一种航空发动机叶片的振动疲劳强度确定方法

本发明涉及一种航空发动机叶片的振动疲劳强度确定方法，通过对目标叶片的最大应力点施加逐步增加固定步长的不同应力等级，确定目标叶片发生断裂时对应的应力等级的前一个应力等级作为目标叶片的振动疲劳强度。在每次施加不同应力等级时通过有限元振动模拟仿真获得最大应力点在叶弦方向和叶高方向的振动应力，然后基于各方向振动应力结合最大应力点的初始残余应力和表面粗糙度计算各方向的实际工作应力，接着将实际工作应力等效合成为单轴应力，最后利用nCode软件基于合成的单轴应力确定出当前应力等级下的疲劳损伤。本发明的方法可以通过计算机辅助仿真计算叶片的振动疲劳强度，无需开展疲劳性能测量实验，成本低，且整个过程不会破坏叶片。