端齿是航空发动机中,为解决高速转子的空心轴回转速度高、承受较大的驱动和制动力矩,联结处结构空间小等矛盾,而采用的联接结构。疲劳破坏是其主要失效模式。随着航空发动机推重比的提高,端齿的尺寸也相应增加,随之而来的应力增加使得端齿附局部进入塑性状态引起疲劳寿命的显著降低。因此必须对其低循环疲劳寿命进行计算,然后通过模拟服役环境的部件低周疲劳试验得到真实寿命并对其分析寿命进行验证,来评估对该大尺寸端齿寿命预测方法的准确性,为以后大尺寸端齿的疲劳寿命设计提供有效的数据,对大尺寸端齿的疲劳寿命分析具有很重要的借鉴意义。本文首先通过建立某离心轮端齿件相互啮合的三维模型进行线弹性有限元的分析,有限元分析得到的应力结果表明其局部已进入塑性变化状态,因此进一步采用随动强化模型进行弹塑性有限元分析,得到疲劳危险点各应力应变变化量。最后利用修正的Masson-Coffin公式进行疲劳寿命预测,得到其计算寿命。然后在高速转子试验台中完成200℃环境下端齿件低循环疲劳试验得到其时该工作状况下的真实试验寿命。最后将真实寿命和计算寿命进行对比,得到端齿件的安全使用寿命。