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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利一种航空发动机叶片高周疲劳极限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：CN119808466B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-12-05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：202411816595.8，技术领域涉及：G06F30/23；该发明授权一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法是由罗韶孟;赵振华;陆楷楠;张泰斗设计研发完成，并于2024-12-11向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法在说明书摘要公布了：本发明提供一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法，首先基于冲击‑腐蚀耦合损伤叶片进行参数测量，计算得到分形维数及应力集中系数，利用分形维数和应力集中系数对等效应力进行修正，得到修正的临界距离模型，利用修正的临界距离模型对耦合损伤叶片的疲劳极限进行预测计算。本发明提供的叶片高周疲劳极限预测方法创新地将三维分形维数、理论应力集中系数与缺口根部附近的应力梯度分布函数整合到同一模型中，预测计算得到的叶片疲劳极限与试验的实测值高度一致。

本发明授权一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法在权利要求书中公布了：1.一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法，其特征在于，包括以下步骤： 1将相同的叶片分为三组，并对第一组叶片进行外物损伤试验，对第二组叶片先进行外物损伤试验再进行浸泡腐蚀试验，对第三组叶片先进行浸泡腐蚀试验再进行外物损伤试验，分别测量并记录三组叶片的损伤缺口宽度和深度； 2利用盒维数法计算得到第二组、第三组叶片表面的分形维数； 3计算损伤缺口的应力集中系数； 4利用分形维数和应力集中系数对等效应力进行修正，得到修正的临界距离模型； 修正的临界距离模型包括： r＝L02 Nf＝NAσAσeffL0k 式中：为应力梯度函数，KT为应力集中系数，F为分形维数，σeffr为修正后的等效应力，σ1r为由距离r确定的最大应力，L0为材料临界距离，Nf为疲劳寿命，NA为高周疲劳参考循环次数，σA为NA对应的应力幅值，k为材料常数； 5利用修正后的临界距离模型计算外物损伤后的三组叶片的疲劳极限，包括以下子步骤： 51测量外物损伤试验及浸泡腐蚀试验前的叶片的疲劳极限σ0； 52任选三组叶片中一个试验后的叶片，根据该叶片的损伤缺口宽度和深度数据，建立叶片模型，根据应力集中系数和疲劳极限σs预估该叶片的疲劳极限σn： σn＝σ0KT 式中：σn为预估的疲劳极限值，σ0为试验前的叶片的疲劳极限，KT为应力集中系数； 将疲劳极限σn作为载荷条件赋予叶片模型，对叶片进行有限元分析，得到损伤缺口处最大应力随距离的分布曲线，结合修正的临界距离模型计算得到修正后的等效应力σeffr； 53将修正后的等效应力σeffr与疲劳极限σ0进行比对，若数值大小相同，则此时的疲劳极限σn即为试验后叶片的疲劳极限，若大小不同，则重新设定载荷条件重复步骤52，直到修正后的等效应力σeffr与疲劳极限σ0相一致。

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