導讀：從1937 年德國建立起第一座沖壓式發動機高空試驗設備起，全世界已有德、美、英、法、前蘇聯和中國相繼建立了包括不同類型的高空臺在內的大型航空動力裝置試驗研究基地幾十個，高空試驗艙近百個，以及不計其數的部件試驗設備，這對世界航空動力裝置的快速發展起到了極大的推動作用。

航空發動機是飛機的心臟，是提高飛機性能和更新換代的決定因素之一。作為典型的高科技軍民兩用產品，航空發動機對科學技術和國民經濟的發展具有重要的意義，是一個國家科技、工業和國防實力的重要標志。我國至今還沒有實現從引進、仿制到自行設計的戰略轉變，沒有一個發動機型號走過自行研制的全過程并裝備部隊。

目前，我國不僅民用航空動力市場幾乎已全部被外國占領，而且所有已研制的的軍用飛機也是在買裝或仿制國外發動機，這種狀況不但與我國在世界上有重要影響的大國地位極不相稱，而且一旦國際形勢突變，或者在周邊地區發生局部戰爭，我空軍將因動力受制于人而陷入極大的被動。落后就要挨打! 這種局面令人十分擔憂!

造成這種局面的原因是多方面的?？同F上，航空發動機技術復雜，研制難度大、花錢多、周期長，國家工業和技術基礎薄弱；主觀上，對航空發動機研制的復雜性和規律性認識不足，技術儲備不夠，經驗少；加之攤子大，戰線長，重復建設，造成力量分散，包袱重，投資不足；引進、仿制機種過多又沒有良好地消化、吸收和創新，特別是一直比較注重型號研制，而對預先研究、打基礎的工作卻重視不夠。世界骯空動力發展的歷史說明，一個國家想成為航空強國，建立強大的、高水平的國家級航空發動機試驗條件是十分必要的。

世界各國航空動力裝置試驗條件建設的發展歷程

1、二十世紀40 年代至60 年代中期的蓬勃發展階段

這一時期，由于航空渦輪噴氣發動機的誕生和發展使飛機突破了音障，并很快發展到兩倍以上的音速。這樣，單從部件試驗和海平面試車臺的試驗結果己難以準確地確定發動機高空性能和工作穩定性。因此，大型試驗設備建設在美、英、蘇、法等國得到大力發展。

在這段時間內，美國了建立近10 個試驗基地，擁有10 座高空臺，包括幾十個高空試驗艙。英國建立了3 個發動機試驗基地，擁有3 座高空臺，5 個高空試驗艙。法國建立了一個試驗基地，4 個高空試驗艙。前蘇聯也建立了一個試驗基地，4 個高空試驗艙。英國國家燃氣渦輪研究院(NGTE)在1958 年建成投產的3 號連接式試驗艙，其直徑達6.1 米，長24.4 米,空氣流量272k 公斤/秒，模擬高度25000 米，模擬馬赫數達到3。該臺可廣泛用于發動機的性能試驗和標定試驗。

艱難的航空發展,使前蘇聯政府時刻認識到，沒有高空臺很難發展大推力和高性能的航空發動機,從50 年代開始，前蘇聯中央航空發動機研究院(CIAM)在距離莫斯科45 公里的杜拉耶夫村開始集中興建前蘇聯唯一的大型航空動力裝置試驗研究基地，建成了多個高空艙和配套的零部件試驗設備。

真正令世人震驚的是美國空軍阿諾德工程發展中心(AEDC)在1956 年耗資7870 萬美元，建成了世界上第一座推進風洞16T 和16S。這是全世界第一座進行全尺寸進氣道/發動機/尾噴管聯合試驗的高空臺，能非常真實地模擬飛行時的狀態。

60 年代末至80 年代的發展成熟期

為適應“協和號”超音速運輸機的奧林帕斯593 發動機的研制，英國在NGTE 建立了大型自由射流艙4 號艙。這個艙能對協和號飛機在各種不同飛行姿態下的進氣道進口條件進行模擬。4 號艙最初的設計目標為: 在馬赫數1.5-3.5 連續變化范圍內，能進行帶進氣道與尾噴管的全尺寸發動機試驗，其馬赫數變化速率每秒為0.1;側仰角和側滑角的模擬角度可達20 度變化速率可達10 度/秒。典型的試驗項目有:側滑飛行試驗、飛機超音速特性評定和冷天試驗等。

在此期間，美國也增建了類似的設備，而且還可以對飛機前機身的影響進行模擬試驗。美國GE 公司1968 年投產的43 號連接式高空艙，可測溫度392 點、壓力400 點、頻率10 點(燃油流量和轉速)，橋路24 點、振動10 點、液體壓力21 點、共計857 個測量困道。其瞬態測試能力己達400 個模擬量，采樣速度達200-1000 通道/秒。采樣后3min 內即可得到發動機試驗性能數據和飛行數據。

前蘇聯在這一時期也繼續對杜拉耶夫村試驗基地進行擴建，不但新建了一個大型氣源站和大量零部件試驗設備，還新建了一個可進行自由流試驗的高空艙。使基地能力擴展到: 最大供氣量650kg/s,最大抽氣能力100000--110000 立方米/秒,進口空氣溫度-60℃—300℃(改建后可達 400℃)，模擬飛行高度0-22000 米,模擬飛行馬赫數為3(高度為12000m 3 時)，總裝機功率達600000kW,目前擁有四個實驗艙，直徑均為6 米(在莫斯科總部還有一個3.2m直徑的小高空艙)。此外還可以模擬熱帶地區和雨天氣候條件，進行發動機高低溫起動試驗。在馬赫數為1.8- 2.5 范圍內,也可對飛機進氣道進行試驗。

巨型高空臺的興建

美國在80 年代投資6.5 億美元，花了近10 年時間，在AEDC 進行大規模技術改造，在90 年代建成了目前世界上最大的航空發動機高空臺〔AST)。這座高空臺的主要特點是:有兩個試驗艙，一個是直接連接式試驗艙，另一個是自由射流試驗試驗艙。艙體直徑達8.5 米,長度為 26 米,總空氣流量為725kg/s，供氣溫度從-100℃至800℃;冷卻用循環水量達40000 立方米/小時,軟化水處理能力為70000 立方米/小時:管網系統結構非常緊湊，所有管道全部采用不銹鋼，無銹蝕，既解決試驗供氣的清潔度，又延長使用壽命。

前蘇聯為了適應大型民用渦扇發動機試驗研究的需要，80 年代末， CIAM 又決定在該基地增建一個直徑為10 米的特大型高空試驗艙，并繼續擴建其氣源能力。該項目原定1999 年投產。后因蘇聯解體，國家經濟困難而中途暫停。值得指出的是，雖然俄羅斯經濟十分困難，特大型高空試驗艙建設流產，但是近幾年政府仍投入資金將碳鋼管道逐步更新為不銹鋼，并更換一部分老化的氣源機組。

與此同時，與我國毗鄰的日本和印度也各自投資10 億美元在90 年代末啟動了日本和印度航空動力裝置試驗基地建設計劃。

在此期間，世界各國高空臺的各項試驗技術和測試技術都已趨成熟。直接連接式高空艙顯示出試驗范圍廣、功能強、精度高、費用低、周期短和效率高等無無可比擬的優越性，其試驗項目已從一般性能鑒定和調試試驗，發展到功能試驗、進氣畸變試驗和環境試驗，以及結構完整性試驗等。英、美等國逐步將原在其它試驗臺的許多試驗轉移到高空臺上進行而且以軍用規范的形式，確立了高空臺在航空發動機研制定型中的地位和作用。為此集中國家的人力、物力和財力，統一規劃建設具有國際水平的航空動力試驗裝置是十分必要的。

中國航空動力裝置試驗研究條件建設的發展歷程

早在1964 年，聶榮臻元帥就指出:“要抓緊空氣動力中心和高空模擬試車臺的建設，若再遲遲不動，將來必將造成大的被動。”遵照聶帥指示，1965 年開始在四川省江油地區建設以高空模擬試車臺為中心的中國航空動力裝置試驗研究基地。

至70 年代末，基地的大部分零部件試驗設備陸續建成投產，并開始承擔試驗研究任務，至今已經運行20 多年。從1980 年~1989 年擬完成我國第一個按系統工程組織管理的“高性能推進系統工程預研;1989--1990 年順利完成了推重比8 一級核心機研制，在自行設計的道路上跨出了關鍵性一步;與此同時，1990 年又開始進行第四代背景戰斗機動力推重10 一級的發動機關鍵技術預研及其對俄合作，至今己取得了良好進展。

除完成以上預研任務外，零部件試驗區還承擔并完成了許多在研或在役發動機的部件研究或排故性試驗，如:渦槳5。渦槳6、WP7 系列、WPI3 系列、10 號機、渦扇10 等10 多個機種的部件試驗，以及推重比8、推重比10 和中俄、中印、中德、中美等多項國際合作課題中的壓氣機、渦輪、燃燒室、葉柵、盤、軸、轉子等零部件的強度、振動、氣動、性能等試驗研究任務。

高空模擬試車臺建設從1965 年開始，幾經周折，歷時30 年，于 1995 年建成投產，榮獲國家科技進步特等獎和“九五”全國十大科技成就獎。自1984 年直接排大氣調試成功后，SB101 高空臺即開始承擔型號試驗任務，至今己完成P11 一300、WP 一7、WP13AII、WP13B, AL 一25, RD-33、FWP-14, WS10,推比10 核心機等10 多個機種的研究試驗、排故試驗和定型試驗等任務，目前正在準備迎接FWS-10 和 10 號機的試驗，為我國航空動力裝置的測繪仿制、改進改型和自行研制作出了應有的貢獻。同時，也培養和造就了一支從事發動機預先研究和試驗研究的高素質科研技術隊伍。

早在50 年代開始，在原蘇聯的幫助下，我國開始在沈陽、株州等地相繼建成了以發動機三大部件試驗研究為基礎的試驗設備,同時在各生產廠家建成了整機的地面試車臺，主要是為生產和修理的定型發動機出廠驗收。

航空發動機高空模擬試驗

根據我國國情和基地現有條件，吸收前蘇聯的成功經驗和世界各國同類試驗基地承擔的任務情況，并結合國防科研院所體制改革的總體思路，以及總裝和科工委領導對航空動力裝置的發展規劃的指示，確定航空動力裝置試驗研究基地的發展方向和全要任務是:

航空發動機高空模擬試驗

主要承擔各型航空發動機研制階段中的研究性排故(RT)、飛行前規定試驗(PFRT) 定型試驗(QT)和使用過程中的改進改型試驗與排故性試驗,提供航空發動機在標準大氣條件件下的海平面性能和高度速度特性。主要試驗項目有:航空發動機地面和高空校準試驗，高空性能試驗，推力 6 瞬變試驗，功能試驗，進氣畸變試驗，空中啟動和再起動試驗和高空風車旋轉試驗。

航空發動機穩定性評定試驗

主要承擔航空發動機在飛機機動飛行條件下進氣壓力畸變和武器發射條件下進氣溫度畸變等不穩定因素對航空發動機穩定性影響的研究性試驗和評定試驗，確定航空發動機的穩定裕度。主要試驗頂目有:航空發動機進氣壓力畸變試驗，溫度畸變試驗:壓力，溫度組合畸變試驗，自由射流高空模擬試驗，發動機的逼喘試驗。

航空發動機的環境和特種試驗

主要承擔航空發動機模擬高、低溫啟動及高原啟動試驗，吞水試驗，結冰和吞冰試驗，吞鳥試驗，吞煙試驗，抗外物損傷試驗，排氣污染和噪聲試驗，核心機進氣加溫、加壓試驗，整機振動試驗,腔溫腔壓試驗, 應力應變試驗,矢量推力試驗等。

發動機預先研究中的零部件研究性和鑒定性試驗

主要承擔高性能發動機預研和型號研制中所需要的部分零部件試驗，包擴全臺風扇、壓氣機試驗，主燃燒室試驗，加溫加壓的壓氣機試驗，雙軸壓氣機試驗，單、雙軸渦輪試臉，加力燃燒室單獨試驗,燃燒室高空點火試驗，壓氣機和渦輪葉柵試驗，噴管模型試驗，壓氣機和渦輪 盤,轉子及葉片的強度試驗，應力試驗,振動試驗以及燃調和控制系統的試驗等。

航空動力試驗研究基地發展建設的原則

統一規劃，避免重復建設的原則

當時按照江澤民總書記對國防工業體制改革的指示精神，為避免重復建 7 設，進行統籌考慮，一次規劃。分步實施的原則，就應將需要氣源的整機和零部件試驗設備建在同一基地，以提高設備的利用率,減小設備的維護保養費用和縮減人員編制，保證型號急需,兼顧基礎保障條件的原則。

為保今后5 一10 年內，FWS-10 和10 號機等型號試驗和推比10 發動機預先研究試驗的需求，同時兼顧基礎保障條件建設“十五”規劃，就應立足在對現有試驗設備進行適應性改造的基礎上，新建部分國內尚屬空白的急需設備，這樣才能解決建設周期與型號急需之間的矛盾。

重點試驗設備建設加力燃燒室試驗艙

世界上先進航空大國的軍民用飛機已經發展到相當高的水平，飛機對發動機的需求越來越高。第四代戰斗斗機更向高機動性、高速、高推重比(9 一10)、推力矢量、小涵道比的方向發展，以美國的F119, 歐洲的EJ-200,俄羅斯AL-41，將是21 世紀的先進代表，推重比都在 9-10 左右，配裝的戰斗機機動性、速度卻越來越高。

作為超音速飛機的加力燃燒室是發動機的主要部件之一，到目前為止仍不能采用小尺寸模擬試驗，而它在高空條件下的問題更多，如高空加力點火、穩定燃燒、冷卻問題等都隨著很多因素而改變，而燃燒效率也是隨高度的增加而減少。因此，為了保證加力燃燒室穩定工作。必須要在高空模擬試車臺進行反復多次的試驗。要研制一臺加力燃燒室，一般要在高空臺上進行2000 小時試臉，若要用主機與加力燃燒室聯合進行多次試驗，則需要4 到6 臺主發動機。況且主發動機是新研制的，且聯臺試驗出現問題就比較難以分析，勢必影響整個發動機的研制周期。

國外加力燃燒室研究開始較早，凡有高空臺的國家都建有專門的試驗加力燃燒室的高空艙，俄羅斯CAIM 有一個艙專門試驗燃燒室，英國國家燃氣渦輪研究所50 年代就建成有加力燃燒室高空試驗艙，也就是2 號艙。

我國現已建成高空模擬試臉臺，但沒有專門的加力燃燒室試驗艙。國內某型發動機的加力燃燒室試驗目前只有在國外進行試驗。“九五”期間國家批準了在中國燃氣渦輪研究院的高空模擬試驗臺上建立加力燃燒室試驗器的項目，該項目已通過俄羅斯專家的咨詢，現已完成加溫器的設計和加工，由于沒有專門的試驗艙，仍無法投入使用，因此，有必要建設我國自己的加力燃燒室高空試臉設備。

核心機試驗臺

縱觀當今在役和在研的高性能民用和軍用航空發動機，幾乎無一例外都采用部件研制----核心機研制--驗證機驗證--型號研制及發展的研制途徑。例如:美國F100, F119；歐洲的RB199, EJ200。羅-羅公司的瑞達發動機，在瑞達700 的核心機上，發展了瑞達800、500、 8104 等多個型號發動機以滿足不同飛機的需要。

我國的軍用航空發動機從仿制到自制仍然沒有走過一個全過程。目前，我國在研的先進航空發動機，核心機也是利用國外的成熟核心機。中國燃氣渦輪研究院在九五期間己走過部件到核心機研制歷程，并獲得成功。實踐證明走這條路研制先進發動機是行之有效的。

隨著世界航空的發展，航空發動機發展起來越快，發動機的推重比己在8(第三代戰斗機)，甚至9-10(第四代戰斗機)以上,相應地核心機進口氣流的壓力已達。4-0.7MPa, 進口溫度在425-523K 之間，甚至更高，己經不可能在普通地面試車臺上進行核心機工況的直接模擬。核心機的部件性能匹配、工況變化時對其工作的性能、操作性、可靠性和壽命等均有顯著的影響，不能僅僅依靠數值技術來模擬，必須借助真實工況模擬來考核和完善核心機的設計。為此必須建設核心機試車臺。

發動機穩定性評定試驗

隨著現代飛機的發展對發動機的要求越來越高，戰術機動越來越復雜。先進飛機如蘇27, F-16MATY 幾乎都能完成普加喬夫“眼鏡蛇”機動飛行、柯比特機動（Kulbit）、赫布斯特機動飛行、榔頭機動、大遠角下滑側轉機動等。在進行機動飛行時一側發動機進氣流場壓力崎變相當嚴重，如果發射武器，發動機進口同時存在壓力、溫度崎變，這將影響發動機的穩定工作，從而影響作戰性能。影晌發動機穩定因素很多，但壓力、溫度崎變影響發動機穩定性較強，國外在50 年代就開始進行壓力、溫度崎變的研究，并建有相應的試驗臺和標準，如美國的ARP1420 和AIR1419 燃氣禍渦輪協發動機進口流場畸變評定指南，英國的DEF STAN00-971《飛機燃氣渦輪發動機通用規范》，俄羅斯的《航空動力裝置穩定裕度的選擇和檢查指南》等。

我國在80 年代初期開始進行了發動機穩定性研究，掌握了進口壓力畸變板、疇變網、峭變發生器、擂板式壓力畸變裝置研制技術，走過了從模型--1:1--型號試驗的過程，并在WP13AII、WP-14, FWS-10 型號上成功運用。90 年代開始溫度崎變發生器的研制，全套引進俄羅期規范,建立自己的溫度畸變發生器并調試成功。根據型號發展，要完成溫度壓力的組合畸變，仍然不能滿足要求。因此要對現有溫度畸變發生器進行改造,建立自己的穩定性評定試驗設備。

全溫全壓全尺寸壓氣機試驗臺

作為發動機的主要部件，壓氣機向高轉速、大功率、高壓比方向發展，以減小耗油率，增加有效負載，提高經濟性。現代民機的壓氣機總壓20-40，軍機的發動機總壓比20-35, 對發動機的部件研制試驗臺要求越來越高。國外在60 年代就建有全溫全壓壓氣機試驗臺，如英國國家燃氣渦輪研究院的壓氣機試驗設備，因此，有必要在利用現有氣源的基礎上，建設全溫全壓全尺寸壓氣機試驗臺。

高溫高壓全尺寸渦輪試驗臺

渦輪部件是發動機的三大部件之一，始終處于最惡劣的環境—高溫、高轉速，也是發動機最容易出現問題的部件。英國國家燃氣渦輪研究院在60 年代就建有25000 馬力的渦輪試驗器。我國70 年代在燃氣渦輪研究院建有國內最大的渦輪綜合試驗器，最大功率為3697.2 馬力，進氣溫度383K-783K，進氣總壓不大于0.5MPa，πt 不大于12，因此。有必要建立我國自己的高溫高壓全尺寸渦輪試驗器。

全溫全壓全尺寸燃燒室試驗器

現代飛機要向大流量、高壓氣比方向發展，軍機達100kg/s 以上，壓比達35，民機更高，壓比達40 左右。作為發動機的主要部件燃燒室，空氣流量、壓比、溫度更高，溫度達800K, 壓力達35MPa/平方米，一般的燃燒室試驗器，已不能滿足試驗要求。作為中國最大氣源動力的燃氣渦輪研究院建有:主燃燒高空點火試驗器，常壓燃燒試驗器，噴嘴試驗器，環形燃燒室試驗器等，設備能力:流量220kg/平方米,溫度773K,壓力8kg/平方厘米，只能進行模型和研究性試驗。

我國自行設計的某型發動機燃燒燒室，在研制階段由于受條件限制只能進行1/4 扇型件和空氣直接加溫試驗，對局部超溫、效率等始終不能給出出準確的結論，原因是試臉工況和實際工況相差太大。1999 年受設計單位委托，中國燃氣渦輪研究院為委托方完成了在全溫全壓的燃燒室試驗找到了問題，給出準確的結論，實踐證明要發展高性能燃燒室部件，有必要建立全溫全壓全尺寸燃澆室試驗臺。

完成了以上主要試驗設備的建設，我國航空發動機綜合試驗能力，基本上達到國外水平，能滿足我國未來20 至50 年的航空發動機試驗的需要，但在建設中應注意以下幾個問題：氣源是關鍵，也是投資較大的設備，應根據我國的現有條件綜合考慮特別要考慮高空臺已經建有的氣源設備，其它部件設備要與我們現有的條件結合，充分利用現有部件試驗設備。國家財力有限，要集中考慮，分步實施。