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公开(公告)号：CN113838010A
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202111053789.3
申请日：2021-09-09
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明公开了一种基于红外热波及卷积神经网络的复合材料损伤智能检测方法，具体包括：步骤1，训练损伤位置识别模型和损伤类别分类模型；步骤2，采集待检测复合材料的红外热波数据，获得多张红外热波图像，将其分别输入损伤位置识别模型，检测其中是否含有损伤，若有则输出预测的损伤区域；步骤3，提取损伤区域的红外热波信号；步骤4，将红外热波信号输入损伤类别分类模型，获得各损伤的类型；本发明能够获得复合材料内部的损伤区域位置和类型信息，损伤检测结果准确且效率较高。
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公开(公告)号：CN109402372B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201810997040.6
申请日：2018-08-29
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: C21D10/00 , B05B1/24 , B29C64/118 , B29C64/227 , B22F3/115 , B33Y10/00 , B33Y30/00
Abstract: 本发明涉及激光冲击强化和3D打印技术领域，尤其为一种基于3D打印技术的吸收保护层快速涂覆方法，包括黑胶带融化拉丝而成的吸收保护层原材料丝通过送丝机构、送丝管道送至3D打印头；3D打印头则通过加热棒融化吸收保护层原材料丝，利用热电偶监控加热温度，再通过挤出机和扁平喷头均匀涂覆熔融态的吸收保护层；3D打印头固定在五轴机器人手臂上，通过控制五轴机器人手臂运动轨迹实现待激光冲击强化处理部件(位)熔融态吸收保护层的快速涂覆；熔融态吸收保护层快速凝固后形成吸收保护层薄膜，激光冲击强化处理后可将吸收保护层薄膜直接撕下，实现高效清洁去除。整个涂覆方法原理简单、易操作、精确可控、自动化程度高、通用性强。
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公开(公告)号：CN108728782A
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201810550551.3
申请日：2018-05-31
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明公开了纳秒脉冲激光冲击强化钛合金薄叶片冲击波吸收的方法。本发明本发明在对钛合金薄叶片侧、边缘进行激光冲击强化处理时，利用特定的冲击波能量吸收装置将冲击波从叶片侧边、背面导出，从而控制薄叶片冲击变形并提升强化效果，通过在待强化叶片背面安装能量陷阱装置，利用现有激光冲击强化技术，实现薄叶片表面冲击强化技术突破，操作简单，可行性高，可直接在已有设备上改装，克服现有薄叶片激光冲击强化降功率、降脉宽而导致强化效果不好，双面冲击强化又容易导致内部形成拉伤的缺点，采用能量为2～5J、光斑直径为1～2mm的纳秒脉冲激光对钛合金薄叶片侧边进行冲击强化，是进行薄叶片强化的关键核心技术，强化效果好，适宜推广使用。
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公开(公告)号：CN119862740A
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202411952628.1
申请日：2024-12-27
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空发动机叶片技术领域，具体公开了一种表面强化航空发动机叶片疲劳极限预测方法，通过分析钛合金材料试样表面强化后的表面状态演化试验结果，构建钛合金模拟叶片的模拟叶片有限元模型进行一阶模态仿真分析，以及分析钛合金模拟叶片的一阶弯曲振动疲劳试验结果，来获得相应的结构应力参数进行预测，进而得到表面强化航空发动机叶片疲劳极限预测值。本发明通过采用考虑航空发动机叶片表面强化后表面状态及其演化规律的叶片高周疲劳强度评估方式，可以精准评估表面强化叶片的疲劳性能，解决叶片复杂结构表面强化后的高周疲劳强度预测难题，对于航空发动机叶片的制造和应用具有重要科学意义和工程价值。
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公开(公告)号：CN115091026B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202210731583.X
申请日：2022-06-25
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: B23K26/00 , B23K26/046 , B23K26/064 , B23K26/082 , B23K26/352 , B23K26/70
Abstract: 本发明公开了飞秒激光提高涡轮叶片榫头微动磨损性能的装置和方法，包括箱体，所述箱体右侧设有移动孔，所述移动孔内设有移动杆，所述移动杆贯穿于移动孔设置，所述移动杆位于箱体内固定连接设有激光加工头，所述移动孔内设有移动杆的卡位装置，所述箱体内左侧设有控制孔，所述控制孔内固定连接设有轴承，所述轴承内固定套设有控制杆，所述控制杆贯穿于轴承和固定孔设置，所述控制杆位于箱体内固定连接设有控制板，所述控制板的右侧设有滑槽，所述滑槽内滑动连接设有两个滑杆，两个所述滑杆贯穿于滑槽设置。本发明利用激光加工头发射飞秒激光，通过三维扫描振镜、视觉成像模块和激光焦点位置标定模块的协同配合完成对叶片榫头曲面的扫描加工，提高涡轮叶片榫头的微动磨损性能，操作简单，实用性强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119571048A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411842938.8
申请日：2024-12-13
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: C21D10/00
Abstract: 本发明涉及一种提高AISI9310齿轮钢材料力学性能的无涂层激光冲击强化方法，涉及激光冲击强化加工技术领域，所述提高AISI9310齿轮钢材料力学性能的无涂层激光冲击强化方法包括以下步骤：得到待强化AISI9310齿轮钢材料试样；将所述待强化AISI9310齿轮钢材料试样进行预处理，后固定于激光器载物平台夹具中，调整光源激光束、振镜与试样的距离，确保激光光斑聚焦在待强化位置等步骤。在传统激光冲击强化的技术方法上，本发明创新地采用了水光同轴式激光束设计，不在强化过程中设置吸收保护层，采用无涂层激光冲击强化方式，有效改善了AISI9310齿轮钢材料力学性能，弥补了现有技术的不足。
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公开(公告)号：CN118720173A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411100944.6
申请日：2024-08-12
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请公开了一种合金钢激光增材制造辅助装置及其使用方法，涉及激光增材制造技术领域。所述装置包括有夹具和直流脉冲电源，其中，直流脉冲电源的正极和负极用于一一对应地电连接待增材合金钢底板的相对两端，夹具用于夹持底板并使其处于待打印姿态，直流脉冲电源用于在使用激光增材打印设备对底板进行增材打印过程中，向底板供给脉冲式直流电，如此通过前述加电辅助方案，可使所得增材打印合金钢的力学性能提升明显、具有明显且晶粒择优发展的倾向并生长出特定织构以及可使孔隙数量明显减少，进而可兼具高打印质量与力学性能的优势，同时操作流程高效便捷，具有高工业应用价值和产业适用性的特点，便于实际应用和推广。
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公开(公告)号：CN118581451A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202411064014.X
申请日：2024-08-05
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: C23C24/10
Abstract: 本发明属于增材制造技术领域，具体公开了基于电流辅助的激光熔覆工艺及系统，包括在基底材料表面的待熔覆区域敷设熔覆材料，将激光发射器移至基底材料的待熔覆区域，使激光发射器发出的激光束照射敷设熔覆材料的待熔覆区域，进行激光熔覆作业，并在激光熔覆作业过程中保持电极与基底材料的通电状态。本发明通过在激光熔覆过程中引入外部电流，利用电热效应及电化学效应来优化熔覆层的微观结构，促进材料晶粒的细化，改变晶粒的取向，进而提升熔覆层的质量和性能，提高其疲劳寿命和耐腐蚀性。能够直接影响材料在激光熔覆过程中熔池的热学和电学性质，从而在微观层面上更精细地优化熔覆过程，使其在特定区域实现更优的熔覆效果。
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公开(公告)号：CN118229886A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410520557.1
申请日：2024-04-28
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G06T17/00 , G06T15/00 , G06N3/0455 , G06N3/0464 , G06N3/08
Abstract: 本发明公开了一种基于深度学习和神经辐射场的发动机叶片原位三维重构方法、设备及存储介质，原位三维重构方法包括：通过背景滤波模型对发动机叶片二维图像的无用背景信息进行滤除；通过单目深度预测网络得到叶片图像的单目深度图，并根据单目深度图得到叶片点云；叶片图像通过基于圆锥采样的神经辐射场得到渲染深度图和渲染图像；通过计算真实图像和渲染图像、单目深度图和渲染深度图以及相邻两帧之间的点云之间的损失来联合优化相机位姿和NeRF，实现端到端的隐式三维重构。本发明采用圆锥采样的方法取代单条光线采样，充分考虑连续帧数据之间的关系，联合优化NeRF和相机位姿，提高了保真度。
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公开(公告)号：CN118013728A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410164237.7
申请日：2024-02-05
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06T17/20 , G01N3/32 , G01M7/02 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种损伤叶片高周疲劳极限预测方法、装置、设备及介质，涉及航空发动机损伤叶片高周疲劳极限测试技术领域，包括采用数值仿真和试验测试相结合获取损伤叶片缺口附近的残余应力和振动应力场，同时考虑在振动载荷作用下残余应力的演化，精确重构损伤叶片缺口附近的真实应力场并获取危险点的位置，利用临界距离体法预测损伤叶片高周疲劳极限。本发明着重考虑了振动应力、残余应力、应力梯度对损伤叶片疲劳极限的影响，重构振动载荷作用下损伤叶片缺口附近真实应力场，获取叶片危险点位置，以精确预测损伤叶片的高周疲劳极限。
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