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本实用新型公开了一种发动机转子组件，转子外侧周向上设置有蓖齿，转子外侧设有衬套，每相邻两蓖齿与衬套的内侧面形成齿腔，密封部件设于齿腔内，并用于在转子转动过程中由于向心力抵靠衬套的内侧面以在齿腔内形成气流通道。另一方面，本实用新型提供了一种发动机，该发动机包括上述的发动机转子。本实用新型改进了现有的封严篦齿，在中间齿腔中加入密封部件，由于转子转动过程会使密封部件受到向心力，或者由于蓖齿间的气流、温度等作用，会使得密封部件抵靠在衬套的内侧面，并在齿腔之间形成气流通道，因此，消除了泄露气流的射流效应，使得具有密封部件的转子在相同边界条件下具有更好的封严效果。
本实用新型提供了一种带刻度的拉杆组件，涉及航空发动机结构设计领域，包括：筒体(1)、拉杆(2)、关节轴承(3)和锁丝(4)。该带刻度的拉杆组件，将拉杆(2)与筒体(1)的连接设置为螺纹连接，通过两侧拉杆在筒体(1)中同时旋进与旋出，实现调节拉杆组件的长度，在拉杆(2)上标注刻度，通过计算筒体(1)的固定长度与两侧拉杆(2)的读数之和来确定拉杆组件的长度，在该拉杆组件完成装配后，可通过拉杆上的刻度直观的读取两侧拉杆长度，省去了测量两侧拉杆的步骤，提高了效率和精确度。
本实用新型提供了一种鸟撞靶板导能装置，涉及航空鸟撞试验装置领域，包括：底座连接盘(1)、靶板(2)。底座连接盘(1)呈圆形；靶板(2)包括多个，所述靶板(2)横截面呈梯形，所述靶板(2)梯形的下底面的一端固定安装在所述底座连接盘(1)上，且多个所述靶板(2)沿所述底座连接盘(1)的圆周方向均匀紧密安装。该装置具有将对抗能力转化为疏导能量的能力，极大的提高靶板的抗冲击能力；试验过程中无需反复更换平面靶板，极大的提高工作效率；对试验器及底座平台等具有较强的保护能力，避免人力、物力及财力等不必要的损失。
本实用新型提供了一种航空发动机管路固定结构，包括：调整螺杆，其开设有轴向的通孔，通孔内设置有螺纹；第一拉杆，其一端与调整螺杆螺纹连接，并且至少部分设置在调整螺杆内，第一拉杆的另一端为环形结构，环形结构内设置有第一关节轴承；第二拉杆，其一端与调整螺杆螺纹连接，并且至少部分设置在调整螺杆内，第二拉杆的另一端为环形结构，环形结构内设置有第二关节轴承；箍带组件，其与第一关节轴承连接；支架，其与第二关节轴承连接。通过拉杆长度的调节和关节轴承实现管路的位移、角度的多自由度补偿。
本实用新型涉及一种套筒工具，特别涉及一种用于拆装螺栓套筒。该套筒包括：堵盖；筒体，一端端面与堵盖同轴固定；弹性件，设置于套筒内部，一端与堵盖固定连接；栅格，设置于筒体内部，外沿与筒体内壁固定连接，沿轴向开设有通孔；导向杆，一端穿过通孔与弹性件朝向栅格的一端固定连接，另一端伸出筒体背向堵盖的端面；其中，弹性件(4)、通孔、导向杆(3)的数量相等且一一对应。该套筒对原有套筒的结构进行了改进，能够实现对多种规格尺寸的螺栓进行拆装，占用空间小，便于管理，不易丢失，且对施工空间要求小，操作方便，对提高工作效率具有极大帮助。
本发明涉及陶瓷基复合材料构件热疲劳试验领域，特别涉及一种陶瓷基复合材料构件热疲劳试验装置及试验方法。该装置包括：箱体、试验件安装平台、控制系统(14)以及上位机系统(15)。本发明采用配有镀金反射器的红外线加热灯管作为加热源，加热方向明确，加热效率高，试验件升温速率快；采用石英板作为安装平台，有效地保证了构件正确的温度梯度方向；设计了相对独立的加热部和冷却部，通过程序控制使得试验件在两者之间移动，实现了试验件温度的快升和速降；编制了专门的加温控制逻辑命令，实现了温度采集、反馈、自调整，准确控制了构件温度，有效提高了试验精度；拓宽了热疲劳试验方法，适用范围广泛。
本发明涉及压气机设计技术领域，特别涉及一种压气机流道气动参数测量方法。该测量方法，包括以下步骤：步骤一、开设引线通道，引线通道自压气机静子叶片的外轴向内轴延伸；步骤二、开设若干测量通道，测量通道在预定高度开设，且连通引线通道与压气机流道；步骤三、将若干测试引线测量端依次穿过引线通道以及测量通道，其另一端与测试设备连接；步骤四、对压气机流道气动参数进行测量。该方法将测试引线设置在引线通道及测量通道中，从而避免了现有测量方法中杆状传感器易脱落至压气机流道中的问题，结构稳定、可靠性高；此外，该方法主要涉及对压气机静子叶片的改进，且可保留静子叶片位置及型面，仍具备一定的导流作用，对气动参数的影响较小。
本发明公开了一种航空发动机增压腔的设计方法，该设计方法包括：获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过最大轴向载荷以及实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数。本发明通过控制增压腔的内的气体压力，可以很好实现轴向力平衡，提高设计的裕度，而且，增压腔的设计是相对独立的，调节该腔室压力对其他系统功能实现没有影响。
本申请涉及一种主轴密封限力装置，其包括反扭部和传扭部；其中，反扭部包括止动板、反扭轴、定心盘及定心轴，反扭轴、定心盘及定心轴一体固定，止动板与反扭轴配合用于限定反扭轴转动；传扭部包括扭矩轴、限力盘、护板、限力杆、弹簧、固定销及调节螺钉，扭矩轴与限力盘一体式固定，护板设置于限力盘两侧通过连接件与限力盘相对固定，限力杆穿过限力盘，且弹簧设置于限力杆与限力盘之间用于提供沿限力杆轴线方向的弹力，调节螺钉与限力杆通过固定销固定连接，用于调节限力杆沿限力杆轴线方向的拧紧力。本申请的主轴密封限力装置能够快速、准确安装限力件到主轴密封的限力孔中，可操作性较高，且可以有效避免损伤主轴密封的零部件。
本发明公开了一种航空发动机部件的热分析方法，包括：综合考虑航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型；根据模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。本发明综合考虑高温部件辐射换热、对流换热以及导热的影响，提供并验证了考虑辐射换热的计算方法及程序实现，从而解决了高温环境下发动机部件考虑辐射影响的热分析问题。