航空发动机大量采用榫连接、螺栓/法兰连接和套齿连接结构。受航空发动机工况变化和振动载荷的作用,这些结构容易出现微动疲劳。每年微动疲劳给世界航空发动机用户造成巨大的经济损失。由于微动疲劳问题的复杂性,现有的微动分析与微动疲劳寿命预测方法难以满足工程使用要求,因此,开展榫连接微动疲劳试验与寿命预测方法研究具有重要的理论意义和工程应用价值。本文根据微动疲劳领域的研究进展,基于大量的燕尾榫连接结构的微动疲劳试验,深入研究了榫连接结构的微动疲劳寿命预测方法,提出了基于微动综合参数与裂纹扩展混合微动疲劳寿命预测模型,并对目前常用的经验预测模型进行了改进,发展了经验预测模型,同时论文还进一步探讨了影响榫连接微动疲劳寿命的主要因素。论文首先对燕尾榫连接结构模拟试验件进行了四种载荷工况下的高低周复合微动疲劳试验和典型试验件的断口分析。为了有效确定试验件的裂纹萌生寿命,论文提出了基于断裂力学方法的裂纹萌生寿命试验数据处理技术。该技术利用试验监测所得的应变数据,并结合理论数值分析,获得裂纹长度与微动疲劳寿命之间的关系,进而确定裂纹萌生寿命。在此基础上,论文利用断裂力学的有关理论,通过对微动控制参数的分析,提出了基于微动综合参数与裂纹扩展的混合微动疲劳寿命预测模型。该模型仅包含一个物理参数,简单明了,物理含义明确。通过高低周复合微动疲劳的试验验证,表明本文提出的混合微动疲劳寿命模型能够给出令人满意的结果,微动疲劳寿命预测误差在20%左右。同时,本文提出了改进的微动疲劳寿命预测的经验模型,用等效应力比代替传统经验模型中的等效应力,提高了传统经验模型的微动疲劳寿命预测精度。最后,论文对燕尾榫连接结构进行了二维和三维有限元数值分析,研究了单元划分尺度、摩擦系数、高低周循环比率以及几何尺寸对微动疲劳强度和疲劳寿命的影响。结果表明:摩擦系数和燕尾型榫连接结构的接触角对微动疲劳寿命有较大影响,在预测微动疲劳寿命时,应注意摩擦系数的选取;设计中应设法降低接触面摩擦系数,并使榫连接的接触角接近45o。