作者归档 ： admin

本实用新型涉及飞机发动机设计技术领域，具体涉及一种螺母锁紧结构，包括：转子轴，转子轴的端头螺纹部沿轴线方向设置有固定凹槽；螺母，与转子轴的端头螺纹部连接，螺母一端端口壁上设置有锁片槽，螺母相对的另一端内壁设置有环槽；锁片，设置为“L”形，包括短边和长边，长边安装在固定凹槽中，短边陷入环槽中，锁片的长边能够弯折卡入所述锁片槽，本实用新型的螺母锁紧结构，在转子轴上设置沿轴线方向设置有固定凹槽，减小对转子轴强度的削弱。

本实用新型涉及一种涡轮后机匣联接结构，属于航空发动机结构设计领域，所述涡轮后机匣联接结构包括：具有第一悬臂的承力框架、具有第二悬臂的轴承座，所述轴承座通过轴承安装于转子上、以及具有第三悬臂的至少一个转接座，所述转接座设置于承力框架和轴承座之间，使得所述第一悬臂、第三悬臂和/或第二悬臂构成具有至少一个折线单元的补偿结构，用于消除涡轮后机匣的热变形。本实用新型通过在承力框架和轴承座之间增加一个转接座的方法，形成涡轮后机匣的折线型联接结构，以此可以有效增加涡轮后机匣的热变形补偿能力。悬臂较短，且轴承座与转接座的止口轴向配合较长，有利于增强发动机转子运转稳定性。

本申请公开了一种航空发动机单头部燃烧室出口燃气采样装置，属于航空发动机燃烧室性能测试技术领域，该装置包括中心转动环筒(1)，两端转动连接有法兰盘(2)，并分别通过法兰盘(2)连接至试验器前后管道，通过密封机构进行密封，中心转动环筒(1)上开有通孔，以安装高温燃气取样器(7)，所述中心转动环筒(1)受驱动机构驱动旋转，带动固定在中心转动环筒内的高温燃气取样器转动，进而实现上百至上千点的数据采集。本装置通过选用耐高温填料，精确控制填料与填料函间的装配间隙，允许高温燃气有微量泄露，此方案简单有效，易于拆装，方便维修。

本发明公开了一种大悬臂L形气冷总温受感部，主要包括总温测头组件、L形悬臂杆、支护杆、装夹杆，从装夹杆进入受感部内的冷却空气被L形悬臂杆与支护杆组成的双管嵌套式结构分流，达到一部分冷气专供L形悬臂杆末端及总温测头冷却的目的，其余冷气对支护杆冷却，保证了受感部各部分在高温流场环境下都充分冷却，结构安全可靠。本发明涉及航空发动机零部件高温专项试验领域，与以往技术发明相比，其优点在于双管嵌套式结构保证了多孔渗透冷却方式使下受感部整体与局部的冷却效果，结构设计加工难度小，测量不受自身干扰，可实现试验件各截面温度场测量，解决了测试管段不便开孔和测试与安装位置不共面等类似技术问题。

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种发动机模式选择机构中的密封结构及设计方法，该申请提供的密封结构用于解决飞机发动机模式选择机构中的密封问题，该申请提供的密封结构的阀片靠近风扇机匣一端设置成能够使阀片绕轴心连线转动过程中保持与风扇机匣的密封面，并且风扇机匣的端口处的多个密封段与阀片的密封面的形状相适配，能够在阀片绕轴心连线转动过程中与阀片保持密封接触，同时保证使得流路连续、完整。