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龙图腾网获悉北京理工大学申请的专利一种涡轮轴缩比件热机疲劳试验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：CN117405398B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-13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：202311346142.9，技术领域涉及：G01M15/02；该发明授权一种涡轮轴缩比件热机疲劳试验方法是由黄渭清;刘开霖;李宁;孙凯恒;唐笳恒;况嘉宇设计研发完成，并于2023-10-18向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种涡轮轴缩比件热机疲劳试验方法在说明书摘要公布了：本发明公开的一种涡轮轴缩比件热机疲劳实验方法，属于航空发动机涡轮轴技术和材料力学性能测试领域。本发明包括一种涡轮轴缩比件设计方法、一种涡轮轴缩比件夹具的设计方案方法以及涡轮轴缩比件热机疲劳试验系统。本发明利用等比例缩小的模拟件对涡轮轴结构危险位置的应力状态进行等效，以表征涡轮轴的疲劳性能，能够部分代替部件级考核试验，缩短结构设计周期，减少部件消耗；本发明利用缩比件与夹具加载轴线平行但不共线的设计，实现在拉扭试验机上开展拉弯扭疲劳试验，将试验机加载的拉、扭载荷转换为拉、弯、扭载荷施加到缩比件上；本发明利用螺栓与异形端夹持方式实现拉伸、弯曲载荷和扭转载荷的分别传递，结构简单可靠。

本发明授权一种涡轮轴缩比件热机疲劳试验方法在权利要求书中公布了：1.一种涡轮轴缩比件热机疲劳试验方法，其特征在于：包括如下步骤： 步骤一、确定带圆角十字星形异形端结构的涡轮轴缩比件； a对考核的涡轮轴进行几何建模并划分网格，将涡轮轴服役时所受载荷作为边界条件，并施以相应的约束；然后，计算得到涡轮轴服役应力场、温度场和应变场； b根据实际服役破坏位置以及步骤a得到的应力场、温度场和应变场，确定考核涡轮轴的危险位置；截取危险位置前后20cm的部分涡轮轴作为危险段； c将步骤b确定的危险段几何模型进行等比例缩小，缩小比例结合感应加热线圈和缩比件加工条件进行确定； d通过几何优化方法，在按比例缩小的涡轮轴危险段两端增加异形端和过渡圆角，并在异形端上加工多个通孔；异形端形式为带圆角的十字星形，用于与夹具装卡以传递扭转载荷，十字星形的周长越长施加扭转载荷越稳定，其周长公式为： 式中La为异形端周长，r1为缩比件轴上圆角外径，r2为异形端圆角半径，l1为r1与r2的圆心距； 步骤二、工装夹具设计： a按照材料拉扭试验机夹头型号设计对应尺寸的棒状夹持端，参照涡轮轴缩比件异形端尺寸，设计圆盘并与夹持端同轴，半径大于异形端最大宽度； b获取涡轮轴的服役载荷，取Lm＝弯矩MNm轴向拉力FN，L为夹具圆棒端轴线与涡轮轴缩比件轴线的中心距，由此在施加拉力F的同时，对缩比件产生了大小为M的弯矩； c在圆盘上加工与异形端形状尺寸对应的异形槽和通孔用于固定涡轮轴缩比件，异形槽中心与圆盘中心距离L，同时在圆盘其他方向上加工中心距不同的异形槽，实现不同弯矩的加载，充分利用夹具的价值； 步骤三、使用步骤二夹具夹持步骤一缩比件，进行热机疲劳试验： a将步骤一的缩比件套入感应加热线圈后安装到步骤二的夹具中，将夹具圆棒端安装到所述材料拉扭试验机的夹头处夹紧，确保缩比件的考核位置在感应加热线圈中段，完成涡轮轴缩比件的装夹； b将热电偶固定在涡轮轴缩比件的考核位置，调整冷气喷嘴对准缩比件考核位置，检查试验机所装备的载荷传感器和位移传感器； c通过温度控制箱输入温度载荷谱，可加热温度范围为25℃～1300℃，启动载荷控制服务器和材料拉扭试验机，试验开始，直至涡轮轴缩比件断裂。

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