航空发动机试验是指利用专门的试验和测试设备检验发动机的性能、可靠性和耐久性的实验。全台发动机的试验又称发动机试车。航空发动机的试车过程一般包括：冷运转→慢车→起飞状态→最大连续功率状态→慢车→停车→冷却。根据试车目的不同，一次试车时间在20分钟到8小时不等。

航空发动机是一个复杂的动力装置，主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。其内部的气动、热力和结构特性非常复杂，因此对其工况尚不能从计算上给予详尽准确地描述，必须依靠试验来获得相关数值。在进行发动机装配前，需要确认每个部件的性能均满足设计指标，同时，需要在试车台上进行试验测试（如压气机的增压比、空气流量、喘振点，燃烧室的燃烧效率、出口温度分布等），获得整机的推力、单位耗油量等性能数据，用于评价其是否满足设计使用要求。

发动机研制中要进行大量的材料、零部件、整机试验测试才能确认其性能、可适用性、环境条件、完整性、战斗生存力等是否满足发动机使用要求。据统计，一型航空发动机研制工作一般需要进行10 万小时的部件试验，4 万小时的材料试验，1 万小时的整机试车。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。

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，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精确测出推力；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精确测量扭矩。

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，还有一定的危险性，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。

高空模拟试验设备的最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，测取发动机性能并考核发动机及其系统的工作可靠性。为了模拟不同进气攻角等条件还有自由射流高空模拟设备和试验推进系统的推进风洞, 比直接连接式高空模拟试验设备更加庞大复杂。

飞行试验设备又称飞行试验台。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，其缺点是所试飞行包线有限, 试验周期长, 相对试验费用高。由于高空模拟试验设备和测试技术日臻完善, 有取代飞行试验台的趋势。尤其是超音速战斗机的发动机多装在原型机上试飞。

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精确度要求外，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。

发动机研制

按照试验项目设置，航空发动机通用规范中大部分研制试验均可划归为可靠性试验，均可用于发动机型号研制的可靠性综合评估。其内容主要包括结构完整性、性能稳定性和控制系统中的软件可靠性设计等。结构完整性保障推进系统结构设计足以满足强度、振动、耐久性、损伤容限、包容性等要求；性能稳定性意味着持续且可靠地起动，平稳而又灵敏地加、减速，在给定功率状态下保持稳定的推力以及无失速、熄火和燃烧不稳定等。当然，作为设计分析的基础，在研制中还要关注材料性能试验，充分保证基础数据的可靠性。

零部件和系统试验

按照发动机有关标准、规范及指南中涉及的试验要求，发动机的零部件、系统试验主要划分为3 类。

（1）部件性能与稳定性验证试验。该类试验指对核心机、风扇、压气机和涡轮等部/ 组件及控制系统等开展的试验，包括调节能力试验、加力燃烧室稳定性试验，控制系统的半物理模拟试验等，为确定部件和系统稳定性提供了依据。

（2）在正常使用环境条件下的可靠性、耐久性试验。该类试验是为验证零部件在正常工作环境条件下进行的可靠性、耐久性试验，如叶片高循环疲劳试验、盘轴等关键件的低循环疲劳试验、关键件的损伤容限试验，成附件的环境和可靠性试验等。在进行该类试验过程中极限载荷环境的确定对验证部件和系统的可靠性意义重大。

（3）在恶劣载荷条件下的部件安全能力试验。该类试验包括包容性、盘破裂、扭矩极限、承压容器的压力试验等。如盘的破裂试验一般要检查出裂纹或破坏为止；进行滑油系统开展滑油中断和耗损试验以验证在滑油耗损后能继续在规定时间段内安全工作的能力。

整机试车和飞行试验

全尺寸发动机试验的目的是验证各设计系统是否满足发动机运行要求，以及补充验证在部件试验中模拟实际环境不够充分或无法开展的项目；飞行试验则是补充在地面和高空台无法验证的试验内容。整机试车、试飞项目主要包括3 类。

（1）整机性能和稳定性试验。该类试验包括参数测量、控制规律调整试车、转子动力学试车、热和压力测量以及振动应力测量等，由此提供整机性能数据，验证发动机的性能分析模型的正确性。验证进气道、压气机、燃烧室和涡轮的温度极限、燃烧室和加力燃烧室的熄火极限、飞机机动包线内的畸变极限等。开展地面和高空模拟试验，以说明并检验推进系统的瞬态响应特性，以及地面和高空试验验证起动能力等。

（2）载荷试车。该类试验包括加速任务试验/ 加速模拟任务耐久性试验，以及动应力测量等，验证发动机能够在计划的检查间隔和设计使用寿命期内安全、经济且可靠地工作。各类极限载荷环境对验证整机可靠性具有重要意义。

（3）在恶劣载荷环境条件下的整机试车。该类试验包括叶片飞出、包容性、超温、吞烟等，验证恶劣载荷对发动机的影响，即在恶劣载荷作用后的规定时间内保证飞机安全的能力。

成附件的可靠性试验

成附件的可靠性极限/ 强化试验实际上就是在产品研制初期，根据故障模式及失效机理分析结果，通过针对性施加强化的工作载荷，激发并暴露产品功能和结构的薄弱环节，进行故障定位、失效分析，找出失效原因，提出设计、工艺改进措施，以提高产品可靠性的方法。

整机可靠性试验

除重要的主机零部件、成附件和系统部分专项试验外，其他部件要在整机这个真实的环境平台上进行摸底和验证，整机可靠性试验是验证发动机主机、系统承载能力和稳定性的重要环节，其方案确定对发动机可靠性的考核有着至关重要的作用。在规划整机可靠性试验时，需要从故障模式的角度开展试验条件和载荷设计。发动机机械零部件和系统的故障模式包括裂纹、断裂、磨损等，电子产品则经常发生漂移、短路、断路等故障模式，其原因主要包括振动、温度、环境因素（如“三防”需要）和燃油品质等。整机可靠性试车载荷谱编制中需要充分考虑振动、温度和各类额定值。

经过60余年的发展，中国航空发动机试验测试技术取得了较大进步。

在高温测试方面，已研制出使用温度达1800℃的高温热电偶，并成功地用于燃烧室出口温度场测试；示温漆测温最高可达1250℃，可用于复杂构件表面温度场测量；已掌握1000 ℃高温应变计测量技术，正在开展1100℃高温应变技术研究。在气动参数测量方面，能够设计制造各种气动探针，压力探针测试可以满足Ma=0.1～1.4的测试，并已成功用于发动机试验中。

在动态压力测试方面，已研制和开发出多套动态采集设备（采样率最高200kS/s，可实现100kHz以内信号测试分析）及信号分析软件，能够开展大发激波测试、非定常流、畸变旋涡尺度、整机气动极限参数、失速喘振监测、消喘等工作；能够设计制造通用引电器及特殊结构引电器和遥测系统；叶尖间隙测量（测量范围0.3 ～3.0 mm、传感器端面耐温高达1400℃）、燃气分析、非接触叶尖振动测量技术、轴向力测量等已成功应用于发动机部件及整机试验测试；能够进行大规模试验数据采集分析，试验数据管理系统（TDM）已建成并投入使用。

西方发达国家对发动机试验测试工作非常重视，美国成立了推进仪表工作组PIWG（Propulsion Instrumentation Working Group），欧洲成立了EVI-GTI（EuropeanVirtual Institute for Gas Turbine Instrumentation），致力于研究发动机关键试验测试技术和测量仪器。欧洲投资了HEATTOP（Accurate High TemperatureEngine Aero-Thermal Measurements for Gas-TurbineLife Optimization, Performance and ConditionMonitoring）计划；美国持续实施综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)、多用途经济可承受先进燃气涡轮发动机（VAATE）、先进燃气轮机系统（ATS, ADVANCEDTURBINE SYSTEM）等项目。这些项目推动了先进发动机试验测试技术的发展。

多年来，国外知名的发动机制造公司、研究机构以及专业发动机测试设备制造公司在测试技术研究方面加大投入，掌握了大量先进的测试技术，并持续推进测试技术预先研究。例如，德国MTU公司掌握1400K高温应变测试技术，其自主开发的BSSM系统配备多个电容测头，可同时实现叶尖间隙、叶片振动、叶片解扭角的测量以及对叶片裂纹进行监测；NASA Glenn研究中心在薄膜热电偶、热流计、应变计方面开展了大量研究；Vibro-Meter公司推出了可测量高压涡轮的微波叶尖间隙测量设备；HEATTOP计划中已实现了在1550℃下动态压力测量以及响应时间为0.2s时测量壁面温度的快速响应热电偶等技术；英国ROTADATA公司的ROTAMAP系统，利用红外测温技术实现了对测量涡轮叶片表面温度场的测量。目前中国很多高端发动机测试设备仍然依靠进口，在航空发动机先进测试技术研究和先进测试设备研究方面与国外尚有较大差距。

此外，一些先进发动机国家建立了完善的发动机试验测试技术体系和标准体系。国外在20世纪70年代就编制了《AEDC-TR-73-5 Handbook, uncertaintyin gas turbine measurements》（《燃气涡轮发动机测量不确定度指南》），至今仍然被航空发动机行业广为引用；NASA 编制的《NASA-HDBK-8739.19-2 Measuringand Test Equipment Specifications》（《测量和试验设备规》）、《NASA-HDBK-8739.19-3 MeasurementUncertainty Analysis Principles and Methods》（《测量不确定度分析原理与方法》）等文献，对测量数据不确定度评定以及测量可靠性分析技术方面进行了详细描述；ASME 出版的PTC 系列标准内容详实、可操作性强，对发动机测试工作具有很高的参考价值，例如《ASME PTC 19.1 Test Uncertainty》（《试验不确定度》）、《ASME PTC 19.2 Pressure Measurement》（《压力测量》）、《ASME PTC 19.5 Flow Measurement》（《流量测量》）等；SAE也有大量与航空发动机试验测试关联度很高的技术标准和技术报告， 例如《SAE-AIR-4951 Test Cell Thrust Measurement》（《试车间推力测量》）、《SAE AIR 4979 Estimation Of MeasurementUncertainty In Engine Tests Based On NATOAGARD Uniform Engine Test Program》（《NATO AGARD UETP 计划测量不确定度评估》）、《SAE AMS2750 PYROMETRY》（《高温测量》）等。相对而言，中国在试验测试方面的标准规范在专业覆盖面、标准规范的细致程度和可操作性、标准体系的关联性及完备性等方面仍有较大差距。

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。新一代智能发动机将采用更多的主动控制技术和健康管理技术，这对传感技术提出了更高要求。

未来航空发动机试验测试技术发展的需求主要包括：高性能测试仪器、小型传感器设计、长寿命高可靠传感器设计、嵌入式传感、高温燃气温度测量及校准、高温构件表面温度测量及校准、涂层状态监测、高温气体流量测量校准、燃油流量动态测量校准、叶尖间隙测量与校准、整机和部件应力和振动测量、遥测、噪声测量校准分析、排放测试、滑油品质在线监测、气路监测诊断、气动稳定性及动态压力测量、空气系统测量、流场精细测量等试验测试技术研究工作、专用测试设备校准技术及试验测试结果的准确度提高技术等。