作为航空发动机的主承力部件之一,高压涡轮盘承受着循环热载荷和机械载荷的耦合作用,继而发生各种形式的失效破坏,其中高温低周疲劳破坏是涡轮盘最主要的失效形式之一。涡轮盘一旦发生疲劳破坏,将会给发动机甚至飞机的正常飞行造成极大的安全隐患,并导致灾难性后果。由于轮盘结构的复杂性,其广泛存在应力集中现象,但目前尚缺乏完整且高效的寿命预测模型和方法来解决此类问题。针对此,深入开展研究缺口结构件的多轴疲劳失效分析、累积损伤机理及寿命预测方法具有重要的工程和科学意义。本论文以某型号航空发动机高压涡轮盘为研究对象,展开了如下研究:(1)通过阐述两类缺口件多轴疲劳分析方法即场强法和临界距离法,结合损伤参量和累积损伤模型的评估结果,对缺口结构件进行了寿命预测。同时,对比现有多种常用方法下的缺口疲劳寿命预测,结果显示,临界距离法对疲劳寿命预测具有较高的预测精度,且计算量远小于场强法。(2)涡轮盘结构有限元分析及疲劳寿命预测。对涡轮盘危险部位如榫槽及螺栓孔部位展开了有限元计算和分析,得到应力及应变数据,提出了一种考虑缺口效应的基于能量梯度的临界距离寿命预测模型,并对某涡轮盘的疲劳寿命进行了预测,该模型不但考虑了应力集中及缺口效应对寿命的影响,且预测精度较高,易于工程应用,为后续涡轮盘定寿、延寿提供了参考依据。(3)在对基于能量梯度的临界距离模型的研究基础上,为克服能量法的不足,进一步结合临界面法,提出了一种新的临界距离-临界面寿命预测方法,在考虑缺口效应的同时可准确预测疲劳裂纹萌生的位置,最后通过GH4169和TC4合金缺口试验数据验证了所提出模型的有效性和准确性。