整环不断盘的风扇机匣
本发明涉及飞机机匣技术领域，具体提供了整环不断盘的风扇机匣，静子叶片为带安装边、上缘板与叶身的结构形式，上缘板设置在叶身前缘，机匣分界面由静子叶片安装边确定，实现车加工机匣上装配式维护座、测试座，静子叶片与机匣之间设置减振胶。
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一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法
本发明提供了一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，属于发动机设计技术领域。所述方法包括步骤一、选取至少两个航空发动机设计点；步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；步骤四、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。本发明可以有效满足具有变循环特征发动机的设计点热力计算需求，实现发动机最优热力循环方案设计，并获取可调部件/截面的调节范围。
用于燃烧室出口参数测量的旋转装置
本实用新型涉及发动机燃烧室技术领域，具体提供了用于燃烧室出口参数测量的旋转装置，该旋转装置具有内盘和外盘两层冷却水结构，每层冷却水通道由内环通道、外环通道两部分组成，使用进水管和回水管给旋转装置供水，内盘和外盘之间开有进水孔和回水孔，内盘和外盘内分别设有挡水板，冷却水沿进水通道进入旋转装置后依次流经外盘外环冷却水通道、内盘外环冷却水通道、外盘内环冷却水通道和内盘内环冷却水通道，最后沿回水通道流出，达到对结构的最佳冷却效果，保证在高温、高压燃气的冲刷下的正常工作。
一种高温气流管道双层防护结构
本实用新型提供了一种高温气流管道双层防护结构，涉及航空发动机高温管道领域，包括：隔热屏(1)、导流坡(3)、水冷套结构筒体(5)以及环形减震支撑弹簧(4)。本实用新型的高温气流管道双层防护结构，隔热屏(1)和结构外壁通过辐射传热，消除了高温气体对水冷套结构筒体(5)的对流传热，减少了高温燃气到外壁面的热传递。在隔热屏(1)加装导流坡(3)，增加了附面层厚度，降低高温气流的对流强度，减少热损失；外壁采用水冷套结构筒体(5)，避免了高温对材料的损坏，可靠性高，材料成本低；采用带有阻尼的环形减震支撑弹簧(4)固定连接隔热屏(1)，有效降低了高温燃气产生的震动。结构简单、维护成本低，实用性较好。
具有自补偿功能的航空发动机管路支架
本实用新型涉及管路固定技术领域，具体提供了具有自补偿功能的航空发动机管路支架，当航空发动机受热膨胀时，机匣产生较大的热变形，同时管路因为位于航空发动机的外部温度较低变形较小，管路和机匣之间产生较大的变形不一致，这时由于管路支架头部带有一个球铰，通过管路卡箍的转动补偿了管路与机匣之间的变形不一致，同时消除了结构之间由于较大变形产生的应力。
活塞式冷热空气交变供应转换活门
本实用新型涉及活门技术领域，具体提供了活塞式冷热空气交变供应转换活门，利用一个两位三通的转换活门控制气的通气与撤气，同时结合弹簧的回弹力控制活塞的往复运动，并利用周向均布的呼吸孔的数量和孔径来达到调节活塞的阻尼的目的，通过活塞的往复运动，实现对试验件冷气和热气的交变供应，实现空气温度的交变，为了使活门在接通控制气的瞬间，能够保证控制气推动活塞克服弹簧和冷气施加在活塞最右端面的作用力，在密封端盖右端面加工了一个较大的圆盘形凹槽，使得控制气与活塞右端面的作用的初始面积更大，从而获得更大的初始推动力。