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公开(公告)号：CN118260987B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202410254462.X
申请日：2024-03-06
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种CMC涡轮转子叶片叶身模拟件设计方法，包括如下步骤：第一步，建立完整CMC涡轮转子叶片宏观几何模型；第二步，在给定工况下进行完整叶片有限元分析，获得应力分布；第三步，提取叶片叶身危险区域叶型作为模拟件试验段叶型；第四步，建立叶身模拟件几何模型；第五步，使用渐进损伤算法获得叶身模拟件的应力分布；第六步，评估模拟件与完整叶片危险区域应力分布一致性。本发明弥补了缺乏CMC转子叶片叶身模拟件设计方法的现状，为叶片的工艺及强度方案考核提供了一种有效的手段，有助于推动CMC在涡轮转子叶片的工程化应用。
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公开(公告)号：CN118260987A
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202410254462.X
申请日：2024-03-06
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种CMC涡轮转子叶片叶身模拟件设计方法，包括如下步骤：第一步，建立完整CMC涡轮转子叶片宏观几何模型；第二步，在给定工况下进行完整叶片有限元分析，获得应力分布；第三步，提取叶片叶身危险区域叶型作为模拟件试验段叶型；第四步，建立叶身模拟件几何模型；第五步，使用渐进损伤算法获得叶身模拟件的应力分布；第六步，评估模拟件与完整叶片危险区域应力分布一致性。本发明弥补了缺乏CMC转子叶片叶身模拟件设计方法的现状，为叶片的工艺及强度方案考核提供了一种有效的手段，有助于推动CMC在涡轮转子叶片的工程化应用。
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公开(公告)号：CN118194637A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410250301.3
申请日：2024-03-05
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了CMC导向叶片叶身‑缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，包括如下步骤：第一步，建立CMC涡轮导向叶片全尺寸宏观模型；第二步，获取获取CMC涡轮导向叶片服役工况下应力分布；第三步，提取CMC涡轮导向叶片高应力区，即叶身‑缘板连接部位；第四步，建立特征模拟件；第五步，优化设计载荷特点以确定CMC导向叶片叶身‑缘板连接模拟件的载荷大小及角度方向；第六步，展开CMC涡轮导向叶片叶身‑缘板连接区的特征模拟件高温静强度试验。本发明可以获得连接结构的承载能力大小与失效模式类型。相比于传统方法，可更为经济、有效的预测CMC导向叶片叶身‑缘板连接结构的失效行为。
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公开(公告)号：CN117824965A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311868349.2
申请日：2023-12-31
Applicant: 南京航空航天大学无锡研究院 , 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振动试验的防松夹具，包括夹具固定底座、夹具盖板、夹具基座、夹具支撑底座上部、夹具支撑底座下部、温度补偿垫片、长螺栓等部件。本发明夹具整体部分选用310s不锈钢，可以为振动试验提供更高的温度测试环境。温度补偿垫片部分采用s31254不锈钢材质，具有耐高温，较高热膨胀系数等特性。本发明是在振动台上直接进行改进和加装部件，节约了成本；本发明避免了对振动台的干涉和高温试验过程热膨胀的干扰，保证了试验过程中振动激励的准确传导；本发明对陶瓷基复合材料试验件的形状和实验设备的兼容性较强，且本发明装配简单，能轻松实现试验件的装卸，能够满足不同温度环境下的振动试验。
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公开(公告)号：CN117807822A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311665129.X
申请日：2023-12-05
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种编织陶瓷基复合材料任意加卸载本构模型的预测方法，通过制备与编织陶瓷基复合材料原位性能相同的带基体纤维束，对带基体纤维束进行循环加卸载试验，得到带基体纤维束的应力应变响应，建立陶瓷基复合材料单胞有限元模型，进行有限元计算，得到单胞模型循环加卸载应力‑应变响应，基于单胞模型循环加卸载应力‑应变应变曲线采用宏观方法构建编织陶瓷基复合材料任意加卸载本构模型。实现从带基体纤维束的加卸载试验进行细观模型的标定，到宏观方法完成编织陶瓷基复合材料任意加卸载本构模型的建立。本发明在其他不同加卸载路径下求应力应变表达式及曲线时，无需通过实验，只需代入最大应变即可，节约成本，更加方便。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118194637B
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202410250301.3
申请日：2024-03-05
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了CMC导向叶片叶身‑缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，包括如下步骤：第一步，建立CMC涡轮导向叶片全尺寸宏观模型；第二步，获取获取CMC涡轮导向叶片服役工况下应力分布；第三步，提取CMC涡轮导向叶片高应力区，即叶身‑缘板连接部位；第四步，建立特征模拟件；第五步，优化设计载荷特点以确定CMC导向叶片叶身‑缘板连接模拟件的载荷大小及角度方向；第六步，展开CMC涡轮导向叶片叶身‑缘板连接区的特征模拟件高温静强度试验。本发明可以获得连接结构的承载能力大小与失效模式类型。相比于传统方法，可更为经济、有效的预测CMC导向叶片叶身‑缘板连接结构的失效行为。
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公开(公告)号：CN117804894A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311708152.2
申请日：2023-12-13
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
Abstract: 本发明公开了高温气体环境下复合材料试件的变形数据采集装置，包括试验机、分体式试验环境箱、高温炉、高温引伸计、试验夹具、真空泵、气源设备以及水循环系统，其中，分体式试验环境箱包括主体环境箱和辅助环境箱，高温炉固定在主体环境箱内，高温炉与外界电源连通，高温炉能对复合材料试件的试验段加热，辅助环境箱内安装高温引伸计。本发明采用分体式设计的气体环境箱，主体环境箱内安装高温炉和试验夹具等设备，辅助环境箱内安装引伸计，分体式设计提供了独立的操作空间，避免了引伸计与高温炉之间进深过长操作不便的问题；适用范围广。
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公开(公告)号：CN116484663A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310220534.4
申请日：2023-03-07
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F17/18 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/26 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种编织陶瓷基复合材料(CMC)气冷涡轮导向叶片强度分散性计算方法，包括如下步骤：第一步，建立含气膜孔CMC叶片宏观几何模型；第二步，在给定工况下进行CMC叶片结构分析，获得宏观等效应力分布；第三步，选取叶片气膜孔危险区域作为子模型边界，提取边界条件；第四步，根据气膜孔细观结构形式进行分类，建立气膜孔参数化细观子模型；第五步，使用渐进损伤算法，获得所有细观子模型的应力分布及失效模式；第六步，评估CMC叶片气膜孔失效概率。本发明填补了CMC气冷涡轮叶片气膜孔失效预测方法的空白，并考虑了气膜孔细观结构分散性对叶片强度预测精度的影响，提高了CMC叶片结构可靠性。
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公开(公告)号：CN116338312A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310256834.8
申请日：2023-03-16
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC: G01R27/02
Abstract: 本发明涉及一种纤维束横向电阻率的测量装置，包括覆导电金属箔板，在覆导电金属箔板中心线位置开设一条凹形槽，凹形槽两端各设置一个圆形槽，覆导电金属箔板在凹形槽两侧分别对称设置有通孔，通孔与导线电极固定连接，纤维束试样放置于凹形槽中，电阻仪对导电回路进行电阻数据的采集。本发明纤维束横向电阻的获取采用间接测量的方法，通过导电银胶涂抹纤维束的方式，确保了纤维束与铜箔形成有效导电通路，并通过导线电极与电阻仪建立连接构成整个测试回路，解决了纤维束横向距离太小导致电阻测量困难的问题。测试操作步骤难度小，试验测试成本低。
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公开(公告)号：CN116337673A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310191771.2
申请日：2023-03-02
Applicant: 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
Abstract: 本发明公开了一种热机械疲劳裂纹扩展速率测试方法，本发明利用DCPD方法对样品电势进行标定：首先标定裂纹长度a与电势U的对应关系曲线a～U，需标定多个裂纹长度；其次标定各裂纹长度在温度循环下电势U与时间t的对应关系曲线U～t；最后通过热机械疲劳(TMF)实验，得到裂纹扩展过程中电势U与时间t的实时对应关系曲线U～t，将时间t换算为循环数N，代入a～U得到a～N关系曲线。同时采用长焦显微镜目测法获取另一组a～N曲线。利用目测法所得裂纹扩展数据校对修正DCPD测量得到的a～N曲线数据，从而实现热机械疲劳裂纹扩展速率的准确高效测量。
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