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公开(公告)号：CN117973158B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410384862.2
申请日：2024-04-01
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于数字孪生的大型结构模态全域监测方法，属于模态分析领域。所述方法包括：1）针对复杂结构建立高精度的有限元仿真模型，开展模态分析得到结构的有限元仿真模态。2）针对复杂结构进行试验方案设计、传感器布置及试验系统搭建并进行模态试验。3）实时获取传感器数据得到复杂结构模态试验测点的频响函数。4）基于频响函数实时提取复杂结构的试验模态。5）利用数据融合方法将试验模态与有限元仿真模态进行融合，实时得到复杂结构的数字孪生体，实现对复杂结构全场模态的实时监测。本发明面向缺少一种精度高、覆盖全场、实时可视化模态监测方法的问题，建立了高精度的数字孪生体，能够实时可视化地监测结构全场模态。
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公开(公告)号：CN115452443B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202211288949.7
申请日：2022-10-20
Applicant: 大连理工大学
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种自适应调节气囊加载试验装置及试验方法，属于气囊加载技术领域，解决了现有技术因气囊仓与试验件间产生的间隙而导致气囊破裂的技术问题。它包括气囊仓、用于气囊仓位置调节的气囊仓位移调节组件、气囊仓位移感应组件以及用于实现对气囊仓位移调节组件进行自适应调节的气囊仓位移控制器；所述气囊仓位移调节组件连接有气囊仓，气囊仓上至少一个的设置有气囊仓位移感应组件，所述气囊仓位移感应组件与气囊仓位移调节组件电连接有气囊仓位移控制器。本发明自适应调节气囊加载试验装置及试验方法，能够更好的用于气囊加载试验，适用范围广，减少因气囊破损的成本，同时提高了气囊加载的成功率。
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公开(公告)号：CN117892639B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410295379.7
申请日：2024-03-15
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/27 , G06F18/15 , G06F18/20 , G06F18/2433 , G06F18/25 , G06F18/27 , G06N3/045 , G06N3/0442 , G06N3/0464 , G06N3/084 , G06N3/0985 , G06N20/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种飞参数据驱动的飞行器结构寿命预测方法，属于飞行器结构健康监测及管理领域，步骤：1）采集飞行器飞参数据和结构关键部位应变数据构建数据集；2）对原始数据进行处理；3）自动提取关键部位应变的相关飞参及特征；4）基于集成深度学习模型建立相关飞参及特征到关键部位应变的高精度映射模型；5）将实时采集的飞参输入映射模型预测关键部位应变历程，利用疲劳寿命评估方法和损伤累积理论，预测结构剩余寿命。本发明自动化智能化程度高；以飞参数据作为原始输入，通过人工智能算法和大数据分析技术，实现飞行器结构剩余寿命的实时预测，解决缺乏面向实际飞行状态的飞行器结构关键部位的高精度寿命损耗评估手段等问题。
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公开(公告)号：CN117744455B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410190818.8
申请日：2024-02-21
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06F18/214 , G06F119/14
Abstract: 考虑加载偏差的试验数字孪生体动态校正方法，属于结构试验领域，首先，确定设计变量、试验加载变量，仿真计算力学场数据并组装快照矩阵。其次，计算各设计变量对应的降阶基系数。第三，构建设计变量到降阶基系数的代理模型，当精度不足时扩大快照矩阵，重新上述步骤，得到最终降阶模型。第四，在试验阶段实时获取试验数据及当前设计变量，当存在加载偏差时，通过最终降阶模型计算力学场数据。最后，将试验数据及力学场数据融合构建数字孪生体。本发明操作简便、便于集成于传统试验；可解决由于加载偏差导致的精度不足的问题，通过将实际加载信息输入降阶模型，实现仿真数据的在线高效高精度更新，完成数字孪生体动态校正，提高数字孪生体精度。
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公开(公告)号：CN117763742B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410190837.0
申请日：2024-02-21
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/096 , G06F119/14
Abstract: 面向传感器数据精准插值的混合数字孪生模型构建方法，属于航空航天装备数字孪生领域。首先，根据目标航空航天结构的信息，获取仿真计算条件和传感器布置信息。其次，建立有限元模型获取仿真计算响应数据。第三，获取传感器实际监测响应数据。第四，基于仿真计算响应数据和传感器实测响应数据构建目标航空航天结构数据融合模型。第五，训练传感器测点位置坐标与响应误差项，构建传感器数据误差修正模型。最后，基于误差修正模型和数据融合模型构建数字孪生模型。本发明针对传统的数据融合方法不能实现对传感器数据的精准插值问题，建立了可实现传感器数据精准插值的数字孪生模型，能够高精度的实现对航空航天结构全场响应信息的监测和评估。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117973156A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410379232.6
申请日：2024-03-29
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F18/23 , G06F18/214 , G06F18/25 , G01D21/02 , G06F111/10
Abstract: 一种面向真实试验状态的强度试验系统数字孪生仿真方法，属于工程结构强度评估领域，步骤：1）引入真实试验件制造偏差，对试验件易损部位和局部缺陷进行精细建模，获得试验件的高精度有限元模型。2）基于真实试验件与工装边界关系，建立工装仿真模型，实现对真实试验系统的仿真，得到试验件的有限元仿真结果。3）获得仿真与试验强度响应的坐标及响应值，建立仿真与试验数据集。4）获得多组试验数据并开展数据融合，建立T个数据融合基模型。5）对T个数据融合基模型进行聚合，建立结构数字孪生体。本发明能够避免传统试验件仿真中由于简化边界造成的系统性误差，数字孪生体在强度试验中能够实现对试验件的全场、高精度强度监测。
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公开(公告)号：CN117893711A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410290834.4
申请日：2024-03-14
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06T17/20
Abstract: 一种异形曲面加筋结构实体模型重构方法，属于模型重构技术领域，其步骤包括：1）根据有限元模型分别获取蒙皮曲面外轮廓节点坐标和蒙皮筋条的交线节点坐标；2）根据节点创建截面线串，基于截面线串构建蒙皮曲面壳体模型；3）沿筋条高度方向偏置蒙皮曲面壳体模型，投影截面线串，构建筋条壳体模型；4）向外延伸蒙皮曲面和筋条壳体模型；5）加厚蒙皮曲面和筋条壳体模型，切除筋条高度方向及延伸部分的多余实体。本发明面向设计构型复杂的曲面加筋结构，提出了一种高保真的实体模型重构方法，解决了异形曲面加筋结构建模手段欠缺，壳体模型无法加工制造的难题，可为异形曲面加筋结构创新设计构型真实应用提供有效支撑。
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公开(公告)号：CN117875195A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410283609.8
申请日：2024-03-13
Applicant: 大连理工大学
IPC: G06F30/27 , G16C60/00 , G06N3/0442 , G06F119/04 , G06F113/26
Abstract: 一种面向结构寿命评估的裂纹扩展孪生预示方法，包括：首先，构建三维仿真模型开展疲劳试验，获取裂纹扩展历史阶段样本数据和未来时程数据，更新仿真所需材料常数；其次，开展裂纹扩展数值仿真获取裂纹扩展历史阶段仿真样本数据和未来时程仿真数据；再次，建立多源数据差值时序预测模型；最后，根据未来时程仿真数据的循环加载次数计算对应的未来时程多源数据差值，将其与未来时程裂纹扩展长度仿真数据一一对应叠加，构建裂纹扩展孪生预示模型，实现未来时程裂纹扩展长度高精度孪生预示。本发明通过多源数据融合孪生，提升未来时程裂纹扩展长度预示精度，以较少的载荷循环次数达到全寿命周期疲劳试验的效果，对缩短结构疲劳试验周期有重要意义。
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公开(公告)号：CN116877362A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310729523.9
申请日：2023-06-20
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明涉及风力发电领域，特别是一种风电叶片微波防除冰的装置和方法。本发明提供的用于风电机组叶片微波防除冰的装置，通过微波辐射天线分布式布局规划和热区规划，使得微波源和辐射天线发射的微波均匀辐射在叶片前缘侧表面，喷涂在叶片表面的吸波涂料吸收微波升温，界面处冰层融化，由于交界面处升温均匀，冰层融化效果好，使得冰层在叶片上的界面粘附力下降较多，容易在重力和叶片旋转的离心力作用下从叶片上脱落，从而能够快速有效地除冰。本发明在微波加热过程中，叶片本体结构及空气均不吸收微波，不产生能量损失，并且通过增加屏蔽层可有效的防止微波泄露，因此微波能量的利用率非常高，加热效率非常高，从而除冰速度快，运行成本低。
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公开(公告)号：CN116447040A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310378821.8
申请日：2023-04-11
Applicant: 大连理工大学
Abstract: 本发明提供一种用于带隔热屏的航空发动机尾喷管的冷气通道可调降压装置，属于航空发动机热管理技术领域。该装置包括尾喷管和可调降压装置，所述尾喷管包括调节片和隔热屏，所述隔热屏设置在所述调节片的内侧，与所述外壁形成冷气通道；所述可调降压装置为凸轮结构，设置在所述外壁与所述隔热屏之间。本发明主要利用在尾喷管的冷气腔内设置凸轮降压结构有效降低冷气的压力，起到在降低尾喷管对冷气的需求量的同时提高冷却效果的作用，能够实现冷气通道压降程度与不同工况主流压降及时匹配的功能。
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