航空发动机压气机叶片在长期服役过程中,受到交变载荷的作用,极易产生疲劳裂纹。针对叶片的微观裂纹,可直接开展再制造修复,而对于叶片的宏观裂纹,需对裂纹进行打磨清除,叶片表面进而形成表面缺口。目前,由于再制造后零件的疲劳寿命预测尚缺少广泛认可的方法和理论模型,再制造前毛坯的剩余疲劳寿命预测及可再制造性判断就显得尤为重要,只有在叶片毛坯可再制造性判断的基础上,才能开展后续再制造修复。由此可见,开展表面缺口叶片剩余疲劳寿命预测及其可再制造性判断研究是叶片再制造的关键环节,具有重要理论意义和现实指导意义。本文基于经典疲劳理论、有限元技术与试验方法,开展表面缺口叶片的应力集中量化表征研究、剩余疲劳寿命预测研究以及可再制造性判断研究。本文主要工作如下:定性分析叶片毛坯表面缺口几何属性,提出考虑表面缺口深度、表面缺口宽度以及厚度影响的表面缺口疲劳损伤参数D（d,w,t）。测量表面缺口根部局部应变,获取应力集中系数Kt试验值,验证表面缺口有限元建模方式的合理性。依据叶片结构和尺寸,确定表面缺口叶片有限元简化模型,揭示表面缺口疲劳损伤参数D（d,w,t）与应力集中系数Kt的分布规律。基于Inglis公式,在现有研究仅考虑缺口本身几何参数的基础上,引入厚度参数的影响,提出了表面缺口叶片应力集中系数计算公式,为叶片裂纹打磨后应力集中的评估提供理论支撑。开展表面缺口非线性有限元分析,揭示表面缺口疲劳损伤参数D（d,w,t）与局部应变的映射规律,基于Neuber法则提出表面缺口应变公式,建立表面缺口件裂纹萌生寿命模型。确定表面缺口根部表面裂纹应力强度因子解析式,利用表面缺口疲劳强度修正等效初始缺陷理论提出了表面缺口根部初始裂纹尺寸a0的表达式,建立表面缺口件裂纹扩展寿命模型。以表面缺口件疲劳寿命模型为基础模型,综合考虑服役损伤和实际工况参数的影响,建立表面缺口叶片剩余疲劳寿命模型,为叶片毛坯可再制造性判断提供理论基础。经疲劳试验验证,表面缺口件疲劳寿命模型的预测结果分布于1.5倍离散带以内,具有较高的预测精度,可保证表面缺口叶片剩余疲劳寿命模型的预测可靠性。研究表面缺口尺寸参数与叶片毛坯可再制造性的映射关系,构建表面缺口剩余厚度指标、表面缺口深度指标和表面缺口宽度指标,建立表面缺口剩余厚度临界值、表面缺口深度临界阈值和表面缺口宽度临界阈值的表征方法,构建表面缺口叶片可再制造性模型,提出基于表面缺口的叶片可再制造性判断方法,为制定裂纹打磨尺寸提供理论指导。