一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法
本发明公开了一种直接分区的耦合计算方法，该方法将航空发动机或燃气轮机中涡轮部件内部复杂流动的模拟直接分为燃气主流区和盘腔二次流区分别进行，两个区域使用不同但却最适合各自区域的湍流模型，通过分区耦合界面进行数据交换。相比使用单一湍流模型的方法，本发明提高了耦合仿真结果精度，可改进现有涡轮部件的工程设计流程，缩短设计周期。
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一种新型非生根双联卡箍结构
一种新型非生根双联卡箍结构，其特征在于：所述的新型非生根双联卡箍结构，包括上半卡箍结构，下半卡箍结构；上半卡箍结构：金属毡I和金属毡II通过点焊焊接在上半卡箍骨架上，构成上半卡箍结构；下半卡箍结构：金属毡I和金属毡II通过点焊焊接在下半卡箍骨架上，托板螺母通过下半卡箍骨架上的方型限位孔装配在下半卡箍骨架上，并将限位爪与方型限位孔配合折弯完成装配，螺栓部分拧入托板螺母，构成下半卡箍结构。本实用新型的优点：卡箍自锁连接，取消了消耗件锁片，装配分解无需使用专用工具对锁片进行装拆；减少了零散件；安装螺栓只需部分拧入或拧出即可完成上下半卡箍的装配和分解，装拆快速便捷，提高了装配性和维护性。
一种用于双层机匣的可分解式堵盖
一种用于双层机匣的可分解式堵盖，包括内堵头，弹簧卡圈，压缩弹簧，外堵头，锁丝孔；其中：外堵头中间为大小不同的两种空腔，在内径为(ΦB)的孔处有内多边形传力接头，外堵头有锁丝孔，外堵头与机匣安装后打保险丝，内堵头一端装在外堵头空腔内，为防止内堵头脱落，外堵头空腔外端带有一个弹簧卡圈；内堵头中间为空腔，中间装有一个压缩弹簧；内堵头外径(ΦA)处的端部位置带有多边形传力接头；内堵头内部装有压缩弹簧，堵头上为六边形状结构，与机匣稳定可靠连接。本实用新型的优点：以最简单的结构实现了双层机匣堵盖的全部功能，在同时又保证了堵盖在工作中的可靠性、维修性、保障性、安全性、易用性等更高的设计要求。
一种用于轴承腔封严的插接密封结构
一种用于轴承腔封严的插接密封结构，包括前轴承、后轴承、前轴承座、后轴承座、静子机匣、连接机匣、螺栓、耐油石棉垫、O型密封圈、连接螺栓；其中：静子机匣和连接机匣的前端通过螺栓和连接螺栓固定在前轴承座上，静子机匣的后端通过连接螺栓固定在后轴承座上，连接机匣的后端通过O型密封圈与后轴承座连接；连接机匣和前轴承座之间带有耐油石棉垫；前轴承安装在前轴承座内，后轴承安装在后轴承座内。本实用新型的优点：采用插接密封结构，前、后轴承座均与静子机匣止口配合、螺栓连接，轴向定位，而连接机匣不再对前后轴承起轴向定位作用，解决了机匣过定位情况，保证了装配及连接的可靠性，解决轴承腔漏油问题。
一种可用于压气机试验件的平衡盘转子结构
一种可用于压气机试验件的平衡盘转子结构，其特征在于：所述的可用于压气机试验件的平衡盘转子结构，包括鼓筒轴，联接螺栓，平衡盘，托板螺母；其中：鼓筒轴的后端通过联接螺栓与平衡盘连接，平衡盘的后部安装有托板螺母。所述的平衡盘的上部带有两层篦齿封严结构。本实用新型的优点：在转子系统后部加装本专利提出的平衡盘转子组合件，实现对压气机试验件轴向力的平衡。平衡盘组合件可以根据不同的压气机转子结构，在调整转子系统动力学特性方面有着关键作用，可以在满足强度和平衡效果的前提下，调整局部结构，改变平衡盘组合件的质量就可以实现调整压气机转子的临界转速，使其避开工作转速，满足高速运转转子系统的安全需求。
一种二元喷管运动规律求解方法
本发明涉及航空发动机设计领域，具体涉及一种航空发动机二元喷管运动规律的求解方法，通过三维建模软件、运动仿真软件和数据处理软件对喷管运动规律进行求解。本发明求解方法简单，求解过程快速、直观，易于控制，所得运动规律具有准确性高，且便于验证的优点。本发明可应用于二元喷管运动规律的求解，同时也适用于相似喷管的运动规律的求解。
一种能够提供垂直推力的塞式二元喷管
本发明是一种能够提供垂直推力的塞式二元喷管，包含有圆转方筒体、挡板调节机构、双开壁板调节机构、上壁板、锥体、侧壁板和下壁板。圆转方筒体前端与发动机连接，作为整个喷管的支撑构件；通过挡板调节机构和双开壁板调节机构来实现可调壁板和双开可调壁板的转动，使主流道封闭，气流沿双开可调壁板垂直向下排出，使塞式二元喷管能够提供向下的垂直推力，同时兼顾结构简单、重量轻、可靠性高的优点。
一种塞式喷管及具有其的飞行器
本发明公开了一种塞式喷管及具有其的飞行器。所述塞式喷管包括本体，第一锥体其固定设置在本体的内部；第一转子以及第二转子；本体、第一转子、第二转子、第一锥体以及锥尾部之间形成一空间，第一转子、第二转子分别与本体之间形成喉道，且喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化；滑块，其设置在空间内，用于接收外接气源提供的高压气体，并通过高压气体的推动从而带动第一转子以及第二转子转动。本发明的塞式喷管，第一转子以及第二转子转动时，喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化。采用这种结构，能够通过改变喉道面积的方式进而使得飞机在上升过程中的推力可调。