先进航空发动机对推重比的追求加速了高性能材料的研发，先进复合材料的出现为航空发动机部件的材料提供了新的选择。目前碳纤维增强树脂基层合复合材料机匣以及钛合金叶片已在我国航空发动机上获得应用，从今后技术发展看，可能采用碳纤维增强树脂基编织复合材料机匣和编织复合材料叶片。同时，结构的改进对航空发动机的可靠性也起到了至关重要的作用，连接结构的材料组合及结构类型是影响叶片与机匣连接结构静强度的两个至关重要的因素。本文针对叶片与机匣连接结构，设计了试验模拟件以及相应试验夹具，开展试验研究，将逐渐损伤有限元方法引入构件静强度分析，并验证其适用性。
　　本文主要研究工作和研究结论如下：
　　1.开展了不同结构类型及材料组合叶片与机匣连接结构试验研究。考虑到构件试验不同于一般的材料件试验，针对弯曲及拉伸试验分别设计了试验夹具，采用贴片法判定弯曲试验构件初始损伤载荷，将载荷位移曲线法作为弯曲/拉伸试验极限破坏载荷判据。对比分析了不同结构损伤扩展过程，得到了相应的扩展规律。定义构件比载荷，采用单一变量法，分析了各结构优劣性。
　　2.开展了弯曲及拉伸载荷下叶片与机匣连接结构的损伤分析评估。从接触问题出发，并结合逐渐损伤和有限元理论，建立了适用于不同结构类型和不同材料组合的叶片/机匣结构的强度分析模型和逐渐损伤有限元分析方法。针对弯曲模拟载荷，确定了结构的初始损伤载荷、初始挠度、极限载荷以及极限挠度。针对拉伸模拟载荷，确定了结构的极限载荷。考虑损伤扩展规律及损伤单元数量两个因素确定了各结构弯曲/拉伸载荷下结构失效判据。综合考虑了载荷、挠度、结构类型等因素，评估分析了各结构弯曲/拉伸载荷下的优劣性。
　　3.开展了逐渐损伤有限元分析方法的分析与验证研究。考虑到数值模拟工况与试验工况的差异性，推导了推杆在叶身上的滑移距离与叶尖挠度的关系式以及试验集中载荷F与叶面气动压力载荷P之间的等效换算关系式。开展了不同材料叶片/机匣连接结构弯曲初始损伤载荷、最终破坏载荷、变形挠度的分析与试验验证以及拉伸破坏载荷的分析与试验验证。验证结果表明：弯曲载荷下结构最终破坏载荷和最终挠度的分析结果与试验结果对比误差在15%以内，最终破坏位置与试验情况吻合；拉伸载荷下结构最终破坏载荷的分析结果与试验结果对比误差在5%以内，最终破坏位置与试验情况吻合，验证了本文所建立的分析模型和分析方法的有效性。