航空发动机压气机叶片是发动机的关键部件之一,在服役过程中会受到多种载荷共同作用。由于现代航空发动机压气机叶片的设计应力水平大幅度提高,高周疲劳是叶片主要的失效形式。当叶片在服役过程中出现疲劳裂纹,维修人员无法判断叶片的剩余使用寿命以及不知道如何安排检修时间来确保在叶片即将断裂失效前将其更换。在本研究中使用三维扫描仪获得叶片的三维点云数据。使用逆向工程软件Geomagic Studio进行初期处理,用UG进行三维实体建模,在有限元前处理软件Hypermesh中进行网格划分,最后用MSC.Patran&MSC.Nastran进行静力学分析获得叶片应力分布状态,用MSC.Fatigue软件进行疲劳寿命计算和裂纹扩展分析。针对已出现裂纹缺陷的叶片,先对叶片进行有限元分析。在此基础上,探讨了叶片应力集中和平均应力等对疲劳寿命预测的影响。利用材料的S-N曲线、Miner线性疲劳累积损伤理论和Goodman应力修正法估算叶片疲劳寿命。同时比较了不同的平均应力修正方法对叶片的疲劳寿命结果的影响。本文探讨了计算应力强度因子的方法,最终使用有限元法和1/4节点位移法划分网格来计算裂纹尖端的应力强度因子。依据线弹性断裂力学为基础的裂纹扩展分析法,探讨计算叶片裂纹扩展寿命的方法,在MSC.Fatigue软件中实现裂纹扩展分析。在计算结果中可以得到裂纹长度与循环次数的关系、裂纹扩展速率与裂纹长度之间的关系。若设置不同的裂纹初始尺寸则会得到不同的裂纹扩展寿命,这也表明在进行裂纹扩展分析时,裂纹初始尺寸的选取很重要。