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图 " "%&用于发动机防冰系统试验的试车台 ’—照明灯；—照相机或电影摄影机；—喷水集流环；(—电影机室；)—观察窗； %—被试发动机；*—空气减压器；—温度计；+—过滤器；’,—吹风系统开关； ’’—水量粗调开关：’—水量细调开关；’—带有电动机的泵；’(—节流流量计； ’)—水箱；’%—加热元件；’*—温度计；’—照明器；’+—电影摄影机；,—防护玻璃
第二节&各种航空发动机的试验特点
一、涡扇发动机的试验特点
涡扇发动机通常为双转子或三转子结构。表示多转子压气机工作的主要参数之一是转差率。在规定的工作状态，所要求的转差率或用改变高压压气机功率（调整导向叶片的安装角），或重新分配涡轮级间焓降来得到。
对于涡扇发动机，由于结构上的原因，很难分别测量内、外涵的空气流量，因此，通常是测量发动机的总空气流量。内涵道的双扭线进气道会遮住外涵道的进口，改变了气流通道的性质，因而改变了整个发动机的特性。
对于涡扇发动机，直接测量涡轮前燃气温度 -( 是比较困难的。而且测量的准确性受到热电偶的数量和是否感受到热区、结构上是否允许装热电偶的限制。因此，可以根据沿发动机流道的流量方程和已测得的有关参数来确定 -( ，即
/
-. 00 •" 1(（’23）45600）•4[578]
式中，/ —
—高压压气机出口总压；
00 —
—燃烧室总压恢复系数，一般取 ,9 +)；
•’,*%•
———压力场均匀性系数，一般取 " ；
%—燃烧室油气比；
&’()) —
—燃烧室空气流量；
&’*+ ———高压涡轮导向器换算空气流量、且 &’*, -&’*, •.•/0 /.，&’*,•.为试验
上测出的高压涡轮导向器设计点的换算流量，/为测出的高压涡轮导
.
向器设计点的面积，/为高压涡轮导向器的实际面积。
在地面静止条件下试验涡扇发动机时，其内涵和外涵喷管中的压降会降低到亚临界。这与飞行状态差别很大。为了提高喷管中的压降，可以在高空台温压舱中的发动机进口处加上增压装置，以模拟实际空中工作条件。一种常用的提高进气压力的方法是把外涵排气和内涵排气与大气混合并通过掺混不同的热燃气量来调节温度，此后把掺混所得的适当压力和温度的混气引向涡扇发动机的进口。
另一种模拟涡扇发动机工作条件的方法是在尾喷口装设两个各自独立的扩压器。因为外涵喷管和内涵喷管中压降不同，不可能应用一个扩压器来调节工况。可以从大气中吸入空气引至外涵扩压管中和移动内涵扩压器出口的锥体来改变喷口面积，以进行调节。
对于高涵道比的涡扇发动机，测出的推力应考虑外涵气流、发动机上的元件及其在飞机上的定位销的绕流损失和外涵机罩与飞机元件间的干扰等的影响，它们都是整个阻力中很重要的部分。因此，要在内涵和外涵的喷口截面和风扇出口截面上测量出口冲量。
二、加力式涡喷发动机的试验特点
试验加力式涡喷发动机时，应测定表征加力燃烧室工作特性的参数。包括：
（1）加力燃烧室平均余气系数 ((%
&’( 2&’3 2&’%)) &’" &’( 2&’3 2145&’%))
((% --
&’%(% 3" 14 5&’((%
式中，&’( —
—空气质量流量；
&’3 —
—由于不密封和通风系统损失的空气量；
&’%))、&’%(% —
—分别为主燃烧室和加力燃烧室的燃油流量；
3" ———完全燃烧 167燃油所需的空气量，3" -14567空气 0 67燃油。
（8）加力燃烧室总余气系数 ((%"
&’( &’(
((%" -&’%" 3" -145（&’%)) 9 &’%(%
（:）通过加力燃烧室的燃气流量 &’7(%
&’7(% -&’( 9 &’%)) 9 &’%(% 2 &’3
（4）加力燃烧室出口燃气温度 ;
<(%
; -=></< （?<(% ） 8
<(% [ &’%(% ]
式中，<、/< —
—分别为尾喷管出口压力、出口面积；
（?<(%）———尾喷管出口处气动函数；
=—
—常数。
•1"55•
%& ’&
"
对于燃气， " () (*+,-。
( %& )
（.）加力燃烧室燃烧效率 " /01
（ 2 01•0 ’2 ）%2 ’2( %（001 3 ）（ 2 ’2 ）
001.001 0//01 ." /01 " ［&%（&’ " //）（001 3 1//）］24
式中，0//、001 ———分别为主燃烧室和加力燃烧室的余气系数； 2 、2 ——分别为 &56高温空气在加力燃烧室出口、进口温度时的热焓；
01•0 .0 —
2 2
2(、 01、 . ———分别表示温度为发动机进口温度、加力燃烧室出口温度、进口温度时，&56燃油与 7(空气完全燃烧时产生的纯燃气与 7(纯空气在同一温度下的热焓差，即通称的等温焓差；
5———主燃烧室未燃尽的燃油以加力燃烧室燃烧效率 " /01燃烧时烧掉的那一部
分；
" // —
—主燃烧室燃烧效率；
24 ———燃油低热值。
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