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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
申请人： 南京航空航天大学无锡研究院 , 南京航空航天大学
摘要： 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：CN117912608A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311868284.1
申请日：2023-12-31
申请人： 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC分类号： G16C60/00 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/26
摘要： 本发明公开了一种纤维束陶瓷基复合材料高温本构模型计算方法，包括：获取不同温度环境下的C纤维单丝强度分布；基于界面滑移模型，分别计算正向滑移区、反向滑移区和未脱粘区的纤维和基体应力分布；基于基体临界应变能准则计算基体裂纹间距，得到基体裂纹分布情况；基于不同温度下纤维束陶瓷基复合材料的本构模型材料参数，计算纤维束陶瓷基复合材料的加卸载应力‑应变响应曲线，并对重加载段的应力‑应变响应曲线进行模量修正；基于损伤钝化理论，计算纤维束陶瓷基复合材料在压缩段的力学响应。本发明考虑了陶瓷基复合材料明显的非线性行为和复杂的损伤模式，适用于多种载荷下的力学响应计算。
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公开(公告)号：CN117802669A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311721315.0
申请日：2023-12-14
申请人： 南京航空航天大学 , 南京航空航天大学无锡研究院
IPC分类号： D03D25/00 , D03D1/00 , D03D15/275 , F02C7/04
摘要： 本发明公开了一种复合材料进气机匣预制体三维机织上机织造方法，通过织造将内环部分、外环部分、支板织造完成形成平板件，然后将该平板件弯折并首尾连接，使所有内环部分连接形成环形的内环，外环部分形成环形的外环，支板连接于内环及外环之间。本织造方法不需要按照机匣原本的环形结构进行编织，故不需要为该机匣预制体的编织操作重新设计编织机，而采用现有技术中的多臂织机、剑杆织机等普通织机上即可织造出机匣预制体的同心圆环多支板结构织物。
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公开(公告)号：CN118885668A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411056391.9
申请日：2024-08-02
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F16/9535 , G06F16/2458 , G06N3/0895 , G06F18/214 , G06N3/08 , G06F18/22 , G06N3/045 , G06N3/0499 , G06N3/048 , G06N3/0464
摘要： 本发明公开了一种基于知识挖掘与自监督学习的制造工艺序列推荐方法，首先，基于零件实例模型及相关XML文件提取零件信息，获取特征和制造工艺序列，形成初始数据集；其次，利用PrefixSpan算法进行规则挖掘，构建制造工艺知识库；然后，以此为训练样本，构建基于双通道注意力与自监督学习的深度结构化语义模型；当零件特征数据和频繁制造工艺序列输入模型后，通过双通道注意力机制进行数据更新，并基于自监督学习进行表征学习。更新后的零件特征数据与频繁制造工艺序列进行相似度计算，并按相似度对频繁序列排序后进行推荐。本发明提出一种知识驱动在制造工艺序列推荐中的应用，提升了工艺编制的智能化与效率，对航空制造业工艺设计水平的提高具有重要意义。
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公开(公告)号：CN117034589A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310952155.4
申请日：2023-07-31
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/20 , G01N3/38 , G01N3/02 , G01N3/06 , G06F119/14 , G06F113/26
摘要： 本发明提供一种纤维增强复合材料结构超高周疲劳固有频率预测方法。通过对纤维增强复合材料结构超高周疲劳过程中的基体裂纹密度进行显微统计与观察，利用细观力学方法建立基体裂纹密度损伤—材料剩余刚度—结构固有频率的联系，从而预测复合材料结构的固有频率退化，预测结果用于复合材料结构的健康在线监测，保障结构的安全性。对于服役中不易测量固有频率的纤维增强复合材料部件，只需通过局部显微观察统计基体裂纹密度，即可预测部件固有频率，防止结构突然失效。
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公开(公告)号：CN116825247A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310647857.1
申请日：2023-06-02
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G16C60/00 , G06F30/20 , G06F17/18 , G06F113/26 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种陶瓷基复合材料性能参数识别方法和系统，其中方法中读取试验机的原始数据文件，并按陶瓷基复合材料数据处理的方法将数据处理为应力应变曲线的数据，使得在面对大量试验数据时，能大幅提升数据的处理效率，同时使得处理后的应力应变曲线数据更加准确。本发明对整个数据集进行划分，根据数据点的数量分别划分为多组。从而提高数据拟合的精度，并降低计算过程的复杂程度。本发明中通过陶瓷基复合材料在非线性段模量下降的规律，从而得到整个应力应变曲线的第一线性段、第二线性段和非线性段，有效的体现陶瓷基材料的强度属性，并得到可靠的性能参数。
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公开(公告)号：CN115615644A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211333823.7
申请日：2022-10-28
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种用于复合材料板材高温振动试验夹具，包括振动台固定底座、陶瓷柱状底座、陶瓷夹具盖板、螺栓、环境箱、夹具水冷装置和气密装置，本发明夹具所处高温部位为陶瓷部件，更耐高温，可以为振动试验提供更高的温度测试环境，本发明是在振动台固定底座直接进行改进和加装陶瓷部件，节约了成本；本发明设计了多个定心、定位装置，以保证试验件安装过程中能够快速的定心、定位，保证了试验过程中振动激励的准确传导；本发明整体结构简单，成本低廉，对复合材料板材的形状、厚度和实验设备的兼容性都较强，且本发明装配简单，能轻松实现定心、定位，能够满足不同温度环境下的振动试验，且保证其试验的准确性。
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公开(公告)号：CN117034590A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310952183.6
申请日：2023-07-31
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/20 , G01N3/38 , G01N3/02 , G01N3/06 , G06F119/04 , G06F113/26
摘要： 本发明公开了一种纤维增强树脂基复合材料超高周疲劳寿命预测方法，包括：开展加速疲劳载荷和工作疲劳载荷下基体裂纹演化试验，统计两种载荷下裂纹密度演化数据；计算得到工作疲劳载荷对应循环数与加速疲劳载荷对应循环数之比，作为基体裂纹密度加速系数；将加速疲劳载荷下基体裂纹密度数据，代入基体裂纹密度演化模型，得到加速疲劳载荷下复合材料基体裂纹饱和时对应循环数；计算得到工作疲劳载荷下基体裂纹饱和状态对应超高周疲劳寿命。本发明实现纤维增强树脂基复合材料超高周疲劳寿命准确预测，降低了复合材料超高周疲劳寿命预测的试验成本。
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公开(公告)号：CN116757016A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310627726.7
申请日：2023-05-31
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/08
摘要： 本发明提供一种编织陶瓷基复合材料高温拉伸本构模型计算方法和系统，其中方法包括构建编织陶瓷基复合材料的有限元模型；确定制备过程中单元弹性参数的折减系数；确定高温下材料自由膨胀时的平均热变形；将纱线高温拉伸本构曲线代入有限元模型，确定编织陶瓷基复合材料初始高温拉伸本构曲线；基于初始高温拉伸本构曲线，插值得到应力为零时对应的应变，提取初始高温拉伸本构曲线中应力大于零的点，得到编织陶瓷基复合材料高温拉伸本构曲线。本发明构建的本构模型，无需消耗大量时间和试验件，而且针对于编织陶瓷基复合材料本构模型建立的适用度较高，又考虑因制备原因导致的纱线之间初始热应力，实现高温下编织陶瓷基复合材料本构行为预测。
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公开(公告)号：CN116658939A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310729473.4
申请日：2023-06-20
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 一种组合式脉冲爆震发动机陶瓷基复合材料燃烧室，由高温合金筒、螺栓、螺母、CMC筒和套筒构成，高温合金和陶瓷基复合材料燃烧室组合式结构使脉冲爆震发动机燃烧室在高温环境下长期工作，在高温合金筒和CMC筒的法兰连接处设置冷却装置，可以降低法兰连接区域的温度，尽量减小法兰连接的高温间隙，同时在紧固法兰连接的螺栓上添加一个套筒，该套筒具有热膨胀系数大的特点，可以有效抵消螺栓螺母连接因CMC材料热膨胀系数低而导致的高温间隙，防止燃烧室法兰连接结构因高温间隙而松动。该组合式燃烧室结构可以增加脉冲爆震发动机燃烧室的工作耐久性，在航空航天飞行器的各类脉冲爆震发动机上具有很好的应用前景。
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