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龙图腾网获悉中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所申请的专利一种飞机增材制造结构疲劳性能评估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：CN119827248B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-28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：202411898628.8，技术领域涉及：G01N1/28；该发明授权一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法是由潘绍振;钟贵勇;廖宇;王勇军;王礼生;周廷设计研发完成，并于2024-12-23向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法：基于增材制造制作典型件，并在典型件中取样；取样包括两类样件，分别为：低周疲劳样件、成形方向的高周疲劳样件；低周疲劳样件分为三组，高周疲劳样件分为四组；从三组中提取样件进行等幅低周疲劳试验，拟合得到对应的应变疲劳分析材料性能参数；从四组中提取样件进行等幅高周疲劳试验，拟合得到对应的应力疲劳分析材料性能参数；基于高周疲劳样件的等幅高周疲劳试验，计算表面粗糙度修正系数，热处理尺寸修正系数，残余应力修正系数，缺陷寿命影响修正系数；增材制造含结构细节特征的模拟件；将上述参数代入寿命分析方法中，对模拟件疲劳寿命进行预测。本发明提高了寿命预测的精度。

本发明授权一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法在权利要求书中公布了：1.一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤S1、基于增材制造制作典型件，并在典型件中取样；取样包括两类样件，分别为：低周疲劳样件、成形方向的高周疲劳样件；低周疲劳样件分为三组，分别为1.1组：成形方向的样件，1.2组：垂直于成形方向的样件，1.3组：与成形方向成α角度的样件，0＜α＜90°；高周疲劳样件分为四组，分别为2.1组：Ra0.32、热处理厚度小于20mm、抛光后不进行去应力退火的样件，2.2组：Ra0.32、热处理厚度小于20mm、抛光后进行去应力退火的样件，2.3组：Ra为增材制造原始表面、热处理厚度小于20mm、取样后不进行去应力退火的样件，2.4组：Ra0.32、热处理厚度为200mm、抛光后不进行去应力退火的样件； 步骤S2、从1.1组～1.3组中提取样件进行等幅低周疲劳试验，获取三个方向上的材料应变—寿命关系，并拟合得到对应的应变疲劳分析材料性能参数；从2.1组～2.4组中提取样件进行等幅高周疲劳试验，获取四组样件的应力—寿命关系，并拟合得到对应的应力疲劳分析材料性能参数； 步骤S3、基于2.1组～2.4组的等幅高周疲劳试验，计算表面粗糙度修正系数，热处理尺寸修正系数，残余应力修正系数，缺陷寿命影响修正系数； 步骤S3具体如下：基于应力—寿命关系和应力疲劳分析材料性能参数，分别计算得到2.1组～2.4组样件在105循环时对应的应力σ1、σ2、σ3、σ4；则：σ3σ1即为表面粗糙度修正系数，σ4σ1即为热处理尺寸修正系数，σ2σ1即为残余应力修正系数；对步骤S2的2.1组样件的所有疲劳试验断口进行分析，确定其疲劳源，并观察疲劳源是否为制造缺陷，将应力—寿命数据分为疲劳源无缺陷和疲劳源有缺陷两类，分别拟合其应力—寿命关系方程，分别计算疲劳源无缺陷和疲劳源有缺陷时105循环对应的应力σ11、σ12，σ12σ11即为缺陷寿命影响修正系数； 步骤S4、增材制造含结构细节特征的模拟件；将步骤S3得到的表面粗糙度修正系数、热处理尺寸修正系数、残余应力修正系数、缺陷影响修正系数代入寿命分析方法中，对模拟件疲劳寿命进行预测； 步骤S5、对模拟件开展随机谱下的疲劳试验，通过疲劳试验的断口反推得到裂纹萌生寿命； 步骤S6.将步骤S4、S5中分别得到的预测寿命与裂纹萌生寿命对比，当0.5＜预测寿命裂纹萌生寿命＜2时，各修正系数合理可用； 步骤S7、确定任意增材制造结构的关键部位； 步骤S8、根据飞机设计载荷谱，采用多元线性回归方法或机器学习方法获取增材制造结构关键部位应力谱； 步骤S9、根据增材制造结构成形过程中的摆放方式及成形方向，以及关键部位最大主应力的方向，计算关键部位成形方向与结构成形方向之间的角度β；若0≤β＜30°，则选择步骤S2中1.1组的材料性能参数；若60≤β≤90°，则选择步骤S2中1.2组的材料性能参数；若30°≤β＜60°，则选择步骤S2中1.3组的材料性能参数； 步骤S10、以步骤S8的应力谱和步骤S9的材料性能参数为输入，采用经步骤S6验证后的寿命分析方法和步骤S3得到的表面粗糙度修正系数、热处理尺寸修正系数、残余应力修正系数、缺陷影响修正系数，进行增材制造结构关键部位寿命评估。

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