航空发动机作为航空飞机中的重要部件之一,是国家科技发展水平的重要标志之一,其中发动机叶片是航空发动机的关键部件之一,影响着航空发动机的工作效率及其使用寿命。实际工作中的镍基单晶合金气冷叶片结构复杂,服役工况恶劣,运行过程中极易发生疲劳断裂失效,故获得一种镍基高温合金单晶叶片的全疲劳寿命预估模型对提前发现、规避其疲劳断裂,从而避免因叶片断裂所造成的重大损失具有重大意义。本课题以镍基气冷单晶涡轮叶片为研究对象,基于等效初始缺陷尺寸方法（Equivalent initial flaw size,EIFS）,“鱼眼”法以及扩展有限元法（Extended Finite Element Method,XFEM）建立了镍基单晶合金叶片的高周全阶段疲劳寿命预估模型,并对晶向这一重要因素对镍基高温合金单晶叶片的高周疲劳寿命的影响进行了分析研究。本项工作的主要内容如下:（1）基于EIFS和鱼眼法针对镍基单晶单孔试样提出了一种全阶段疲劳寿命预测模型。该模型将裂纹的扩展分为三个阶段:初始裂纹阶段、短裂纹阶段以及长裂纹阶段,针对各个阶段裂纹扩展特点分别提出疲劳寿命计算方法,最终将三个阶段寿命之和作为试样的整体疲劳寿命。文中利用该模型计算了 9种工况下单孔试件的疲劳裂纹扩展寿命,与实验结果对比误差在15%以内。（2）通过ABAQUS仿真分析对单孔试样的疲劳寿命理论计算进行了验证,同时模拟了单孔试件在不同载荷、应力比和初始裂纹长度等工况下疲劳裂纹扩展过程。有限元模型计算结果表明:载荷、应力比和初始裂纹长度等因素对单孔试件裂纹扩展过程有较大影响。该有限元仿真分析为研究裂纹扩展提供了一种模拟方法,可用于提前探索试验规律,优化试验条件,简化试验过程。（3）利用XFEM方法结合单孔试样三阶段疲劳寿命模型提出了多孔试样的疲劳寿命模型。该模型通过扩展有限元法计算试样上出现的各个裂纹的尖端位置和扩展路径,以确定各个裂纹的形成和扩展过程。利用上述的三阶段法计算了造成试样断裂通路形成的每一个裂纹的疲劳寿命,其中最大的疲劳寿命为多孔试样的疲劳寿命。以双孔试样为例利用该方法计算了不同载荷下的疲劳寿命,与试验结果对比误差值在15%以内。（4）鉴于晶向对单晶材料的影响主要体现在影响材料的各种力学性能参数,本文通过力学计算提出了单晶材料在不同晶体取向下的弹性模量计算方法。利用三阶段疲劳寿命模型对不同晶体取向的单孔试样进行了疲劳寿命计算。同时利用ABAQUS进行有限元分析,探讨了控制叶型积叠线方向的晶体取向偏角（偏向角）和另两个晶体轴随机取向的晶向角（随机角）对单孔试样的疲劳寿命影响,发现偏向角控制在5°以内,随机角控制在30°以内时,疲劳寿命影响较小,否则将会有较大影响。（5）采用高周疲劳试验机对不同晶向的单孔试样和多孔试样在多种工况条件下进行了高周疲劳测试,得到其疲劳寿命数值。分析试验疲劳寿命结果与理论计算和有限元模拟结果之间的差异,讨论发现理论模型计算结果比较保守,有限元模型计算比较激进,但整体都较为可靠。