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航空发动机压气机叶片和风扇叶片抗疲劳设计和寿命预测技术研究是重要的研究工作,它对航空发动机的设计、优化和延长使用寿命都有深远的意义。而单纯的高周疲劳研究和低周疲劳研究并不能根本解决实际工作中遇到的问题,因此需要从高低周复合疲劳的角度来研究。本文主要从载荷谱处理技术和TC11高低周复合疲劳试验分析两个方面来研究航空发动机压气机叶片和风扇叶片用材料的疲劳寿命。本文首先根据疲劳强度基本理论,使用常用的高低周复合疲劳波形分解方法进行高低周复合疲劳寿命分析,此波形分解方法与雨流法是一致的。其次再根据线性累积损伤准则进行复合疲劳寿命预估。使用MATLAB和VC++进行混合编程实现雨流法、进行载荷谱处理和使用线性累积损伤准则进行寿命预估,此程序不仅可以用于高低周复合疲劳载荷谱的处理,也可以用于随机载荷谱的处理。本文重点是进行TC11的维氏硬度试验、静拉伸试验、高周疲劳试验和高低周复合疲劳试验,并进行断口分析。静拉伸试验的结果与材料手册的结果相吻合,在106周越出试棒的静拉伸力学性能几乎没有改变。疲劳试验结果表明在最大应力一定的条件下,随着应力比的降低高低周复合疲劳的寿命也降低。在相同疲劳载荷下高低周复合疲劳的寿命比纯高周疲劳寿命要长。对疲劳试验的应力应变曲线分析表明,TC11材料的弹性模量不随疲劳过程变化,而其在疲劳断裂前应力应变曲线逐渐向右平移直至断裂,表明材料内部在疲劳载荷下产生了损伤,出现残余变形。最后对断口进行分析表明疲劳源大多数起源于材料表面,而两根106周越出试棒疲劳源区位于材料内部,另分析表明高周疲劳断裂断口疲劳区和高低周复合疲劳断裂断口疲劳区无明显区别,原因可能是叠加的高周疲劳载荷的应力比较小。本文研究重点内容是对TC11材料进行系统的高低周复合疲劳试验研究,其研究结果对航空发动机压气机和风扇叶片抗疲劳设计有一定的参考意义。