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龍圖騰網恭喜南京航空航天大學申請的專利一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN119337691B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-05-16發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202411910888.2，技術領域涉及：G06F30/23；該發明授權一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法是由易敏;湯衛設計研發完成，并于2024-12-24向國家知識產權局提交的專利申請。

本一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法在說明書摘要公布了：本發明公開了一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法，包括建立火箭發動機渦輪葉片疲勞裂紋擴展模型；通過工況載荷確定高低周疲勞載荷及輸入；結合ABAQUS與FRANC3D進行渦輪葉片的疲勞裂紋擴展計算；輸出應力強度因子、J積分等疲勞斷裂參數，確定渦輪葉片臨界裂紋尺寸；根據疲勞裂紋擴展模型，對所述火箭發動機渦輪葉片進行高低周疲勞壽命預測。本發明與現有疲勞裂紋擴展分析相比較，考慮了火箭發動機渦輪葉片啟停、穩定運行、超載全周期過程的工況載荷，實現了火箭發動機渦輪葉片高低周復合疲勞問題的計算，能夠更加精準地預測真實工況下火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展壽命及臨界裂紋長度。

本發明授權一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法在權利要求書中公布了：1.一種火箭發動機渦輪葉片的疲勞裂紋擴展分析方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟1：在ABAQUS軟件中進行有限元分析前處理，建立局部進氣沖擊式渦輪葉片有限元模型，包括建立符合工作條件的材料屬性參數、網格細化、載荷條件及相互作用；步驟2：向載荷條件中導入局部進氣沖擊式渦輪正常運行時的真實工況，建立包含局部進氣沖擊式渦輪葉片運行全階段的分析步，在各階段的分析步中進行加載設置，對局部進氣沖擊式渦輪葉片有限元模型進行靜力學分析，得到危險點的位置；步驟3：在FRANC3D軟件中將步驟2設置后的局部進氣沖擊式渦輪葉片有限元模型劃分為局部裂紋擴展模型和剩余部分，在局部裂紋擴展模型危險點處設置初始裂紋，對局部裂紋擴展模型采用非比例加載進行高低周復合疲勞載荷設置，進行高低周復合疲勞裂紋擴展計算；步驟4：在FRANC3D軟件中對步驟3設置后的局部裂紋擴展模型進行計算，輸出應力強度因子和J積分斷裂參量，根據剩余強度理論，計算局部進氣沖擊式渦輪葉片臨界裂紋長度，通過疲勞裂紋擴展速率模型計算出局部進氣沖擊式渦輪葉片最終的疲勞裂紋擴展壽命；步驟3的具體方法如下：將ABAQUS軟件建立好的局部進氣沖擊式渦輪葉片有限元模型的inp文件導入FRANC3D軟件中進行局部裂紋擴展模型劃分，在危險點處設置初始裂紋，初始裂紋的形貌與類型作為疲勞壽命及裂紋擴展的影響因素；在FRANC3D軟件中采用非比例加載進行高低周復合疲勞載荷設置，用于模擬局部進氣沖擊式渦輪葉片工作條件，包括在穩定運行時受到的高周疲勞載荷以及在局部進氣沖擊式渦輪開機和關機時受到的低周疲勞載荷，計算局部進氣沖擊式渦輪葉片受到高周疲勞載荷時，將局部進氣沖擊式渦輪的氣動載荷與穩定運行階段的離心靜載疊加作為最大應力強度因子Kmax，將局部進氣沖擊式渦輪的穩定運行階段的離心靜載作為最小應力強度因子Kmin，最大應力強度因子對應最大氣動壓力加上離心力的載荷狀態，最小應力強度因子對應純離心力的載荷狀態，應力強度因子幅值為最大應力強度因子與最小應力強度因子之差，低周疲勞載荷包含開機到超轉過程，加上超轉到穩定運行兩個階段；進行局部裂紋擴展模型的疲勞裂紋擴展計算時，裂紋擴展采用給定裂紋前緣擴展量來模擬，采用溫度依賴的NASGRO模型及參數，當裂紋前緣最小應力強度因子達到門檻值，裂紋開始擴展，當裂紋應力強度因子達到材料的斷裂韌度，或當計算模型無法繼續進行時，計算停止；NASGRO模型考慮了裂紋擴展3個階段和裂紋的閉合效應，裂紋擴展公式為： ；其中，是疲勞載荷循環次數，是裂紋長度，是應力比，、、、是材料相關的經驗參數，是臨界應力強度因子，是應力強度因子閾值，是裂紋張開公式，是應力強度因子范圍，是最大應力強度因子。

如需購買、轉讓、實施、許可或投資類似專利技術，可聯系本專利的申請人或專利權人南京航空航天大學，其通訊地址為：210016 江蘇省南京市秦淮區御道街29號；或者聯系龍圖騰網官方客服，聯系龍圖騰網可撥打電話0551-65771310或微信搜索“龍圖騰網”。