航空发动机是多学科交叉、多组件耦合的复杂系统,既要保证能在高温、高压、高速的条件下安全工作,又要满足推力大、寿命长、可靠性高等要求。涡轮叶片是航空发动机涡轮转子系统的重要组成部分,主要为航空发动机传送功率。航空发动机在服役时需要不断地起动、加速、减速、制动和停车,从而致使涡轮叶片承受复杂的循环载荷。由于涡轮叶片形状不规则,在循环载荷下多处部位存在应力集中,其中叶片与轮盘连接部位是发生疲劳失效的重点区域。叶片的疲劳失效具有较强的隐蔽性和突发性,发生失效时往往毫无征兆,一个出乎意料的叶片故障可能会导致机毁人亡的航空灾难。涡轮叶片在工作中存在大量不确定性因素影响,其疲劳寿命呈现出较大的分散性,对涡轮叶片进行疲劳可靠性建模比较困难。因此,建立精确的涡轮叶片疲劳寿命预测及可靠性分析模型,对于保证航空发动机的可靠性具有重大意义。目前,对于航空发动机涡轮叶片的疲劳寿命预测及可靠性分析研究,国内已经建立一些理论方法和取得一些研究成果,但仍存在诸多科学难题亟待解决。针对涡轮叶片在建模分析过程中的平均应力效应、裂纹失效模式的判别、载荷交互作用和加载次序的影响、不确定性的量化等问题,本文对某型号航空发动机涡轮叶片开展了相关研究。本文的主要研究内容和取得的成果包括:(1)建立考虑平均应力效应及其敏感度的等效应变模型航空发动机在服役时,涡轮叶片承受交变载荷,载荷幅值和平均应力随着工况的不同而不断变化,大多数考虑平均应力效应的疲劳模型是基于单调拉伸试验数据建立的,利用材料常数对平均应力进行修正。而Walker平均应力修正模型不仅能反映平均应力效应,也能反映不同材料的平均应力敏感度。基于此,本文建立考虑平均应力效应及其敏感度的等效应变模型,采用有限元软件对低压涡轮叶片进行数值仿真,得到涡轮叶片危险部位的应力应变响应,并将等效应变模型应用于涡轮叶片的疲劳寿命预测。(2)建立考虑拉伸行为和剪切行为交互作用的能量-临界面模型根据涡轮叶片疲劳失效机理,当发生疲劳断裂时,存在两种裂纹失效模式,即剪切失效和拉伸失效。而大多数常用多轴疲劳模型是基于剪切失效建立的,若将其应用于拉伸失效时的疲劳寿命预测,预测结果则会出现较大的误差。实际上,当涡轮叶片发生剪切失效时,其内部的拉伸行为会对剪切失效造成影响,反之亦然。基于此,本文建立考虑拉伸行为和剪切行为交互作用的能量-临界面模型,并将此模型应用于高压涡轮叶片的疲劳寿命预测。(3)建立考虑载荷交互作用和加载次序的非线性疲劳累积损伤模型通过分析载荷交互作用和加载次序对疲劳损伤的影响发现,低高加载会强化材料性能,载荷变化时残余应力是有益的,载荷的交互作用会延缓损伤过程,进而延长疲劳寿命;但对于高低加载,载荷变化时残余应力是有害的,载荷的交互作用会加速损伤过程,进而缩短疲劳寿命。基于此,本文将损伤的累积过程看作材料记忆的退化过程,考虑载荷交互作用和加载次序的影响,建立基于材料记忆退化的非线性疲劳累积损伤模型,并该模型应用于低压涡轮叶片疲劳损伤的评估和寿命预测。(4)建立考虑不确定性影响的涡轮叶片疲劳可靠性分析方法涡轮叶片在工作中往往存在大量的影响其疲劳性能的不确定性因素,采用确定性方法预测涡轮叶片的疲劳寿命忽略了不确定性的影响,而采用概率方法可提供令人满意的预测结果。为描述不确定性对涡轮叶片疲劳寿命的影响,本文采用贝叶斯理论、拉丁超立方采样和有限元分析等方法对材料参数、模型参数和载荷参数等疲劳参数的不确定性进行建模分析;然后,采用一对一概率密度转化法,将疲劳寿命的不确定性和累积损伤的不确定性联系起来;最后,对涡轮叶片分别进行基于疲劳损伤和基于疲劳寿命的可靠性建模。