CN107247002A - 考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法：1)对航空发动机飞行任务和训练科目进行混频处理和雨流计数，获得实际飞行中各转速循环的频次和时间，得到发动机在一定飞行小时内的载荷基础数据；2)利用有限单元法取得叶片各状态下的温度场和应力应变分布，对叶片进行静强度和持久强度分析，确定叶片的寿命考核部位；3)计算真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳损伤和蠕变损伤，获得一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例；4)设计全尺寸叶片的加速寿命试验载荷谱，并确定叶片试验载荷谱相较外场飞行时的转换系数。本发明可以用来获得叶片技术寿命及研究叶片剩余寿命；为叶片疲劳‑蠕变寿命试验研究节约了时间和经济成本。
Description
技术领域
本发明涉及零部件寿命试验领域，涉及一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，主要应用于航空发动机涡轮转子叶片的寿命试验研究，为发动机涡轮叶片定寿、延寿提供技术支撑。
背景技术
航空发动机转子叶片在运行中承受疲劳损伤和蠕变损伤的交互作用，是航空发动机故障多发件之一。涡轮转子叶片的失效会直接影响发动机的维护成本，其寿命研究是发动机寿命研究的重要组成部分。理论上对结构疲劳-蠕变寿命的预测方法仍不完善，故对叶片开展疲劳-蠕变寿命试验研究是叶片设计和寿命研究中的重要环节。
如何确保试验条件下的叶片损伤机理与外场飞行时一致，并且如何将叶片在试验载荷下的损伤与实际飞行载荷下的损伤定量地关联起来是叶片寿命试验的关键问题。
目前的叶片寿命研究中很少考虑发动机实际飞行时的过渡态和地面维护数据，这样直接影响了叶片在飞行载荷下损伤计算的准确性；试验载荷谱与飞行载荷下的损伤转换关系也甚少提及，难以用叶片寿命试验结果定量地说明叶片飞行载荷下的寿命；叶片加速寿命试验载荷谱中应力大小选取的合理性也很少提及。
设计一种考虑飞行谱损伤换算的叶片加速寿命试验载荷谱对研究叶片寿命是十分必要的。
发明内容
发明目的：提出一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，试验结果能够定量描述叶片在外场飞行载荷下的寿命，为叶片寿命评估提供技术支撑。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
《MIL-E-5007D航空涡轮喷气》、《涡轮风扇发动机通用规范》和《GJB241-87航空涡轮喷气、涡轮风扇发动机通用规范》中提出，发动机任务循环包括三类：主循环，零-最大-零；次循环1，慢车-最大-慢车；次循环2，巡航-最大-巡航。由美国空军颁布的《航空发动机结构完整性大纲》提到，发动机设计任务循环规范仍只包括上述三类循环，但在其补充说明中认为：任务循环除上述三类外，还应包括“较大影响寿命消耗的其它油门移动次数和类型”。这就要求在发动机叶片寿命评估时需综合考虑包括但不限于三个典型循环的数据，要以发动机飞行稳态和过渡态参数为基础。
本发明所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，具体包括以下步骤：
步骤1：发动机运行基础数据的生成。对航空发动机飞行任务和训练科目进行混频和雨流计数处理，得到实际飞行中各转速循环的频次和时间，考虑地面维护及试车数据，得到发动机在一定飞行小时内(包括但不限于300h或1000h等)的载荷基础数据；
步骤2：叶片寿命考核部位的确定。利用有限单元法取得叶片各状态下的温度场和应力应变分布，对叶片进行静强度和持久强度分析，确定叶片的寿命考核部位；
步骤3：飞行载荷下叶片的损伤计算。综合考虑发动机飞行稳态和过渡态参数，计算真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳-蠕变损伤，获得一个飞行起落中叶片考核部位蠕变损伤与疲劳损伤的比例及其总损伤；
步骤4：叶片加速寿命试验载荷谱的制定。根据步骤3得到的涡轮转子叶片蠕变损伤和疲劳损伤计算结果，基于等效损伤原则，以叶片材料的基本性能和外场飞行时的损伤机理为基础，设计全尺寸叶片的加速寿命试验载荷谱，并确定叶片在一个试验循环下的总损伤在其在一个飞行起落下的总损伤的转换系数。
其中，本发明所述的叶片为影响航空发动机运行安全和维护成本的涡轮转子叶片，涡轮转子叶片考核部位的总损伤是指疲劳损伤与蠕变损伤之和。
具体地说，步骤1包含以下内容：根据飞机实际飞行任务和飞行训练使用情况确定典型飞行剖面的出现频次，进行任务混频和雨流计数，得各种转速循环的频次和工作时间。并考虑发动机地面试车和维护情况，得到一定飞行小时内(包括但不限于300h或1000h等)发动机各转速循环次数及工作时间等。
具体地说，步骤2包含以下步骤：
a.首先利用有限元软件进行流热耦合计算，得到叶片表面温度场；然后在计算结果中提取叶片表面温度数值，通过插值程序转换，在有限元软件中将计算得到的温度场赋予叶片相应的网格节点；最后进行稳态传热计算，得到整个叶片的温度场。
b.结合获得的发动机典型工作循环，使用有限元软件对叶片各转速循环进行分析，得到叶片在各转速下的应力和应变分布结果。
c.参照航空发动机应力标准，确定出叶片强度储备最低的位置，将其作为叶片寿命试验考核部位。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片考核部位疲劳损伤可以用Manson-Coffin公式进行计算疲劳寿命：
其中，Δεt为总应变范围，ε′f为疲劳延性系数，c为疲劳延性指数，σ′f为疲劳强度系数，b为疲劳强度指数，E为杨氏模量，Nf为疲劳寿命。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片考核部位疲劳损伤可以采用Morrow修正公式计算疲劳寿命：
其中，σm为循环载荷下的平均应力。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片考核部位疲劳损伤可以采用Smith-Watson-Topper(S-W-T)修正公式计算疲劳寿命：
其中，σmax为最大应力。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片蠕变损伤可以采用热强参数方程计算叶片蠕变断裂寿命。其中，在计算蠕变断裂寿命时，选择叶片高应力区局部平均应力进行计算。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片蠕变损伤可以采用持久方程计算叶片蠕变断裂寿命。其中，在计算蠕变断裂寿命时，选择叶片高应力区局部平均应力进行计算。
优选地，所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片考核部位疲劳损伤和蠕变损伤计算，为安全计，选择由上述方法得到的最小疲劳寿命和最小蠕变断裂寿命作为损伤计算基础。
具体地说，步骤3中一个飞行起落中的叶片考核部位疲劳损伤计算采用如下公式：
其中，Df为一个飞行起落中的疲劳损伤，Ni为一个飞行起落中某一载荷循环的数量，Nf，i为一个飞行起落中某一载荷循环作用下的疲劳寿命；
具体地说，步骤3中一个飞行起落中的叶片蠕变损伤计算采用如下公式：
其中：Dc为一个飞行起落中的蠕变损伤，th，j为一个飞行起落中某一转速状态的保持时间，tr，j为一个飞行起落中某一转速状态的蠕变断裂寿命。
具体地说，步骤3所述的一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例可以采用如下公式：
其中：Rc/f为一个飞行起落中叶片考核部位蠕变损伤和疲劳损伤的比例。
具体地说，步骤3所述的一个飞行起落中叶片的总损伤，可以根据Miner损伤累积理论计算得到：
Dt＝Dc+Df
其中，Dt是一个飞行起落中叶片考核部位在疲劳载荷和蠕变载荷作用下的总损伤。
具体地说，步骤4所述的加速寿命试验载荷谱的制定包含如下步骤：
a.根据叶片材料基本性能，确定叶片加速寿命试验的温度。
b.参考英军标DEF Stan 00970规定的对叶片考核部位进行受限制的应力过载加速试验时，镍基高温合金的应力过载系数不应超过1.14，确定叶片考核部位加速寿命试验的应力大小。
c.确定叶片加速寿命试验应力比R。
d.根据步骤3得到的一个飞行起落中叶片蠕变损伤和疲劳损伤的比例，按照步骤3的损伤计算方法，确定试验载荷谱的保载时间。
e.按照步骤3中采用的损伤计算理论，计算出一个试验循环中的疲劳损伤和蠕变损伤，并得到一个试验循环中叶片的总损伤。
具体地说，步骤4中所述的叶片试验载荷谱与外场飞行时的转换系数由如下方法确定：将叶片考核部位在一个试验循环中的总损伤除以其在一个飞行起落中的总损伤。
本发明的有益效果为：本发明提出的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，能定量描述叶片在试验载荷下和实际飞行载荷下的损伤关系，可以更精确地通过叶片寿命试验来评估叶片在外场飞行时的寿命。该设计方法考虑了叶片材料的基本性能和飞行条件下的失效机理，使设计的叶片寿命试验可以合理地表征叶片在外场飞行时的损伤。
本发明中的方法综合考虑了叶片飞行下的稳态、过渡态参数和地面维护数据，使得基础数据更为详尽，计算结果更为精确。该方法中的叶片考核部位疲劳损伤和蠕变损伤计算均采用保守结果。在评估发动机叶片寿命时，保守的损伤计算结果可以更好地保证安全。
附图说明
图1是本发明提出的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法的步骤流程图。
图2是本发明设计的一种考虑飞行谱损伤换算的叶片加速寿命试验载荷谱。
具体实施方式:
下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。
如图1所示，是本发明中的考虑飞行谱损伤换算的叶片加速寿命试验载荷谱设计方法，包括以下步骤：
步骤1：对航空发动机飞行任务和训练科目进行混频和雨流计数处理，得到实际飞行中各转速循环的频次和时间，考虑地面维护及试车数据，生成发动机1000飞行小时的载荷基础数据；
步骤2：利用有限单元法取得叶片各状态下的温度场和应力应变分布，对叶片进行静强度和持久强度分析，确定叶片的寿命考核部位；
步骤3：综合考虑发动机飞行稳态和过渡态参数，计算真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳-蠕变损伤，获得一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例；
步骤4：根据步骤3得到的叶片损伤计算结果，基于等效损伤原则，按照一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例，以叶片材料的基本性能和外场飞行时的损伤机理为基础，设计全尺寸叶片的加速寿命试验载荷谱，并确定叶片试验载荷谱相较外场飞行时的转换系数。
通过具体的实施方式，对上述方法做进一步说明。
首先，对飞机实际飞行任务和飞行训练使用情况进行混频处理，统计飞行频次较多的飞行任务作为典型剖面。对发动机飞行典型剖面采用雨流计数方法进行雨流计数，得到各种转速循环的频次和工作时间。考虑发动机地面试车和维护情况，利用等比例转换方法，得到发动机在1000飞行小时下发动机各循环数及不同状态的工作时间等。
其次，基于得到的发动机基础飞行数据，利用有限元软件进行流热耦合计算，得到叶片表面温度场分布。接着提取叶片表面温度场，通过插值程序转换，将计算得到的叶片温度场赋予叶片的网格节点。利用叶片的表面节点温度，进行稳态传热计算，得到整个叶片的温度场。再使用有限元软件对叶片各种工作状态进行分析，得到叶片在各状态下的应力应变分布结果。
参考航空发动机应力标准，确定出叶片强度储备最低的位置，将其作为叶片寿命试验考核部位。
然后，综合考虑发动机飞行稳态和过渡态，计算外场飞行时叶片考核部位的疲劳寿命。
步骤3中真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳寿命计算可以采用Manson-Coffin公式：
其中，Δεt为总应变范围，ε′f为疲劳延性系数，c为疲劳延性指数，σ′f为疲劳强度系数，b为疲劳强度指数，E为杨氏模量，Nf为疲劳寿命。
或者，步骤3中真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳寿命计算可以采用Morrow修正公式计算疲劳寿命：
其中，σm为循环载荷下的平均应力。
或者，步骤3中真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳寿命计算可以采用S-W-T修正公式计算疲劳寿命：
其中，σmax为最大应力。
需要指出的是，应选择由上述三种计算公式得到的最小疲劳寿命结果，作为疲劳损伤计算依据，这时得到的结果偏保守，可确保叶片的安全性。在本发明实施实例中，采用的是S-W-T公式得到的保守结果。
接着，综合考虑发动机飞行稳态和过渡态，计算外场飞行时叶片考核部位的蠕变断裂寿命：
步骤3中的真实飞行载荷下叶片蠕变断裂寿命可以采用M-S形式的热强参数方程计算叶片蠕变断裂寿命，其表达形式为：
lgσ＝aa+a1P+a2P2+a3P3
其中，σ为应力(MPa)，P＝lgt+0.01864T，T为绝对温度，t为断裂时间，a0，a1，a2，a3为与材料相关的系数。
在计算蠕变断裂寿命时，选择叶片高应力区局部平均应力进行计算。
或者，步骤3中的真实飞行载荷下叶片蠕变断裂寿命可以采用持久方程计算叶片蠕变断裂寿命。其中，在计算蠕变断裂寿命时，选择叶片高应力区局部平均应力进行计算。
在本发明实施实例中，选用的是M-S形式的持久方程，其表达形式为：
lgt＝b0+b1T+b2x+b3x2+b4x4
其中，T为绝对温度，x＝lgσ，σ为应力(MPa)，t为断裂时间，b0，b1，b2，b3，b4为与材料相关的系数。
需要指出的是，应选择由上述两种方法得到的最小蠕变断裂寿命结果，作为疲劳损伤计算依据，这时得到的结果偏保守，可确保叶片的安全性。
接着，步骤3中一个飞行起落中的叶片考核部位疲劳损伤计算采用如下公式：
其中，Df为一个飞行起落中的疲劳损伤，Ni为一个飞行起落中某一载荷循环的数量，Nf，i为一个飞行起落中某一载荷循环作用下的疲劳寿命；
接着，步骤3中一个飞行起落中的叶片蠕变损伤计算采用如下公式：
其中：Dc为一个飞行起落中的蠕变损伤，th，j为一个飞行起落中某一转速状态的保持时间，tr，j为一个飞行起落中某一转速状态的蠕变断裂寿命。
接着，步骤3所述的蠕变损伤和疲劳损伤的比例可以采用如下公式：
其中：Rc/f为一个飞行起落中叶片考核部位疲劳损伤和疲劳损伤的比例。
接着，步骤3所述的一个飞行起落中叶片的总损伤，可以根据Miner损伤累积理论计算得到：
Dt＝Dc+Df
其中，Dt是一个飞行起落中叶片考核部位在疲劳载荷和蠕变载荷作用下的总损伤。
参见下表1，从而得到一个飞行起落中叶片的疲劳损伤和蠕变损伤(示例)。
表1
接着，根据叶片材料基本性能，确定叶片加速寿命试验的温度。
接着，参考英军标DEF Stan 00970规定的对叶片考核部位进行受限制的应力过载加速试验时，镍基高温合金的应力过载系数不应超过1.14，确定叶片考核部位加速寿命试验的应力大小。
接着，确定叶片加速寿命试验应力比R，在本实施实例中，R＝0.1。
接着，根据前述方法得到的一个飞行起落中叶片蠕变损伤和疲劳损伤的比例，按照前述的损伤计算方法，确定试验载荷谱的保载时间。
参见下表2，制定了3种不同的叶片加速寿命试验载荷谱(示例)。
表2
参见表2，从而制定出了叶片加速寿命试验载荷谱。图2中，T表示试验温度，Acceleration factor表示叶片在试验载荷谱下与飞行载荷下的损伤转换系数，纵坐标Load指达到设计应力需要施加的载荷，横坐标Time指时间。
最后，按照计算出一个试验循环中的疲劳损伤和蠕变损伤，并得到一个试验循环中叶片的总损伤。
从而完成了考虑飞行谱损伤换算的叶片加速寿命试验载荷谱的设计。
本发明提出的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，考虑了叶片材料的基本性能和飞行条件下的失效机理，使设计的叶片寿命试验可以合理地表征叶片在外场飞行时的损伤，并且能定量描述叶片在试验载荷下和实际飞行载荷下的损伤关系。该方法中的叶片考核部位疲劳损伤和蠕变损伤计算均采用保守结果。在评估发动机叶片寿命时，保守的损伤计算结果可以更好地保证安全。其应用为叶片寿命试验研究节约了时间和经济成本。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域内的普通技术人员来说，在不脱离不发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的权利保护范围。
Claims (10)
1.一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，特征在于：该方法具体包括以下步骤：
步骤1：发动机运行基础数据的获得：对航空发动机飞行任务和训练科目进行混频和雨流计数处理，得到实际飞行中各转速循环的频次和时间，考虑地面维护及试车数据，获得发动机在一定飞行小时内的载荷基础数据；
步骤2：叶片寿命考核部位的确定：利用有限单元法得到叶片各状态下的温度场和应力应变分布，对叶片进行静强度和持久强度分析，确定叶片的寿命考核部位；
步骤3：飞行载荷下叶片的损伤计算：综合考虑发动机飞行稳态和过渡态参数，计算真实飞行载荷下叶片考核部位的疲劳和蠕变损伤，得到一个飞行起落中叶片考核部位蠕变损伤与疲劳损伤的比例及其总损伤；
步骤4：叶片加速寿命试验载荷谱的制定：根据步骤3得到的叶片损伤计算结果，基于等效损伤原则，按照一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例，以叶片材料的基本性能和外场飞行时的损伤机理为基础，设计全尺寸叶片的加速寿命试验载荷谱，并确定叶片试验载荷谱与外场飞行时的转换系数。
2.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述的叶片为影响航空发动机运行安全和维护成本的涡轮转子叶片，涡轮转子叶片考核部位的总损伤是指疲劳损伤与蠕变损伤之和。
3.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述步骤2具体包含以下步骤：
a.首先利用有限元软件进行流热耦合计算，得到叶片表面温度场；然后在计算结果中提取叶片表面温度数值，通过插值程序转换，在有限元软件中将得到的叶片表面温度场赋予叶片相应的网格节点；最后进行稳态传热计算，得到整个叶片的温度场；
b.结合获得的发动机典型工作循环，利用有限元软件对叶片各转速循环进行分析，得到叶片在各转速下的应力和应变分布结果；
c.参照航空发动机应力标准，确定出涡轮转子叶片强度储备最低的位置，将其作为涡轮转子叶片寿命试验考核部位。
4.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述步骤3中真实飞行载荷下的涡轮转子叶片考核部位疲劳损伤可以用Manson-Coffin公式进行计算疲劳寿命：
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其中，Δεt为总应变范围，ε′f为疲劳延性系数，c为疲劳延性指数，σ′f为疲劳强度系数，b为疲劳强度指数，E为杨氏模量，Nf为疲劳寿命；
所述步骤3中真实飞行载荷下的涡轮转子叶片考核部位疲劳损伤也可以用Morrow修正公式计算疲劳寿命：
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其中，σm为循环载荷下的平均应力；
所述步骤3中真实飞行载荷下的涡轮转子叶片考核部位疲劳损伤也可以用Smith-Watson-Topper修正公式计算疲劳寿命：
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其中，σmax为最大应力。
5.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述步骤3中的真实飞行载荷下叶片蠕变损伤可以采用热强参数方程或持久方程计算叶片蠕变断裂寿命；其中，在计算蠕变断裂寿命时，选择叶片高应力区局部平均应力进行计算。
6.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述步骤3中一个飞行起落中的叶片考核部位疲劳损伤计算采用如下公式：
<mrow>
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<mi>D</mi>
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<mi>N</mi>
<mrow>
<mi>f</mi>
<mo>,</mo>
<mi>i</mi>
</mrow>
</msub>
</mfrac>
</mrow>
其中，Df为一个飞行起落中叶片考核部位的疲劳损伤，Ni为一个飞行起落中某一载荷循环的数量，Nf，i为一个飞行起落中某一载荷循环作用下的疲劳寿命。
7.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：所述步骤3中一个飞行起落中的叶片蠕变损伤计算采用如下公式：
<mrow>
<msub>
<mi>D</mi>
<mi>c</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<munderover>
<mo>&Sigma;</mo>
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<mi>j</mi>
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<mi>t</mi>
<mrow>
<mi>r</mi>
<mo>,</mo>
<mi>j</mi>
</mrow>
</msub>
</mfrac>
</mrow>
其中：Dc为一个飞行起落中叶片考核部位的蠕变损伤，th，j为一个飞行起落中某一转速状态的保持时间，tr，j为一个飞行起落中某一转速状态的蠕变断裂寿命。
8.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：步骤3所述的一个飞行起落中蠕变损伤和疲劳损伤的比例可以采用如下公式：
<mrow>
<msub>
<mi>R</mi>
<mrow>
<mi>c</mi>
<mo>/</mo>
<mi>f</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>=</mo>
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<mi>D</mi>
<mi>c</mi>
</msub>
<msub>
<mi>D</mi>
<mi>f</mi>
</msub>
</mfrac>
</mrow>
其中：Rc/f为一个飞行起落中叶片考核部位蠕变损伤和疲劳损伤的比例；
步骤3所述的一个飞行起落中叶片考核部位的总损伤，可以根据Miner损伤累积理论计算得到：
Dt＝Dc+Df
其中，Dt是一个飞行起落中叶片考核部位在疲劳载荷和蠕变载荷作用下的总损伤。
9.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：步骤4所述的加速寿命试验载荷谱的制定具体包含如下步骤：
a.根据叶片材料基本性能，确定叶片加速寿命试验的温度；
b.参考英军标DEF Stan 00970规定的对叶片考核部位进行受限制的应力过载加速试验时，镍基高温合金的应力过载系数不应超过1.14，确定叶片考核部位加速寿命试验的应力大小；
c.确定叶片加速寿命试验应力比R；
d.根据步骤3得到的一个飞行起落中叶片蠕变损伤和疲劳损伤的比例，按照步骤3的损伤计算方法，确定试验载荷谱中最大载荷的保持时间；
e.按照步骤3中采用的损伤计算理论，计算出一个试验循环中的疲劳损伤和蠕变损伤，并得到一个试验循环中叶片的总损伤。
10.根据权利要求1所述的一种考虑飞行损伤的涡轮转子叶片加速寿命试验载荷设计方法，其特征在于：步骤4中所述的叶片试验载荷谱与外场飞行时的转换系数由如下方法确定：将叶片考核部位在一个试验循环中的总损伤除以其在一个飞行起落中的总损伤。
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