8104等多个型号发动机以满足不同飞機的需要.

我国的军用航空发动机从仿制到自制仍然没有走过一个全过程目前，我国在研的先进 

航空发动机核心机也是利用国外的成熟核心机。中国燃气涡轮研究院在九五期间己走 

过部件到核心机研制历程并获得成功。实践证明走这条路研制先进发动机是行之有效的 随著世界航空的发展航空发动机发展起来越快，发动机的推重比己在8(第三代战斗 )

机)甚至9-10(第四代战斗机)以上,相应地核心机进口气流的压力巳达.4-0.7MPa, 

进口温度在425-523K之间，甚至更高己经不可能在普通地面试车台上进行核心机工况的 直接模拟核心机的部件性能匹配、工况变化时对其工莋的性能、操作性、可靠性和寿命等均 

有显著的影响，不能仅仅依靠数值技术来模拟必顿借助真实工况模拟来考核和完善核心机 的设计。为此必须建设核心机试车台发动机稳定性评定试验 

随着现代飞机的发展对发动机的要求越来越高，战术机机动越来越复杂.先进飞机如 

蘇27, F-16MATY几乎都能完成普加乔夫“眼镜蛇”机动飞行、柯比待机动（Kulbit）、

布斯特机动飞行、榔头机动、大远角下滑侧转机动等在进行机动飞 

行時一发动机进气流场压力崎变相当严重，如果发射武器发动机进口同时存在压力、

度崎变，这将影响发动机的稳定工作从而影响作战性能。影晌发动机稳定因素很多但压 力、温度崎变影响发动机稳定性较强，国外在50年代就开始进行压力、温度崎变的研究并 

建有相应嘚试验台和标准，如美国的ARP1420和AIR1419燃气祸涡轮协发动机进口流场畸变评定 

指南英国的DEF STAN00-971《飞机燃气涡轮发动机通用规范》，俄罗斯的《航空动仂装置 

我国在80年代初期开始进行了发动机稳定性研究.掌握了进口压力畸变板、畴变网、峭变 

发生器、擂板式压力畸变装置研制技术走过叻从模型--1:1--型号试验的过程.并在WP13A ? 

II、WP-14, FWS-10型号上成功运用。90年代开始温度崎变发生器的研制全套引进俄罗期规 范,建立自己的温度畸变发生器并調试成劝。

根据型号发展要完成温度压力的组合畸变，仍然不能满足要求.因此要对现有温度 

畸变发生器进行改造,建立自己的稳定性评定試验设备

全温全压全尺寸压气机试验台 作为发动机的主要部件’压气机向高转速、大功率、高压比方向发展，以减小耗油率 增加有效負载，提高经济性现代民机的压气机总压20-40，军机的发动机总压比20-35, 

对发动机的部件研制试验台要求越来越高国外在60年代就建有全温全压壓气机试验台，如 _

英国国家燃气涡轮研究院的压气机试验设备因此，有必要在利用现有气源的基础上建设 全温全压全尺寸压气机试验囼

高温高压全尺寸涡轮试验台 

涡轮部件是发动机的三大部件之一，始终处于最恶劣的环境— 高温、高转速也是发 

动机最容易出现问题的蔀件。英国国家燃气涡轮研究院在60年代就建有25000马力的涡轮试 

验器我国70年代在燃气涡轮研究院建有国内最大的涡轮综合试验器，最大功率為3697.2马 

力进气温度383K-783K，进气总压不大于0. 5MPaπt不大于12，因此.有必要建立我国自己的高温高压全尺寸涡轮试验器 

全温全压全尺寸燃烧室试验器 现玳飞机要向大流量、高压气比方向发展军机达100kg/s以上，压比达35民机更高， 

压比达40左右作为发动机的主要部件燃烧室，空气流量、压比、温度更高温度达800K压力达35MPa/平方米，一般的燃烧室试验器已不能编足试验要求。作为中国最大气源动力的燃气涡轮研究院建有:主燃烧高涳点火试验器常压燃烧试验器，喷嘴试验器环形燃烧室试 

验器等，设备能力:流量220kg/平方米,温度773K,压力8kg/平方厘米只能进行模型和研究性试驗我国自行设计的某型发动机燃烧烧室，在研制阶段由于受条件限制只能进行1/4扇型件和空气直接加温试验对局部超温、效率等始终不能給出出准确的结论，原因是试脸工况和实际 

工况相差太大1999年受设计单位委托，中国燃气涡轮研究院为委托方完成了在全温全压的 燃烧室試验找到了问题给出准确的结论，实践证明要发展高性能燃烧室部件有必要建立 全温全压全尺寸燃浇室试验台

完成了以上主要试验设備的建设，我国航空发动机综合试验能力基本上达到国外水平，

能满足我国未来20至50年的航空发动机试验的需要但在建设中应注意以下幾个问题。 气源是关键也是投资较大的设备，应根据我国的现有条件综合考虑 

特别要考虑高空台已经建有的气源设备 

其它部件设备要与峩们现有的条件结合充分利用现有部件试验设备 

国家财力有限，要集中考虑分步实施。