航空发动机作为飞行器的心脏,被誉为“工业之花”,是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。航空发动机在工作过程中的环境温度、运转速度要高于同领域其他动力系统。所以,为了确保航空发动机在服役过程中的安全性和稳定性,对其进行疲劳可靠性的研究是有必要的。航空发动机涡轮叶片作为航空发动机的核心部件,因其所处环境的复杂以及所受载荷的多样性,使其成为航空发动机疲劳破坏的主要部件之一。因此,开展航空发动机涡轮叶片热-动力学耦合问题及疲劳可靠性方面的研究是保证航空发动机在服役过程中正常工作的前提。本文对航空发动机进行了多物理场、多载荷工况的耦合分析,进而运用疲劳可靠性相关理论对航空发动机涡轮叶片在特定工况下的疲劳寿命进行分析。首先,根据航空发动机所处复杂的工作环境及所受载荷情况,对航空发动机涡轮叶片热-动力学耦合问题及疲劳可靠性相关的理论进行了叙述,并且运用Fortran结合有限元法和有限差分法编程进行不同物理场、不同载荷情况的计算,并运用经典实例验证了所采用方法的正确性,为后续航空发动机涡轮叶片热-动力学耦合响应求解奠定基础。其次,对航空发动机涡轮叶片所处不同载荷工况:只受温度载荷作用;只受气动载荷作用;温度载荷、气动载荷、离心力载荷共同作用下三种载荷工况下的响应进行求解,获得航空发动机涡轮叶片在不同载荷工况下危险点的位置以及危险点处的应力应变曲线,同时进行了三种载荷:温度载荷、气动力载荷、离心力载荷两两组合情况下的对比,指出不同载荷组合下危险点的位置会发生变化,且本文温度载荷在三种载荷中占主要作用。最后,在多种载荷共同作用于航空发动机涡轮叶片上所获得的响应的基础上,运用概率疲劳累积损伤理论,同时考虑材料的内在分散性及载荷等的外在分散性,结合雨流计数法、Goodman直线模型,给出航空发动机涡轮叶片的可靠度情况,同时粗略估算了航空发动机涡轮叶片的可靠度为50%时所能持续运行的时间。