涡轮叶片极易出现各种失效行为,比较典型的包括疲劳失效、蠕变失效、蠕变/疲劳耦合失效等,运行过程中还可能遭受外物打伤。此外,制造工艺和材料缺陷也会对叶片服役时间产生很大影响。准确对航空发动机涡轮叶片的服役寿命进行预测对航空发动机结构安全性、耐久性、战备完整性和降低服役成本都具有重大意义。针对叶片失效行为复杂,难以准确预测其服役寿命的现状,本文结合CFD技术和有限元仿真技术,进行叶片在典型工况下的气、热、固多场耦合仿真计算,获得了叶片工作时的应力、应变分布。通过比较现有多轴低周疲劳寿命预测模型的特点,分析造成叶片失效主要原因,结合临界面法和SWT模型优点对现有预测模型进行改进。此外,在对叶尖蠕变寿命预测的基础之上,提出了一种预测叶尖磨损叶片在激光熔覆修复后蠕变寿命的方法。具体研究内容如下:首先,获取航空发动机单次飞行任务过程中的循环载荷谱,分析航空发动机工作时的物理场环境,考虑工作时的三种主要载荷形式:气动载荷、离心载荷和温度载荷。在验证气动仿真环境的正确性之后,利用CFX对叶片流场进行仿真分析,在此基础之上,通过ANSYS Workbench进行叶片在各工况下的气、热、固多场耦合仿真计算,得到涡轮叶片叶身部分在各工况下的应力、应变及形变云图,通过分析造成叶片低周疲劳失效的主要原因,在叶根和叶身各确定一个考核点A和B,仿真方法和计算结果可为叶片寿命计算及结构设计提供参考。然后,计算叶片在典型工作循环下的低周疲劳寿命。利用DD432材料疲劳试验数据比较Morrow修正模型和SWT模型的预测精度和稳定性,利用有限元仿真方法获得叶片在不同工作状态下的应力、应变分布,选用稳定性较优的SWT模型计算考核点A、B的低周疲劳寿命,确定A点为决定叶片低周疲劳寿命的点。最后对预测模型进行修正,结合临界面法和SWT模型优点将模型改进后对A点低周疲劳寿命进行计算,结果表明修正后的模型精度更高。最后,计算叶尖再制造区域的蠕变寿命,利用有限元仿真结果得到叶尖部位在巡航状态下的温度和应力水平,利用文献中DD432材料蠕变试验数据拟合L-M参数,利用L-M参数法计算叶尖区域的蠕变寿命。利用ANSYS生死单元技术模拟激光熔覆过程,温度场和应力场分布特征与实际加工过程类似,仿真结果表明激光熔覆工艺热影响区较小,只对熔覆区附近材料产生影响,利用合作单位DD432再制造微型试件力学性能测试数据,定义再制造蠕变寿命修正参数为再制造微型试件持久性能与基体持久性能最低要求的比值,利用此参数对叶尖再制造区域蠕变寿命进行修正,以此结果作为叶尖再制造区域服役蠕变寿命。