航空发动机试验测试技术
航空发动机试验验证体系建设
航空发动机试验验证体系建设摘要：近些年，我国的科技水平不断进步，目前，高性能、高可靠性是现代航空发动机型号研制的主要目标，为确认发动机可靠性水平，需要在设计、制造、使用全过程中策划并开展各种不同的可靠性试验。
本文针对航空发动机研制阶段的验证性试验，介绍了整机性能试验、振动试验、强度验证与考核试验、疲劳寿命试验和环境试验等整机可靠性试验方法。
关键词：航空；发动机；试验验证；体系建设引言作为贯穿航空发动机全生命周期的关键技术之一，试验与测试技术是发动机发展过程中不可或缺的环节，所以航空发动机试验条件建设备受重视。
以美国为例，美国空军阿诺德工程发展中心（AEDC）常年悬挂着“今天的试验是为了明天的飞行”的标语。
美国在20世纪90年代投入使用的高空模拟试验设备前后花费的资金高达6.25亿美元，是当时世界上最昂贵的单项航空发动机试验设备，而这只是其试验条件建设投入的冰山一角。
1政府主导完成试验验证体系建设在喷气发动机快速发展的20世纪60—70年代，时任英国首相哈罗德·威尔逊亲自参加了NGTE第四座高空台（Cell4）的竣工仪式。
在他看来，现代化的英国要在白热化的科技创新中铸就，而航空发动机将在这场技术革命中扮演至关重要的角色。
归纳起来，航空发动机技术研究和试验验证体系，无一例外都是在国家战略的引领和政府、企业资金的长期支持下完成构建，历经80多年的发展，形成政府机构（包括军方研究机构）、发动机骨干企业、院校3级组织架构，覆盖基础和预先研究、应用研究、产品研发、状态鉴定或者适航取证、外场综合保障全过程。
进入20世纪90年代，由于冷战结束后军备竞赛减速及经济全球化的影响，各国政府不再大规模集中投入发动机试验验证设施建设，但仍安排专项计划统筹支持设备翻新和技术升级，如美国国家航空航天局（NASA）的航空试验计划（ATP）支持喷气推进实验室（JPL）改造了可模拟高空冰晶的结冰试验器；美国空军阿诺德工程发展中心（AEDC）扩建了世界上最大的高空试验台。
航空发动机构造及强度课程实验指导书
航空发动机构造及强度课程实验指导书艾延廷赵永健编沈阳航空工业学院2006 年 6 月前言航空发动机构造及强度是飞行器动力工程专业的骨干专业课程，主要讲授航空发动机主要部件及典型结构，讲授整机及叶片、轮盘等部件的强度振动分析和计算方法，最后讲授航空发动机转子临界转速，航空发动机结构完整性等方面的内容。
轮盘和叶片是航空发动机中的典型部件和零件，研究轮盘应力分布规律、叶片振动振型及固有频率等参数的测量和分析，是航空发动机设计、研制中的关键技术，因此本课程开设“旋转圆盘应力实验”和“叶片振动应力测试实验”两个实验具有代表性，对有关课程的学习具有较好的支撑作用。
本实验指导书是配合该课程实验而编写的。
“旋转圆盘应力实验”是必做实验。
实验的目的是测出等厚、等温、空心、无外载的圆盘旋转时的径向及周向应力沿半径的分布规律，并与计算结果对比分析。
通过实验使学生掌握旋转件应力测试及分析方法；学会使用旋转圆盘应力实验的设备及仪器。
“叶片振动应力测试实验”是综合型、必做实验。
内容为测量并分析等截面叶片弯曲振动及扭转振动的自振频率、振型；验证固有频率计算理论。
该实验的目的是使学生加强对叶片振动理论的理解；掌握叶片振动实验的激振和拾振方法，学会使用李沙育图形法判断叶片共振状态的方法。
通过该实验可使学生进一步理解叶片振动理论，掌握叶片振动的实验研究方法。
本课程实验要求学生进行实验预习，预先掌握INV306D(M)智能信号采集处理分析仪的使用方法，认真回答实验思考题。
目录实验1 旋转圆盘应力实验 (1)1. 实验目的 ............................................................................................................................ 1`2. 实验原理 (1)3. 实验仪器设备 (3)4. 实验步骤 (4)5. 思考题 (4)6. 实验报告要求 (4)实验2 叶片振动应力测试实验 (7)1. 实验目的 (7)2. 实验原理 (7)3. 实验仪器设备 (10)4. 实验步骤 (11)5. 思考题 (13)6. 实验报告要求 (13)实验1 旋转圆盘应力实验1. 实验目的（1） 了解旋转圆盘应力实验的设备和方法，掌握应用电阻应变片测量旋转圆盘离心应力的实验原理和实验技术。
航空发动机的性能评估与优化研究
航空发动机的性能评估与优化研究航空发动机是航空器的核心部件之一，其性能对飞机的飞行安全、经济性及环保性具有至关重要的影响。
因此，对航空发动机的性能进行评估与优化研究是航空工程领域的重要研究方向之一。
一、航空发动机的性能航空发动机的性能可从以下几个方面评估：1.推力：是航空发动机的主要性能指标之一，是衡量发动机推动飞机的能力的指标。
推力大小与发动机排气量、进口空气流量、排气压力比等密切相关。
2.燃油效率：是衡量发动机能否将单位燃油转化为推力的能力。
通常用比油耗（单位推力消耗的燃油量）来表示。
燃油效率越高，飞机燃油消耗越少，航程和载荷能力也将变得更大。
3.寿命：是指航空发动机的使用寿命，与发动机的设计、材料和制造工艺等相关。
4.环境性能：是指航空发动机排放的污染物、噪音等对环境的影响。
航空发动机的环保性能越好，将对航空工业的可持续发展有着重要的影响。
5.可靠性：是指航空发动机在特定工况下的工作可靠性，与发动机零部件和系统的设计、制造、安装和维护等密切相关。
可靠性越高，将影响到飞行安全和通航运营成本等方面。
二、航空发动机性能评估方法航空发动机性能评估方法主要包括试验评估和计算评估两种方法。
1.试验评估试验评估是指通过实验测量航空发动机在不同工况下的性能参数，如推力、燃油消耗、温度、压力等等数据来评估发动机的性能。
试验评估的优点是数据可靠性高，能够直接验证发动机的性能。
缺点则是试验费用高，周期长，且仅对当前发动机进行测评，无法对未来产品进行性能预测。
2.计算评估计算评估是指通过涉及发动机组成和工作细节的复杂物理数学模型进行各项性能数据的预测。
计算评估的优点是节省时间和测试成本，且能为未来的研究提供基础。
缺点则是模型复杂，需要大量的计算能力和软件工具的支持。
三、航空发动机性能优化研究航空发动机性能优化研究是指在评估发动机性能的基础上，采取一系列的技术手段和措施，提高其性能的方法。
目前航空发动机性能优化研究主要集中在以下几个方面：1.燃烧技术：燃烧是航空发动机推进的关键环节。
航空发动机燃烧室燃烧流场PIV实验研究
２．Ｉ实验装置
实验装置如图１所示，采用两台ＩＯＯＫＷ的压气机提供气源，进行热态燃烧实验时，气流在进入 燃烧室之前先通过电子加热器预热到５００Ｋ。实验模型为单单元加力燃烧室简化模型，截面为矩形宽 ｌＯＯｍ、高１００ｍ，实验段长度２００衄，燃烧室前安有涡流器和燃油喷嘴。燃烧室的进口速度为马赫数
（１）燃烧室内冷态流场在涡流器后方背风区有明显的回流区。回流区有一对位置紧靠在涡流器 出口涡量集中的旋涡，这对旋涡上下不对称，。靠近涡流器后方中心线上气流的速度，指向涡流器。
（２）在不燃烧情况下，从涡流器出口喷油，对燃烧室冷态流场结构有一定的影响。 《３）在燃烧情况下，模型燃烧室内中心对称面上存在着一个鞍点，气流从上下两侧向鞍点汇聚。 在鞍点左侧气流向燃烧室出口，在鞍点右侧为回流区，由于存在一对稳定的旋涡，气流在回流区内 得到了充分混和并被带回燃烧室入口燃油喷嘴方向，这对火焰稳定燃烧十分有利。 目前测试工作还存在的问题有：燃烧室内高温造成流体的密度不均匀，使ＣＣＤ记录的粒子图像 发生一定的畸变，从而影响速度场的测试精度，但对测试全流场的流动结构不会改变。对温度场和 密度场的不均匀性对ＰＩＶ测试结果影响的定量修正，是今后完善该测试技术工作的重点和难点。
其扶，在试验中发现，尽骨加装了带通滤波光学镜，Ｂ帧图像仍然存在像素端光饱和现象。采 集到的图像质量不能满足ＰＩＶ互相关处理的要求。这是山于图像采集卡和传输速度的限制，８帧快 门打开时间较Ｋ．为３３ｍｓ．操作软件中无法修改．见图３。由丁强光时间过长．Ｂ帧图像山现时间累 积像素感光饱和现豫。为此设计ｒ简易的机械二次同步快¨粒置．将Ｂ帧的曝光时间缩短为１ｍｓ以
关键词加力燃烧室涡流器燃烧流动流场测量ＰＩＶ
１．引言
高效的燃油经济性和低污染排放的目标需求，使得高性能的燃气涡轮发动机和相关技术研究一 直为世界各国科研机构高度重视和关注。为了提高军用和民用燃气涡轮发动机燃烧室的性能，迫切 需要了解燃烧室内燃烧流动的详细信息，特别是瞬态流动结构信息对研究火焰的稳定特性是非常重 要的。加力燃烧室内部为高温、高压的复杂燃烧流动，常规的接触性测试方法如热线风速仪、多孔 方向压力探针无法得到燃烧流动速度场。这些测试手段大多局限于应用在非燃烧状态，即冷态的流 场特性研究。在测量燃烧室回流区流动时，由于局部流动非常复杂，流动相对于热线和多孔方向压 力探针体轴的夹角常超过９０度，超出了热线和七孔探针的测试能力，使得测量工作仅能在回流区外 的下游范围开展，不能得到完整的流场结构数据。激光多普勒测速仪（ＬＤＶ）虽能以非接触测量方式 的测得燃烧流动速度场，但同上述两种测试方法一样都是采用单点移动扫描进行速度测试，仅能得 到平均速度场，而无法获得某一瞬时全流场流动结构信息。随着流体测量技术的飞速发展，非接触 瞬态流场测试技术一粒子图像激光测速技术（ＰＩＶ）的出现突破了这种局限性。近年来，ＰＩＶ在瞬态 流场测试方面得到了广泛的应用ｕ刮，但燃烧流动的测量对于ＰＩＶ测试技术来说仍然是一个挑战。
航空发动机研制高温测量技术探讨
航空发动机研制高温测量技术探讨杨永军,蔡静,赵俭(中国一航北京长城计量测试技术研究所,北京 100095)摘 要:针对发动机高温测量的新要求,探讨了各种高温测量技术在航空发动机高温测量上的应用情况,并重点叙述了非标准分度热电偶、蓝宝石光纤测温技术、细线超声波测温技术和多光谱测温技术的发展和应用前景。
关键词:航空发动机;高温;测量方法0 前言温度是航空发动机工作过程中一个重要的参数,对航空发动机的研制、试验、生产和使用维修有着重要意义。
我国的航空工业已经从仿制引进发展到自主创新阶段,对各参数的准确测量提出了更高的要求。
高性能航空发动机在运行时,由于气流工作压力和温度都大大增加,使燃烧室后气流温度和高温旋转热端部件表面温度的准确测量成为两个关键问题。
燃烧室出口燃气温场测量主要用于评价燃烧室的效率和温度分布,温度分布要给出沿叶高(决定转子叶片寿命)和周向温度分布的最大不均匀性(决定导向器叶片是否被烧坏)。
随着发动机推重比性能的提高,燃烧室后燃气温度将越来越高,已经超出了标准分度的S 和B型热电偶的测温上限。
对于热端旋转部件,准确测量其表面温度,对于正确评价涡轮叶片的冷却效果和工作状态,保证发动机工作在最佳的温度范围,确保发动机的安全具有重要意义。
这些需求对温度测量提出了新的挑战,必须寻求其他方法加以解决。
1 发动机高温测量技术概述理论上讲,可以利用所有与被测对象温度呈单调关系的可定量测量的特性参数来进行温度测量,因此温度的测量方法和技术是非常多的。
但是,要选择满足实际要求的适合的方法,并不是太容易的事情。
尤其在发动机高温测量上,除了要满足量程和准确度的基本要求外,还要考虑以下因素:使用可靠,适合发动机现场的恶劣环境可直接标定,溯源方便能在线测量,使用简单高效,自动化程度高1 1 传统的接触式热电测量方法在传统的接触式热电测量方法中,热电偶具有使用简单可靠,易实现自动化测量和控制,能测量高温,技术相对成熟的特点,在今后很长的一段时间内,依然会是发动机高温测量的主要手段。
航空发动机试验过渡态测试系统设计及应用
航空发动机试验过渡态测试系统设计及应用张塘卫【摘要】航空发动机试验中过渡态的各项参数，直接反映发动机性能的好坏及其控制系统的优劣，而且过渡态也易发生故障，因此航空发动机试验过渡态测试是一项十分重要的测试内容。
发动机过渡态测试是监测、记录测量参数的实时变化，防止突变损坏发动机，为发动机设计研究和各参数的改进匹配提供真实可靠的依据，保证发动机过渡态的安全运行。
%All kinds of parameters in transition state of the aero engine trial reflect the engine capability and the control system directly.And the failures are occurred in the transition state very easy. So transition state testing is a very important item in the aero enginetrial.Transition state testing of the aero engine includes monitoring and noting the change of the testing parameter in real time.So that can prevent engine failure because of break. And this can provide basis for the designing and researching of the engine and ameliorating parameters veritably and reliably. So the aero engine can be assure to work safely in transition state.【期刊名称】《电子测试》【年(卷),期】2016(000)015【总页数】3页(P21-22,65)【关键词】航空发动机;过渡态;测试系统【作者】张塘卫【作者单位】中国航空动力机械研究所，湖南株洲，412002【正文语种】中文航空发动机的过渡态是指当发动机从一个稳定状态迅速过渡到另一个稳定状态的过程，主要包括启动过程、加速过程、减速过程、接通加力、断开加力、矢量偏转等过程。
航空发动机台架试车工艺流程介绍
航空发动机台架试车工艺流程介绍1 航空发动机试车的一般概念航空发动机试车是指利用专门的试验和测试设备检验全台发动机的性能、可靠性和耐久性的实验过程。
航空发动机是在高温、高压、高转速和高负荷等极为苛刻的条件下工作的，为保证发动机及其系统的可靠性，在发动机交付前，必须进行整机试车。
2 发动机试车台架发动机试车台架主要有以下几部分组成：进气塔、试车间、引射筒、排气筒、排气塔、消音元件。
3 试车类型航空发动机试车类型常见的有四种，分别是：（1）初步运转试车。
发动机第一次装配后，为了磨合发动机零、部件，检查各附件工作情况和装配质量，以及按技术条件调整性能参数而进行的试车，常称工厂试车，有时也称磨合试车、提交试车[1] 。
（2）最终运转试车。
发动机出厂前为了检查最后装配质量和调整性能参数及向订货方提交的试车，也称验收试车，常称检验试车[1] 。
（3）附加试车。
初步运转试车后，由于更换了重要零、部件，而有针对性地考核工作可靠性的试车，一般情况下，运转程序少于初步运转试车[1] 。
（4）油封试车。
为了油封发动机内部而进行的试车。
试车中由起动机带动转子，使发动机的滑油系统、燃油系统及液压系统的所有内腔注入新鲜的油封油。
除常见的试车类型外，还有一些重要的试车种类，如：持久试车、寿命试车、150h 长期试车、破坏试车、空中试车、模拟试车等。
4 试车工艺流程（1）发动机从装配车间通过运输车运至试车厂房，见图2。
（2）使用上部运输系统的吊钩和吊具将发动机从运输车移至预装车上，倒换支点。
上部运输车系统即单轨吊车运输系统。
该系统具有操作方便、控制灵活、占用空间小和活动范围大等特点，非常适用于航空发动机进出试车台架时的运输和精确定位，见图3。
再通过上部运输系统的提升梁将预装位的预装架吊起，移至发动机上方，将发动机安装到预装架上，然后，运送到预装区的安装架台位。
（3）在安装架台位完成发动机的全部安装工作，安装工作的主要内容是：将预装架快装板上的设备系统的供应管路连接到发动机的各个接口；将各测量导管连接到发动机的测量点；将相应的电缆连接到发动机的各插头和传感器；还要进行进气道及各飞机附件的安装和连接。
现代航空发动机温度测试技术发展综述
现代航空发动机温度测试技术发展综述姚艳玲;代军;黄春峰【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)012【总页数】5页(P103-107)【作者】姚艳玲;代军;黄春峰【作者单位】中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院【正文语种】中文航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、工程热物理、传热传质、机械、强度、传动、密封、电子、自动控制等多学科的复杂综合性系统工程，必须依托先进的测试方法，进行大量的试验来验证性能及可靠性（见图1）。
可以说，现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术，是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节[1]。
它随着第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验—仿真一体化方向发展。
图1 F135发动机在试车台上进行性能测试随着航空推进技术、计算技术和电子计算机应用技术的发展，人们建立了更加复杂的设计和分析方法加速航空推进技术系统的研制进程，而这些工程设计与分析方法需要更多、更精密的试验测试数据来验证和确认，因此对发动机测试提出了越来越高的要求。
主要表现在：测试项目、内容、参数种类越来越多，测点容量、测量速度、测试精度、测试自动化程度越来越高，测量参数动态变化范围越来越宽，发动机高温、高压、高转速、高负荷、大流量等条件使参数测量越来越困难。
对航空发动机测试技术的系统化、自动化、可靠性和精细化提出了更加严峻的挑战，必须不断研发创新测试技术方法，才能满足现代发动机航空推进技术发展的要求[2]。
以航空发动机试验测试工程技术为背景，以目前国内外正在研制和使用的先进的非干涉特种测量技术为重点，探究各种高温测量技术的发展与应用。
发动机高温测量主要应用于热端部件（燃烧室、涡轮）高温燃气与壁面温度的测量。
温度是确定热端部件性能的最关键参数。
随着发动机推重比的不断增加，涡轮进口温度已从第3代发动机推重比8.0一级的1750K发展到第4代发动机推重比10.0一级的1977K，未来的第5代发动机推重比15.0一级甚至达到2000～2250K，这使得高温燃气与壁测测量(发动机叶片、盘等零件表面温度测量)成为发动机温度测试中难度较大的关键技术[3]。
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航空发动机试验测试技术
航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结 构与强
度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有 十几个部件和
系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间 隙等工作条件远比飞
机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可 靠性、耐久性和环境特性又
有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、 制造、试验、修改设计的多次迭代
性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一 种新的发动机尚要做一万小时的整机试验
和十万小时的部件及系统试验，需要庞 大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进
航空发动机的关键技术之一，试 验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也
是评价发动机部件和整机 性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为
行业共识。
从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试 验，一
般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气 机试验、平面
叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、 附件试验以及零、
组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空 模拟试验、环境试验和飞
行试验等。下面详细介绍几种试验。
1进气道试验
研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验， 主要
是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行 I/6
或I/5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同 工作
的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要 好。实现相
容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。
2，压气机试验
对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机 特性参
数(空气流量、增压比、效率和喘振点等 )，以便验证设计、计算是否正确、
合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为：
(1) 压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试 验台
上按任务要求进行的试验。
(2) 全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特 性，
确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的 试验。
(3) 在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件 间的
匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系 统试验等。
3，燃烧室试验
在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件 （压力、温度、流
量）所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、 加速
性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方 法。
因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同 试验器上，
采用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设 计要求，因此燃烧
室试验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
按试验件形状可分为单管试验（用于单管燃烧室）、扇形试验（用于联管燃烧室和 环
形燃烧室）、环形试验（用于环形燃烧室）。
另外，与燃烧室试验有关的试验还有：
（1） 冷吹风试验
研究气流流经试验件时的气动特性和流动状态的试验。
（2） 水力模拟试验
根据流体运动相似原理，以水流代替气流，研究试验件内部各种流动特性的试验。
（3） 燃油喷嘴试验
这是鉴定喷嘴特性的试验。
（4） 燃气分析
对燃烧室燃烧后的气体的化学成分进行定性、定量分析。
（5） 壁温试验
模拟燃烧室的火焰筒壁面冷却结构，对不同试验状态下的壁面温度和换热情况进 行测量
和分析。
（6） 点火试验
研究燃烧室点火和传焰性能的一种试验。
4涡轮试验
几乎都采用全尺寸试验。涡轮试验一般不模拟涡轮进口压力、温度，试验时，涡 轮进口
的温度和压力较实际使用条件低的多。因而，通常都只能进行气动模拟试 验，及进行涡
轮气动性能的验证和试验研究。
与涡轮试验有关的试验还有：高温涡轮试验、涡轮冷却效果试验。
5加力燃烧室试验
研究加力燃烧室燃烧效率、流体损失、点火、稳定燃烧范围是否满足设计要求以 及结构
强度、操纵系统与调解器联合工作等性能的试验。按设备条件可分为全尺 寸加力燃烧室
地面试验，模拟高空试验台和飞行台的加力试验。全尺寸加力燃烧 室地面试验一般选用
成熟合适的发动机做主机，以改型或新设计的全尺寸的加力 燃烧室做试验件，进行地面
台架或模拟状态试验。目的是确定加力燃烧室的性能 及结构强度，为整机试验创造条
件，缩短整机研制周期，在性能调整试验基本合 格后在与原型机联试。加力燃烧室高空
性能（如高空推力、耗油率、飞行包线内 点火和稳定燃烧室）的试验，应在高空模拟试
车台和飞行台上进行。
6尾喷管的试验
用全尺寸或缩尺模型尾喷管在试验设备上模拟各种工作状态，测取性能数据，考 核是否
达到设计要求的试验。
按试验内容分为：
(1) 结构试验：主要考验机械构件、调节元件、操纵机构的工作可行性。除用部 件模
拟试验外，主要是在整机上对全尺寸尾喷管做地面、模拟高空试验及飞行试 验。
(2) 性能试验：分内流试验和外流干扰试验。该实验可做缩尺模型和全尺寸部件 模拟
试验或整机试验。缩尺模型试验不能完全模拟真实流动和几何形状，只适于 做方案对比
和机理探讨。
7整机试验
整机地面试验一般在专用的发动机地面试车台上进行，包括露天试车台和室内试 车台两
类。其中露天试车台又包括咼架试车台和平面试车台。发动机地面室内试 车台由试车
间、操纵间、测力台架和试车台系统等组成。
试车间包括进气系统、排气系统和固定发动机的台架。对于喷气发动机、涡 轮风
扇发动机，台架应包括测力系统；对于涡轮轴和涡轮螺旋桨发动机则应包括 测扭(测功)
系统。试车间内要求气流速度不大于 10米/秒，以免影响推力的测量 精度；进排气部
分力求做到表面光滑，气流流过时流动损失尽量少。
8高空模拟试验
高空模拟试验是指在地面试验设备上，模拟飞行状态 (飞行高度、飞行马赫数)和
飞行姿态(攻角、侧滑角)以及环境条件对航空发动机进行稳态和瞬态的性能试验。 简而
言之，就是在地面人工“制造”高空飞行条件，使安装在地面上的发动机如 同工作在高
空一样，从而验证和考核发动机的高空飞行特性。
随着飞机飞行高度、速度的不断提高，发动机在整个飞行包线 (发动机正常工作的
速度和高度界限)范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化。这些变 化对
发动机内部各部件的特性及其工作稳定性，对低温低压下的点火及燃烧，对 发动机的推
力、耗油率和自动调节均有重大影响。发动机在高空的性能与地面性 能大不相同。影响
发动机结构强度的最恶劣的气动、热力负荷点已不在地面静止 状态条件下而是在中、低
空告诉条件下，如中空的马赫数为 1.2-1.5.在这种情况
下，发展一台新的现代高性能航空发动机，除了要进行大量的零部件试验和地面 台试验
之外，还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的 部件和全台发
动机试验。高空模拟试验台，就是地面上能够模拟发动机于空中飞 行时的高度、速度条
件的试车台，它是研制先进航空发动机必不可少的最有效的 试验手段之一。
高空模拟试验的优越性有：
(1) 可以模拟发动的全部飞行范围
(2) 可以模拟恶劣的环境条件
(3) 可以使发动机试验在更加安全的条件下进行：不用飞行员冒险试机，可以防 止机
毁人亡的悲剧。
(4) 可以提高试验水平：测量参数可以更好的控制
（5）缩短发动机研制周期：（两周的高空模拟试验相当于 300次飞行试验，而高
空模拟实验仅为飞行试验的 1/30〜1/6）
9环境试验
环境试验的实质是指发动机适应各种自然环境能力的考核，按通用规范，环境试 验所
包含的项目可以分为三类：
（1） 考验外界环境对发动机工作可靠性的影响，包括：高低温起动与加速试验、 环
境结冰试验，腐蚀敏感性试验，吞鸟试验，外物损伤试验，吞冰试验，吾砂试 验，吞大
气中液态水试验等八项试验。
（2） 检查发动机对环境的污染是否超过允许值，包括噪声测量和排气污染。
（3） 是考核实战条件下的工作能力，包括吞如武器排烟和防核能力。在制订环境 试
验条件时要依据对自然环境的普查、事故累计分析、实战环境记载以及环境保 护要求。
未来发动机技术的发展要求发动机具有更高的涡轮进口温度、效率和可靠性，以 及更低
的排放和噪声，这些都对发动机试验测试技术提出了新的挑战。随着航空 发动机研制水
平的深入，需要幵展的试验种类和数量越来越多；需要测量的参数 类型越来越多，测量
范围越来越宽，测量准确度要求越来越高。现有试验测试仪 器的能力与不断增长的航空
发动机试验测试需求之间的矛盾日益明显，国家应有 计划地幵展航空发动机研制部件和
整机试验所需的测试仪器的研究与幵发工作， 包括特种测量仪器、传感器、测试系统
等，以便及时满足航空发动机研制需要。 另外，研究新的试验测试方法，提升试验测试
技术同样重要。