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本实用新型提供了一种立式转子加温炉，涉及航空发动机轮盘试验领域，包括：内炉组件(1)以及外筒组件(2)。所述内炉筒体(11)上安装有加温电阻条(12)，所述内炉筒体(11)的底部设置内炉底板(14)，所述内炉底板(14)上安装有内炉电偶护管(13)，所述内炉筒体(11)的中部沿周向开设有多个第一长条孔；所述外筒组件(2)套设在所述内炉组件(1)外部，所述外筒主体(22)的内壁设置有保温石棉，所述外筒主体(22)的中部沿周向开设有与所述第一长条孔重合的第二长条孔，所述外筒主体(22)的外壁上安装有挂钩组件(21)，所述外筒主体(22)的底部固定外筒底(23)。本实用新型能够提高工作效率，缩短试验周期。
本实用新型提供了一种燃烧室头部结构，涉及航空发动机燃烧室结构设计领域，包括一级旋流器(6)，以及设置在一级旋流器(6)下端的文氏管(7)，还包括：二、三级径向涡流器(9)以及套筒(11)。二、三级径向涡流器(9)与径向涡流器前安装边(8)、径向涡流器后安装边(10)于E、F位置通过点焊方式连接。二、三级径向涡流器(9)、径向涡流器前安装边(8)、径向涡流器后安装边(10)连接后，将径向涡流器前安装边(8)与一级旋流器(6)、文氏管(7)通过螺栓连接，再将径向涡流器后安装边(10)与套筒(11)通过螺栓连接。该结构可反复拆分装配，可大幅减少方案试验中所需加工的试验件数量。
本实用新型提供了一种燃油总管，涉及航空发动机燃烧室及其试验件燃油总管的结构设计领域，包括燃油总管主体(3)以及燃油分管(6)，燃油总管主体(3)的两端分别设置总管连接球头(2)，总管连接球头(2)处配合设置有总管连接螺母(1)，燃油总管主体(3)上设置有转接三通(4)；燃油分管(6)两端具有连接球头，燃油分管(6)的一端通过转接三通连接螺母(5)安装在转接三通(4)上，另一端安装有喷嘴连接螺母(7)。该燃油总管采用可拆卸设计，方便装配；可使用金属编织软管等塑形简单、易于释放装配应力的软管作为分管，防止应力集中带来的故障；以氩弧焊和螺栓连接代替原钎焊连接，简化了总管加工工艺，降低了成本。
本实用新型涉及涡轮发动机压气机引气设计，特别涉及一种压气机引气结构。该引气结构，包括：机匣，沿周向开设有前集气腔及后集气腔，并在前集气腔及所后集气腔之间开设引气槽，前集气腔外壁开设前引气孔连通外部，后集气腔外壁开设后引气孔连通外部；引气环，配合设置在引气槽中，其上开设有：若干前引气槽，与前集气腔连通；若干后引气槽，与后集气腔连通；以及，若干引气道，将压气机流道中的气体引入前引气槽或后引气槽。其中引气环可直接或分段加工成形，后直接装配的在机匣上，能较好的保证结构尺寸的一致性，可提高引气量及引气的可靠性，在机匣上配合设置前集气腔及后集气腔能够提高引气的稳定性。
本实用新型公开了一种发动机进口整流帽罩，整流帽罩包括帽罩外壁和帽罩内壁，帽罩外壁与帽罩内壁之间形成热气通道，帽罩外壁内表面上设置有多个凹坑，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个凹坑与前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米。本实用新型通过在帽罩外壁的内表面上开设有多个凹坑，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米，通过将凹坑分布在上述的范围内，极大地增加了帽罩外壁内表面与防冰热气之间的对流换热强度，从而使得整流帽罩的防冰效果更好。
本实用新型公开了一种用于强化换热结构的发动机进口整流支板，用于航空发动机领域。所述整流支板内部设有热气通道，所述热气通道的一端为热气通道入口，另一端为热气通道出口，所述整流支板内壁面设置有沿气流流动方向分布的多个凹坑集合，每个凹坑集合中沿气流流动方向分布的相邻两个凹坑之间的距离相等，且沿气流流动方向分布的相邻两个所述凹坑集合中两个相邻凹坑之间的距离逐渐减小。本实用新型通过在整流支板的内壁面按照一定排布方式设置凹坑，凹坑分成多列，靠近防冰热气入口的凹坑分布相对稀疏，靠近防冰热气出口的凹坑分布相对密集，增大热气与内部壁面之间的对流换热强度，从而达到增强整流支板表面的防冰能力。
本实用新型公开了一种热气防冰发动机进口可调叶片，可调叶片的上轴颈处设置有热气进口，可调叶片内部为中空结构的热气通道，在热气通道内设置有至少一条肋条，在可调叶片的迎风面上靠近其后缘处设置有多个出气孔，多个出气孔将外界环境与热气通道连通，在热气通道中靠近背风面的一侧设有隔热涂层。本实用新型能够有效地增强可调叶片的防冰效果，从而更好地解决可调叶片迎风侧表面结冰的问题，并且防冰效率高、针对性强。
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种具有CDFS结构的航空发动机建模方法。包括：步骤一：构建CDFS的数值模型；步骤二：根据所述CDFS的数值模型，构建前涵道引射器的数值模型，所述前涵道引射器用于控制所述第一外涵的出口面积和所述前混合室的出口面积；步骤三：构建选择阀打开及关闭时的平衡方程，其中，所述选择阀打开时构建：前混合室进口气流静压平衡方程，以及前混合室掺混后气流总压与考虑容积效应下的前混合室气流总压的平衡方程，所述选择阀打开及关闭分别对应于所述第二外涵的进口的打开和关闭。本申请构建了CDFS的数值模型以及CDFS后放气涵道的数值模型，并对具有CDFS结构的航空发动机多股气流实时掺混情况进行了计算，达到实时数值模拟的目的。
本申请提供了一种涡扇发动机整机噪声试验数据分离方法，包括：测量发动机的总噪声频谱以及指向特性；根据发动机的设计参数和工作参数，利用发动机噪声预测模型计算发动机部件的噪声频谱；根据发动机部件的噪声频谱拟合发动机的总噪声频谱；判断拟合后的总噪声频谱和测量得到的总噪声频谱是否吻合；若拟合后的总噪声频谱和测量得到的总噪声频谱吻合，则将预测得到的发动机部件的频谱作为分离后的频谱。
本申请公开了一种空气冷却温度测试受感部。所述空气冷却温度测试受感部包括：壳体组件，所述壳体组件具有内部通道、第一孔以及第二孔，第一孔与所述内部通道连通，第二孔与所述内部通道连通；蒙皮，所述蒙皮设置在所述壳体组件上，所述蒙皮上设置有开口，所述开口与所述第一孔连通；进气管，所述进气管具有进气管内部通道，所述进气管设置在所述壳体组件与所述第二孔连通；热电偶测温组件，所述热电偶测温组件部分设置在所述壳体组件的内部通道内以及进气管内部通道内，所述热电偶测温组件包括测感部，所述测感部穿出所述蒙皮上的开口；其中，所述壳体组件上设置有排气孔。