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公开(公告)号：CN119989109A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202411802190.9
申请日：2024-12-09
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F18/2411 , G06F18/213 , G06N7/02
Abstract: 本发明公开了一种基于模糊评价法的加速任务试车谱优选方法，包括：构建适用于加速任务试车谱对各关键零部件适用性模糊综合评价的指标层次结构体系；确定各个指标的权重；建立评价集，并结合定性分析与定量分析的方法，确定各指标在评价集中的隶属度；对被评价对象的整机的适用性进行多级模糊综合评价；量化综合评价结果，对评价集进行分区间定义评价等级，计算被评价对象加速任务试车谱对整机的适用性综合评价结果；筛选出适用性最优的加速任务试车谱。本发明引入了模糊综合评价法，量化反映了不同零部件加速任务试车谱对整机的适用性，具有简单直观、步骤简洁且具有工程应用价值的优点。
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公开(公告)号：CN119623196A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411782037.4
申请日：2024-12-05
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种涡轮叶片的应力、应变、温度的快速计算方法，涉及涡轮叶片分析技术领域，包括对燃气温度与转速的耦合关系进行分析，通过RBP神经网络构建燃气温度与转速的耦合模型，同时在燃气温度与转速的取值范围内开展涡轮叶片的流‑热‑固耦合仿真，确定不同工况下涡轮叶片的温度、应力分布情况，构建以燃气温度、转速计算涡轮叶片温度、应力的数学模型，建立以转速快速计算涡轮叶片危险点温度、应力的方法，从而可以运用RBP神经网络与流‑热‑固耦合有限元仿真，确定涡轮叶片应力、应变、温度的快速计算方法，提高涡轮叶片损伤分析和载荷谱编制的精度，缩短数据处理的时间。
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公开(公告)号：CN114169186B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202111292780.8
申请日：2021-11-03
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G16C60/00 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种SiC纤维增强陶瓷基复合材料氧化‑力学耦合本构模型建立及计算方法，O2通过氧化层的扩散和SiC/O2氧化反应过程被建模，之后在SiC纤维的正交各向异性本构中引入了由于氧化损伤而造成的模量折减，然后采用了连续损伤模型描述陶瓷基体微裂纹的萌生和演化，O2沿着微裂纹的扩散被建模成等效损伤因子的线性函数，最后编写了基于商用有限元软件ABAQUS的自定义单元子程序，单元节点的自由度从三个位移自由度增加至包含SiC浓度和O2的五个自由度，实现了耦合本构的有限元计算。本发明为SiC纤维增强陶瓷基复合材料在热‑力‑氧耦合环境中的失效分析提供了简便、直观的方法。
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公开(公告)号：CN114295491B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202111526072.6
申请日：2021-12-14
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G01N3/18
Abstract: 本发明公开了一种蠕变损伤及变形随时间演化行为的预测方法，包括以下步骤：通过材料高温拉伸试验，得到抗拉强度σb；通过高温蠕变试验，获得对应的蠕变应变曲线、最小蠕变速率#imgabs0#以及蠕变寿命tf；得到不同温度对应的阈值应力σth；建立抗拉强度σb以及阈值应力σth与温度T之间的函数关系；分别建立基于阈值应力σth和抗拉强度σb的最小蠕变速率#imgabs1#及蠕变寿命tf预测公式；建立蠕变损伤本构模型，蠕变损伤本构模型包括应变速率公式和损伤速率公式；通过求解应变速率公式，得到应变变形随时间的演化行为；通过求解损伤速率公式，得到损伤随时间的演化行为。本发明克服了传统蠕变损伤本构模型难以外推的缺点，可实现准确的外推，预测精度高。
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公开(公告)号：CN108760526B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN201810735606.8
申请日：2018-07-06
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种陶瓷基复合材料高温空气环境基体裂纹观测系统，包括数字显微镜、拉伸测试装置、测试试样、加热装置、温度控制器，数字显微镜包括台式主控制系统、变焦镜头、镜座、二维移动装置，测试试样水平装夹在拉伸测试装置上，拉伸测试装置水平放置于二维移动装置上，加热装置上方嵌入一块长方体型透明石英玻璃板，并水平放置于拉伸测试装置底座上的隔热垫上，变焦镜头透过透明石英玻璃板与测试试样中心对齐，加热装置与温度控制器相连。本发明中拉伸测试装置、对开式微型加热装置与数字显微镜均为独立个体，便于安装与拆卸，且均处于大气环境下，方便实现陶瓷基复合材料在高温空气和应力载荷作用下对基体裂纹的观测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112115787B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202010817503.3
申请日：2020-08-14
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F18/21 , G06F18/10 , G06F18/213
Abstract: 本发明公开了一种基于实际飞行动作的航空发动机载荷谱任务段划分方法，步骤为：对航空发动机原始实测谱的飞行任务剖面划分起飞段、中间段和降落段；总结飞机中间机动飞行过程中可能出现的各种基本飞行动作；选取能够描述各种基本飞行动作的飞行特征参数；得到各飞行特征参数载荷谱中间段的雨流滤波谱，并进行数据处理；得到代表各实际基本飞行动作的飞行任务段；确定复杂飞行动作，得到代表各复杂飞行动作的飞行任务段；与人工经验划分结果对比，验证划分结果的准确性；对滤波后的该型航空发动机飞行任务剖面转速谱中间段进行任务段划分，得到代表各复杂飞行动作和飞行任务的转速任务段。本发明解决了目前任务段数量繁多、分类难度大的问题。
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公开(公告)号：CN116818292B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202310641308.3
申请日：2023-06-01
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 实现，通用性强。本发明公开了一种航空发动机安全起落次数确定方法，包括以下步骤：在航空发动机应力谱及温度谱中提取一个起落循环中一系列不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合；确定航空发动机的高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大变形量下对应危险点的最大蠕变应变；计算在不同应力温度组合下的蠕变断裂寿命，在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤及一个起落循环中总蠕变损伤；把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合；基于危险点的最大蠕变应变，并计算一个起(56)对比文件朱涛;胡殿印;王荣桥.航空发动机涡轮盘低循环疲劳-蠕变寿命预测.科技创新导报.2008,(第25期),全文.
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公开(公告)号：CN117010247B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202310975302.X
申请日：2023-08-03
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于临界距离理论的缺口件疲劳寿命可靠性评估方法，该方法包括：对缺口件进行有限元静力学分析，拟合径向应力与径向距离的函数关系，确定峰值应力σmax，结合试验得到的缺口件疲劳寿命N，拟合缺口件σmax‑N曲线；通过拟合的缺口件σmax‑N曲线获取等效应力，并结合临界距离理论线法获取各个应力加载下的临界距离；分别拟合所述临界距离与峰值应力σmax以及临界距离与缺口件疲劳寿命N的函数表达式，结合已有的光滑件P‑S‑N曲线对缺口件疲劳寿命可靠性进行评估。本发明将试验数据、仿真分析与临界距离理论结合，简单直观，步骤简洁，可以节约大量时间和资金成本，在实际的工程应用中方便快捷，具有一定的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116822299A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310796551.2
申请日：2023-06-30
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，根据发动机转速情况将火焰筒中温度变化情况划分若干个工作状态；根据总体温度变化趋势的不同，划分成为升温/降温工况，获得两种工况下火焰筒壁面的温度变化趋势；根据火焰筒的每个壁面的两个相邻的工作状态的温度‑轴向距离函数和温度变化趋势，计算温度‑时间函数；综合温度‑时间函数和准稳态时火焰筒沿轴向温度分布得到温度表达式，根据此温度表达式，计算火焰筒瞬态热应力。该方法能用于服役载荷历程下火焰筒瞬态热应力的快速计算，解决了现有CFD方法计算服役载荷历程下火焰筒热应力计算量巨大的问题。
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公开(公告)号：CN116595654A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310180236.7
申请日：2023-02-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F119/04
Abstract: 本发明涉及机械结构多参数疲劳试验谱编制技术领域，具体涉及一种基于遗传算法的多轴疲劳试验谱编制方法，包括：随机载荷处理，包括将载荷平均值归0和确定各路载荷的变化范围；随机多轴载荷循环计数统计；随机多轴载荷损伤计算，包括损伤值大小和临界面角度；基于遗传算法反推等幅多轴载荷的参数；给等幅多轴载荷附加平均值，得到等幅多轴疲劳试验谱。本发明基于遗传算法，只要给定足够的迭代次数，便可编制得到考虑工程复杂机械构件载荷特征一致、损伤一致的多参数疲劳试验谱，弥补了之前所有多参数编谱过程中未考虑载荷特征一致和损伤一致的问题，适用范围更广；本发明提出的多轴疲劳试验谱编制方法，通用性强，具有广泛的工程应用价值。
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