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龙图腾网获悉湖南大学申请的专利一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119475725B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-08发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411523575.1，技术领域涉及：G06F30/20；该发明授权一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法是由任毅如;黎理知;金其多;杨宏源;孟子皓;邓亚斌设计研发完成，并于2024-10-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法，属于飞机输流管力学性能分析技术领域。该方法包括：建立流致后屈曲飞机输流管的静动力学模型；将两步摄动技术扩展到后屈曲的平衡路径，为弯曲和共振分析提供了初始构型；根据两个对称初始分岔路径，再次采用两步摄动法得到弯曲载荷‑挠度显式关系；采用两步摄动法和改进的Lindstedt‑Poincaré法相结合的方法，得到了强非线性强迫振动的近似解析解。本发明可指导飞机输流管在内部流体流动诱导变形和外部载荷共同作用下的非线性静动力学结构设计。

本发明授权一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法在权利要求书中公布了：1.一种后屈曲飞机输流管的非线性弯曲和强迫振动分析方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤S1，建立流致后屈曲飞机输流管的静动力学模型，具体包括： 步骤S11，根据飞机输流管的结构特征，建立飞机输流管的后屈曲模型，由下式表示为： 其中，为刚度系数，；v是内流速度，是广义密度，是后屈曲横向位移，是后屈曲转角，是x方向坐标； 步骤S12：建立考虑后屈曲构型的飞机输流管的非线性动力学模型，由下式表示为： 其中，是广义密度，q是外载荷，是横向振动位移，是横向加速度，是转动加速度，是横向振动速度； 步骤S13：建立考虑后屈曲构型的飞机输流管的非线性弯曲模型，由下式表示为： ； 步骤S2，采用二次摄动法-伽辽金法获取飞机输流管的后屈曲平衡路径以及流致后屈曲飞机输流管的非线性弯曲行为； 步骤S3，拓展二次摄动法和改进的Lindstedt-Poincaré法，得到主共振幅频分岔方程的近似解析解，具体包括： 步骤S31，在二次摄动法框架中，获得荷载的高阶渐近解析解，由下式表示为： 式中，为中点位移对时间的二阶导数； 步骤S32：采用修正的Lindstedt-Poincaré方法获得强非线性系统的频幅曲线近似解析解，所述的频幅曲线近似解析解由下式表示为： 其中，和分别为非线性频率和线性频率，是外载荷振幅；为判断系统呈现硬化或软化弹簧特性的判别式，，，，是各阶动力学系数； 步骤S4，构建飞机输流管的关键参数与流致后屈曲飞机输流管的非线性弯曲行为和主共振数据库。

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