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本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种长时效非接触齿轮行波共振测量系统。包括：齿轮箱体、声学引气管、声学传感器以及计算机。所述齿轮箱体设置在试验间，所述齿轮箱体中设置有齿轮；所述声学引气管的一端设置在所述齿轮箱体内部；所述声学传感器与所述声学引气管的另一端连接；所述计算机设置在测试间，所述计算机具有数据采集模块，所述数据采集模块与所述声学传感器通过信号电缆连接。本申请可以在不对齿轮改装情况下直接进行共振转速测量，简便易行，同时可以进行长时间幅值监控的疲劳试验，对测试件无改装，能够实现对改装困难、无油或者少油的狭小空间内齿轮共振测量。
本申请属于静力与疲劳试验技术领域，特别涉及一种结构静力与疲劳试验装置。结构静力与疲劳试验装置，包括：柔性约束固定组件，用于对试验件进行固定；轴向载荷加载组件，用于沿竖直方向对试验件进行载荷加载；横向载荷加载组件，用于沿水平方向对试验件进行载荷加载。本申请的结构静力与疲劳试验装置，采用内力承载方式，将作为支撑和约束的承载结构设计为横向柔性、轴向刚性的结构，实现轴向载荷加载的同时，保证结构在横向上具有较大的柔度；另外，离心力的方向可以随着气动和离心力载荷增大而发生自适应的偏转，保证离心力加载方向的精度；进一步地，试验装置相比传统方式具有加载速度快、试验周期短、设备体积小、加载精度高等优点。
本申请属于航空发动机振动测试技术领域，特别涉及一种航空发动机振动测试值限定方法及振动故障判断方法。航空发动机振动测试值限定方法，包括预设第一限制值、第二限制值以及第三限制值；所述第一限制值具有第一频带阈值，其中，最大的第一频带值小于工频幅值；所述第二限制值具有第二频带值，所述第二频带值为工频幅值；所述第三限制值具有第三频带阈值，其中，最小第三频带值大于所述工频幅值。本申请的航空发动机振动测试值限定方法及振动故障判断方法，既能准确判断发动机实际运行过程中的振动表现，避免误报警和出现危险不报警，也能实时判断发动机振动超过限定值时可能存在的振动故障。
本申请属于航空发动机封严测量技术领域，特别涉及一种航空发动机封严间隙测量方法，包括如下步骤：将发动机安装至高能X射线平台上；调整射线源位置，使待测部位位于投影图像中心；对待测部位进行扫描，获取投影图像；对投影图像进行叠加降噪、增强处理；对步骤四中处理完成的投影图像进行模板匹配测量分析，完成封严间隙测量。本申请的航空发动机封严间隙测量方法，采用基于高能X射线数字图像模板匹配方法，属于无损测量，能够对发动机内部任意部位进行测量，尤其是发动机运转状态下的测量，效率高，解决了传统间隙测量方法必须进行测试改装且测量部位局限性大的问题。
本申请属于试验器供气系统设计技术领域，涉及一种管网供气的温度压力快速调节装置。该装置包括供给比例分配阀、加温装置、掺混器以及引气管路，供给比例分配阀用于将气源的供气量分配给第一管路及第二管路；加温装置设置在第二管路上；掺混器的入口端连接第一管路及第二管路的出口，用于将冷气及热气进行掺混，之后输出至整流稳压装置；多个引气管路设置在整流稳压装置上，并汇总后连接至排气管，排气管上设置有压力调节阀门，本申请通过加温装置及掺混箱实现了温度的快速调节，通过多个引气管道及压力调节阀实现了出口压力的快速调节，保证了整流稳压装置的温度、压力、流量满足试验件需求，本申请能够实现快速泄压，保证设备和试验件的安全。
本申请属于燃气轮机试验技术领域，涉及一种燃气轮机部件级仿真方法，所述方法包括获取压气机特性参数的步骤，根据试验测得的压气机特性参数，通过拟合插值求解任一压比及转速下的流量与效率，本申请通过在二维坐标下做等距线，获取了包含压比、转速及流量三个参数在内的矩阵，通过该矩阵拟合转速与流量曲线，以及拟合转速与压比曲线，从而获得已知转速下的多个压比及流量，之后拟合压比与流量曲线，计算已知压比下的流量，效率计算方式等同。本申请在进行燃气轮机部件级仿真时，能够根据给定的转速与压比迅速计算出流量与效率，计算速度快，精度高，满足了燃气轮机动态仿真模型的要求。
本申请涉及一种控制探针自动跟踪系统零点漂移的修正方法，所述修正方法包括：把具有第一探针和第二探针的复合探针放置在未知流场中，获取第二探针中的P1、P3和P2的压力参数；根据压力参数P1‑P3在某个时段的平均值是否大于设定的阈值，判定是否计算偏移量Kβ；若平均值大于设定的阈值，则计算偏移量Kβ；根据偏移量Kβ与气流角的关系判断修正量的趋势，所述趋势包括递增或递减，求解未知零点基准值修正量直到监测到压力参数P1‑P3在某个时段的平均值回到设定的阈值范围内使得‑γ≤Kβ≤γ，完成探针平衡点得到修复，若偏移量Kβ大于|γ|，则继续递增或递减，直至‑γ≤Kβ≤γ，其中，γ为平衡点偏移的最小设定范围。本申请可以实现平衡点自动跟踪和补偿。
本申请属于气体流场测量技术领域，特别涉及一种提高探针自动跟踪测量控制稳定性的方法，包括：标定差压变送器的静态零点值；通过自动对向探针对气体的流场进行测量；PLC对差压变送器电信号进行实时采集并转换成压力值，当铅垂面方向差压变送器与基准值的差值小于或等于第一预定值时，发送零的速度代码；否则计算得到俯仰角实时校准压力系数，并转换成速度控制代码；当探针角位移速度小于或等于第二预订数值时，将速度控制代码进行发送；否则设定的探针上限速度代码。本申请的提高探针自动跟踪测量控制稳定性的方法，解决了探针测量过程中超调量无法控制和测量时的探针摆动现象，提高沿栅距(或叶高)的步进速度，缩短试验周期，降低试验成本。
本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种能够降低积碳的火焰筒头部，包括外筒(4)，通过头部转接段(5)固定在火焰筒入口端；文氏管(2)，具有沿火焰筒轴向先收敛后扩张的金属通道壁面(6)，且在通道末端具有径向端，所述文氏管套接在所述外筒(4)内部，所述径向段的一侧与所述外筒(4)之间形成第一旋流通道；挡板(3)，设置在所述文氏管(2)的另一侧，并与所述文氏管(2)之间形成第二旋流通道；所述金属通道壁面(6)设置有降低表面附着力的涂层。本申请采用了在文氏管流道表面覆盖低积碳附着力涂层的方式，从而达到降低文氏管表面吸附力、降低积碳的目的。
本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种燃气轮机燃烧室燃烧器，其燃料输送管路包括最内层的副级燃料气管，以及沿径向依次套接的副级套管、内管及外管，内管与外管之间形成主混合通道，其内设置有主级旋流器；副级套管通过文丘里管连接设置在内管内壁，副级套管与副级燃料气管之间形成次混合通道，其内设置有副级旋流器，副级燃料气管向次混合通道内延伸有副级燃料喷杆；副级燃料气管内套设有值班级燃料气管，通过值班级燃料喷嘴向燃烧室火焰筒内喷射燃料。本申请设置了两级轴向旋流器、三级燃料喷嘴和文丘里结构实现燃料的预先混合燃烧，优化了燃烧室头部的分级效果，在实现低NOx排放的同时，改善了燃烧器的点火性能，降低了燃料系统复杂性。