力载荷以及温度载荷共同作用下的温度场和应力应变场,完成了涡轮叶片在各飞行载荷工况稳态下的流体-传热-结构一体化的耦合仿真过程。在工况1稳态下叶片的最大等效应力在叶身与缘板过渡处为840MPa,最大等效弹性应变在叶身中部排气口尾缘部位为0.8536%,最高温度在3/4叶高排气口尾缘部位为850℃。(3)利用Manson-coffin理论体系中的SWT模型,引入了尚德广疲劳损伤参量,修正了考虑多轴效应的临界平面法,并对其疲劳损伤参量进行改进,经过相应的推导建立了涡轮叶片多轴低周疲劳寿命预测理论模型。由热流固耦合仿真分析结果结合叶片外场失效数据确定了涡轮叶片的考核部位并设计了叶片的特征模拟样件:缘板模拟件和叶身模拟件。对模拟样件进行了室温低周疲劳试验,依据试验结果对比了多种模型的预测结果,本文所提出的多轴低周疲劳寿命预测模型预测误差仅为3.5%,体现了其合理性。(4)利用热强综合参数L-M方程计算了涡轮叶片的蠕变寿命,通过高温蠕变/疲劳试验研究了高温下蠕变和疲劳的交互作用,计算了涡轮叶片疲劳/蠕变交互寿命为1552h,其结果和基于损伤线性累积的疲劳/蠕变寿命结果相比减少了33.4%,故研究涡轮叶片寿命时不能忽略疲劳/蠕变交互作用的影响。