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本申请属于航空发动机风扇机匣包容试验领域，特别涉及叶片切割装置及用于航空发动机风扇机匣的包容试验装置。叶片切割装置包括：装药孔，开设在待切割叶片榫头上，两端端部开设有内螺纹；切割索，铺设在装药孔；塑钢泥，填充设置在切割索与装药孔之间的空隙中；雷管固定螺栓，螺纹安装在装药孔一端端部，且雷管固定螺栓中设置有雷管，雷管的两根雷管引线从过线孔伸出雷管固定螺栓头部；起爆开关，通过两根起爆电源线与雷管的引线连接，用于引爆雷管。本申请能够使叶片在指定转速下飞断，使得试验结果真实、有效，还能够避免较大的应力集中，并且雷管及切割索可最后安装，保证试验件装配及引线工作的操作安全，还能够保证起爆系统安全可靠工作。
本申请公开了一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片，所述叶片包括叶身及与叶身一体式的旋转轴，所述旋转轴上设有冷气进口，在所述叶身内部具有相互独立的叶片冷却前腔、叶片冷却中腔和叶片冷却后腔，所述冷却进口与三条冷却通道分别连通，用于对叶片的前缘、叶片中部和叶片尾缘冷却。本申请的冷却式变几何低压涡轮导向叶片通过三条流路均独立供气排气，互不干扰，降低了叶片空气系统的设计难度，在满足叶片冷却需要的同时能够保证盘腔供气；叶片冷却结构设计考虑了变几何低压涡轮导向叶片特有的叶尖间隙泄漏问题，采取了叶尖封严措施，降低了燃气泄漏。
本申请涉及一种流道清洗装置，属于航空发动机维护领域，所述流道清洗装置包括：机匣；支撑所述机匣的支板；以及沿气流方向设置在所述支板之后的可转叶片，所述可转叶片具有上轴颈和下轴颈，通过所述上轴颈和下轴颈可转动的设置在所述机匣上，其中，至少一个所述可转叶片具有空腔，所述上轴颈或所述下轴颈具有连通所述空腔的通道，所述可转叶片尾缘设有多个清洗孔，所述清洗孔连通所述空腔；清洗设备，所述清洗设备连通所述通道，用于提供清洗所述转子叶片的清洗液。本申请的流道清洗装置通过在可转叶片的排气边沿径向分布多个清洗液出口，从而实现对转子叶片全方位清洗，且在流道内无多余的凸起结构，对发动机性能无影响。
本申请涉及一种薄壁机匣叶尖间隙测量装置，属于航空发动机领域，其包括传感器、保护衬套、引线支管和测量支架，所述传感器的前端安装有所述保护衬套，所述保护衬套伸入所述薄壁机匣内用于所述传感器测量转子叶片的叶尖间隙，所述传感器的后端安装到所述引线支管并从所述引线支管穿出，通过所述引线支管将所述保护衬套压持配合固定到所述薄壁机匣上，所述引线支管通过所述测量支架固定至承力机匣实现固定。本申请的薄壁机匣叶尖间隙测量装置采用引线支管与测量支架的形式固定传感器，减少薄壁机匣的开孔数目，保证薄壁机匣的结构强度，避免由于螺栓与机匣配合长度过小而造成传感器固定不牢固的现象发生，提高了传感器测量范围及发动机的可靠性。
本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种压气机引气模块流路设计方法。包括：步骤一：获取压气机引气模块参数，所述参数包括结构几何限制尺寸参数、引气进口气动参数以及引气模块功能参数；步骤二：根据所述压气机引气模块参数建立二维流路模型，并对所述二维流路模型进行优化；步骤三：根据所述二维流路模型建立三维流路模型，并对所述三维流路模型进行优化；步骤四：输出压气机引气模块流路设计结果。本申请根据对压气机引气模块参数的提取建立简化二维流路模型，将引气模块流路设计方法从二维扩展到三维，实现了压气机引气正向设计，有效控制了新型引气模块设计的潜在风险，有助于减小科研成本，缩短了压气机产品研制周期。
本申请涉及一种叶型厚度分布方法，属于航空发动机叶片设计领域，其适用于进口马赫数为1.1～1.3的低超音高负荷风扇或压气机叶型厚度设计，所述叶型厚度分布方法包括：确定叶型的最大厚度；以所述叶型的最大厚度为分界点，将所述叶型的厚度分成前后两段，其中，所述叶型的前段厚度分布符合直线变化规律，所述叶型的后段厚度分布符合四次曲线规律，所述前段厚度分布和所述后段厚度分布在所述分界点处的斜率相等。本申请的叶型厚度分布方法能够使得波前马赫数降低、激波强度减弱，激波后叶型附面层减薄，激波与附面层干扰减弱，叶型损失降低，提高了叶片效率，前段直线叶厚可减小叶片厚度，叶片通道面积增加，叶片流通能力增强。
本申请提供了一种PIV测试光源系统防护装置，包括：高度调节器；激光器防护箱，与所述高度调节器连接；减震板，设置在所述激光器防护箱的内底部；激光器，设置于所述减震板上；导光臂防护箱，与所述激光器防护箱连接，并且所述导光臂防护箱与所述激光器防护箱连通；片光源防护箱，与所述导光臂防护箱连接，并且所述片光源防护箱与所述导光臂防护箱连通；片光源，设置于所述片光源防护箱中；其中，所述片光源防护箱能够对所述片光源进行水平角度调节和/或俯仰角度调节。
本申请公开了一种发动机外涵机匣试验加载装置，属于航空发动机试验技术领域，包括：分别设置在试验件(3)两端的上连接筒(8)与下连接筒(2)，上连接筒(8)的沿轴向的另一侧设置有盖板(7)，下连接筒(2)沿轴向的另一侧固定在底板(1)上，上连接筒(8)内设置活塞板(6)；内筒(4)套接在试验件内，其两端分别密封连接活塞板及底板，从而使得内筒与试验件之间构成密闭环腔，且在活塞板上设置有通气口，以向密闭环腔充入高压气体；拉压载荷施加机构，选择性的设置在上连接筒和/或盖板上，以便对试验件进行拉压载荷试验。该申请采用气压加载方式能实现对试验件结构各处，尤其是边角等应力较为集中位置的载荷施加。
本实用新型公开了一种用于高温升燃烧室的混合式取样器，包括：壳体、多个取样单元、多个空气管。每个取样单元与壳体连接，所述取样单元内部设有带挡板的水套，挡板两侧水体只能通过挡板与水套底部的空隙连通。空气管部分位于取样单元内，每个空气管的进气孔伸出取样单元并位于燃气流道内，每个空气管的出气孔穿过所述取样单元的水套并伸入到壳体的混合腔中。本申请的安装座上设有多个取样单元，结构紧凑。采用水冷的方式提高取样单元的耐高温的能力，水套内采用挡板，增加了水套内冷却水的流程，提高了冷却效果。采用自底部朝向顶部直径渐缩的混合腔，能有效避免固体颗粒物在混合腔边角处的积聚，在航空发动机排气冒烟的测量结果更加精确。
本申请公开了一种涡轮后机匣刚度试验装置，属于航空发动机试验技术领域，通过外涵固定圆环(4)固定涡轮后机匣的外涵，通过内涵固定圆环(12)固定涡轮后机匣的内涵，并通过多个连杆(5)固定内涵固定圆环(12)；之后通过加载轴(8)固定至涡轮后机匣的轴承座上，通过加载机构对加载轴(8)施加径向力，实现涡轮后机匣刚度试验，进而获取涡轮后机匣的刚度数据。本申请连杆采用细长杆结构，由于其轴向刚度较大，而径向刚度较小，由此约束涡轮后机匣的内涵的轴向运动时，所以利用细长杆施加轴向约束，可以保证在轴向约束施加过程中，不会产生较大的径向约束，既能保证加载要求得以实现，又可以保证试验加载精度，同时结构简单，容易实现。