航空发动机的自主研发能力是一个国家综合实力的象征,也是衡量一个国家工业发展水平的标志,对于提升国家的综合国力有着十分重要的意义。随着推重比的提高,航空发动机对其结构材料的比强度和比刚度提出了越来越高的要求。SiC_f/Ti复合材料因其优良的力学性能在航空发动机冷端部件上有良好的应用前景,已经受到了研究者的关注,并对其力学性能展开了初步的研究。在此基础上本论文开展了SiC_f/Ti复合材料在两级交变载荷作用下的疲劳性能研究,从而为金属基复合材料在航空发动机上更为广泛的应用奠定一定的基础。本论文以典型的SiC_f/Ti复合材料为研究对象,开展了SiC_f/Ti复合材料在两级载荷作用下的变幅疲劳试验,即高循环应力-低循环应力以及低循环应力-高循环应力两种载荷情况下的试验。对加卸载过程中疲劳迟滞回线的演变规律以及复合材料的损伤过程进行分析,通过光学显微镜、XCT断层扫描复合三坐标测量系统对金属基复合材料断口及材料内部损伤情况进行观测。结合SiC_f/Ti复合材料疲劳应力-应变曲线和细观扫描结果,对SiC_f/Ti复合材料在两级交变载荷作用下的疲劳失效机理进行分析和预测。在SiC_f/Ti复合材料两级交变载荷疲劳性能分析的基础上,建立了金属基复合材料在两级载荷作用下损伤演化的细观力学模型。研究发现,SiC_f/Ti复合材料在两级载荷作用下的主要损伤形式有界面脱粘、纤维断裂以及基体开裂。疲劳迟滞回线产生的原因是疲劳加卸载过程中界面出现了脱粘,纤维相对于基体发生了正向和反向滑移。因此,基于界面滑移摩擦模型,建立了常温环境下SiC_f/Ti复合材料的疲劳失效模型。该模型考虑了各组分的失效机理,可用于预测两级交变载荷过程中的界面滑移长度及疲劳迟滞回线。将模拟结果与实验数据进行对比,吻合较好,表明该模型能够有效地反映SiC_f/Ti复合材料在两级交变载荷作用下的疲劳损伤累积。在此基础上,分析了两级交变载荷加载次序、纤维体积占比、纤维形状参数(威布尔模量表征)等对SiC_f/Ti复合材料疲劳迟滞回线的影响。最后,首先通过细观分析,对金属基复合材料在两级载荷下的疲劳寿命进行预测。两级载荷加载次序对金属基复合材料疲劳寿命的影响进行了分析。介绍了几种疲劳损伤累积法则。在此基础上,基于非线性损伤累积法则,定义了一个与应力水平有关的损伤变量。并结合已有的试验数据,比较不同加载次序下的累积损伤。结果表明,金属基复合材料在高循环应力-低循环应力下的寿命比低循环应力-高循环应力下的寿命更长。