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本发明提供一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法，包括如下步骤：根据前轴承腔所处的部位和轴承腔外围结构形式，确定空气封严位置，并区分各位置是动密封还是静密封；确定设计状态；根据步骤一所得以及滑油动密封封严压差要求，结合航空发动机总体性能参数、部件气动性能参数，进行空气系统支点封严流路布局；初步确定支点封严流路上所有构件参数，保证用于动密封的空气系统封严腔压力与轴承腔压力之差在设计要求范围内，且静密封的前轴承腔外腔压力也高于轴承腔压力；进行空气系统分析，完善设计，满足各流路在整个空气系统中的其他功能要求。本发明所提供的流路设计方法，同时考虑前轴承腔滑油动密封和静密封，全方位空气封严前轴承腔。
本发明提供了一种航空发动机试车台测压设备校零装置及校零方法，包括模式切换管路和上位机，模式切换管路中的各控制管路分别与测压设备的各公共端连通，模式切换管路包括模式进气管路、控制管路和排气管路，通过模式进气管路给控制管路供气，将测压设备的工作模式切换到校零模式，使上位机载入测压设备的IP地址，并短接测压设备内部的压力传感器的测量端与参考端，通过上位机给测压设备发送校零命令，读取短接后压力传感器测得的压力值，并将其设置为该压力传感器当前的零点数值，通过上位机控制模式切换管路的所有电磁阀，进而对校零过程进行控制。
本发明公开了一种航空发动机加速控制规律的设计方法。所述航空发动机加速控制规律的设计方法包括如下步骤：步骤1：获取最大转速差值；步骤2：在最高稳定运转转速和最低稳定运转转速之间任意选取n个转速点；步骤3：把加速过程按转速分成n+1段；步骤4：分配上述各段时间分别为tj1、tj2、tj3、……，tjn+1秒；步骤5：把步骤3和步骤4获取的转速及对应时间列成数组形式；步骤6：把步骤5得到的各点做拟合曲线；步骤7：得到0至tj秒时间内的转速偏差；步骤8：加速时间为tj的通用加速控制规律可表征为本申请的航空发动机加速控制规律的设计方法优点为不以主燃烧室供油量为控制目标的方法，降低加速过程对主燃烧室供油量控制准确性的依赖程度。
标题：航空发动机涡轮后机匣支板保护结构 摘要： 申请号：CN201418002412.X 申请日：2014/6 […]
本发明提供一种剪切销承载载荷及其分配的测量方法，对于通过多组剪切销将底板与连接板固定的销孔连接结构；根据剪切销承载时底板与连接板受挤压会使销孔周围产生应变分布，以及应变与剪切载荷呈线性关系原理，在每个销孔周围粘贴应变计，用来搭建两套应变测试桥路，分别用于测试相互垂直的第一方向和第二方向上的应变输出值；对应变输出值进行标定试验标定，确定剪切载荷和应变输出值间的系数矩阵；进行剪切载荷测试，得到应变结果，根据所述系数矩阵变换后得到各个剪切销承载的剪切载荷。本发明所提供的测量方法，解决无法测试剪切载荷方向未知情况下剪切销的剪切载荷及各剪切销的载荷分配情况。
本发明提供了一种航空发动机试车台测压设备校准装置及校准方法，包括模式切换管路、气压校准管路和上位机，相同量程的测压设备的校准端相连接形成校准公共端，模式切换管路中的各控制管路分别与测压设备的各公共端连通，通过给模式切换管路供气将测压设备的工作模式切换到校准模式，气压校准管路包括多个校准分管路，其与校准公共端连接，相同量程的测压设备同时进行校准，校准过程为比较通给测压设备的压力值和测压设备自身测得的压力值，若两压力值不同则对测压设备的内部系数进行重新写入，以进行校准，通过上位机控制模式切换管路和气压校准管路内的所有电磁阀，进而对校准过程进行控制。
本发明公开了一种燃气轮机支撑结构，属于燃气轮机试验领域。该支撑结构用于支撑燃气轮机，所述燃气轮机自一端向另一端依次延伸有前机匣、中间机匣、动力涡轮机匣及排气装置，所述燃气轮机支撑结构包括底座(1)以及设置在所述底座(1)上的前机匣支撑组件(2)、中间机匣支撑组件(3)、动力涡轮机匣支撑组件(4)。本发明在燃机前、中、后三个截面处分别设置了支撑，具备承受燃机运行时带来的各种载荷，同时设置调节装置，解决了燃机安装时出现的各种为题，具有结构简单、安装方便的特点。