涡轮叶片是航空发动机上极其重要的涡轮转子部件，承受着机械离心力及其弯矩、气动力及其弯矩、高温热负荷及振动负荷等复杂载荷的作用，素有“王冠上的明珠”之称，它的寿命直接决定了航空发动机的寿命。为了提高涡轮叶片持久寿命设计参数选取和设计方法的可靠性，迫切需要对涡轮叶片的寿命进行精确预测和估计。本文基于某航空科学基金项目的需要，对涡轮叶片材料的持久性能进行了试验研究和理论分析。首先，参照部颁标准规定的试件形状及试验加载方式，采用材料力学的方法设计试件形状大小。根据涡轮叶片的形状和实际试件在叶片上的取材位置，设计试件加工所需的胎具，在数控机床上进行线切割加工获得与叶片工作性质等效的模拟试件，并测量试件的实际尺寸。然后，根据标准试件的持久强度对实际试件加载，在MTS810液压伺服材料试验机上进行持久寿命试验，同时在试验设备上下加设传感器，获得试验过程中试件蠕变的过程数据。同时给出相同名义应力下标准试件的持久寿命，以便与试验结果进行对比。最后，采用θ-Concept Project方法对标准试件试验数据进行回归处理，进而得到相关的Norton蠕变参数。应用ANSYS有限元软件，对实际试件建模进行有限元分析，获得实际试件的真实应力分布情况。根据标准试件的持久寿命方程，通过有限元方法计算最小截面处最大应力来预测持久寿命，并与试验结果、标准试件持久寿命进行比较和分析。通过试验研究发现，与标准试件比较，相同名义应力下模拟试件的持久寿命大为降低，其中有孔试件持久寿命降低的幅度更大。通过对有孔试件的有限元分析，发现试件上小孔的存在改变了试件上应力的分布情况，使得最大应力集中在小孔的周围，对试件的持久寿命有着显著的影响。因此可以得出结论：直接采用标准试件的试验数据设计涡轮叶片是很不安全的，在涡轮叶片结构设计过程中，要特别注意气膜冷却孔的应力集中问题。