(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111305343.5 (22)申请日 2021.11.05 (71)申请人 中国人民解 放军海军航空大 学青岛 校区 地址 266041 山东省青岛市李沧区四流中 路2号 (72)发明人 秦海勤　徐可君　谢镇波　王常宇　 任立坤　李边疆　肖阳　李政广　 马中原　 (74)专利代理 机构 北京汇捷知识产权代理事务 所(普通合伙) 11531 代理人 盛君梅 (51)Int.Cl. G06F 30/23(2020.01) G06F 30/15(2020.01)G06F 119/04(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 航空发动机高温部件的载荷谱编制方法、 介 质、 终端、 应用 (57)摘要 本发明公开是关于航空发动机高温部件的 载荷谱编制方法、 介质、 终端、 应用， 涉及航空发 动机结构完整性技术领域。 结合使用工况及实测 飞行数据， 对所评估高温部件进行热 ‑力多场耦 合分析， 确定寿命考核区域及其受载的典型状态 参数； 建立疲劳 ‑蠕变载荷与疲劳载荷的等效换 算模型； 为确定模型参数， 利用计算的状态参数 作为输入条件， 开展材料试验， 确定各应力水平、 保载时间对应的寿命循环数和损伤指数； 在数据 压缩流程中识别等值和小幅值循环的持续时长， 利用建立的等效换算模型转换为疲劳循环。 本发 明引入基于材料试验和仿真分析搭建的疲劳 ‑蠕 变载荷等效转换模型作为结构与材料的失效机 制和循环计数流 程之间的技 术枢纽。 权利要求书3页 说明书9页 附图3页 CN 114186444 A 2022.03.15 CN 114186444 A 1.一种适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 该适用于航空发 动机高温部件的载荷谱编制方法包括以下步骤： 步骤一、 结合使用工况及实测 飞行数据， 对所评估高温部件进行热 ‑力多场耦合分析， 确定寿命考核区域及其受载的典型状态参数； 步骤二、 建立 疲劳‑蠕变载荷与疲劳载荷的等效换算模型； 步骤三、 为确定模型参数， 利用计算的状态参数作为输入条件， 开展材料试验， 确定各 应力水平、 保载时间对应的寿命循环数和损伤指数； 步骤四、 在数据压缩流程中识别等值和小幅值循环的持续时长， 利用建立的等效换算 模型转换为疲劳循环， 叠加循环计数流程得到的疲劳循环统计矩阵从而获得总循环统计矩 阵， 并验证寿命预测精度。 2.根据权利要求1所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 所述开展材料试验包括： 拉伸试验、 疲劳试验、 单独及联合加载 下的疲劳 ‑蠕变试验。 3.根据权利要求1所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 所述步骤一具体包括以下步骤： 第一步、 确定常用及典型工况区间； 第二步、 根据受考核部件实 际受载情况确定有限元计算的边界条件， 进行多场耦合求 解。 4.根据权利要求1所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 所述疲劳‑蠕变载荷与疲劳载荷的等效换算模型建立包括以下步骤： 第一步、 确定载荷转换处 理的模型架构为 二阶多项式形式： ci为材料参数； 第二步、 由材料拉伸试验确定材 料抗拉强度与温度的关系； 第三步、 根据有限元计算结果， 确定各温度T下应力ST对应于参考温度T0的等效应力 第四步、 开展低周疲劳试验， 由单独和多级应力水平联合加载下， 不同保载时间对应的 寿命循环数确定损伤指数、 进 而确定模型参数。 5.根据权利要求4所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 确定载荷转换处 理的模型架构为 二阶多项式形式具体包括以下步骤： 第一步、 基于推广的疲劳 ‑蠕变载荷等效转换理论， 确定针对高温条件的载荷处理方 法； 根据疲劳‑蠕变载荷等效转换理论， 若 一组疲劳‑蠕变复合(保载时间tB≠0)加载与相同 峰谷值的另一组纯疲劳(tB＝0)加载贡献的损伤相等， 即： 第二步、 确定载荷转换处 理的模型架构；权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 114186444 A 2根据公式(2)变形 可得疲劳载荷与疲劳 ‑蠕变复合载荷等效转换比 的定义： 其中， a， b分别为纯疲劳和疲劳 ‑蠕变复合加载时的损伤指数及循环数； Nf， 分别为 二者对应的寿命， 上述参数均由低周疲劳试验获得； 对应于某一工况点(应力水平S、 保载时 间tB、 温度T)， 的意义是： tB≠0时1个循环贡献的损伤相当于tB＝0时 个循环； 第三步、 结合实际应用条件， 对 模型架构进行适应性简化调整； 由通用应力标准， 温度为T时的应力水平对材料引起的疲 劳损伤取决于应力ST与温度为 T时材料的抗拉强度 之比； 因此， 求解结果中各工况点温度T对应的应力ST都转换为某一 参考温度T0下的等效应力 等效转换比 定义式即可简化 为仅包含两个参数的形式： 上式左边可通过多项式级数逼近确定， 系数由最小二乘回归试验数据得到； 兼顾拟合 精度和求 解难度， 选取二阶多 项式形式： ci为材料参数。 6.根据权利要求1所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 步骤三具体包括以下内容： 第一步、 开展不同温度下的材料拉伸试验； 由不同温度的拉伸试验拟合得到材料在不 同温度下的抗拉强度与温度的关系； 第二步、 开展单独及联合加载下的低周疲劳试验； 利用有限元计算结果参考温度T0及其 对应的等效应力 作为输入条件； 第三步、 利用试验数据确定模型参数； 利用单独及联合加载试验的寿命循环数据由非 线性损失累积法确定各级载荷的损伤指数， 代入疲劳载荷与疲劳 ‑蠕变复合载荷等效转换 比 的定义式确定模型参数， 完成建模。 7.根据权利要求1所述的适用于航空发动机 高温部件的载荷谱编制方法， 其特征在于， 步骤四具体包括以下内容： 第一步、 等值点处理； 在雨流计数流程中的峰谷值提取前， 识别等值载荷持续时长， 调权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 114186444 A 3