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本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，涉及一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括：给定初始附件机匣腔压，计算各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量；步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算附件机匣的总通风量；步骤S3、根据总通风量计算离心通风器的通风器压差；步骤S4、根据通风器压差，计算所述附件机匣的腔压；将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，进行迭代计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛。通过上述方法输出各腔腔压及泄漏量等计算结果，能够大幅提高计算效率，计算结果满足了各个航空发动机型号的滑油系统方案设计和详细设计。
本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种共振式疲劳试验裂纹预置方法，所述方法包括首先通过标准紧凑拉伸试验，确定标准试验件的柔度与共振频率之间的关系；之后建立待预制裂纹试验件模型，并采用有限元法计算待预制裂纹试验件柔度与裂纹扩展长度之间的关系，根据上述两个关系式确定所述待预制裂纹试验件的裂纹扩展长度与共振频率之间的关系；最后根据预定裂纹长度所对应的共振频率，对待预制裂纹试验件进行裂纹预制。本申请解决了现有裂纹预置方法对于叶片等结构复杂的试验件以及高温和环境模拟试验气氛试验中裂纹长度测量精度差的问题，无需其他测量仪器和设备，适用于各种复杂试验环境。
本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种可实现高温与低温滑油泵组试验的系统及方法。系统包括加温滑油箱、水冷散热器及管路加温器，所述加温滑油箱包括第一出口及第二出口，第一出口连接所述水冷散热器，水冷散热器的另一端连接所述供油级的入口，第二出口连接所述管路加温器，管路加温器的出口分出多条支路，分别连接在所述回油级的各级入口，所述回油级的出口管路与所述供油级的出口管路合并为一路后，连接至加温滑油箱，构成循环回路。本申请增加了系统加温能力，可以模拟更高温度工况；另一方面将滑油泵组进口管路分成两路，在供油级和回油级进口管路上分别增加水冷散热器和管路加温器，实现了调节供油级和回油级不同进口温度的效果。
本申请属于航空发动机试验技术领域，涉及一种燃滑油散热器试验系统及试验方法，用于对燃滑油散热器的换热性能进行试验。该燃滑油散热器试验系统包括滑油循环系统、燃油循环系统以及滑油增温循环系统，滑油增温循环系统是自滑油箱(11)起，依次经过第二滑油泵(31)、第二管路加温器(32)连通至所述热交换器(23)的换热管路入口，所述热交换器(23)的换热管路出口连通所述滑油箱(11)，构成滑油增温循环主路，同时，将所述热交换器(23)替代现有燃油循环系统的管路加温器，通过滑油增温循环主路实现燃油循环系统中燃油的加热。本申请利用滑油增温循环系统对燃油进行加温，避免对燃油直接使用电加温器加温，降低了着火风险，提高了试验效率。
本申请属于红外测试领域，特别涉及一种用于红外测试的户外移动平台。包括：箱体、测试系统和供电系统。箱体呈封闭式，所述箱体上设置有测试平台门和测试窗口，所述箱体设置有气温调节设备；测试系统包括设置在所述箱体内部的红外测试仪器和仪器操作台，所述红外测试仪器与所述测试窗口相对应；供电系统包括发电装置、配电稳压设备以及壁挂式电气控制箱，所述发电装置通过发电装置平台设置在所述箱体的外部，所述配电稳压设备和所述壁挂式电气控制箱均设置在所述箱体的内部。本申请能够为测试设备和操作人员提供适宜的工作环境，能不依附于外部供电，可独立开展工作，实用性强、可操作性强、维护成本低。
本申请涉及一种用于压气机畸变试验的旋转挡板畸变装置，所述旋转挡板畸变装置包括电机组件、编码组件、传动组件、挡板组件、畸变机匣组件及转接机匣组件，其中，所述畸变机匣组件连接于试验件进气段，所述转接机匣组件连接试验台喇叭口，所述挡板组件位于所述畸变机匣组件和所述转接机匣组件之间，所述电机组件安装在所述畸变机匣组件上，通过所述传动组件连接至所述挡板组件以控制所述挡板组件周向转动，所述编码组件连接于所述电机组件以测量所述电机组件的输出信息。本申请的旋转挡板畸变装置通过试验中旋转角向位置可实现旋转畸变挡板与压气机进口相对不同的角向位置，可以获得分辨率高的角向进出口场参数。
本申请涉及一种外涵排气集气腔装置，装置包括：集气腔，集气腔包括对开式结构的上半环和下半环，集气腔上设有多个排气出口，排气出口均布在上半环和下半环上，在下半环上设有底部连接板用于连接支撑架，其中，集气腔的径向截面成五边形且具有开口，开口用于引入压气机外涵排气气流；支撑架，支撑架包括多个支脚，支脚与底部连接板连接以支撑集气腔；连接件，连接件包括连接于压气机试验件安装边的内圈、连接于集气腔安装边的外圈及介于内圈和外圈之间的弧形凸起。本申请的外涵排气集气腔装置解决了变循环压气机试验时，狭窄的台架空间条件下外涵排气集气腔的设计问题，保证气流在顺利排出条件下，外涵流场具有较高的均匀性。
本申请提供了一种航空发动机遭遇加速供油的控制方法及装置，属于航空发动机供油控制技术领域。所述方法包括确定发动机遭遇加速条件成立；对常规加速供油规律进行修正，得到遭遇加速油气比供油控制规律；在第一设定时间段内，根据修正后的遭遇加速油气比供油控制规律进行供油，以及在随后的第二设定时间段内，将所述遭遇加速油气比供油控制规律转变为常规加速供油规律，并根据加速供油规律的实时变化过程进行供油。通过该方法保证了发动机在全包线内的稳定性，降低了发动机寿命期内遭遇加速过程中的负荷，有利于减少发动机寿命损耗。
本申请属于航空发动机外部管路设计领域，特别涉及一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路。包括：发动机引气管路(3)和叶型整流罩(6)。发动机引气管路(3)的一端与发动机外侧引气管路(1)连接，另一端与内涵机匣(8)连接，所述发动机引气管路(3)上设置有外涵连接部，所述外涵连接部配合密封圈(4)与外涵机匣(5)连接；叶型整流罩(6)套设在所述发动机引气管路(3)上，所述叶型整流罩(6)一端与所述外涵机匣(5)连接，另一端与所述内涵机匣(8)连接。本申请采用滑动密封结构补偿设计，能够提供较好的变形补偿能力和密封能力，通过叶型整流罩能够大幅减低外涵气流的压力损失，提高中等涵道比涡扇发动机的效率和推力。
本申请涉及一种承力环组件，其包括：承力环，其具有呈折线状的承力环本体，自承力环本体的两端分别延伸有相互平行的第一横向部和第二横向部，自第一横向部上径向延伸出第一径向部，在第一径向部上设有第一通孔，自第二横向部的端部径向延伸出第二径向部，在第二径向部上设有第二通孔，以及在第二径向部上靠近发动机轴线的端部横向延伸有插接部；转子外环，其具有外环本体和自外环本体径向延伸且横向弯折的挂钩部，挂钩部与外环本体形成容纳空间，容纳空间用于与插接部配合；销钉，其穿过承力环和转子外环用于固定两者。本申请通过将最后一级转子外环装配到承力环上以缩短内机匣长度，保证内机匣后端面在承力环前边，以解决内机匣装配干涉问题。