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公开(公告)号：CN118797840A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410906870.9
申请日：2024-07-08
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种不同横截面仿生S形扰流肋冷却结构的设计方法，通过对比不同横截面的仿生S形肋冷却结构对涡轮叶片内部冷却通道的流动换热影响，衡量由于恶劣工作环境及发动机寿命引起的叶片内冷通道肋的横截面形状变化带来的换热性能差异，并选择出具有最佳换热性能的仿生S形扰流肋横截面冷却结构。本发明充分考虑了由于发动机使用寿命导致的叶片内冷通道肋的横截面形状的磨损情况，通过不同横截面的仿生S形肋冷却结构，对比不同横截面形状对通道换热性能的影响，并给出换热最佳的仿生S形肋横截面设计方案。
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公开(公告)号：CN113901573B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202110987811.5
申请日：2021-08-26
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开基于博弈策略的飞机综合一体化热/能量多目标优化方法，属于计算、推算或计数的技术领域。根据涡扇航空发动机和飞机自适应动力与热管理系统工作时，两者不同优化目标互相影响的特点，采用一种主从斯塔克伯格博弈的能量管理策略，对主发动机系统热/能量系统和APTMS系统进行博弈论三要素建模，通过分析对立目标之间的关联性进行性能优化。本发明能够保证在满足主发动机系统和APTMS系统性能约束前提下，提高飞机综合一体化热/能量系统的燃油经济性与制冷效率。
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公开(公告)号：CN118309514A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410599836.1
申请日：2024-05-15
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种肋角非均布变化的连续仿生S形肋冷却结构，包括涡轮叶片，涡轮叶片包括U型冷却通道和肋角非均布变化的连续仿生S形肋，U型冷却通道包括直通道和回转通道，肋角非均布变化的连续仿生S形肋设置在U型冷却通道的直通道内部，在叶片内壁面上沿叶高方向伸展。冷气从U型冷却通道的进口流入，沿肋角非均布变化的连续仿生S形肋方向流动，在回转通道部分布置半圆形导流片，冷气通过直通道和回转通道至U型冷却通道出口，部分冷气从叶片前缘气膜孔、尾缘劈缝流出。本发明通过在叶片内部U型冷却通道上、下表面的肋角非均布变化的连续仿生S形肋冷却结构来增强换热效果，改善通道的换热性能，并给出换热最佳的肋角非均布设计方案。
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公开(公告)号：CN118734473A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410728642.7
申请日：2024-06-06
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , F01D5/18 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/06 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F113/14
Abstract: 本发明提供了仿生S形扰流肋的多参数非均布设计，包括涡轮叶片，涡轮叶片包括U型冷却通道和连续波浪肋，U型冷却通道包括直通道和回转通道，连续波浪肋设置在U型冷却通道的直通道内部，连续波浪肋在叶片内壁面上沿叶高方向伸展，冷气从U型冷却通道的进口流入，沿连续波浪肋方向流动。本发明通过在叶片内部U型冷却通道上、下表面的连续波浪肋冷却结构来增强换热效果，改善通道中下段的换热性能。冷气从U型通道进口流入，沿布置在直通道部分的连续波浪肋流动至回转通道部分，在回转通道部分布置半圆形导流片，冷气通过数段直通道和回转通道至U型冷却通道出口，部分冷气从冷却通道侧壁面上的气孔进入叶片尾缘部分。
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公开(公告)号：CN118529273A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410585021.8
申请日：2024-05-13
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及航天机械技术领域，其公开了一种多功能落震试验装置，其包括立式的试验台架，试验台架自上而下设有储能释放系统、落震系统以及载荷采集系统；储能释放系统用于为落震系统储蓄势能并控制释放落震系统，落震系统包含可分离的外框架和内框架，着陆缓冲装置固定于内框架中；落震系统用于锁定着陆缓冲装置，并在储能释放系统释放落震系统后，距离地面一定高度时通过撞击缓冲支架阻止外框架继续下落，对内框架完成解锁，内框架和着陆缓冲装置继续自由落体，与荷载采集系统碰撞冲击。本发明的落震系统与载荷采集系统碰撞前完成内框架解锁，着陆缓冲装置在解锁时受到的扰动小，试验可靠性高；方便进行抗倾斜单腿或多腿落震试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118049450A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410387413.3
申请日：2024-04-01
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F16D65/18 , F16D65/092 , F16D121/24
Abstract: 本发明专利公开了一种可复用绳驱式摩擦制动装置，具体涉及制动装置领域。包括安装平台，安装平台上对称设有四个第一支架，四个第一支架上螺钉连接有两个外壳，两个外壳围合形成圆柱状结构，两个外壳内共同开设有相互连通的工作区，工作区内设有制动盘和静盘，制动盘转动连接在工作区内，制动盘上开设有绳槽，绳槽内设有一端位于壳体外的驱动绳，外壳上开设有供驱动绳穿出的通孔，静盘滑动连接在工作区内，静盘的一侧设有摩擦片，静盘上设有驱动组件，驱动组件能够带动静盘和摩擦片向制动盘方向移动。采用本发明技术方案解决了传统制动器在不同制动工况下，制动效能可能不够理想的问题，实现了制动装置的传动件不再局限于传统的转轴类运动件。
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公开(公告)号：CN116187196A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310234951.4
申请日：2023-03-13
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了基于神经网络的全历程工况涡轮盘腔温度预估与调控方法，本发明基于航空发动机涡轮盘腔数值仿真模拟获得的涡轮盘腔温度数据库，采用神经网络方法，建立了涡轮盘腔转速、盘腔冷却空气输入参数与涡轮盘腔温度之间的映射关系，构建了全历程工况涡轮盘腔温度快速预估模型，能够在毫秒级时间内获得高精度的涡轮盘腔温度。与此同时，依据涡轮盘腔稳定工作下的控温需求，构建了涡轮盘腔温度的快速调控模型，并借助蜂群群体智能优化算法，通过优化调控盘腔空气冷源输入参数(冷却空气压力、温度等)，达到对全历程工况涡轮盘腔温度实时调控的目的。
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公开(公告)号：CN112746871B
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202110036087.8
申请日：2021-01-12
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种具有梯形横截面的连续波浪肋冷却结构，包括设置于叶片内的U型冷却通道，所述U型冷却通道由多个直通道部分和回转通道部分交替连接组成，最靠近叶片尾缘的一个直通道部分中设置有尾缘扰流直肋，其它直通道部分中均设置有连续波浪肋，连续波浪肋沿叶高方向伸展，连续波浪肋的横截面为梯形，回转通道部分中设置有半圆形导流片。本发明可以有效增强冷却通道换热性能，可加工性好。由于波浪肋沿流向布置，导流性较好，气流沿肋方向流动时，流动损失较低。且梯形截面的波浪肋与普通矩形截面肋片相比，虽然流阻略微增加，但无量纲努赛尔数大幅提高，综合换热性能更高，叶片的重量也有所减小。
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公开(公告)号：CN109794938B
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN201910103729.4
申请日：2019-02-01
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种适用于曲面结构的机器人制孔误差补偿装置及其方法，属于机器人制孔领域，该装置包括工业相机，四个激光测距传感器，刀具、特定标定板、刚性可拆卸连接轴及若干夹具；工业相机以一定角度固连于机器人末端，四个激光测距传感器分布在刀具四周；该方法为以单应变换表征手眼关系；以基准孔对应的机器人理论驱动坐标与实际驱动坐标建立三维误差矩阵，通过三维误差矩阵对基准孔邻域范围内的待钻孔的驱动坐标进行重新计算，以完成待钻孔的定位误差补偿。本发明利用相机图像平面与制孔工作平面之间的单应矩阵表征手‑眼关系以进行在线检测的方法更加简便易行，基准孔误差计算建立在三维空间，因此本发明更适用于曲面制孔。
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公开(公告)号：CN112746872A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202110036088.2
申请日：2021-01-12
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种适用于涡轮叶片尾缘部分的贯通式连续折板结构，包括设置于叶片内的U型冷却通道和叶片尾缘冷却腔，所述U型冷却通道位于叶片前缘和中部，叶片尾缘冷却腔位于叶片尾缘，U型冷却通道位与叶片尾缘冷却腔之间通过侧壁面隔开，侧壁面的底部设置有开口，该开口作为U型冷却通道的出口，侧壁面中开设有若干气孔，叶片尾缘冷却腔中设置有多排贯通式连续折板，叶片尾缘设置有尾缘劈缝。本发明可以在流阻不大的前提下有效改善换热，同时可加工性较好。由于折板式结构明显降低了其对冷气的阻碍、分离作用，导流性较好，使得叶片尾缘冷却通道出口的冷气湍流度较低，降低了冷气与主流燃气的掺混损失，提高了叶片气动效率。
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