等效裂纹优化迭代方法及航空发动机

本发明公开了一种等效裂纹优化迭代方法及航空发动机，通过获取材料性能参数并开展拉伸试验、裂纹扩展试验和断裂韧度试验；基于试验数据建立疲劳裂纹扩展模型；开展特征模拟件冲击试验，获得含初始冲击损伤的特征模拟件；开展含冲击损伤的特征模拟件疲劳及裂纹扩展试验获得模拟件剩余疲劳寿命；测量实际损伤尺寸；通过有限元软件分析模拟件危险点应力分布并提取设计点应力梯度；采用基于断裂力学的方法将冲击损伤等效为特定尺寸的初始尖锐裂纹，结合裂纹扩展软件仿真，预测含不同损伤尺寸模拟件的剩余疲劳寿命；设定长度等效因子β初始值，分析预测寿命的计算误差，基于预测结果不断迭代优化等效裂纹方法，直到预测寿命满足需求，具有较强适用性。