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            拖動(dòng)滑塊完成拼圖
        
          
        
          
    
          
    
          
        
          
        
          
    
          

          














          
    
    
          
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                  		最新專利技術(shù)
                  	
                  
          
                
          
                
          
                    
            
					
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N三維復(fù)雜外形的多槳傾轉(zhuǎn)飛行器氣彈動(dòng)力學(xué)分析方法，包括：建立多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼耦合系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程；定義多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼耦合系統(tǒng)坐標(biāo)系；基于所述多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼耦合系統(tǒng)坐標(biāo)系，建立多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼耦合運(yùn)動(dòng)表達(dá)式；基于所述多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼耦合運(yùn)動(dòng)表達(dá)式...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N基于時(shí)間推進(jìn)的旋翼機(jī)動(dòng)狀態(tài)動(dòng)力學(xué)特性分析方法，所述方法包括：構(gòu)造旋翼的第一動(dòng)力學(xué)方程；構(gòu)造槳榖旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XYZ與固定慣性坐標(biāo)系XIYIZI，將槳葉自由度由所述...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N前后掠上下反槳尖構(gòu)型旋翼動(dòng)力學(xué)建模與分析方法，包括：建立系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；基于所述系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系，建立旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型；基于所述系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系，建立旋翼槳葉氣動(dòng)力模型；基于所述系統(tǒng)坐標(biāo)...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N前后掠上下反槳尖構(gòu)型直升機(jī)空中共振建模與分析方法，所述方法包括以下步驟：建立系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；建立旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型；建立旋翼槳葉氣動(dòng)力模型；建立槳尖段動(dòng)力學(xué)及氣動(dòng)模型；建立機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型；建立復(fù)雜三維外形旋翼...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N前后掠上下反槳尖構(gòu)型直升機(jī)振動(dòng)響應(yīng)建模與分析方法，所述方法包括以下步驟：建立系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；建立旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型；建立旋翼槳葉氣動(dòng)力模型；建立槳尖段動(dòng)力學(xué)及氣動(dòng)模型；建立機(jī)體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型；建立機(jī)體氣動(dòng)力模...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N前后掠上下反槳尖構(gòu)型直升機(jī)艦面共振建模與分析方法，所述方法包括以下步驟：建立系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；建立旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型；建立旋翼槳葉氣動(dòng)力模型；建立槳尖段動(dòng)力學(xué)及氣動(dòng)模型；建立單個(gè)起落架運(yùn)動(dòng)模型；建立機(jī)體在艦面上...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┑囊环N直升機(jī)槳葉表面分布式射流主動(dòng)流動(dòng)控制分析方法，包括：基于氣流分離點(diǎn)的位置，在直升機(jī)槳葉上表面確定射流孔的開孔位置及射流偏角；對(duì)含有射流孔的槳葉六面體進(jìn)行網(wǎng)格劃分，得到槳葉網(wǎng)格；進(jìn)行背景網(wǎng)格劃分；將所述槳葉網(wǎng)格加載到所述背景網(wǎng)...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N分布式多旋翼氣動(dòng)干擾分析方法，所述方法包括：建立旋翼流場(chǎng)模型；建立機(jī)翼流場(chǎng)模型；基于所述旋翼流場(chǎng)模型和所述機(jī)翼流場(chǎng)模型，建立旋翼和機(jī)翼氣動(dòng)干擾模型；其中，所述旋翼和機(jī)翼氣動(dòng)干擾模型是考慮三維彈性變形的分布式旋翼氣動(dòng)干擾模型；...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明公開了一種基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的芯粒封裝熱場(chǎng)反演方法，包括：將芯片封裝結(jié)構(gòu)劃分為多個(gè)子區(qū)域，針對(duì)每個(gè)子區(qū)域分別建立獨(dú)立的多層感知器模型，以學(xué)習(xí)各自區(qū)域的溫度場(chǎng)特性；為每個(gè)子區(qū)域嵌入相應(yīng)的無量綱化物理損失函數(shù)，包括數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)損失、控制方程...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明公開了一種基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的芯片工作溫度與熱應(yīng)力預(yù)測(cè)方法。本發(fā)明是為了解決芯片溫度和熱應(yīng)力預(yù)測(cè)精度低以及數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)網(wǎng)絡(luò)可解釋性差和需要大量訓(xùn)練數(shù)據(jù)的技術(shù)問題。本發(fā)明方法包括：一、通過高精度芯片仿真模型模擬建立芯片工作溫度與熱應(yīng)力預(yù)測(cè)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明提供一種系留氣球設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化方法、系統(tǒng)及電子設(shè)備，涉及系留氣球設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，該方法包括：構(gòu)建系留氣球設(shè)計(jì)模型在目標(biāo)地區(qū)對(duì)應(yīng)的多個(gè)系留氣球設(shè)計(jì)參數(shù)組合；根據(jù)隨機(jī)樣本平均風(fēng)速、湍流速度分量和載荷吊點(diǎn)間風(fēng)速相干系數(shù)，獲取各個(gè)系留氣球設(shè)計(jì)參數(shù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機(jī)復(fù)合材料疲勞加載溫升預(yù)測(cè)技術(shù)領(lǐng)域，涉及結(jié)合機(jī)器學(xué)習(xí)算法的復(fù)合材料疲勞溫升預(yù)測(cè)方法及裝置。該方法包括：以纖維方向復(fù)合材料層合板為研究對(duì)象，利用隨機(jī)森林回歸算法，實(shí)現(xiàn)了不同加載頻率和不同應(yīng)力水平下的復(fù)合材料表面溫升的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于旋翼設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于動(dòng)載荷最小化的直升機(jī)旋翼槳葉剛度設(shè)計(jì)方法。該方法包括：依據(jù)工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)確定槳葉揮、擺、扭初始剛度，并進(jìn)行初始旋翼氣彈求解計(jì)算；以槳轂中心動(dòng)載荷極小化為目標(biāo)，以揮、擺、扭頻率間隔要求、設(shè)計(jì)變量取值范圍、...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于傾轉(zhuǎn)旋翼直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種考慮支撐邊界的耦合彈性萬向鉸旋翼動(dòng)力學(xué)分析方法。包括：建立彈性萬向鉸旋翼系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；建立機(jī)翼模型；對(duì)機(jī)翼模型進(jìn)行模態(tài)計(jì)算分析得到各階模態(tài)的動(dòng)特性參數(shù)，選取重要的機(jī)翼模態(tài)；獲取傳動(dòng)系...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種直升機(jī)適墜性仿真建模轉(zhuǎn)動(dòng)慣量快速標(biāo)定方法。該方法包括：確定直升機(jī)適墜性仿真的主承力設(shè)備；按照整機(jī)重量分布將主承力設(shè)備作為附加質(zhì)量點(diǎn)與整機(jī)模型進(jìn)行連接，得到新整機(jī)模型；計(jì)算新整機(jī)模型的當(dāng)前質(zhì)量、當(dāng)前質(zhì)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度領(lǐng)域，涉及一種考慮螺栓配合間隙的有限元建模方法。該方法包括：創(chuàng)建需要連接的結(jié)構(gòu)A和結(jié)構(gòu)B的有限元模型；使用一個(gè)單元組模擬結(jié)構(gòu)A和結(jié)構(gòu)B的一處螺栓連接結(jié)構(gòu)；單元組包括模擬螺栓的beam單元、模擬間隙的gap單元和關(guān)聯(lián)節(jié)點(diǎn)自由...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機(jī)疲勞設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種直升機(jī)低周疲勞設(shè)計(jì)方法。該方法包括：通過飛行譜及工況完成時(shí)間獲得飛行工況出現(xiàn)頻次；結(jié)合重量、重心分布獲得具體飛行工況，并計(jì)算每個(gè)工況飛行載荷；將飛行載荷施加在全機(jī)/局部有限元模型中，獲得部件載荷；提取需...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明涉及服裝設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，尤其為一種服裝設(shè)計(jì)圖自動(dòng)優(yōu)化調(diào)整系統(tǒng)及其使用方法，包括以下步驟：步驟一：獲取面料的厚度t、密度d、彈性模量E、剪切模量G和泊松比v的物理特征數(shù)據(jù)，并整理成標(biāo)準(zhǔn)格式存儲(chǔ)到設(shè)計(jì)參數(shù)數(shù)據(jù)庫；步驟二：提取面料物理特性數(shù)據(jù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明提供一種起落架模型庫構(gòu)建方法、裝置、設(shè)備和存儲(chǔ)介質(zhì)，該方法包括：對(duì)直升機(jī)起落架架構(gòu)進(jìn)行分解，得到至少一個(gè)起落架組件；調(diào)用動(dòng)力學(xué)仿真模型庫中與各起落架組件相對(duì)應(yīng)的至少一個(gè)功能模塊，以基于功能模塊構(gòu)建起落架組件相對(duì)應(yīng)的起落架子模型庫；根據(jù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及直升機(jī)復(fù)合材料剛性槳葉根部免做靜力試驗(yàn)的評(píng)估方法。該方法包括：在槳葉根部揮舞彎矩和擺振彎矩載荷原譜基礎(chǔ)上，通過損傷等效原則得到旋翼1階通過頻率下的揮舞彎矩的等效載荷和擺振彎矩的等效載荷，并將其比值作為槳...
								
            
							
            
							
						
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          技術(shù)分類
          
                  
          
                      
                  
          
                
          
            
          
          
          
      
          
    
          
    
    

























































































































































 
 
    







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