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公开(公告)号：CN114813329A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210443649.5
申请日：2022-04-26
Applicant: 北京航空航天大学杭州创新研究院 , 北京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种镍基单晶高温合金随机蠕变载荷下的剩余寿命预测方法，包括：(1)开展不同载荷下标准件全寿命蠕变试验和中断蠕变试验，获取不同载荷下的基体相通道宽度‑时间曲线；(2)对不同载荷下的蠕变时间进行无量纲化，获取基体相通道宽度‑归一化时间曲线；(3)获得基体相通道宽度‑归一化时间函数方程；(4)对于经受随机蠕变载荷的一批标准件，选取其中部分标准件，获取标准件基体相通道宽度的平均值；(5)将(4)中获得的基体相通道宽度平均值带入(3)中建立的基体相通道宽度‑归一化时间函数方程，结合当前标准件已经承受随机蠕变载荷的时间，可以获取该批次标准件在相同随机蠕变载荷下的剩余寿命。
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公开(公告)号：CN114813329B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202210443649.5
申请日：2022-04-26
Applicant: 北京航空航天大学杭州创新研究院 , 北京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种镍基单晶高温合金随机蠕变载荷下的剩余寿命预测方法，包括：(1)开展不同载荷下标准件全寿命蠕变试验和中断蠕变试验，获取不同载荷下的基体相通道宽度‑时间曲线；(2)对不同载荷下的蠕变时间进行无量纲化，获取基体相通道宽度‑归一化时间曲线；(3)获得基体相通道宽度‑归一化时间函数方程；(4)对于经受随机蠕变载荷的一批标准件，选取其中部分标准件，获取标准件基体相通道宽度的平均值；(5)将(4)中获得的基体相通道宽度平均值带入(3)中建立的基体相通道宽度‑归一化时间函数方程，结合当前标准件已经承受随机蠕变载荷的时间，可以获取该批次标准件在相同随机蠕变载荷下的剩余寿命。
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公开(公告)号：CN119203668A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411286103.9
申请日：2024-09-13
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06N3/04 , G16C60/00 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开一种压气机叶片铣削加工‑激光‑喷丸强化‑寿命一体化设计方法，涉及航空航天发动机技术领域，包括：基于压气机叶片材料率相关本构模型，开展压气机叶片关键部位铣削加工及激光‑喷丸强化工艺数值模拟；搭建铣削加工及激光‑喷丸强化仿真模拟自动化流程，在特征空间中抽样，构建工艺参数‑表面完整性特征数据库；建立工艺参数‑表面完整性特征神经网络，实现表面完整性特征高效计算；利用在分布式优化方面具有显著优势的多岛遗传‑NLPQLP组合优化算法在特征空间中寻优，进行铣削加工及激光‑喷丸强化工艺参数优化，获得最优工艺参数。本发明为航空发动机压气机叶片铣削加工及激光‑喷丸强化工艺参数的选择提供参考。
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公开(公告)号：CN114530219B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202210177057.3
申请日：2022-02-24
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G16C60/00
Abstract: 本发明涉及一种反映截面尺寸效应的蠕变寿命‑壁厚关系预测方法，其步骤为：1)将具有任意壁厚尺寸的标准件分为区域1和区域2两部分。2)获取最小壁厚标准件和最大壁厚标准件的蠕变试验寿命。3)若最小壁厚标准件的蠕变试验寿命更大，则采用基于区域划分的蠕变失效准则1预测蠕变寿命‑壁厚关系；反之，则采用基于区域划分的蠕变失效准则3预测蠕变寿命‑壁厚关系。4)若区域1损伤、区域2损伤均未达到1，则3)中的预测结果即为最终的蠕变寿命‑壁厚关系预测结果；若区域1损伤或区域2损伤达到1，则分别采用基于区域划分的蠕变失效准则2、基于区域划分的蠕变失效准则4更新3)中的蠕变寿命‑壁厚关系预测结果。
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公开(公告)号：CN118629555A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410826250.4
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G16C60/00 , G01N23/046 , G01N15/08 , G06T17/20 , G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种考虑内部真实孔隙特征的陶瓷基复合材料部件损伤分析方法，将CMC部件内部的所有孔隙，即尺寸较大的宏观孔隙和尺寸较小的微观孔隙，统一在CMC部件的分析模型中进行表征，并发展考虑微观孔隙分布的多尺度分析方法。该损伤分析方法主要由以下步骤构成：首先开展X射线断层扫描(XCT)以获取部件内部孔隙的图像数据，并基于尺寸大小将孔隙拆分为宏观和微观孔隙，进一步分别对其进行建模表征，最后建立考虑微观孔隙分布的多尺度损伤分析方法。本发明克服了目前针对CMC部件的损伤分析方法无法同时考虑内部宏观和微观孔隙特征的局限性，对CMC部件在服役状态下的损伤行为描述更为准确。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115435894B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202211079216.2
申请日：2022-09-05
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种基于模拟退火算法的叶尖定时振动应力反演方法，包括如下步骤：基于传感器的轴向坐标、周向坐标、实测位移和机匣半径建立叶尖安装角模型；基于压缩感知理论实现叶尖定时欠采样信号的准确重构，获得振幅和频率；开展待测旋转叶片的有限元模态分析，基于轴向传感器的实测振幅和叶尖节点的虚拟测量振幅，结合传感器的安装距离约束建立传感器测点识别模型；基于识别到的传感器测点进行振动应力的反演。本发明没有假设振动方向垂直于叶片弦向，通过叶尖安装角的变化实现了静变形的消除，并融合传感器布局信息、实测位移数据和有限元分析结果，可应用于任意模态下传感器测点的识别，提高振动应力的反演精度。
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公开(公告)号：CN114840941B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202210527000.1
申请日：2022-05-16
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/08 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种考虑多部位失效相关的轮盘裂纹扩展可靠性分析方法，(1)通过有限元分析、危险部位分组建立“藤树”结构，实现轮盘多失效部位分组；(2)获取多部位裂纹扩展寿命数据，利用边缘函数推断估计法确定状态函数的边缘累积分布，然后通过极大似然估计法依次确定耦合函数和耦合参数；(3)基于耦合函数和耦合参数实现多部位相关的裂纹扩展寿命可靠性分析。本发明通过耦合函数分组方法量化多部位失效相关性提高计算效率，量化多失效相关性对可靠性的影响从而提高可靠性预测精度。
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公开(公告)号：CN118568898A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202411052842.1
申请日：2024-08-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G16C60/00 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种考虑温度梯度的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件设计方法，根据涡轮叶片材料疲劳试验数据以及涡轮叶片前缘冲击孔的失效模式，确定损伤控制参量，再根据对应的损伤参量最大梯度下降方向上温度梯度影响，采用不同温度下的损伤控制参量等效原则，对损伤控制参量梯度分布进行更正，获得涡轮叶片前缘冲击孔更正后的真实叶片损伤控制参量梯度分布；以真实叶片损伤控制参量梯度分布作为涡轮叶片模拟件的损伤控制参量梯度分布控制依据，进行涡轮叶片模拟件的结构设计；设计过程中能够模拟真实涡轮叶片前缘部位的蠕变、疲劳试验效果，使得涡轮叶片前缘冲击孔模拟件满足涡轮叶片前缘冲击孔蠕变试验模拟的需求。
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公开(公告)号：CN114861317B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202210527387.0
申请日：2022-05-16
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，步骤为：(1)针对叶片下缘板倒角部位，提取形状、尺寸特征参数；(2)在保证危险部位几何相同的条件下，初步设计模拟件形状；(3)使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致；(4)基于有限元仿真确定模拟件考核段与夹持段的偏心距离；(5)模拟件加工工艺与真实涡轮叶片相同，其微观组织应与考核部位尽量保持一致，考虑到叶片第二晶向不确定性的影响，模拟件应涵盖至少6种不同第二晶向；(6)涡轮叶片外表面通常带有涂层，模拟件外表面需要采用相同工艺喷涂相同牌号涂层。
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公开(公告)号：CN114741744B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202210521442.5
申请日：2022-05-13
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/10 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种适用于针刺复合材料的细观建模及多尺度分析方法，首先开展CT断层扫描试验，测量结构尺寸并获取特征参数；基于通用单胞模型对针刺区域进行几何划分，建立针刺部位的细观分析模型。然后针对针刺复合材料中的非针刺区域，采用连续介质损伤理论描述其损伤行为；考虑到针刺复合材料具有复杂的材料相，采用层次化建模的思路获取非针刺区域的等效弹性性能作为连续介质损伤理论模型的输入。最后，针对针刺部位不具备应用周期性边界条件的特性，提出一种局部区域体积平均方法，实现多尺度分析中细观‑宏观跨尺度数据的双向传递。
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