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龙图腾网获悉湖南大学申请的专利一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测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：CN116189824B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-08-05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：202310105868.7，技术领域涉及：G16C60/00；该发明授权一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法是由姜潮;文圣明;刘志成;米栋设计研发完成，并于2023-02-13向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种航空发动机用镍基高温合金焊接接头的疲劳寿命预测方法。在航空发动机电子束焊接结构服役过程中，焊缝部位是结构发生疲劳失效的热点部位。该方法针对电子束焊接头高温疲劳寿命分散性大，通过考虑服役温度与焊接缺陷对疲劳寿命耦合的影响，建立了一种镍基高温合金电子束焊接头全工况高温服役疲劳寿命预测模型。本方法将不同温度下焊接接头疲劳寿命数据、维氏硬度值与断口形貌特征作为样本数据；通过拟合温度与维氏硬度的数学关系式、提出基于焊接接头疲劳裂纹源缺陷尺寸信息的疲劳等效应力概念与计算公式，考虑了服役温度与初始缺陷面积对接头疲劳性能的影响，实现了某型高温合金电子束焊接头任意疲劳服役工况下的寿命预测。本发明有效提高了高温合金电子束焊接结构的疲劳寿命预测精度。

本发明授权一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法在权利要求书中公布了：1.一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法，其特征在于： 步骤1：利用真空电子束焊接技术，对经过固溶处理的GH4169薄板材料进行双层对焊焊接，再通过荧光检测与X-rad射线对焊缝质量进行无损检测，进行焊缝质量评定； 步骤2：进行GH4169电子束焊接头的拉伸性能试验，获取焊接接头的应力、应变曲线，根据焊接接头的屈服应力σY，和金属材料疲劳试验轴向力控制方法对焊接接头进行高温疲劳试验，对试验数据进行拟合、分析； 步骤3：应用场发射扫描电子显微镜对所有疲劳失效试样的断口进行形貌观察，确定导致疲劳裂纹萌生的焊接缺陷位置，并在ImageJ图片处理软件中对裂纹源尺寸进行测量，得到初始缺陷面积area，单位为μm2； 步骤4：利用测量的裂纹源焊接缺陷面积area，根据公式1对焊接接头的疲劳极限进行评估，该公式1考虑了焊接初始缺陷对于试样疲劳强度的影响： 式中，σw为疲劳极限MPa，C为与材料相关的常数且当缺陷位于试样内部时取值为1.56，位于试样表面时取值为1.43,HV为维氏硬度kgfmm2R为应力比，α为与应力比有关的常数； 步骤5：对于较均匀且缺陷分布较少的材料，根据Basquin公式确定其疲劳寿命与循环应力间存在的关系： 式中，σ为循环应力,C1，C2为根据测量数据拟合得到的材料常数，N为给定循环应力下的疲劳寿命；对于含缺陷材料，式2可修正为： 式中，C3，C4为根据试验数据拟合得到的材料常数； 步骤6：将式1代入式3，可以建立含缺陷尺寸和维氏硬度的疲劳寿命与循环应力关系方程： 步骤7：根据含缺陷材料的疲劳极限预测公式，提出修正应力σm的定义表达式： 式中，σmax为最大循环应力； 步骤8：在疲劳试验开始前，利用工业CT技术对试样进行分层扫描，试验后则通过疲劳断口观察，获得该电子束焊接工艺下材料最大的缺陷尺寸与位置信息，可以得到σm的取值； 步骤9：在某一特定温度下，HV为一常数时，可建立等效应力σm与循环寿命间函数关系式： 式中，k1，k2为根据试验数据拟合得到的材料常数； 根据上式6即可得到某一特定温度下的考虑缺陷的疲劳寿命预测模型； 步骤10：进行高温维氏硬度测量试验，获得多级温度下的GH4169焊接接头各区域平均维氏硬度，构建焊接接头平均维氏硬度HV与温度T的数学关系： HV＝kT+b#7 式中,T为环境温度，k，b为根据测量数据拟合得到的材料常数； 利用优化工具对目标函数进行全局最小化优化，拟合得到k1，k2可以建立如下同时考虑温度与初始缺陷的疲劳寿命预测模型：

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