[拼音]：hangkong fadongji shiyan

[外文]：aircraft engine test

利用专门的试验和测试设备检验发动机的 能、可靠 和耐久 。全台发动机的试验又称发动机试车。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。为了保证发动机及其系统的可靠工作，必须进行多种严格的试验。设计计算方法发展很快，但仍不可能把发动机实际工作中可能遇到的所有复杂情况都考虑进去，因此离开试验要研制出工作可靠、技术 的航空发动机是不可能的。大量试验积累的经验与数据是改进设计和计算方法的重要基础。

在一台新型航空燃气涡轮发动机研制过程中，必须对大量的主要零、部件和系统进行试验，这类试验往往占总试验时间的90％以上。全台发动机的试验总时数可达2～4万小时。为了缩短试验周期，就需要消耗十几台甚至几十台同类型发动机。

分为地面试验设备、高空模拟试验设备和飞行试验设备。

供航空发动机在地面条件下进行试验。地面试验设备主要由以下几部分组成：

（1）试车间：又称试车台(见图)，

主要由安装发动机的测力台架和进、排气系统组成。喷气发动机的测力台架应能准确测出推力；活塞式航空发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机的测力台架则应能准确测量扭矩。

（2）操纵间:又称控制室。发动机试验时有100分贝以上的强烈噪声，还有一定的危险 ，因此需要有单独的、能够隔音并有一定防护措施的控制室，供试验人员控制和监视发动机的工作。

（3）测试设备间：其中布置各种测试设备。

（4）试车台系统：包括控制系统、燃油控制系统、水电供应系统等。

它的很大特点是有一个可以控制进气条件和环境压力、温度等参数的高空舱。被试验的发动机置于高空舱内，控制进气条件和舱内压力、温度，即可在地面模拟发动机在不同飞行高度和飞行速度下工作的环境，测取发动机 能并考核发动机及其系统的工作可靠 。

又称飞行试验台。高空模拟试验设备不可能真实模拟所有飞行条件，因此还必须将发动机装在飞机上进行飞行试验。在试验用的飞机上安装完整的测试系统和记录系统，有时也可以用遥测系统将数据发回地面。供试验用的飞机多由大型轰炸机或运输机改装而成，它的优点是可以安装较多的测试设备，但缺点是飞行包线有限。

测试系统由传感器、信号变换器、显示或自动记录设备等组成。它们之间可以用导线连接，有时需要采用遥测系统。发动机测试系统除有准确度要求外，还必须具有远距离传输测取信息并与计算机联机操作的能力。装在飞机上的测试装置，要求体积小并有承受大的过载和在各种环境条件下工作的能力。发动机试验中被测物理量种类繁多，有压力、温度、气流速度、燃油和空气流量、转速、推力或扭矩、应变和振动等。这些物理量分为稳态的（大小基本不随时间变化）和动态的（大小随时间变化）两类。后一类参数如高频脉动的压力、振动、应变等，需要用高频率响应的传感器测量，用示波器显示或磁带机记录，并用动态信号处理仪进行数据处理和分析。在发动机内不宜安装大量的传感器，因此需要利用非接触式测量方法（如激光、光学和 X射线）测量正在转动的零件与静止件间的间隙等。发动机试验，特别是调试试验，输出的信息量很大，可达1000条通道。这样大的信息量必须利用电子计算机按预先编制的程序进行自动化的数据采集和处理。

按 质分为批生产发动机试验和研制发展中的发动机调整试验两大类。

每一台发动机都需要在地面试车台上进行工厂试车和检验试车。工厂试车的目的是磨合发动机，检验零件的加工和装配质量，并对发动机及其附件进行调整，使其达到设计 能。工厂试车后须对发动机进行分解检查，零、部件符合技术要求后方可再装配进行检验试车，否则便需要增加排除故障的附加工厂试车。检验试车的目的是在所有工作状态下检查发动机的工作情况。发动机 能合格和工作正常方可交付给用户。

除这两种试车外，对批生产发动机还有长期试车。长期试车有定期抽检的长期试车和不定期的工艺 试车（检验新工艺、新材料应用效果）。另外，延寿试车也是长期试车的一种。现代发动机的翻修寿命（见发动机寿命）长达数千小时，按翻修寿命进行长期试车耗费燃油和时间太多，因此发展了新的试车方法──等效试车，或称加速任务试车。这种试车方法能真实地模拟完成一个飞行任务过程中发动机各种工作状态的使用情况。等效试车应能模拟真实使用中的循环次数。等效试车还用增加大负荷状态下工作时间以缩短总工作时间的办法考验发动机的可靠 和耐久 。等效试车的试车时数比一般长期试车短，但零件损伤程度却与一般长期试车等效，这是长期试车的发展方向。

研制中的航空发动机需要经过长时间的试车，以便调整它的 能，考验它的可靠 和耐久 。但在长期试车前首先要进行地面台架试验，试验内容包括：

（1）各部件 能及其相互间的匹配与全机 能的调试。在试验中测量航空发动机流程各主要截面上的气流参数和发动机 能参数。

（2）强度检验试车：测量航空发动机振动，主要受热零件的温度和叶片、盘等大应力零件的应变。

（3）循环试验：在航空发动机起动、慢车到很大状态间反复作加、减速循环试验，以检验航空发动机零件的低周疲劳强度和密封件的磨损、转动件与相邻静止件的间隙变化。

（4）系统调整试验：包括对燃油调节器、起动点火系统、防喘和防冰系统、润滑冷却系统、压气机导流叶片和喷管等可调部件的调整试车。

（5）吞咽和吞烟试验：以一定速度向发动机投射飞鸟、砂石、冰雹等外来物，检查发动机的承受能力。模拟发射武器时烟气吞入发动机后发动机的工作状况。

（6）包容 试验：叶片在航空发动机很大转速下折断时，机匣应能将损坏物包容在发动机内。如果损坏物打穿机匣飞出发动机外，则可能造成飞机失火等灾难 事故。包容 试验就是检查机匣的这种包容能力。

（7）环境试验：检查航空发动机对高温、低温、高湿、暴雨等环境条件的适应 以及对发动机进口压力或温度畸变的适应能力。

研制中的航空发动机通过这些试验后再进行长期试车。试车方案与批生产发动机长期试车相同。

新研制的航空发动机除进行地面台架试车外，在进行飞行试验前还需要进行高空模拟试验。这种试验的优点是不受自然气候条件限制，可以安置更多测试设备。一台新研制的航空发动机往往要进行1000小时以上的高空模拟试验。高空模拟试验按模拟的程度不同又分以下三类。

连接式高空模拟试验：航空发动机与供气的管道直接连接。试验时只在发动机进口模拟与一定飞行高度和速度对应的进气压力和温度，舱内压力则保持与这一飞行高度的大气压力相等，设备的供气流量约比发动机进气的流量大10％～15％。在这种设备中可以进行发动机 能、各系统工作可靠 、低空高速飞行时发动机强度、高空发动机点火和燃烧稳定 、进气畸变和雷诺数影响等项试验。

自由射流高空模拟试验：在高空舱的进口装有产生超音速射流的收敛-扩散喷管。航空发动机和进气道在模拟超音速飞行条件下进行试验，检验发动机与进气道的相容 。这种设备的供气流量为发动机进气流量的2～4倍。控制超音速射流的方向可以模拟迎角和侧滑角的变化。

推进风洞实验：在大尺寸的风洞中对整个推进系统和飞行器有关部分（如部分机身或机翼）进行联合试验。推进风洞的供气流量为航空发动机进气流量的10～20倍。试验目的是研究推进系统与机体的相互干扰和推进系统的 能。推进风洞的设备庞大，试验的费用昂贵，所以航空发动机的高空模拟试验主要在前面两种设备上进行。

各种地面试验完成后进行飞行试验。飞行试验可在飞行台上进行，但飞行包线受试验使用的飞机的限制，因此还必须将航空发动机装在准备使用这种发动机的飞机上，按这种飞机的真实飞行任务在整个飞行包线内进行调整试飞。这是航空发动机调整试验的最后阶段。

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