航空发动机的可靠性直接影响飞机的飞行安全。随着对航空发动机性能要求的不断提高,发动机转子也在向结构质量更轻、工作负载更大、承受温度更高的方向发展,因此与之相关的疲劳及可靠性问题也随之显露出来。本课题围绕航空发动机转子关键构件疲劳及可靠性问题,就其轮盘、鼓筒、主轴的疲劳寿命预测及转子叶片系统的疲劳可靠性评估方法做了系统的研究。本文主要研究工作如下:（1）简要介绍了涡轮航空发动机转子系统结构组成及受力特征,对转子系统的主要承力构件做了简要介绍,并根据不同构件的承力状态对其进行了分类。应用有限元软件对涡喷7发动机转子系统进行了机械外载（气动载荷和离心载荷）作用下的静态受力分析,并根据有限元分析结果给出了关于航空发动机转子系统疲劳可靠性研究所涉及到的理论重点,从而为后面章节的研究工作提供依据;（2）针对传统应力场强法的不足,在其原始假设的基础上,提出了一种计算航空发动机压气机轮盘危险部位场强值的新方法。新方法对疲劳破坏区的界定准则和权函数的作用形式做了修改,并提出了相应的算法和模型,从根本上克服了传统场强法中疲劳破坏区界定的难题,使所求场强值有了客观存在的准确解。基于航空发动机压气机轮盘危险部位的基本结构形态,通过与轮盘危险部位相关的基本试样从定性和定量的角度验证了新模型的有效性;（3）针对以压气机鼓筒为代表的薄壁构件多轴疲劳问题,在传统临界平面法的基础上,提出了一种考虑附加强化效应的多轴疲劳寿命预测模型。新模型中,为量化材料附加强化行为对构件疲劳寿命的影响,基于构件危险部位处的载荷变化路径,定义了能够反映材料晶粒滑移、变形方向的次临界平面,并在此平面上给出了与材料附加强化行为有关的修正参数。为验证新模型的预测精度,利用压气机鼓筒的试验模拟试样——薄壁管试样,通过八种金属材料对新模型的预测精度进行了验证;（4）针对转子主轴的多轴疲劳问题,借助理论力学及有限元仿真软件等研究手段,提出了一种适用于不同受力状态的多轴疲劳寿命分析模型。与本文第四章提出的平面应力状态下的多轴疲劳寿命预测模型不同,新模型着重分析了构件缺口处三向应力状态部位的附加强化效应及疲劳损伤机理的特殊性,具有更为广泛的应用背景。同样,为验证这一模型的预测精度,基于航空发动机转子主轴危险部位的基本结构形态,共采用七类与其结构相类似的测试试样对转子主轴进行试验模拟分析,并采用不同的多轴疲劳寿命模型对试验数据进行了分析与对比。（5）针对发动机转子叶片系统,以发动机转子上一个叶片子系统为分析对象,建立了一种新的动态可靠性建模分析方法以充分考虑此类系统的固有特性。新模型充分考虑了发动机转子叶片的受力状态,并借助次序统计量和随机过程两类基本理论,将叶片间的空间特性转化为了时间域上的平面积分问题进行解决。为验证新方法的有效性,以文献中某型飞机的巡航数据为例分析了其叶片系统在多次巡航过程中的可靠性状态。验证结果表明,对于多阶段巡航中的发动机转子叶片系统可靠度求解问题,本文提出的可靠性求解方法相比于传统方法其求解过程更合理,所求得的结果也更接近于工程实际。