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本申请属于燃气涡轮发动机结构领域，特别涉及一种干低排放燃气涡轮发动机燃烧室。包括：火焰筒、一级喷嘴、二级喷嘴以及控制器。火焰筒包括一级燃烧区以及二级燃烧区，所述一级燃烧区与所述二级燃烧区通过中心体分隔开，所述一级燃烧区中设置有一级火焰探测器，所述二级燃烧区中设置有二级火焰探测器；一级喷嘴用于为所述一级燃烧区供应燃料；二级喷嘴用于为所述二级燃烧区供应燃料；控制器能够根据所述一级火焰探测器以及所述二级火焰探测器的信号来控制燃烧室在不同的工作模式下进行切换。本申请根据火焰探测器进行不同工作模式切换，不仅能够保证燃烧室模式切换的可靠性，同时能够防止燃烧室中的预混室出现回火，大大降低燃烧室工作的风险。
本申请属于冷却设计领域，特别涉及一种利于降低火焰筒壁温的文丘里管。包括：依次连接的收敛段、扩张段以及平直段，其中，所述收敛段的壁面上开设有冷却孔；所述扩张段包括扩张段内壁以及扩张段外壁，所述扩张段外壁上开设有第一冲击孔；所述平直段包括平直段内壁以及平直段外壁，所述平直段外壁上开设有第二冲击孔；所述扩张段与所述平直段的内外壁之间形成相互连通的冲击冷却通道。本申请通过收敛段的单层壁设计以及收敛段上的冷却孔设计，对收敛段进行直接的气膜冷却，强化冷却效果，大大降低收敛段壁温，通过扩张段与平直段的双层壁设计并开设冲击孔形成冲击冷却通道，实现对扩张段与平直段的冷却。结构简单，冷却效率高。
本申请公开了一种自主回流式燃烧室，属于航空发动机燃烧室设计技术领域，该燃烧室包括火焰筒(1)、燃料管路以及空气管路(4)，其中，所述火焰筒(1)的一端敞口，另一端封闭，所述燃料管路及空气管路(4)的出口部分设置在所述火焰筒(1)的敞口端，并朝向所述火焰筒(1)内部，所述火焰筒(1)的敞口端的包围所述燃料管路及空气管路(4)的出口部分作为燃气出口，所述火焰筒的燃烧区域设置在所述燃料管路及空气管路(4)的出口部分与所述火焰筒封闭端之间。本申请通过结构设计实现了烟气的自主回流，降低了参与燃烧气体的含氧量，提升了燃烧空气的温度，在降低NOx排放的情况下，同时增强了燃烧的稳定性。
本申请属于流路结构设计领域，特别涉及一种变几何涡轮冷气流路结构。包括：外机匣、高压机匣、低压机匣、衬套以及导向叶片。外机匣上开设有第一通气孔，高压机匣与外机匣连接，高压机匣的一端沿周向开设有第二通气孔；低压机匣与高压机匣连接，低压机匣上设置有与第二通气孔相适配的长方体结构，长方体结构开设有与第二通气孔连通的长方体腔，长方体结构上沿径向开设有安装孔；衬套安装在安装孔中，衬套上设置有镂空结构，镂空结构与长方体腔连通；导向叶片为空心叶片，导向叶片的转轴设置在衬套中，转轴上开设有第三通气孔。本申请能够解决变几何涡轮冷气流路结构的密封问题，同时不影响导向叶片的旋转，可以广泛应用在变循环发动机上。
本申请提供了一种高压涡轮导向叶片的气膜孔与热障涂层匹配方法，包括：设计气膜孔的直径设计值；以预设工艺参数对高压涡轮导向叶片进行喷涂，以形成热障涂层；分别测量所述气膜孔喷涂前的第一直径和喷涂后的第二直径；根据所述第一直径和所述第二直径，确定缩孔规律；对所述高压涡轮导向叶片上的所述气膜孔进行加工，直到气膜孔的加工直径等于所述直径设计值；按照试验后的气膜孔的直径对所述高压涡轮导向叶片进行加工，并按照所述预设工艺参数进行热障喷涂。
本申请公开了一种航空发动机低压涡轮安装装置，其包括：导轴，导轴一端与低压涡轮轴相对固定；转接段，转接段设置于导轴的另一端，通过连接件角向固定；定心装置，定心装置与转子固定，且定心装置与导轴之间设有定心套，用于使导轴轴线与发动机轴线重合，定心套与导轴在发动机轴线上能够相对移动；拉顶装置，拉顶装置包括与导轴轴向固定的旋转段和与定心装置螺纹配合的移动段，旋转段和移动段之间轴向固定且能够相对转动；反扭装置，反扭装置设有反扭部，反扭部与移动段配合用于防止移动段的转动，反扭装置相对固定于发动机静子机匣。本申请的装置可提高发动机四支点轴承的安装质量，提高发动机的可靠性；减少轴承损坏，增加其使用寿命。
本实用新型涉及喷射装置设计技术领域，具体涉及一种耐高温气流的介质喷射装置, 设置在发动机进气通道筒体的内腔中。介质喷射装置包括：设置有第一安装孔的左安装座和设置有椭圆形第二安装孔的右安装座，两个安装座轴切面对称安装在进气通道筒体的外壁上；喷杆固定座，包括堵片和垂直设置在该赌片上的椭圆形柱体，两者设置有同轴的圆形通孔，安装时，椭圆形柱体深入第二安装孔；带有喷嘴的喷杆，喷杆的第一端插入左安装座的安装孔中，安装孔的端口通过螺塞堵住，螺塞的螺杆和喷杆之间留有间隙；喷杆的第二端外壁上设置环形密封凸起，喷杆的第二端穿透椭圆形柱体的空腔，环形密封凸起和椭圆形柱体的端口接触实现密封，通过螺母固定。
本实用新型提供了一种航空发动机风扇出口总温测试探针，涉及航空测试领域，所述航空发动机的中介机匣(1)呈空心圆柱形，在所述中介机匣(1)的圆环面上设置有支板，在支板上开设测试孔，所述中介机匣(1)的侧面上开设安装孔，所述总温测试探针的支杆(2)的一端从所述安装孔伸入所述中介机匣(1)内部并从所述测试孔中伸出，所述支杆(2)的另一端通过固定板(3)固定连接于所述圆环面的边缘，其中，所述固定板(3)呈弧形，其弧形外廓直径与所述圆环面的外廓直径相同。该航空发动机风扇出口总温测试探针，避免因外插测试探针的支杆外廓而引起流场堵塞比的增加；支杆(2)通过固定板(3)固定，降低了振动对支杆(2)强度的影响。