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本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种旋转弯曲疲劳试验机校准装置及方法，所述装置包括应力标准件及杠杆机构，应力标准件上下两侧均设置有应变片，两端分别由旋转弯曲疲劳试验机的内夹具与外夹具夹持，杠杆机构一端通过轴向作用杆连接在旋转弯曲疲劳试验机的弯曲载荷施加位置，另一端悬挂有砝码盘，弯曲载荷施加位置距离内夹具夹持点的距离为L1，距离外夹具夹持点的距离为L2，应力标准件被内夹具夹持处的宽度T1与其被外夹具夹持处的宽度T2之比设置成L1/L2，据此可以采用应变片测得实时应变。本申请解决了使用较小试样的悬臂式旋转弯曲疲劳试验机无法对系统误差进行直接的校准和修正的问题，该方法简单易用，经济性好。
本申请属于疲劳试验领域，特别涉及一种高温微动磨损试验装置。包括：固定立柱、卡环、传力杆、磨头、作动筒立柱以及加热炉。将试样安装在疲劳试验机固定立柱和作动筒立柱上。根据试验需求，调整磨头与试样接触位置后，通过螺栓将对称卡环紧固在固定立柱上，传力杆通过销轴与卡环连接，磨头固定在传力杆下端，依靠两侧的锁紧螺母实现磨头与试样的接触位置调整，以保证二者挤压力始终为正向挤压力。调整加热炉位置避免触碰到试验装置，闭合加热炉进行加热。加热到指定温度保温一定时间后，将计算好质量的托盘及砝码悬挂到加热炉外的传力杆的一端，并在试验过程中保持磨头与试样的正向挤压力。本申请结构简单，具有较大的经济实用性和试验研究性。
本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种非标件弯曲疲劳试验装置，所述试验装置包括与试验器下夹具固定的支架以及与试验器上夹具固定的压头，支架具有位于两端的支撑柱，每侧的支撑柱上设置定位器，以固定试验件的两端，定位器具有两个侧壁，通过滑轮在支架支撑柱的侧端面上滑动。本申请在试验件和支架之间增加定位器，通过定位器上的滑轮保证了加载的稳定性，解决了现有实验装置无法完成具有较特殊结构、非对称结构及偏心结构的零部件及模拟件的弯曲疲劳试验的问题。
本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，涉及一种评估油气分离器分离性能的装置及方法，所述装置包括包括供油路、回油路和空气路，又供油路及回油路形成循环回路，空气路连接循环回路的掺混箱，以实现油气两相条件下的试验，在供油路及回油路上均包括油气测量装置，油气测量装置为U型管结构，并通过三通转换阀控制该U型管是否接入循环回路中，测量U型管内的滑油及空气体积，进而得到油气分离器分离前后的含气率，据此可以评估油气分离器性能。通过上述装置及方法能更真实地模拟航空发动机油气分离器进口的高温油气工况的同时，精确测量了油气分离器分离效率，为航空发动机滑油系统设计提供数据支撑。
本申请属于航空发动机测试技术领域，涉及一种航空发动机转子轴向力测量装置，测量装置的轴承内圈固定在发动机转子上，外圈固定在轴承座上，轴承座包括对接在所述主轴承外圈的第一环形结构，以及自所述第一环形结构前端向发动转子方向径向延伸的第二凸起结构，所述主轴承外圈前端与所述第二凸起结构之间设置有前弹性环测力计。所述测量装置还包括密封壳体，固定在所述轴承座的后端，且具有向发动转子方向径向延伸的第三凸起结构，所述主轴承外圈后端与所述第三凸起结构之间设置有后弹性环测力计。当转子产生左侧及右侧轴向力时，分别通过前后弹性环测力计获得实时测力结果，实现了对转子双向轴向力的测量。
本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种附件机匣试验高温舱模拟装置，所述装置包括复合材料舱及加温舱，复合材料舱采用非金属材料制成，加温舱采用金属材料制成，两者形成筒体，筒体外侧设置有电磁加温装置；试验段主箱体位于所述筒体内，包括位于复合材料舱内的第一部分及位于加温舱内的第二部分，所述第一部分用于固定中央传动单元体，所述第二部分用于固定附件机匣，所述附件机匣上设置有燃滑油附件。该装置加温时加温舱体圆柱壁面整体均匀升温，可真实模拟飞机上发动机舱发热状态，并且只对需要高温的试验件部分进行高舱温模拟，通过电磁加温调控更加方便，且电磁加温安全性更高。
本申请属于航空发动机测量技术领域，涉及一种滑油液位标定方法及滑油确定方法。滑油标定方法包括在所述滑油箱内安装电容式滑油传感器，采集测量段空油电容值Ck和补偿段空油电容值分次向滑油箱中加注定量的滑油加注滑油后，记录测量电容值C、补偿电容值C0，计算得出绘制滑油V与的标定线为所述确定方法包括将所述滑油箱装配发动机及将发动机装机后，重新采集测量段空油电容值Ck和补偿段空油电容值通过测量电容值C和C0，根据所述标定线及装机后采集的测量段空油电容值Ck和补偿段空油电容值确定油位。本申请采用带补偿反馈的电容式滑油传感器，实现了滑油箱油量在线测量，提高了滑油液位监测精度。
本申请属于航空发动机密封技术领域，涉及一种耐高压差刷式密封装置，包括刷丝，刷丝包括固定端与摩擦端，所述固定端沿周向固定在机匣挡板上，摩擦端自所述固定端沿机匣挡板径向延伸，并接触发动机转子跑道，刷丝与凹槽的侧壁具有间隙；凹槽的位于低压侧的侧壁设置有背板弹性环，背板弹性环与发动机转子同轴，且具有沿轴线方向的前端及后端，所述后端通过波簧固定在所述凹槽侧壁，所述前端延伸至接触所述刷丝，所述接触端位于所述刷丝的固定端及摩擦端之间。本申请通过背板弹性环提高了刷丝在受高压时的等效轴向刚度，对于封严压差具有“自适应”能力，能够很好地适应不同封严压差的使用需求，封严效果较好。
本申请涉及一种可变弯度进口导向叶片设计方法，属于航空发动机设计技术领域，所述方法包括：建立子午流面离散求解网格；求解获得交点处的气流速度和气流方向角；根据气流方向角和给定的气流脱轨角得到叶型角；根据叶型角得到中弧线，且给定叶厚分布形成基元叶型；将转轴前叶型角均设置为零，获得新中弧线；根据新中弧线得到新的叶厚度分布，基于新的叶叶厚分布形成基元叶型；将各基元叶型绕发动机轴线旋转并截取叶型；将截取的叶型分成两段，并作内切圆，组合形成完整叶型。本申请的可变弯度进口导向叶片设计方法可以保证转动的折板能为后面的转子叶片提供需要的预旋或反预选，以及可以保证折板转动时不与壁面碰撞且有均匀的较小间隙。