本发明公开了一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法,包括:确定目标寿命试验对应的打样疲劳极限,以此计算旋翼金属部件不同材料、擦蚀模式下开展疲劳试验的最大加载载荷,并试验载荷下的分析;根据反算疲劳试验中旋翼动部件各材料、擦蚀模式状态下的试验打样疲劳极限;考虑应力比效应进行静载修正,计算各特征载荷打样等效动载荷,评估结构疲劳寿命;确定旋翼动部件危险部位优化尺寸并指导设计,满足疲劳试验考核目标要求。本方法对特性试验加速载荷下的试验件及配套件的强度、刚度及边界约束是否能够满足要求有了提前的预判,避免了试验方案设计不合理造成提前失效。
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