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涡喷-5涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。
涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。
首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。
截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。
涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。
涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛(2650公斤)，加力状态推力37千牛(3800公斤)涡喷-5系列主要有以下改型：涡喷-5甲：沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。
1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙：西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙：西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。
涡喷-5丁：西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。
涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。
1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器(北航高歌发明)成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。
涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。
最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：直径：0.6686 米、长度：2.91 米、净重：708.1公斤空气流量：43.3 公斤/秒转速：11150 转/分增压比：7.14涡轮前温度：870摄氏度耗油率：1.63公斤/公斤/小时推力：3187公斤推重比：4.59ＷＰ-６为我国首型超音速航空发动机。
摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。
第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。
在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。
第二个时期从第二次世界大战至今。
60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。
关键词：活塞式喷气式航空发动机诞生一百多年来，主要经过了两个阶段。
前40年（1903~1945）,为活塞式发动机的统治时期。
后60年（1939、至今），为喷气式发动机时代。
在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。
亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。
一、活塞式发动机统治时期很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。
最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。
到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。
这台发动机只发出kW的功率，重量却有81 kg,功重比为daN。
发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为的木制螺旋桨。
首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为。
但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。
发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从daN提高到daN,飞行高度达15000m,飞行速度从16km/h提高到近800km/h,接近了螺旅桨飞机的速度极限。
20世纪30'40年代是活塞式发动机的全盛时期。
学习吴大观同志先进事迹有感8吴大观同志是我国航空工业发动机事业的奠基人和创始人之一。
他几十年来忠于党、忠于人民、忠于祖国，把自己的一生全部奉献给了祖国的航空事业。
吴大观的故事在祖国大地传颂着，感动着每一个用心解读他故事的人。
认真学习了吴老的先进事迹，使我从他的内心世界中受到了巨大的精神升华，从他的无私追求中增添了干好工作的内在动力，从他的价值取向中更加坚定了党的信念，作为一个年轻工作者，作为一个基层员工，作为一个共青团员，我感触颇多。
一是向吴大观同志学习，坚定理想信念，忠于党、祖国和人民。
吴大观作为海外留学归国人员，在战火纷飞的年代，他树立了航空报国的志向，一生为之奋斗而不动摇。
在他报国无门最迷茫的时候，遇到了中国共产党。
在党的培养教育下，他信仰共产党，至死不渝。
在西航工作期间，曾主动向全厂中层以上干部和政工干部作《唯有共产党才能救中国》的辅导报告，积极宣传党的各项路线、方针和政策，号召干部职工在政治上时刻与党中央保持一致，始终保持对党的无限热爱和忠诚。
他是这样要求党员、干部职工，而且也是这样带头做的。
无论在什么时候，无论自己处于顺境还是逆境，他始终对党忠贞不渝。
在文革期间，有过留美经历的他未能幸免关“牛棚”、扫厕所，甚至严刑拷打折磨。
但他丝毫没有动摇对党的信念，同时，他还给夫人华国说：整他的那些人代表不了共产党。
坚信党会给历史一个公正的说法。
1972年，吴大观平反后，立即重新投入工作，对之前所受的不公正待遇只字不提。
因为，始终有一种精神支撑着他——坚信党，坚信党的英明领导。
我们也要向吴大观同志一样，坚定理想信念，忠于党和人民，在建设中国特色社会主义的伟大征程中贡献自己青春智慧和力量。
理想是人类前进的动力，作为一个青年人，只有坚定理想信念，才能百折不挠、成就事业。
我们要用社会主义核心价值体系构筑精神支柱，用中国特色社会主义理论武装头脑，始终跟党走中国特色社会主义道路，努力工作，锐意进取。
二是向吴大观同志学习, 努力刻苦钻研、立足于岗位做贡献。
航空发动机高空模拟试车台架参数化设计研究范泽兵;胡杨;吴锋;何培垒【摘要】试车台架参数化设计是提升航空发动机试验效率的有效手段.通过对航空发动机高空模拟试车台架进行分析,确定其典型结构并提取结构特征、关键参数和约束关系.按照功能对试车台架进行模块化划分,建立零组件的参数化模型和数字样机.运用WAVE技术、模块化技术和参数化设计技术建立试车台架参数化设计系统,实现了试车台架模块化、半自动化、全三维快速设计.实际应用表明,建立的参数化设计系统可有效降低台架返修次数,减少工作量,缩短设计周期和提高设计效率.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2018(031)003【总页数】5页(P53-57)【关键词】航空发动机;高空模拟试验;试车台架;参数化设计;WAVE技术【作者】范泽兵;胡杨;吴锋;何培垒【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院,四川江油621703;航空工业江西洪都航空工业集团有限责任公司,江西南昌330000;中国航发四川燃气涡轮研究院,四川江油621703;中国航发四川燃气涡轮研究院,四川江油621703【正文语种】中文【中图分类】V263.4+71 引言航空发动机高空模拟试车台(以下简称高空台)承担着航空发动机科研验证和考核鉴定试验任务[1]。
不同型号发动机因安装结构、尺寸及接口等方面存在差异，其对试车台架工艺系统的要求有所不同，就是同一型号不同批次发动机对台架的要求也会随着研发进度而发生变化。
因此，在进行发动机高空模拟试验时，常需要根据不同型号不同批次发动机对台架的要求进行台架适应性设计。
目前，我国高空台试车台架设计存在零部件通用性不高、设计周期长，导致台架设计工作量大、效率低等问题。
随着计算机技术的不断发展，利用三维软件开发出参数化的零部件结构、建立标准零件库对零件进行整体驱动，可大大减少重复性劳动，缩短设计周期，提高效率，这种参数化设计技术已在桥梁[2]、汽车[3]、航空发动机[4-7]等领域得到广泛的应用。
收稿日期：2023-04-26基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：王亮（1969），男，自然科学研究员。
引用格式：王亮，孙颖.航空发动机测试数据准确度和可靠性保证[J].航空发动机，2023，49（5）：64-77.WANG Liang,SUN Ying.On ensuring the accu⁃racy and reliability of aeroengine test data[J].Aeroengine ，2023，49（5）：64-77.航空发动机Aeroengine航空发动机测试数据准确度和可靠性保证王亮1，孙颖2（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.空军装备部驻沈阳地区第二军事代表室，沈阳110042）摘要：测试数据质量对航空发动机试验至关重要。
为了保证航空发动机测试数据准确可靠，需要深入研究测试数据准确可靠的各种影响因素及其保证方法。
通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究，结合实际工作经验总结，构建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。
简要描述了测量过程设计的基本流程和准则，强调了完整的测量要求和清晰的测量过程定义的重要性，重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用，探讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用，并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。
为相关专业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。
关键词：测试数据；测量过程；准确度；可靠性；不确定度；风险分析；航空发动机中图分类号：V241.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.05.009On Ensuring the Accuracy and Reliability of Aeroengine Test DataWANG Liang 1,SUN Ying 2（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China;2.Shenyang Area 2nd Military Representative Room of Air Force Equipment Department,Shenyang 110042,China ）Abstract ：The quality of test data is crucial for aeroengine testing.In order to ensure the accuracy and reliability of aeroengine test da⁃ta ，it is necessary to conduct in-depth research on various influencing factors and assurance methods to achieve the goal.By reviewing and researching relevant standards and literature ，combined with practical working experiences in the field of aeroengine testing ，a technical framework is constructed for ensuring the accuracy and reliability of aeroengine test data.This paper briefly depicts the basic procedures and criteria of measurement process design ，emphasizes the importance of complete measurement requirements and a clearly defined mea⁃surement process ，emphatically describes the application of measurement influencing factors analysis and uncertainty evaluation technolo⁃gy in aeroengine testing through examples ，discusses measurement risk analysis ，reliability technology and their application in confor⁃mance testing ，and puts forward main methods for ensuring the accuracy and reliability of aeroengine test data.It can serve as a useful ref⁃erence in the aspects of methodology and practical operation for relevant professionals.Key words ：test data ；measurement process ；accuracy ；reliability ；uncertainty ；risk analysis ；aeroengine第49卷第5期2023年10月Vol.49No.5Oct.20230引言在航空发动机研发过程中需要进行大量的试验，在试验中获得的测试数据用于评价发动机性能并监测其安全。
大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析马前容;苏金友;侯鑫正【摘要】分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机，在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异，并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力，提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作，明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。
本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。
%The engine tests at the simulated altitude test facility (ATF) are necessary in engine develop⁃ment. The differences in configuration, technique and the test requirements between high bypass-ratio tur⁃bofan with separated flow nozzles and low bypass-ratio turbofan were analyzed firstly. Then taking into ac⁃count the structure and the test capability of a new ATF in China, the technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine with separated flow nozzles test at this ATF were offered, and the techni⁃cal problems that should be resolved before the first ATF test were also confirmed. It would be helpful for the analysis of technical research requirements on the other new-type engine test at the ATF.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】6页(P39-44)【关键词】分开排气喷管;大涵道比涡扇发动机;高空模拟试验;试验方法;需求分析;预先研究【作者】马前容;苏金友;侯鑫正【作者单位】中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703【正文语种】中文分开排气大涵道比涡轮风扇发动机(以下简称试验发动机)，计划近期在国内高空舱内进行首次高空模拟试验。
浅谈中国无人机的（重油）活塞发动机 . 技术篇谁言老干曾疏落，且看新枝再弄春（二）——浅谈中国无人机的（重油）活塞发动机. 技术篇上回书说道，重油活塞发动机将成为中小型无人机的动力趋势。
但是，“汝之所长即汝之所短”。
这一篇要聊的重油活塞发动机的三个技术难点，某种程度上也来源于其自身的优点。
二、航空重油发动机的技术难点第一：重油的燃料雾化技术发动机做功，需要将燃料通过喷嘴喷成颗粒度非常细的雾状，才能与空气充分混合，达到良好的燃烧效果。
雾化燃料与空气混合气的形成质量，对于动力性、经济性和排放性都有至关重要的作用。
而重油，特别是柴油，比汽油的黏度高，低温流动性差。
这造成重油的雾化效果要比汽油差，影响了燃烧效果，甚至导致发动机启动困难。
实现重油的可靠雾化及高效的燃烧组织，成为航空重油活塞发动机的核心技术之一。
活塞发动机的重油雾化燃烧改进方式，大致有以下几种。
化油器渐改+辅助预热：两冲程活塞发动机大多采用化油器供油方式，而直接采用现有化油器很难保证重油的可靠雾化和合理燃烧。
因此可以对进气系统、化油器、点火系统设计更改，同时增加辅助起动的预热系统，改善燃料的流动性。
这种改进方式中，具有代表性的是德国3W公司的重油发动机方案，对进气系统采用加速管；泵膜式化油器进行改进，工作方式接近于机械喷射系统；曲轴箱预热；压缩比降低；起动加入预热塞；点火系统更改，能量增加。
这种方法的缺点是，增加的附件多，修改设计复杂，实现上比较困难。
机械喷射系统：即放弃化油器方式，供油方式直接改由发动机附属机械机构驱动，完成燃油的缸内直接喷射和流量调节功能。
比如美国XRDi公司的重油解决方案，采用了MCDI 机械燃油直喷系统和点燃方式，燃油直接喷到发动机缸内，实现-30℃条件下无辅助预热装置的可靠起动。
这种方法的缺点是：需要单独的机械喷射调节和驱动装置，整体设计比较复杂，成本较高。
而且机械调节系统调节范围有限，自由度和灵活性差，适应范围受限。
漫道雄关真如铁--------中国发动机的发展太行是大家十分关心的大推力发动机，关于他的由来和今后的发展也是众说纷纭，莫衷一是。
本人特就中国发动机的发展和太行的关系与各位同好探讨一二。
当这篇文章正在撰写时，喜讯传来，太行已正式公开。
缘起涡喷发动机的原理很简单，就是作用力和反作用力的牛顿第三定律的原理，可真正从原理到上天，人们用了几个世纪的时间。
1913年法国工程师勒内·罗兰提出的一种喷气推进发动机取得专利，但这是一种冲压式空气喷气发动机，那时既不可能制造又无处使用。
1930年，英国工程师弗兰克·惠特尔获得了第一个用燃气涡轮产生喷气推进的专利，但一直到11年后他的发动机才完成了第一次飞行。
1934年德国人汉斯·万·奥海因率先试制成功世界上第一台喷气发动机。
1937年4月12日弗兰克·惠特尔试制成功英国第一台喷气发动机。
但试运转并不理想，几经挫折，于1941年装上了格洛斯特战斗机。
英国在40年代最主要的军用涡喷发动机有德温特河，尼恩等。
特别是尼恩，它可以说是大多数现代发动机的鼻祖。
苏联在40年代末的时候引进了尼恩，其仿制品就是ВК－1，而ВК－1Ф在ВК－1的基础上增加了加力燃烧室。
这样，飞机的瞬时推力可以增加很多。
中国的发动机就是从ВК－1Ф起步的。
ВК－1发动机，可以说该发动机是中国发动机的启蒙老师ВК－1发动机的结构随着朝鲜战争的结束，中国人民空军的战斗机也在进行着新一轮的更新换代。
飞机和发动机的制造也提到了国家的议事日程上来。
之后，我国开始仿制苏联的发动机，涡喷5，涡喷6，涡喷7等一系列发动机的仿制增强了中国航空工业的实力。
可仿制也有尽头，随后的事件证明，没有真正的自主研制，中国的发动机还是要受制于人的。
人是要有点精神的，中国挺过了3年困难时期，原子弹和氢弹的爆炸震惊了世界，也鼓舞着中国人民的士气，一个大胆的想法在航空动力人的心中产生，研制自己的发动机，最新式的涡扇发动机。
1 中小型航空发动机的范围、作用和地位中小型航空发动机主要是指目前应用最广泛的燃气涡轮发动机和少量的活塞式发动机中推力和功率在中等以下者。
关于中小型发动机的界定范围，根据国内外业内人士的共识，可以把中型涡喷/涡扇发动机和中型涡桨/涡轴发动机的推力和功率上限分别设在5000daN和5000kW。
相应的小型发动机的推力和功率上限分别为500daN和500kW。
这样界定的理由是，它们相应的核心机空气流量大致相近，前者为15~25kg/s，而后者为3.0~5.0kg/s。
因而，它们在设计和试验技术上有相同之处。
一个典型的例子是，处于中型发动机上端的AE3000涡扇发动机、AE2100涡桨发动机和T406涡轴发动机采用同一的核心机。
目前在使用中的活塞式发动机功率一般不超过350kW。
对于推力/功率分别小于50daN/50kW和5daN/5kW的微型和超微型发动机不在本文的研究范围。
中小型航空发动机的机种多，推力/功率档次差异大，结构类型各不相同，在军用和民用方面有广泛的用途，在国民经济和国防建设方面有重要的作用和地位：（1）在军用方面，现代战争是立体作战，陆、海、空、天构成一个完整的作战体系，其中采用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机以及教练机、轻型强击机和轻型运输机等起到十分重要的作用。
（2）在民用方面，支线客机、通用飞机和直升机以及大型飞机的机载辅助动力装置方面有着广阔的应用前景。
（3）在地面应用方面，由中小型航空发动机改型的轻型燃气轮机可应用于坦克、舰艇、移动电站、天然气和石油管线泵站。
（4）在经济方面，在航空燃气涡轮发动机市场上，中小型发动机所占的份额很大。
近年来，在世界市场上，中小型航空发动机在生产台数中占的份额接近90%，在销售额的份额中接近60%。
表1和表2分别示出中小型发动机的用途和市场份额。
表1 中小型航空发动机的目前应用范围表2 2004~2013年世界航空燃气涡轮发动机市场预测2 中小型航空发动机的技术特点中小型发动机是燃气涡轮发动机的一个特殊领域，它可以借鉴大型发动机的研究成果和试验条件，但并非是大型发动机的缩型，因而有它自身独特的设计和制造技术，需要专门试验和制造设施，主要有：（1）中小型发动机较小的空气流量和尺寸造成气动、结构和强度等方面的"尺寸效应"，即发动机减小，其气动和机械效率降低。
航空发动机高空模拟试验正交设计研究范泽兵;张向前;王书福;王奉明【摘要】通过分析现有试验设计方法存在的不足和正交试验设计方法的优势,提出采用正交试验设计方法进行航空发动机高空模拟试验设计的思路.对高空模拟试验的项目、指标、因素和水平进行分析,根据不同的试验项目和指标确定试验设计的因素及水平;再选择适合的正交表并进行表头设计,将试验因素和水平按照一定的原则填入正交表后获得正交试验方案;最后以航空发动机高空稳态性能试验为对象进行正交试验设计,获得的试验方案在高空台效率提升等方面具有一定的指导意义.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2018(031)004【总页数】5页(P37-41)【关键词】航空发动机;正交试验设计;高空模拟试验;试验因素;试验水平;交互作用【作者】范泽兵;张向前;王书福;王奉明【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院,四川江油621703;江西洪都航空工业集团有限公司,江西洪都330000;中国航发四川燃气涡轮研究院,四川江油621703;空军装备研究院装备总体论证研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V263.4;TP391.71 引言试验设计是一种以概率论与数理统计为基础的科学设计方法，其可高效、经济地获取所需要的数据与信息[1-2]。
工程上常用的试验设计方法有全面搭配法、简单比较法和正交试验法等[3]。
全面搭配法能够全面地显示和反映各因素对试验指标的影响显著性及规律，试验结果精度高；但是当因素水平数增加时，试验的工作量将呈几何级数增加。
简单比较法试验次数比全面搭配法相对减少，但因各因素的地位不同等，导致试验结果缺乏代表性。
正交试验法是利用规格化的正交表恰当地设计出试验方案和有效地分析试验结果，提出最优因素和水平搭配；其特点是“均匀分散、整齐可比”[4]，运用较少的试验次数就可获得代表性强的试验结果。
因此，正交试验法引入我国后便在制药、化工、桥梁、道路、无机非金属材料以及新材料、新工艺等多个领域广泛应用并获得良好效果[5]。
世界航空强国" 高空台" 一瞥及二十一 世纪中国" 高空台" 建设计划 航空发动机是飞机的心脏，是提高飞机性能和更新换代的决定因素之一。作为典型的高科技军民两用产品，航空发动机对科学技术和国民经济的发展具有重要的意义，是一个国家 科技、工业和国防实力的重要标志。我国至今还没有实现从引进、仿制到自行设计的战略转变，没有一个发动机型号走过自行研制的全过程并装备部队。目前，我国不仅民用航空动力市场几乎已全部被外国占领，而且所有已研制的的军用飞机也是在买装或仿制国外发动机，这种状况不但与我国在世界上有重要影响的大国地位极不相称，而且一旦国际形势突变，或者 在周边地区发生局部战争，我空军将因动力受制于人而陷入极大的被动。落后就要挨打! 这种局面令人十分担忧!造成这种局面的原因是多方面的。客现上，航空发动机技术复杂，研制难度大、花钱多、周期长，国家工业和技术基础薄弱;主观上，对航空发动机研制的复杂性和规律性认识不足，技术储备不够，经验少；加之摊子大，战线长，重复建设，造成力量分散，包袱重，投资不足；引进、仿制机种过多又没有良好地消化、吸收和创新，特别是一 直比较注重型号研制，而对预先研究、打基础的工作却重视不够。世界肮空动力发展的历史说明，一个国家想成为航空强国，建立强大的、高水平的国家级航空发动机试验条件是十分必要的。 从1937 年德国建立起第一座冲压式发动机高空试验设备起，全世界已有德、美、英、法、 前苏联和中国相继建立了包括不同类型的高空台在内的大型航空动力装置试验研究基地几十个，高空试验舱近百个，以及不计其数的部件试验设备，这对世界航空动力装置的快速发展起到了极大的推动作用。 世界各国航空动力装置试验条件建设的发展历程 1、二十世纪40 年代至60 年代中期的蓬勃发展阶段 这一时期，由于航空涡轮喷气发动机的诞生和发展使飞机突破了音障，并很快发展到 两倍以上的音速。这样，单从部件试验和海平面试车台的试验结果己难以准确地确定发动机高空性能和工作稳定性。因此，大型试验设备建设在美、英、苏、法等国得到大力发展。 在这段时间内，美国了建立近10 个试验基地，拥有10 座高空台，包括几十个高空试验舱。英国建立了3 个发动机试验基地，拥有3 座高空台，5 个高空试验舱。法国建立了一个试验基 地，4 个高空试验舱。前苏联也建立了一个试验基地，4 个高空试验舱。 英国国家燃气涡轮研究院(NGTE)在1958 年建成投产的3 号连接式试验舱，其直径达6.1 米 ，长24.4 米,空气流量272k 公斤/秒，模拟高度25000 米，模拟马赫数达到3。该台可广泛用于发动机的性 能试验和标定试验。 艰难的航空发展,使前苏联政府时刻认识到，没有高空台很难发展大推力和高性能的航空发动机,从50 年代开始，前苏联中央航空发动机研究院(CIAM)在距离莫斯科45 公里的杜拉耶夫村开始集中兴建前苏联唯一的大型航空动力装置试验研究基地，建成了多个高空舱和配套的零部件试验设备。 真正令世人震惊的是美国空军阿诺德工程发展中心(AEDC)在1956 年耗资7870 万美元，建成了世界上第一座推进风洞16T 和16S。这是全世界第一座进行全尺寸进气道/发动机/尾喷管联合试验的高空台，能非常真实地模拟飞行时的状态。 60 年代末至80 年代的发展成熟期 为适应“协和号”超音速运输机的奥林帕斯593 发动机的研制，英国在NGTE 建立了大型自由射流舱4 号舱。这个舱能对协和号飞机在各种不同飞行姿态下的进气道进口条件进行模拟。4 号舱最初的设计目标为: 在马赫数1.5-3.5 连续变化范围内，能进行带进气道与尾喷管的全尺寸发动机试验，其马赫数变化速率每秒为0.1;侧仰角和侧滑角的模拟角度可达20 度变化速率可达10 度/秒。典型的试验项目有:侧滑飞行试验、飞机超音速特性评定和冷天试验等。 在此期间，美国也增建了类似的设备，而且还可以对飞机前机身的影响进行模拟试验。美国GE 公司1968 年投产的43 号连接式高空舱，可测温度392 点、压力400 点、频率10 点(燃油流量和转速)，桥路24 点、振动10 点、液体压力21 点、共计857 个测量困道。其瞬态测试能力己达400 个模拟量，采样速度达200-1000 通道/秒。采样后3min 内即可得到发动机试验性能数据和飞行数据。 前苏联在这一时期也继续对杜拉耶夫村试验基地进行扩建，不但新建了一个大型气源站和大量零部件试验设备，还新建了一个可进行自由流试验的高空舱。使基地能力扩展到: 最大供气量650kg/s,最大抽气能力100000--110000 立方米/秒,进口空气温度-60℃—300℃(改建后可达 400℃)，模拟飞行高度0-22000 米,模拟飞行马赫数为3(高度为12000m 3 时)，总装机功率达600000kW,目前拥有四个实验舱，直径均为6 米(在莫斯科总部还有一个3.2m直径的小高空舱)。此外还可以模拟热带地区和雨天气候条件，进行发动机高低温起动试验。在马赫数为1.8- 2.5 范围内,也可对飞机进气道进行试验。 巨型高空台的兴建 美国在80 年代投资6.5 亿美元，花了近10 年时间，在AEDC 进行大规模技术改造，在90 年代建成了目前世界上最大的航空发动机高空台〔AST)。这座高空台的主要特点是:有两个试验舱，一个是直接连接式试验舱，另一个是自由射流试验试验舱。舱体直径达8.5 米,长度为 26 米,总空气流量为725kg/s，供气温度从-100℃至800℃;冷却用循环水量达40000 立方米/小时,软化水处理能力为70000 立方米/小时:管网系统结构非常紧凑，所有管道全部采用不锈钢，无锈蚀，既解决试验供气的清洁度，又延长使用寿命。 前苏联为了适应大型民用涡扇发动机试验研究的需要，80 年代末， CIAM 又决定在该基地增建一个直径为10 米的特大型高空试验舱，并继续扩建其气源能力。该项目原定1999 年投产。后因苏联解体，国家经济困难而中途暂停。值得指出的是，虽然俄罗斯经济十分困难，特大型高空试验舱建设流产，但是近几年政府仍投入资金将碳钢管道逐步更新为不锈钢，并更换一部分老化的气源机组。 与此同时，与我国毗邻的日本和印度也各自投资10 亿美元在90 年代末启动了日本和印度航空动力装置试验基地建设计划。 在此期间，世界各国高空台的各项试验技术和测试技术都已趋成熟。直接连接式高空舱显示出试验范围广、功能强、精度高、费用低、周期短和效率高等无无可比拟的优越性，其试验项目已从一般性能鉴定和调试试验，发展到功能试验、进气畸变试验和环境试验，以及结构完整性试验等。英、美等国逐步将原在其它试验台的许多试验转移到高空台上进行而且以军用规范的形式，确立了高空台在航空发动机研制定型中的地位和作用。为此集中国家的人力、物力和财力，统一规划建设具有国际水平的航空动力试验装置是十分必要的。 中国航空动力装置试验研究条件建设的发展历程 早在1964 年，聂荣臻元帅就指出:“要抓紧空气动力中心和高空模拟试车台的建设，若再迟迟不动，将来必将造成大的被动。”遵照聂帅指示，1965 年开始在四川省江油地区建设以高空模拟试车台为中心的中国航空动力装置试验研究基地 。至70 年代末，基地的大部分零部件试验设备陆续建成投产，并开始承担试验研究任务，至今已经运行20 多年。从1980 年~1989 年拟完成我国第一个按系统工程组织管理的“高性能推进系统工程预研;1989--1990 年顺利完成了推重比8 一级核心机研制，在自行设计的道路上跨出了关键性一步;与此同时，1990 年又开始进行第四代背景战斗机动力推重10 一级的发动机关键技术预研及其对俄合作，至今己取得了良好进展。除完成以上预研任务外，零部件试验区还承担并完成了许多在研或在役发动机的部件研究或排故性试验，如:涡桨5。涡桨6、WP7 系列、WPI3 系列、10 号机、涡扇10 等10 多个机种的部件试验，以及推重比8、推重比10 和中俄、中印、中德、中美等多项国际合作课题中的压气机、涡轮、燃烧室、叶栅、盘、轴、转子等零部件的强度、振动、气动、性能等试验研究任务。 高空模拟试车台建设从1965 年开始，几经周折，历时30 年，于 1995 年建成投产，荣获国家科技进步特等奖和“九五”全国十大科技成就奖。自1984 年直接排大气调试成功后，SB101 高空台即开始承担型号试验任务，至今己完成P11 一300、WP 一7、WP13AII、WP13B, AL 一25, RD-33、FWP-14, WS10,推比10 核心机等10 多个机种的研究试验、排故试验和定型试验等任务，目前正在准备迎接FWS-10 和 10 号机的试验，为我国航空动力装置的测绘仿制、改进改型和自行研制作出了应有的贡献。同时，也培养和造就了一支从事发动机预先研究和试验研究的高素质科研技术队伍。 早在50 年代开始，在原苏联的帮助下，我国开始在沈阳、株州等地相继建成了以发动机三大部件试验研究为基础的试验设备,同时在各生产厂家建成了整机的地面试车台，主要是为生产和修理的定型发动机出厂验收。 航空发动机高空模拟试验 根据我国国情和基地现有条件，吸收前苏联的成功经验和世界各国同类试验基地承担的任务情况，并结合国防科研院所体制改革的总体思路，以及总装和科工委领导对航空动力装置的发展规划的指示，确定航空动力装置试验研究基地的发展方向和全要任务是: 航空发动机高空模拟试验 主要承担各型航空发动机研制阶段中的研究性排故(RT)、飞行前规定试验(PFRT) 定型试验(QT)和使用过程中的改进改型试验与排故性试验,提供航空发动机在标准大气条件件下的海平面性能和高度速度特性。主要试验项目有:航空发动机地面和高空校准试验，高空性能试验，推力 6 瞬变试验，功能试验，进气畸变试验，空中启动和再起动试验和高空风车旋转试验 。 航空发动机稳定性评定试验 主要承担航空发动机在飞机机动飞行条件下进气压力畸变和武器发射条件下进气温度畸变等不稳定因素对航空发动机稳定性影响的研究性试验和评定试验，确定航空发动机的稳定裕度。主要试验顶目有:航空发动机进气压力畸变试验，温度畸变试验:压力，温度组合畸变试验，自由射流高空模拟试验，发动机的逼喘试验。 航空发动机的环境和特种试验 主要承担航空发动机模拟高、低温启动及高原启动试验，吞水试验，结冰和吞冰试验， 吞鸟试验，吞烟试验，抗外物损伤试验，排气污染和噪声试验，核心机进气加温、加压试验， 整机振动试验,腔温腔压试验, 应力应变试验,矢量推力试验等。 发动机预先研究中的零部件研究性和鉴定性试验 主要承担高性能发动机预研和型号研制中所需要的部分零部件试验，包扩全台风扇、压气机试验，主燃烧室试验，加温加压的压气机试验，双轴压气机试验，单、双轴涡轮试脸，加力燃烧室单独试验,燃烧室高空点火试验，压气机和涡轮叶栅试验，喷管模型试验，压气机和涡轮盘,转子及叶片的强度试验，应力试验,振动试验以及燃调和控制系统的试验等。 航空动力试验研究基地发展建设的原则 统一规划，避免重复建设的原则 按照江泽民总书记对国防工业体制改革的指示精神，为避免重复建 7 设，
