원래 이름 기록: 中国航发商用航空发动机有限责任公司

本公开提供了一种用于确定叶片温度参量的方法及装置。所述方法包括：获取关于待测物体的预设参数；根据气膜孔的预设位置和与气膜孔对应的流线确定待测物体的在目标位置处的目标气膜冷却参数，其中，与气膜孔对应的流线是根据待测物体在该气膜孔的预设位置处的预设速度确定的，且与气膜孔对应的流线用于指示从该气膜孔流出的第一流体沿待测物体的表面流动的轨迹，在与气膜孔对应的流线上，待测物体的气膜冷却参数从该气膜孔的预设位置沿该流线由气膜冷却参数初始值单调地变化至气膜冷却参数阈值；以及根据初始温度参量和目标气膜冷却参数确定待测物体的目标温度参量。

本公开提供了一种软件完整性架构优化方法、系统、存储介质和程序产品，涉及软件设计领域。该方法包括：对软件运行过程中的预定分区的任务执行最差执行时间分析，评估最差情况下任务执行时间是否存在超时情况；在存在超时情况下，对任务中的数据通道进行分组，得到多个数据通道组；按照每个数据通道组的优先级，依次对每个数据通道组进行预定的处理操作，在下一任务周期，将当前任务周期未执行完成的数据通道组的输出状态回退到上一任务周期产生或保持的过期输出状态。本公开能够消除或减轻定时任务超时可能带来的不利影响，增强系统对任务超时的容错能力。

本发明公开了一种技术出版物维修程序智能编写系统和方法，针对技术出版物的编撰，根据不同类型的数据模块制定对应的模板，从而根据所选择的具体类型数据模块模板来快速编写数据模块初稿。同时，本发明针对数据模块维修步骤中所使用的零部件和工装工具建立了数字模型库，通过调用模型库中的零部件数字模型和工装工具数字模型即可将对应的名称或件号回填到数据模块初稿中，形成数据模块过程稿，然后引入智能仿真验证功能来对数据模块过程稿进行仿真验证，从而及时发现干涉风险，实现了对数据模块编写的同步验证验证。

本发明公开了一种基于虚拟化技术的航空发动机试验数据处理平台和方法，通过与其他模块通信连接的数据预处理中心控制数据导入模块利用基于超融合架构的虚拟化平台进行数据导入，然后通过数据筛选模块来对导入的数据进行深度清理，将异常数据核实后剔除，最后通过数据模拟模块对筛选后的数据进行模拟运行核实，得到符合模拟运行要求的数据。然后通过数据提取模块来对模拟核实后的数据进行提取并整合，并通过数据输出模块将提取并整合后的数据输出到数据需求端。

提供一种滑油系统回油管路的超温区域获取方法，构建自定义函数；构建回油管路固体域和滑油流体域，赋予初始热边界条件，使用仿真软件流体域流热耦合计算，获得第一流体温度场、第一固体温度场及第一换热系数；构建与回油管路存在热交换部件的几何模型固体域，获得回油管路固体域与几何模型固体域进行热交换后的第二固体温度场；使用第二固定温度场数值替代第一固体温度场，再次进行流热耦合计算，获得第二流体温度场和第三固体温度场；重复上述步骤，直至第三固体温度场和第二固体温度场的差值符合迭代要求；提取符合迭代要求的回油管路固体域温度场和/或滑油流体域温度场内的超温区域。该方法能够精准判断和捕捉超温区域。

本发明公开了一种便携式技术出版物查询系统和方法，用户仅需手持便携式扫描终端对零部件实物进行扫描，便可获得该零部件的基本信息。在对零部件基本信息确认后，根据获取到的零部件基本信息和选取的维修任务类型从交互式电子技术出版物系统中调取对应的数据模块进行信息提取，并将生成的维修任务信息传输到便携式信息显示终端以供用户进行浏览和查询。

提供一种航材库存区位优化方法，针对整体出入库周转率构建第一目标函数；针对入库时间构建第二目标函数；针对货架稳定性构建第三目标函数；构建约束条件，约束条件为每个架位只存放一种航材；采用多目标遗传算法求解以上多目标函数，获得具有高入库周转率、低入库时间和高货架稳定性的航材库存区位的最优解。上述方法构建了航材库区分区模型及航材存放架位分配优化模型，可以最大化程度的提高周转率，保证仓库货架的稳定性。还提供一种航材库存区位优化系统。

本发明提供一种基于通流面积的涡轮过渡段流道反设计方法，包括如下步骤：S、确定第一流道型线，获取通流面积沿流向的分布规律，确定第二流道型线两端的约束；S、通过设置约束条件，建立反问题模型；S、求解反问题，通过牛顿迭代法求解非线性方程组，得到第二流道型线上离散点的坐标和内切圆的半径，从而得到第二流道型线。本发明的反设计方法实现了基于通流面积反设计涡轮过渡段流道的算法，显著提升了涡轮过渡段流道设计迭代效率，本发明的反设计方法，采用通流面积反设计过渡段流道，可实现对通流面积的精准控制。

本发明提供了一种具有封严结构的压气机，其包括转子、静子、引气腔和至少一个调压腔，所述引气腔位于所述转子和所述静子之间，所述转子内腔引气通过第一通道进入所述引气腔，所述调压腔设置在所述引气腔的侧部；所述引气腔内设置有第一静压测点，用于监测腔压；所述调压腔内设置有第二静压测点，用于监测所述调压腔内的压力，根据所述调压腔与所述引气腔的压差，供气进入所述调压腔，使得所述调压腔和所述引气腔的压力一致。本发明在引气腔两侧设置压力可调节的调压腔，保持调压腔与引气腔压力一致，以避免引气腔气体泄漏；保证了流量在测量端与引入端一致，提高了测量的准确性。

提供一种设置在双层壁结构上的火焰筒冷却结构，双层壁结构包括外层冲击壁、内层发散壁以及位于外层冲击壁和内层发散壁之间的夹缝，该冷却结构包括第一冲击孔和第二冲击孔；还包括设置在夹缝中的凸起环肋，一端与内层发散壁连接，另一端与外层冲击壁不连接；其中，第二冲击孔包括前倾发散孔和后倾发散孔，前倾发散孔位于内层发散壁的轴向前端，用于引导冷却气流朝轴向前侧流出，后倾发散孔用于引导冷却气流朝轴向后侧流出。还提供一种火焰筒和燃烧室。上述冷却结构可以有效防止火焰筒双层壁的径向热变形不协调问题，并具有较佳的冷却效果。

本发明提供了一种非接触全场应变测量系统、光学测量系统及方法，非接触全场应变测量系统，包括：依次连接的固定背板、移动轨道、滑动组件、相机减振底座、相机固定组件，以及固定在相机固定组件上的第一相机和第二相机，与第一相机和第二相机通信连接的数据处理模块；第一相机和第二相机在滑动组件的带动下沿第一方向移动，相机固定组件与相机减振底座通过弹性组件连接，弹性组件用于抑制第一相机和第二相机由于测试环境振动噪声造成的抖动；第一相机和第二相机用于采集待测物体的变形过程图像，数据处理模块基于数字图像相关算法和变形过程图像得到待测物体的全场应变参数信息。

本发明提供了一种发动机转子叶尖装配间隙测量方法，其包括以下步骤：S、根据叶片叶尖确定叶尖若干轴向位置，转动转子并通过光学测量方法测取该确定位置的平均直径；S、确定与转子叶尖对应位置的机匣位置，通过光学或三坐标测量方法测取该位置的平均直径；S、通过测取的机匣直径和转子叶尖直径，求取转子叶尖实际间隙。本发明相比传统采用塞尺测量叶尖间隙的办法，极大的降低了测量误差。所述测量方法通过光学或三坐标测量的直径尺寸是综合了所有叶片得到的平均尺寸，测量覆盖面广，可信度高。另外通过先进光学或三坐标测量可以满足在固定位置进行检测，可重复性高，可进一步保证间隙测量的精度。

本发明提供一种偏心量测量装置及方法。偏心量测量装置用于测量发动机的径向传动杆试验件在试验机动载荷下的径向偏心量，偏心量测量装置包括基座、转臂、安装结构、标识件以及传感器；其中，转臂转动设置于基座，转臂的转动过程提供作用于径向传动杆试验件上的试验机动载荷；安装结构设置于转臂；径向传动杆试验件固定设置于安装结构；标识件设置于径向传动杆试验件，传感器用于测量标识件的径向位移。上述偏心量测量装置可以提高测量精度。

本发明提供了一种用于民用航空发动机的试验数据采集虚拟化平台。所述平台包括：数据采集系统、第一虚拟化整机试验台以及第二虚拟化整机试验台；所述数据采集系统包括采集终端、节点服务站和总服务站；所述采集终端对第一虚拟化整机试验台和第二虚拟化整机试验台产生的模拟试验数据进行采集；所述采集终端通过智能交换设备与所述节点服务站连接；所述节点服务站通过智能交换设备与所述总服务站连接；所述节点服务站之间通过智能交换设备相互连接。

一种Ti6242压气机鼓筒制造方法，包括以下步骤：以α+β态Ti6242棒材为原料镦制饼坯，并将饼坯加工为不同形状锻造为多个鼓筒试验件，多个鼓筒试验件具有不同的等效应变；对鼓筒试验件进行固溶与时效处理；通过试验和/或模拟计算得到鼓筒试验件的等效应变分布云图；切取具有不同等效应变的样品进行力学性能测试与显微组织分析，确定满足力学性能与组织性能的等效应变约束；根据等效应变约束调整饼坯形状和锻造工序，锻造得到压气机鼓筒成品。该方法能够获得具有均匀网篮组织的Ti6242压气机鼓筒，提高压气机鼓筒的综合性能，提高发动机可靠性与经济性。

本发明公开了一种针对含有深度神经网络软件的测试方法，首先分析含有深度神经网络软件的软件特征，并根据软件特征设计变异算子。然后将变异算子应用到含有深度神经网络软件中进行变异，生成软件变异体。接着利用软件变异体分析判断当前测试用例集是否满足测试充分性要求。若是，则直接使用当前的测试用例集对含有深度神经网络软件进行软件测试。若否，则基于蜕变测试技术和对抗生成网络模型生成新的测试样本来扩充测试用例集。最后使用扩充后的测试用例集对含有深度神经网络软件进行软件测试，并分析判断扩充后的测试用例集是否满足测试充分性要求。若是，则证明软件被充分测试，结束测试。若否，则重复上述步骤继续扩充测试用例集。

本发明提供了一种航空发动机受感部与电缆的连接方法、连接结构，连接方法包括：提供受感部、套管和电缆，将所述套管与所述电缆电气连接；在所述受感部和所述套管上形成第一化学镀镍层；对所述受感部和所述套管分别进行倒角处理，切除焊接部位的第一化学镀镍层；在所述焊接部位对所述受感部和所述套管进行焊接，形成连接部。本发明消除了连接处存在的裂纹缺陷，保证了受感部与电缆的连接强度，解决了受感部与电缆贮存、运输及使用过程中易腐蚀问题。

本公开实施例提供一种航空电机及航空动力装置，航空电机包括：定子组件，包括定子铁芯(1)和多个绕组(12)，定子铁芯(1)包括沿周向间隔设置的多个齿(11)，多个绕组(12)一一对应地缠绕于多个齿(11)；和冷却系统，包括至少一个冷却环套(3)、泵(5)和环形的冷凝器(4)，冷却环套(3)与至少部分绕组(12)各自的周向外轮廓贴合，冷却环套(3)的内腔容纳有气液相变介质且具有第一进口(31)和第一出口(32)，冷凝器(4)套设在定子组件外且用于与外部冷空气换热，冷凝器(4)具有第二进口(41)和第二出口(42)，第一出口(32)通过泵(5)与第二进口(41)连通，第二出口(42)通过第一管路(8)与第一进口(31)连通。