疲勞被稱為機械構件的致命殺手，據統計，機械零部件的破壞很大比例是由疲勞引起的（根據不同的數據來源及統計方法，常見的比例在40%～90%）。發生在1842年的凡爾賽鐵路事故、世界第一個大型噴氣客機「彗星」號的空中解體、美國F-15戰鬥機的空中解體、震驚世界的德國高鐵事故等知名災難均源於金屬的疲勞。
疲勞也是航空發動機部件失效的主要原因之一，根據Cowles B等人對普惠公司軍用發動機典型零部件失效模式的統計，在所有失效模式中，和疲勞相關的失效佔到49%。民機和軍機的失效模式比例或有不同，不同階段比例也有變化，但足以說明疲勞在航空發動機零部件失效中所佔比重。
與航空發動機疲勞相關的基本概念
疲勞是指材料、零件和構件在循環載荷作用下，在某個點或某些點逐漸產生局部的、永久性的性能變化，在一定循環次數後形成裂紋，並在載荷作用下繼續擴展直到完全斷裂的現象。最簡單的例子就是拉不斷的鐵絲不斷彎折就斷了。
疲勞破壞具有以下的特點：突然性。斷裂時並無明顯的宏觀塑性變形，斷裂前沒有明顯的預兆，而是突然地破壞；低應力。疲勞破壞在循環應力的最大值，遠低於材料的抗拉強度或屈服強度的情況下就可以發生；重複載荷。疲勞破壞是多次重複載荷作用下產生的破壞，它是較長期的交變應力作用的結果，疲勞破壞往往要經歷一定時間，與靜載下的一次破壞不同；缺陷敏感。疲勞對缺陷（如缺口、裂紋及組織缺陷）十分敏感，由於疲勞破壞是從局部開始的，所以它對缺陷具有高度的選擇性；疲勞斷口。疲勞破壞能清楚地顯示出裂紋的發生、擴展和最後斷裂三個組成部分。
影響疲勞強度的因素比較多，以下幾類因素在航空發動機設計、製造中需要重點予以考慮。應力集中，疲勞源總是出現在應力集中的地方，必須注意構件的細節設計以避免嚴重的應力集中，比如加大剖面突變處的圓角半徑；表面狀態，疲勞裂紋常常從表面開始，所以表面狀態對疲勞強度會有顯著的影響，表面加工越粗糙，疲勞強度降低、越嚴重；溫度，一般隨著溫度的升高，疲勞強度會降低。
航空發動機中兩類常見的疲勞問題
疲勞是循環載荷下的破壞問題，只要航空發動機某構件承受的載荷是循環變化的，就可能發生疲勞破壞。航空發動機中最常見的兩類循環載荷，一是由各種氣動、機械原因誘發的振動循環載荷，再就是飛機起落循環造成的循環載荷。
振動引起的高周疲勞。航空發動機的葉片等零部件承受著由各種氣動、機械原因誘發的振動應力，此類振動應力幅值相對較低，一般使零部件發生105以上循環的高周疲勞失效。需要指出的是，此處的循環指的是一次振動循環而非發動機起落循環，雖然振動應力一般比較小，但是頻率很高。因此，仍然可以在短時間內造成嚴重的破壞。
高周疲勞破壞從20世紀80年代中期顯現，到90年代中期已經成為美國戰鬥機動力的主要失效模式。1994年朝鮮半島局勢緊張之時，美國空軍主力戰機F-15和F-16因為高周疲勞故障分別被限制使用和停飛，以至於美國於1994年啟動渦輪發動機高周疲勞科學與技術計劃，旨在解決航空渦輪發動機的主要故障——高周疲勞問題。
發動機起落循環造成的低周疲勞。在飛機的一次起飛-降落的工作循環中，航空發動機的構件（如渦輪盤等）承受一次離心載荷、溫度載荷、氣動載荷作用的循環，這種起落循環往往使得構件在105次循環以內發生低周疲勞破壞。
對溫度影響可以忽略的零部件，起落循環引起的疲勞問題相對簡單。但在渦輪等熱端部件中的情形卻非常複雜，因為除了應力應變循環引起的疲勞損傷外，也存在高溫引起的蠕變損傷，而且溫度也循環變化。
航空發動機中溫度影響不明顯的零部件，起落循環造成的疲勞可看成是等溫純疲勞問題，對渦輪葉片、盤等熱端部件，溫度效應不可忽略，其損傷形式應該是熱+機械+蠕變的疲勞損傷形式。但是由於熱機疲勞試驗需要昂貴的設備，並且要耗費大量的時間，所以通常情況下採用最高工作溫度下的等溫疲勞或蠕變疲勞的試驗數據，來預測和評估熱機耦合下的疲勞行為及壽命。
然而，研究發現在高溫等溫疲勞和熱機耦合疲勞條件下，循環的應力-應變響應、裂紋的萌生及擴展並不一致，相同應變幅下，熱機疲勞壽命要遠低等溫疲勞壽命。所以採用高溫等溫疲勞試驗數據來預測熱機疲勞的壽命，並不像預想的那樣偏於保守，很多情況下是非保守的。
另外需要指出的是，航空發動機中的疲勞破壞基本都是多模式下的複合失效問題。比如，葉片在承受起落循環造成的疲勞損傷的同時，也承受著振動引起的疲勞損傷，其失效往往是高周低周複合失效，複合疲勞壽命將比單獨的低周疲勞、高周疲勞壽命降低很多。
航空發動機疲勞壽命預測常用方法
零部件從投入使用到最後疲勞斷裂的壽命，由裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命兩部分組成。工程上定義的裂紋萌生壽命是指產生一個工程可檢裂紋所經歷的循環數，從萌生到擴展至斷裂的壽命即為裂紋擴展壽命。一般情況下，疲勞壽命預測主要指估算結構的裂紋萌生壽命，裂紋擴展壽命一般通過基於斷裂力學理論的裂紋擴展模擬進行估算。疲勞壽命預測方法很多，從基本原理來講，可分為名義應力法、局部應力應變法、能量法、場強法等，航空發動機中用的比較多的主要是名義應力法和局部應力應變法。
航空發動機抗疲勞常用方法
了解疲勞相關的內容，最終目的是要預防或者減少航空發動機發生疲勞失效的情況，進行航空發動機的長壽命設計。如下這些措施常用於提高結構的疲勞強度：
結構優化設計。結構設計中儘量避免產生應力集中，對過渡圓角、螺栓孔等容易產生應力集中的部位進行優化，疲勞往往出現在這些應力集中部位；嚴格控制溫度。疲勞強度一般隨著溫度的升高急劇下降，不能為了性能達標而一味地提高溫度；採用強化措施。採用各種表面強化處理、孔擠壓強化等；提高零件加工質量。裂紋往往出現在材料缺陷或者加工缺陷位置，必須加強零部件加工製造工藝，嚴格控制關鍵位置的加工精度和加工質量，減少疲勞源，防止超差等質量問題引起的疲勞失效。