高周疲劳破坏从80年代中期显现，到90年代中期已经成为美国战斗机动力的主要失效模式。1994年朝鲜半岛局势紧张之时，美国空军主力战机F-15和F-16因为高周疲劳故障分别被限制使用和停飞，以至于美国于1994年启动涡轮发动机高周疲劳科学与技术计划(NationalTurbineEngineHighCycleFatigueScienceandTechnologyProgram)，旨在解决航空涡轮发动机的主要故障—高周疲劳问题。图5即为该计划突出成果之一—激光冲击强化技术用于提高发动机叶片高周疲劳性能。
图5激光冲击强化技术
图6HCF计划中测试的叶片
发动机起落循环造成的低周疲劳
在飞机的一次起飞-降落的工作循环中，航空发动机的构件（如盘等）承受一次离心载荷、温度载荷、气动载荷作用的循环，这种起落循环往往使得构件在105次循环以内发生低周疲劳破坏。
图7起落循环中机械载荷与温度的关系，红线代表温度，黑线代表应力或应变
图7给出了温度和机械载荷之间几种典型关系，对应于不同的疲劳失效模式，这在航空发动机设计中可能经常会遇到：
然而，研究发现在高温等温疲劳和热机耦合疲劳条件下，循环的应力-应变响应、裂纹的萌生及扩展并不一致，相同应变幅下，热机疲劳寿命要远低等温疲劳寿命。所以采用高温等温疲劳试验数据来预测热机疲劳的寿命，并不像预想的那样偏于保守，很多情况下是非保守的。
图8热机械疲劳引起的叶片开裂
另外需要指出的是，航空发动机中的疲劳破坏基本都是多模式下的复合失效问题。比如，叶片在承受起落循环造成的疲劳损伤的同时，也承受着振动引起的疲劳损伤，其失效往往是高周低周复合失效，复合疲劳寿命将比单独的低周疲劳、高周疲劳寿命降低很多。
航空发动机疲劳寿命预测常用方法
零部件从投入使用到最后疲劳断裂的寿命，由裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命两部分组成。工程上定义的裂纹萌生寿命是是指产生一个工程可检裂纹(~0.76mm)所经历的循环数，从萌生到扩展至断裂的寿命即为裂纹扩展寿命。一般情况下，疲劳寿命预测主要指估算结构的裂纹萌生寿命，裂纹扩展寿命一般通过基于断裂力学理论的裂纹扩展模拟进行估算。疲劳寿命预测方法很多，从基本原理来讲，可分为名义应力法、局部应力应变法、能量法、场强法等，航空发动机中用的比较多的主要是名义应力法和局部应力应变法。
名义应力法以应力为控制参量，假设对任一构件（或结构细节或元件），只要应力集中系数KT相同，载荷谱相同，它们的寿命就相同。由于目前结构应力分析普遍采用有限元方法，所获得的应力值都是局部应力，一般情况下不会通过名义应力和应力集中系数进行寿命估算，因此，名义应力法应该称为基于应力的方法更为合适。局部应力应变法以应变为控制参量，认为若一个构件的危险部位（点）的应力-应变历程与一个光滑试件的应力-应变历程相同，则寿命相同。
图9给出了基于应力的方法和局部应力应变法，进行寿命预测的基本流程，最主要的区别是：基于应力的方法采用了弹性应力分析结果和应力-寿命曲线；而局部应力应变法需要计算结构的局部应力应变历程（弹塑性修正或非线性有限元方法），损伤计算采用了材料的应变-寿命曲线。
图9寿命预测流程
图10给出了NASA用于航空发动机部件寿命预测的工具框架，其基本思路与传统的应力方法是相似的，但是在细节处理上则有很大不同，比如传统寿命预测方法中，循环计数一般采用应力或应变雨流计数法，而NASA的工具中则采用了基于损伤的计数方法，以此捕捉飞行循环中最大损伤。
图10NASA寿命预测工具框架及应用实例
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