Ti-6Al-4V钛合金以其优异的中高温力学性能成为涡扇发动机低压转子部件的主要制造材料，位于涡扇发动机低压转子最前端的风扇叶片也是如此。大涵道比涡扇发动机的推力主要由风扇提供，复杂交变载荷作用下的疲劳断裂是风扇叶片的主要失效原因之一。本文将连续损伤累积理论和裂纹扩展理论应用于风扇叶片的疲劳研究，结合数值模拟和疲劳试验，对Ti-6Al-4V风扇叶片的损伤演化和裂纹扩展问题进行深入系统的研究，以掌握其损伤演化规律和裂纹扩展规律，研究其疲劳寿命评估和可靠性分析方法。论文主要工作如下：(1)进行Ti-6Al-4V疲劳试验，包括拉伸试验、拉压疲劳试验、平面应变断裂韧性测试和裂纹扩展速率试验，以掌握材料力学性能、疲劳性能和裂纹扩展性能，分析损伤随加载循环的变化规律，分析应力比、裂纹闭合效应、断裂韧度对裂纹扩展速率的影响规律，为损伤演化方程和裂纹扩展速率方程的建立打下基础。(2)考虑转矩对叶片损伤累积的影响，修正Chaboche单轴非线性损伤模型并将其推广至多轴。利用有限元方法模拟试件的S-N曲线，计算结果与试验数据吻合很好，证明所建损伤模型的准确性。利用神经网络方法拟合非线性损伤累积函数，搭建基于L-M算法的BP神经网络，样本测试结果显示该方法对损伤模型的逼近具有很好的效果。(3)建立考虑应力比、裂纹闭合、断裂韧度和应力强度因子峰值的多参数裂纹扩展速率方程，并给出参数取值。计算试件的裂纹扩展速率和扩展寿命并与试验对比，结果显示所建多参数方程计算结果与试验吻合良好，证明模型的可用性。(4)分析风扇叶片1000飞行小时功率谱，制订寿命评估中采用的典型工况。绘制叶片三维模型并进行网格划分，利用有限元方法计算不同工况中叶片在离心载荷、气动载荷和振动载荷作用下的应力分布，结合本文提出的寿命预测模型进行叶片设计疲劳寿命和剩余疲劳寿命的评估。(5)建立非线性强度退化方程，并将其引入叶片的应力—强度干涉模型，计算叶片寿命周期内的可靠性，根据共因失效准则修正单个叶片的计算结果得到成组叶片的可靠度。将生存分析方法引入风扇叶片的可靠性分析中，利用Cox比例风险模型分析协变量对失效的贡献度，计算寿命周期内叶片的存活率和失效风险。