严酷度作为估算航空发动机维修间隔和维修成本重要的修正因子,可以根据发动机实际使用情况下的工作严酷度对其进行修正,提高该型号发动机下发返厂时间、维修间隔和维修成本的预测精度。高压涡轮工作叶片对于发动机严酷度的表征至关重要,航空发动机关键部件（高压涡轮工作叶片）的严酷度与发动机实际使用情况紧密相关,本文采用有限元数值模拟分析和理论分析的方法,对减推力起飞条件下的某航空发动机高压涡轮工作叶片的严酷度进行了研究。基于民航客机典型飞行任务,将航空发动机整个航程简化为不同的飞行航段。通过已经建立的该型发动机稳态部件级性能模型,输入发动机推力和其他外界条件,计算不同减推力起飞条件下各航段的性能参数;然后根据扫描得到的高压涡轮工作叶片的点云分布,利用逆向建模软件和UG建模软件建立带冷却结构叶片的三维几何模型。利用ANSYS WORKBENCH有限元仿真平台对高压涡轮工作叶片进行单向流-热-固耦合仿真分析,计算在不同航段和减推力起飞条件下涡轮工作叶片的温度以及应力和应变分布规律,根据仿真得到的结果确定涡轮工作叶片的考核部位,并得到在不同工况下叶片考核部位的温度以及应力和应变值,结果表明,涡轮工作叶片最大应力和应变均符合设计要求。综合考虑疲劳损伤和蠕变损伤模型,以及各航段和不同减推力起飞条件下涡轮工作叶片的有限元仿真结果,采用在Manson-Coffin理论基础上利用平均应力修正的Morrow低周疲劳预测模型和拉森米勒蠕变损伤预测模型,预估了涡轮工作叶片在不同减推力循环下的疲劳损伤和蠕变损伤。利用疲劳/蠕变损伤预测模型中的线性损伤累积方法计算了涡轮工作叶片在不同减推力起飞循环下的疲劳/蠕变总损伤。利用严酷度经验方程计算不同减推力起飞循环下高压涡轮工作叶片的工作严酷度。