对涡轮叶片疲劳寿命的研究一直是航空发动机结构强度领域的热点。随着发动机性能的不断提高,涡轮叶片的工作温度越来越高,承受的载荷越来越复杂,疲劳失效的概率也越来越大,为了保证飞机和发动机在服役期间的安全性和可靠性,迫切需要对涡轮叶片的强度进行校核和寿命进行预测。本文采用理论分析和数值模拟的方法,对某民航发动机涡轮叶片的强度和寿命进行了研究。论文的主要工作和取得的主要成果如下:(1)针对某民航发动机的7组起落循环实测载荷数据,对转速循环谱采用幅度法统计了各个峰谷值的循环次数,对排气温度谱采用区间法统计了各个温度区间的持续时间,在分析次循环对发动机寿命的影响时,对一些高频次、影响小的次循环数据当作无效值进行了去除,最终得到了该航空发动机的实际工作载荷谱。此载荷谱是该型发动机强度分析和寿命预测的基础。(2)为更加真实反映涡轮叶片的受力状态,利用ANSYS软件进行了热力耦合计算,得到了涡轮叶片在离心、温度及气动三种载荷联合作用下的应力应变分布规律。结果表明,叶身根部的吸力面为叶片疲劳失效的危险点,叶片的应力和应变均满足设计要求。所得到的计算结果为涡轮叶片疲劳寿命的预测准备了条件。(3)由于榫头榫槽接触应力复杂,对其按照考虑摩擦和不考虑摩擦两种情况进行了接触有限元分析。结果表明,摩擦系数对接触应力影响不大,而对接触表面的切向应力影响较大,呈增大趋势,应该对摩擦系数加以控制。(4)通过对涡轮叶片受载环境的分析,得出涡轮叶片的疲劳寿命是指其低周疲劳寿命。在充分考虑寿命影响因素的情况下,对Morrow修正公式中的疲劳强度系数和疲劳强度指数进行修正,建立了涡轮叶片低周疲劳寿命预测模型。通过前述应力应变的计算结果和材料的疲劳特性,分别选用S-N曲线法和所建立的寿命预测模型,计算了涡轮叶片在各个工作状态下的疲劳寿命,用两种不同的方法得到的结果基本相同,表明所建立的叶片低周疲劳寿命模型是可靠合理的。同时,应用所建立的低周疲劳寿命预测模型和蠕变持久方程对在叶身上选取的5个考核点进行了疲劳/蠕变寿命预测。结果表明,叶片寿命为13114次工作循环,叶片进气面根部的寿命最小,应为涡轮叶片检查和维修的重点部位。