本發(fā)明公開是關(guān)于航空發(fā)動機高溫部件的載荷譜編制方法、介質(zhì)、終端、應(yīng)用，涉及航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性技術(shù)領(lǐng)域。結(jié)合使用工況及實測飛行數(shù)據(jù)，對所評估高溫部件進行熱?力多場耦合分析，確定壽命考核區(qū)域及其受載的典型狀態(tài)參數(shù)；建立疲勞?蠕變載荷與疲勞載荷的等效換算模型；為確定模型參數(shù)，利用計算的狀態(tài)參數(shù)作為輸入條件，開展材料試驗，確定各應(yīng)力水平、保載時間對應(yīng)的壽命循環(huán)數(shù)和損傷指數(shù)；在數(shù)據(jù)壓縮流程中識別等值和小幅值循環(huán)的持續(xù)時長，利用建立的等效換算模型轉(zhuǎn)換為疲勞循環(huán)。本發(fā)明引入基于材料試驗和仿真分析搭建的疲勞?蠕變載荷等效轉(zhuǎn)換模型作為結(jié)構(gòu)與材料的失效機制和循環(huán)計數(shù)流程之間的技術(shù)樞紐。