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龙图腾网恭喜南京航空航天大学申请的专利一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119337691B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-05-16发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411910888.2，技术领域涉及：G06F30/23；该发明授权一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法是由易敏;汤卫设计研发完成，并于2024-12-24向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法，包括建立火箭发动机涡轮叶片疲劳裂纹扩展模型；通过工况载荷确定高低周疲劳载荷及输入；结合ABAQUS与FRANC3D进行涡轮叶片的疲劳裂纹扩展计算；输出应力强度因子、J积分等疲劳断裂参数，确定涡轮叶片临界裂纹尺寸；根据疲劳裂纹扩展模型，对所述火箭发动机涡轮叶片进行高低周疲劳寿命预测。本发明与现有疲劳裂纹扩展分析相比较，考虑了火箭发动机涡轮叶片启停、稳定运行、超载全周期过程的工况载荷，实现了火箭发动机涡轮叶片高低周复合疲劳问题的计算，能够更加精准地预测真实工况下火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展寿命及临界裂纹长度。

本发明授权一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法在权利要求书中公布了：1.一种火箭发动机涡轮叶片的疲劳裂纹扩展分析方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：在ABAQUS软件中进行有限元分析前处理，建立局部进气冲击式涡轮叶片有限元模型，包括建立符合工作条件的材料属性参数、网格细化、载荷条件及相互作用；步骤2：向载荷条件中导入局部进气冲击式涡轮正常运行时的真实工况，建立包含局部进气冲击式涡轮叶片运行全阶段的分析步，在各阶段的分析步中进行加载设置，对局部进气冲击式涡轮叶片有限元模型进行静力学分析，得到危险点的位置；步骤3：在FRANC3D软件中将步骤2设置后的局部进气冲击式涡轮叶片有限元模型划分为局部裂纹扩展模型和剩余部分，在局部裂纹扩展模型危险点处设置初始裂纹，对局部裂纹扩展模型采用非比例加载进行高低周复合疲劳载荷设置，进行高低周复合疲劳裂纹扩展计算；步骤4：在FRANC3D软件中对步骤3设置后的局部裂纹扩展模型进行计算，输出应力强度因子和J积分断裂参量，根据剩余强度理论，计算局部进气冲击式涡轮叶片临界裂纹长度，通过疲劳裂纹扩展速率模型计算出局部进气冲击式涡轮叶片最终的疲劳裂纹扩展寿命；步骤3的具体方法如下：将ABAQUS软件建立好的局部进气冲击式涡轮叶片有限元模型的inp文件导入FRANC3D软件中进行局部裂纹扩展模型划分，在危险点处设置初始裂纹，初始裂纹的形貌与类型作为疲劳寿命及裂纹扩展的影响因素；在FRANC3D软件中采用非比例加载进行高低周复合疲劳载荷设置，用于模拟局部进气冲击式涡轮叶片工作条件，包括在稳定运行时受到的高周疲劳载荷以及在局部进气冲击式涡轮开机和关机时受到的低周疲劳载荷，计算局部进气冲击式涡轮叶片受到高周疲劳载荷时，将局部进气冲击式涡轮的气动载荷与稳定运行阶段的离心静载叠加作为最大应力强度因子Kmax，将局部进气冲击式涡轮的稳定运行阶段的离心静载作为最小应力强度因子Kmin，最大应力强度因子对应最大气动压力加上离心力的载荷状态，最小应力强度因子对应纯离心力的载荷状态，应力强度因子幅值为最大应力强度因子与最小应力强度因子之差，低周疲劳载荷包含开机到超转过程，加上超转到稳定运行两个阶段；进行局部裂纹扩展模型的疲劳裂纹扩展计算时，裂纹扩展采用给定裂纹前缘扩展量来模拟，采用温度依赖的NASGRO模型及参数，当裂纹前缘最小应力强度因子达到门槛值，裂纹开始扩展，当裂纹应力强度因子达到材料的断裂韧度，或当计算模型无法继续进行时，计算停止；NASGRO模型考虑了裂纹扩展3个阶段和裂纹的闭合效应，裂纹扩展公式为： ；其中，是疲劳载荷循环次数，是裂纹长度，是应力比，、、、是材料相关的经验参数，是临界应力强度因子，是应力强度因子阈值，是裂纹张开公式，是应力强度因子范围，是最大应力强度因子。

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