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本发明公开了一种计算发动机主燃烧室火焰筒实际使用寿命的方法。所述计算发动机主燃烧室火焰筒实际使用寿命的方法包括步骤1：获取对比用发动机的设计点状态寿命、起飞点状态寿命以及高温起飞点状态寿命；步骤2：获取对比用发动机的设计点状态寿命、起飞点状态寿命以及的高温起飞点状态寿命；步骤3：获取在第二载荷谱下，待测发动机的设计点状态寿命、起飞点状态寿命以及高温起飞点状态寿命；步骤4：获取第二载荷谱下待测发动机理论首翻期的设计点状态寿命、起飞点状态寿命及高温起飞点状态寿命；步骤5：计算待测发动机的火焰筒实际使用寿命。采用这种方法能得到每一台发动机的寿命参数预估，对发动机的安全使用提供了有效的保证。
本发明燃气轮机设计，特别是涉及一种微型燃气轮机。微型燃气轮机，包括依次连接的进气系统、压气系统、燃烧系统、涡轮以及排气系统；燃烧系统包括：同轴设置在外机匣内的火焰筒，火焰筒的内部成型有同轴的第一环状空腔，第一环状空腔的朝向所述压气系统的一端具有第一开口；排气件，设置在火焰筒朝向所述压气系统的轴向一端，排气件内部成型有截面呈C型的第二环状空腔，第二环状空腔上朝向火焰筒方向具有第二开口和第三开口，第二开口与火焰筒的第一开口密封连接，第三开口与涡轮气动连接。本发明的微型燃气轮机，其燃烧室由火焰筒及排气弯管构成回流结构，有利于缩短轴向长度、减少整体燃气轮机的重量，从而进一步提高燃气轮机的工作效率。
本发明公开了一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法，属于发动机设计领域。根据发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1计算任一发动机工作点的推力需求，并根据所述推力需求，计算加力燃烧室的总油量需求；另一方面，根据当前的油门杆角度α0、压气机后压力P3，查得对应加力燃烧室的供油量；将总油量需求与加力燃烧室的供油量比较，从而可以求得发动机工作点下的加力燃烧室的比值参数；因此，能够获取所述比值参数与发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1之间的函数关系f(T1，PH)，最终，形成航空发动机加力燃烧室供油量二维函数Wfa＝f(α0)×f(T1，PH)×f(P3)。通过该方法可以调整任意工作点的加力燃烧室供油量，而不影响其他工作点的当前状态。
本发明涉及一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法，包括步骤1：校核发动机性能计算程序；步骤2：单参数调节影响分析；步骤3：选取自变量、自变量范围及响应变量；步骤4：选取试验设计方法及样本方案；步骤5：计算样本方案；步骤6：建立近似模型；步骤7：建立优化方程组及求解；步骤8：多参数耦合影响下发动机特性分析。通过本发明的方法，能够以较少的方案计算量、科学的数据分析方法，简单直观地获得更全面的可调节部件参数对发动机稳态性能优化目标的影响特性，并能够根据优化目标，方便快速地得到最佳的可调节部件参数匹配方案，从而对发动机稳态性能进行分析及优化，具有精度高、易操作等优点。
本发明公开了一种发动机高压涡轮间隙值修正方法，属于航空发动机高压涡轮间隙测量分析技术领域。首先获取发动机高压涡轮转子前、后支点在同一轴向投影面上的圆心坐标O1及O2，进而确定轴向叶片中心的圆心坐标O3；之后，获取高压涡轮外环块的圆心坐标O4，绘制所有外环块跳动值相对于所述圆心坐标O4的周向分布，最后，由空间矢量对相对于所述圆心坐标O4的周向分布的外环块跳动值进行矢量平移，获取修正后的发动机高压涡轮间隙值分布。本发明根据高压涡轮转子中心在高压转子支点之间的比例位置其中心与高压涡轮外环中心在空间的相对位置矢量，将转子与静子直径关联分析，计算结果更准确并且可以直观的表现出发动机涡轮间隙的周向分布情况。
本发明公开了一种航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法。所述航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法包括如下步骤：步骤1：根据发动机类型，选取多个发动机控制变量；步骤2：判断发动机出现的故障是否为组合故障，若否，则停止航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法；若是，则进行下一步；步骤3：列举在该组合故障中的发动机的每个故障；步骤4：为每一个故障提供一个处理策略组；步骤5：进行再组合，从而形成实际策略组，该实际策略组中的每个发动机控制变量具有唯一的动作指令，且该实际策略组能够解决各个故障所造成的影响。本发明的航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法能够有理有序、切实有效的处理航空发动机组合故障。
本发明公开了一种涡扇发动机全权限控制系统容错方法。所述涡扇发动机全权限控制系统容错方法包括如下步骤：步骤1：全权限电控控制系统接收涡扇发动机上的各个传感器所传递的信号；步骤2：判断传感器所传递的信号是否出现故障，若否，则结束；若是，则进行下一步；步骤3：判断所述步骤2中出现的故障的种类；步骤4：调取在所述全权限电控控制系统中存储的该种类的故障出现时的容错解决方法，并执行该容错解决方法。本发明的涡扇发动机全权限控制系统容错方法当控制系统出现转速、温度等传感器信号故障时，通过本发明的涡扇发动机全权限控制系统容错方法实现控制系统结构和控制系统计划的重新组合和优化不仅大大提高了控制系统的工作可靠性。
本发明的一种燃气轮机支撑装置，包括安装底座、主支撑腿、主支撑转接架、辅助支撑腿、辅助支撑座和防偏摆装置；安装底座与地面平行放置且上面为安装面、下面支撑面，安装底座的支撑面与地面接触，两个主支撑腿的一端垂直安装在安装底座的安装面并通过螺栓固定连接，主支撑腿的另一端固定安装有主支撑转接架，在安装底座的安装面还装有两个辅助支撑座，辅助支撑座上安装有辅助支撑腿并通过球铰铰接，主支撑腿与辅助支撑腿构成矩形形状，在两个辅助支撑腿的连线中间位置设有防偏摆装置，防偏摆装置与安装底座固定连接。本发明的燃气轮机支撑装置既能满足可靠性要求又提高了抗冲击能力，具有结构简单、操作简便等优点。
本发明公开了一种燃气轮机间冷回热系统。所述燃气轮机间冷回热系统包含间冷热管及回热热管，其中，所述间冷热管一端安装在现有导向叶片的位置，另一端伸入外涵道，所述间冷热管将压气机内部气体的热量传递到外涵道的低温气流；所述回热热管的进口设置在发动机尾喷口处，所述回热热管的出口设置在燃烧室的入口处，所述回热热管吸收发动机尾喷口处的热量传递到燃烧室的入口。本发明的有益效果在于：间冷热管将压气机内部气体的热量传递到外涵道的低温气体，实现中间冷却功能，节省了压缩功，增大了发动机的推力，提高了推重比。回热热管吸收发动机尾喷口处的热量传递到燃烧室的入口，提高了燃烧室的进气温度，有利于提高燃烧效率。
本发明涉及航空发动机涡轮冷却设计，特别是涉及一种冷却强度径向不均匀的涡轮叶片。涡轮叶片包括：叶身，叶身内部成型有冷却腔，且叶身外壁上开设有与所述冷却腔连通的多个气膜孔，多个气膜孔的大小和布置位置与所述燃气的预定参数相匹配；冷气导管，设置在冷却腔内部，冷气导管上开设有与叶身上气膜孔的数量和位置相对应冷却孔；本发明的冷却强度径向不均匀的涡轮叶片能够使得叶身中部的冷却气量增加，两端冷却气量减小，整个叶身上温度更均匀，不易造成能源浪费，也不易出现烧蚀现象，安全性更高。