飞机的刹车系统是着陆制动的重要子系统,在飞机地面着陆滑跑过程中吸收飞机滑跑的动能,使飞机滑跑的速度快速降低,从而缩短飞机的制动距离;飞机刹车装置的核心部件刹车副的刹车力矩主要是通过刹车盘的摩擦产生。由于刹车过程持续时间比较短,飞机着陆的动能很大,刹车副的温度会在短时间内快速的升高。刹车机轮的热防护壳是弧形的,安装在刹车机轮内腔,刹车装置外部,主要用来隔绝刹车副在飞机着陆滑跑刹车时产生的大量的热能传递,机轮热壳主要是使用反光性能比较好的钢材做成的,上下两层钢片中间加隔热材料。热壳板下层板的上下表面存在温度差,同时材料热膨胀系数随温度变化也会造成下层板间膨胀程度的不同,机轮刹车系统服役过程中经过反复的刹车升温冷却过程会产生循环热应力和热应变,如维修更换不当或生产因素产生疲劳源,则为热疲劳问题。传统热疲劳试验集中在I型载荷条件下,只研究一种扩展路径。但实际工程构件的载荷情况复杂,如边界条件的位置变化,裂纹的角度不同,温度变化的方位差异等,裂纹扩展路径往往更复杂,属于复合疲劳问题,故需要系统深入地研究。本文采取相同裂纹尖端Mises应力条件下的循环拉力载荷模拟热循环载荷,对相同初始裂纹条件不同加载角度下裂纹的扩展规律及影响因素进行研究,通过将热载荷转换成同等机械加载的方式进行金属的疲劳试验,将机轮热壳的热疲劳工况等同为拉应力疲劳进行研究。本文使用改进的Arcan夹具并使用Abaqus和Franc3d有限元软件研究I-II复合疲劳扩展的一般规律。（1）使用金属材料光谱化验仪器对隔热板成分进行鉴定,认定最终结果为SUS304钢。（2）通过对加工后的SUS304试件进行单向拉伸试验,得到了材料的应力应变曲线、屈服极限、强度极限、延伸率等基本力学性能,并为后续疲劳试验及仿真提供了材料属性依据。（3）采用Abaqus软件全热固耦合分析方法,进行带有单边裂纹的热壳下层板瞬态热分析仿真,分析裂纹尖端所受的热应力情况并与拉力加载下模型裂纹尖端的Mises应力进行对比,确定了疲劳试验参数。（4）实现加载角度分别为β=0°,30°,45°,60°,90°下的I-II复合疲劳试验,采用七点递增多项式法对原始数据进行处理,得到各个载荷下的Δa-N,da/d N-N,da/d N-Δa曲线并分析变化规律。（5）运用计算有限宽板单边纯I型裂纹尖端处应力强度因子的成熟解析公式与有限元法计算出的纯I型裂纹尖端应力强度因子（SIF）的数值解进行比较,通过误差分析验证两种有限元模型计算数值的精确度,确定最优模拟方案。（6）使用Abaqus和Franc3d软件计算所得结果及成熟理论公式计算拟合得到β=0°,30°,45°,60°,90°加载角度下的ΔKI-Δa,ΔKII-Δa,研究复合疲劳裂纹的I型应力强度因子ΔKI,II型应力强度因子ΔKII,以及等效应力强度因子ΔKeff的变化规律。（7）对加载角度β=0°,30°,45°,60°,90°的疲劳模型的应力场和位移场进行分析,总结出裂纹偏折及位移场变化规律。（8）通过XEFM模拟不同加载角度下的疲劳扩展断裂过程,并与试验结果比较。（9）基于da/d N-Δa曲线与ΔKeff-Δa拟合出da/d N-ΔKeff曲线及曲线,并分别求得稳定扩展阶段的拟合方程得到SUS304不同加载角度疲劳扩展稳定扩展区的Paris公式描述。分析了本次试验断口的宏观形貌,辨识典型特征区。