涡轮导向叶片分腔供气装置
本申请提供了一种涡轮导向叶片分腔供气装置，包括集气稳压机匣、冷气调节总管和与冷气调节总管连通的多个冷气调节分管，在冷气调节总管上设置有调节阀和流量计，集气稳压机匣上设置有多个供气接口，多个冷气调节分管分别与多个供气接口连接，多个供气接口向叶片的冷却腔中供气。
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一种叶片轴向固定结构
本申请公开了一种叶片轴向固定结构，其包括：待固定的叶片；轮盘，所述叶片连接在所述轮盘上以固定所述叶片；前挡板和后挡板，所述前挡板和后挡板设置在所述叶片前后两侧以夹持所述叶片；限位块，所述限位块设置在所述轮盘与后挡板之间，用于限制所述后挡板沿轴向方向上的移动；以及封严板，所述封严板设置在后挡板与叶片之间，用于密封。本申请的叶片轴向固定结构能够实现转子叶片的轴向固定功能，且挡板和封严结构可分开设计，挡板可做成刚性结构，设计简单，技术易达到，运行安全，装配方便。
一种无叶冠的涡轮转子叶片及具有其的航空发动机
本申请公开了一种无叶冠的涡轮转子叶片，所述涡轮转子叶片具有由叶盆、叶背、进气边和排气边构成具有预定凹陷深度的空腔的叶尖，在所述叶背上靠近所述排气边的平直段设有相差单位高度的多个U形槽，所述U形槽用于检查工作后的叶尖磨损程度。本申请通过对涡轮转子叶尖进行结构设计，可以简单地在整机状态观察磨损程度，估算叶尖间隙变化情况，判断是否需要对叶片叶尖进行修理，避免不必要的发动机分解，显著节约维护费用和时间，降低间隙测量的技术难度，提高维护效率。
一种气冷涡轮转子叶片
本申请公开了一种气冷涡轮转子叶片，所述气冷涡轮转子叶片包括叶身，所述叶身为空腔结构，其内设有空间网格体，叶身表面沿转子叶片径向方向分布设有劈缝和多个气膜孔，叶身的叶根处设有连通所述空腔结构的径向通道，冷却气流自径向通道流入、自劈缝和气膜孔流出以降低所述气冷涡轮转子叶片的温度。本申请的气冷涡轮转子叶片由于空间网格体的存在，显著增加了涡轮转子叶片内部换热的面积，增强了涡轮转子叶片的冷却效果，可以有效降低叶片的壁面温度；此外，还降低了涡轮转子叶片内的冷却结构对气动造型的约束，有利于实现涡轮的高效率。
一种涡轮冷却叶片尾缘结构
本申请公开了一种涡轮冷却叶片尾缘结构，所述尾缘结构自内腔至尾尖之间设置有多个冲击腔，在所述内腔与所述冲击腔之间以及相邻两个所述冲击腔之间均具有冲击通道，所述冲击通道与所述冲击腔相切，以及所述冲击通道之间相互平行，在所述尾尖与所述冲击腔之间具有出口通道。本申请的涡轮冷却叶片尾缘结构采用了冲击—涡冷结构，改变了流动方式，在尾缘内部形成了高速纵涡，使冷气与壁面的对流换热效果明显。通过仿真结果表明，本结构的换热能力与普通的扰流柱结构相比，在相同Re数下，换热能力大幅度提高，压力损失系数大大减少，综合性能和综合冷效大幅度提高。
一种叶片定位装置
本申请属于涡轮工作叶片领域，特别涉及一种叶片定位装置。包括：叶片、主体、定位滚棒。所述叶片设置有榫齿；所述主体包括第一定位块和第二定位块，所述第一定位块通过薄壁结构与所述第二定位块连接，所述第一定位块与所述第二定位块之间形成榫槽，所述第一定位块与所述第二定位块上开设有与所述榫槽连通的滚槽，所述第一定位块与所述第二定位块上还开设有相适配的螺纹孔，通过螺钉将所述第一定位块与所述第二定位块紧固；所述定位滚棒设置在所述滚槽中，通过所述定位滚棒将设置在所述榫槽中的榫齿定位。本申请可以实现叶片在三个方向的定位，榫槽与榫齿完全匹配，提高了叶片定位装置的精度，满足对叶片更高精度的尺寸检测和加工要求。
一种数控车床刀塔转换座
本申请的公开了一种数控车床刀塔转换座，用于将刀塔与数控车床的刀塔安装座上进行连接，包括：转换座本体，可拆卸地固定设置在刀塔安装座上，刀塔可拆卸地固定设置在转换座本体背向刀塔安装座的一侧，其中，转换座本体的面向刀塔安装座的一侧面上，开设有与刀塔安装座上的凹槽相适配的凸台；依次连通的第一冷却孔、第二冷却孔、第三冷却孔以及第四冷却孔。本申请的数控车床刀塔转换座，能够不改变机床本体结构即可实现快速换刀，提高生产效率；另外，能实现刀具内冷却功能，提高刀具使用寿命，降低生产成本；进一步，能够避免拆装刀具造成的人为损伤。
一种变循环发动机核心机驱动风扇级结构
本申请属于飞机发动机结构设计领域，特别涉及一种变循环发动机核心机驱动风扇级结构，包括静子和转子。所述静子的进口机匣、中机匣和出口机匣依次连接，进口可变弯度静子叶片一端与所述进口机匣连接，另一端设置有进口可变弯度静子内环，出口静子叶片一端与所述出口机匣连接，另一端设置有出口静子内环；所述转子安装在所述中机匣中，叶片的叶根与轮盘连接，所述叶片的叶尖与所述中机匣之间留有预定间隙，前封严环一端与所述轮盘的前端连接，另一端通过篦齿抵接所述进口可变弯度静子内环，鼓筒一端与所述轮盘的后端连接，且该端径向延伸至所述叶片的缘板，所述鼓筒另一端与篦齿盘连接，所述篦齿盘通过篦齿与所述出口静子内环连接。
基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置
本申请属于舰载机发动机设计技术领域，具体涉及一种基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置。所述方法包括首先获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；之后确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；进而确定飞机的飞行状态，最后分别设置所述飞机在不同飞行状态下的压气机进口可调静子叶片角度控制规律及发动机喷口控制规律，提升发动机气动稳定性。通过本申请根据发动机使用环境，将a2、A8几何面积控制方法按飞行状态、起飞/弹射起飞状态、着舰/复飞状态进行分类详细设计，可以大幅提升发动机气动稳定性，大大增加了舰载机发动机气动稳定工作裕度。
基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置
本申请属于舰载机发动机设计技术领域，具体涉及一种基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置。所述方法包括首先获取飞机的起落架状态、飞行高度、发动机马赫数及发动机油门杆位置信息；之后确定飞机的起飞状态标识信号的有效性；进而确定飞机的飞行状态，最后确定所述飞机在不同飞行状态下的主燃油控制规律。本申请针对舰载机使用环境，将主燃油控制规律分别按起飞状态、弹射起飞状态、空中状态进行详细设计，通过细化主燃油控制规律，在满足飞机推力的同时降低发动机热负荷，从而间接提高发动机寿命及气动稳定性。