工业领域中重大装备关键结构在复杂服役条件下受到交变载荷、振动载荷等作用产生的微小滑动或滚动,简称微动。其引起的微动损伤严重降低结构件的寿命,造成重大经济损失和严重安全隐患。以航空发动机涡轮为例,其在工作状态下承受着大功率、高温度（最高1900℃）、高转速（3-6万r/min）等恶劣条件,叶片与轮盘连接处的燕尾榫结构两接触表面之间存在小幅度相对位移,承受高接触压力,易产生严重微动疲劳问题进而引发机毁人亡的重大安全事故,因此提高微动疲劳寿命预测精度问题受到了国内外学者及工程技术人员的关注。目前对于微动疲劳寿命的预测存在的主要问题在于结构件在交变载荷作用下塑性对接触的影响没有得到充分考虑使微动疲劳寿命预测结果较保守。因此,充分考虑塑性效应对微动疲劳的影响对于提高微动疲劳寿命预测的准确性有一定理论意义。本文针对标准面/面接触模型及航发燕尾榫模型,结合其服役环境,分析其微动损伤机理,预测其微动疲劳寿命,具体研究内容如下:1)考虑塑性效应的面面接触微动疲劳寿命预测模型的建立与验证:准确预测结构件的微动疲劳寿命,首要问题在于接触区边缘高应力梯度造成最大接触载荷的求解,本文基于牛津大学的接触理论进行计算。其次针对结构件受到载荷作用下裂纹萌生并缓慢扩展到一定程度后迅速断裂的宏观表象,通过分析在循环载荷作用下弹性模量的变化以确定准确的临界损伤参量D_crit及最大塑性应变范围（Δε）_p,并结合不同载荷下标准试样微动疲劳试验数据,借助matlab数据拟合确定模型中未知参数值,建立考虑塑性效应的微动疲劳寿命预测模型。之后进行另外两组不同载荷下的标准试样微动疲劳试验,所得试验数据与新建理论模型预测数据相对比,其误差在15%之内,验证了所建模型的准确性。2)燕尾榫结构的微动疲劳寿命预测模型:为研究新建模型对于航发燕尾榫结构的适用性,利用不同载荷燕尾榫接试样的微动疲劳试验数据与理论预测相对比,误差在12%之内,证明基于标准试样建立的寿命预测模型适用于燕尾榫结构。进一步分析燕尾榫结构与标准试样结构在微动载荷下的异同点。发现两者在载荷作用下接触形式的相同及接触区后缘的局部结构相似性是影响微动疲劳寿命预测的主要因素。3)考虑到微动疲劳试验的时间、设备要求及困难程度以及所建微动疲劳寿命预测模型尚未涵盖所有影响因素的现状,借助ABAQUS进行标准试样微动疲劳的影响因素分析及燕尾榫模型微动疲劳对于接触区参数变化的敏感性分析,并以微动应力σ_fretting最小为目标对燕尾榫结构进行改进。