航空发动机作为飞机的心脏,其寿命成为制约整机寿命的关键所在。在寿命管理中,关键零部件的寿命可以作为判断整机寿命的重要因素。因而航空发动机中的关键部件的寿命是影响整机寿命的关键。本文主要是以航空发动机热端部件涡轮盘作为对象,在损伤力学的基础之上,考虑在疲劳失效、蠕变失效以及疲劳-蠕变交互作用下的损伤演化模型以及寿命预测模型。首先,以连续损伤力学理论为基础,提出了一种非线性的疲劳累积损伤模型。该模型基于金属材料满足的各向同性的损伤假设,结合热力学基本理论,考虑损伤过程中材料耗散势的变化,将引起金属材料疲劳断裂的塑性应变作为损伤的来源,利用Manson-coffin方程,将损伤引入塑性应变中,经过数学推导建立了疲劳累积损伤模型以及相应的寿命预测模型。选取S—ε曲线面积的变化作为损伤变量,结合航空发动机涡轮盘用镍基变形高温合金GH4169(GH169)的试验数据对提出的疲劳累积损伤模型进行验证,同时验证寿命预测模型。其次,提出了以损伤力学为基础的蠕变损伤演化模型和蠕变断裂寿命预测模型。该模型结合Norton定律以及Lemaitre提出的多轴蠕变损伤模型,利用损伤力学中有效应力的定义,将损伤引入到蠕变演化过程中,建立了蠕变损伤演化模型以及蠕变断裂寿命预测模型,同时得到金属材料蠕变-时间关系函数。选取蠕变过程中应力松弛的变化作为损伤变量,结合航空发动机涡轮盘用镍基变形高温合金GH4169(GH169)试验数据,对提出的蠕变损伤演化模型、蠕变断裂寿命预测模型以及蠕变-时间关系函数进行验证。最后,以疲劳累积损伤模型和蠕变损伤演化模型为基础,采用损伤力学处理疲劳-蠕变交互作用问题的基本方法,利用循环数和蠕变时间之间的关系,引入描述损伤过程的疲劳-蠕变交互作用的影响,建立了疲劳-蠕变交互作用下的损伤演化模型。在研究疲劳-蠕变交互作用寿命预测模型时,引入描述疲劳-蠕变交互作用的影响因子,建立了疲劳-蠕变交互作用的寿命预测模型。结合航空发动机涡轮盘用镍基变形高温合金GH4169(GH169)试验数据对提出的损伤演化模型和寿命预测模型进行验证。