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试验装置采用一台 %((线数字记录仪，其最大存取速度为每秒 & &&&个电脉冲信号。数据记录在与高速数字计算机直接兼容的磁带上。
试验中，除燃气取样外，其余数据都是用高速数字采集系统录取的。在给定的测点之间，记录系统以每秒录取一次的速度工作。然而，当试验状态建立后，记录速度增加到每秒 %(次，数据记录时间为 /，然后求出 (次数据的平均值。
燃烧效率的计算公式为
67 85 < &((=>5 ’ %((C
%2*3 4 ( ; )
5 9:7 85 ?@AB3*3
5 5
式中，67、9:7 —
—分别为实际测量的和理论的出口总温； => ———向冷燃烧室外壳散失的热量； AB3*3 ———加力燃烧室燃油流量； 5 ———涡轮出口总温； ?@ —
—燃油低热值。
加力燃烧室试验中经常会出现振荡燃烧，一般为横向振荡和纵向振荡。横向振荡压力的频率为 D(( E +(((?F；纵向振荡压力的频率为 %(( E <((?F。因此，在加力燃烧室试验中要经常进行振荡燃烧查明试验，沿燃烧室若干个截面安装无惯性压力测量仪进行示波。如果截面上的压力振幅在各个时刻都重合，则发生横向振荡燃烧，如不重合便是纵向振荡燃烧。
加力燃烧室还要进行沿截面上燃油浓度分布的试验，确定各截面上油气比；测定稳定器的稳定边界，测定其壁温和表面油膜蒸发系数，稳定器流阻试验研究，以及堵塞比对流阻损失的影响；各种点火方式的试验研究；喷嘴雾化质量的测定等。
一般可进行扇形段试验，取 %.&或 %.0扇形段来作为试验段，虽周向有侧壁影响，但仍为三元的。地面台架加力燃烧室试验中，在整机上测量流场、性能（加力比、加力温度和加力耗油 •%%D%•
率）、稳定性、加力燃油调节器与主发动机工作的诸项试验，测量壁温、考查加力点火的可靠性等。
三、加力燃烧室性能的台架燃气分析法
采用台架燃气分析法可以获得加力燃烧室中的油气分布、燃烧效率、出口温度分布，能提供诊断加力燃烧室内燃烧过程的重要数据，从而较可靠的研究加力燃烧室的性能。
进行台架燃气分析，应着重解决在加力燃烧室的高温高速排气中取样、自动收集和燃气分析技术。取样时应多点取样，可按等环量或等距分布，以适合表现被测参数的变化规律为原则。取样应快速，适合台架开加力试车时间短的要求。取样应遥控，因开加力时噪声大、振动，工作人员无法在试车间工作。应采取冷却措施，防止取样头在高温气流中烧坏并把高温燃气的氧化反应猝熄下来。
燃气分析技术能精确定量分析出加力燃烧后的燃气组分，因而它是良好的燃烧诊断工具。这种方法测出的燃烧效率误差在 "以内，油气比误差在 " %以内。燃气分析能够提供小加力，部分加力和全加力时的燃烧效率和燃烧温度，因而能准确评价加力燃烧性能。各个燃油区和各个燃油总管以及各种喷油环，它们对加力燃烧性能的影响都可以由燃气分析做出定量评价，因此，可以选择设计上最佳的喷油系统或改进燃油系统的设计，求得最优的燃烧性能。
十字取样器沿圆周转动取样，从而可获得整个截面上的燃油分布，特别是能找出靠近机匣壁的局部富油区。由此可采取措施，改善壁温。
对于某型发动机加力燃烧室，在距离其喷口截面 &’’((处取样
可以看出：在化学计量的油气比 )为 ’ ’*+附近， ,-有明显增加，而 -&几乎近于零。由于缺氧， ,-&的量值不再增加，相对应的燃烧效率 ./)在该处明显下降。燃气温度随油气比增加而上升，在 ’ ’*+附近也达到最高值。
四、加力燃烧室高空舱试验
加力燃烧室经过扇形段和地面台架的全尺寸试验之后，应进行全尺寸加力燃烧室高空舱试验。由模拟试验器给加力燃烧室供气，并降低压力宋模拟各高空飞行状态加力进口参数。因此，所试验的加力燃烧室具有和发动机上的加力燃烧室相同的压力、温度和空气速度，只是不能完全模拟发动机上的旋流影响。由于不使用发动机，因此，可提前进行全尺寸加力燃烧室单独的高空舱调试。
在加力燃烧室设计研制中，高空舱试验是加力燃烧室的必要试验。
"试验内容
加力燃烧室高空舱试验用于检验和调试加力燃烧室部件，使其达到规定的各项技术要求。目的是调整并确定接通加力的工作边界，稳定燃烧工作边界、加力燃烧室流场和燃油浓度场、燃烧效率、燃烧的声学特性、加力筒体和喷口调节片壁温、火焰稳定器及其支承壁温等，作为修改设计的依据。
具体试验包括：
"加力燃烧室的工作接通和切断。
•""0&•
加力燃烧室的高空性能和结构可靠性。
"加力燃烧室稳定工作边界。
在接通加力燃烧室工作的试验中，模拟高空各状态的点火是非常重要的试验，应根据不同的点火方式，确定最佳供油点火和喷口协动的参数。
对热射流点火的加力燃烧室，主要确定燃油计量器供油压力幅值、脉冲起始和间断时间、接通离心喷嘴的位置以及供油特性；确定火焰检测器的冷却气量和设定离子电流门槛值以及喷口面积收放时间特性。
对预燃式点火器点火的加力燃烧室，通过试验确定喷口调节片张开、电嘴供电、点火器供油和总管供油的匹配。
采用高能电嘴直接点火的加力燃烧室，应试验确定高能电嘴供电、总管供油和喷口变化的关系，验证台架试验、二元试验的结果，确定电嘴火花能量和频率、稳定器后点火区域回流结构和喷嘴后的浓度场分布。
对于催化点火的加力燃烧室，应调试点火器供油时间、文氏管处和外圈点火加力喷嘴环的供油特性、催化点火器位置及供油与喷口动作关系。对于加力燃烧室高空性能试验，主要确定各高空状态小加力、部分加力、全加力的加力比和燃烧效率，此时加力燃烧室处于最大热负荷，热应力亦大。
一般涡喷发动机，采用 形火焰稳定器的加力燃烧室，点火油气比为 "" %""&；对于涡扇发动机有外涵通道，当接通、切断或改变加力比时，所产生的压力脉动，就会从外涵道逆流向前传到风扇，并影响压气机，较大的压力脉动会激起风扇和压气机的失速、喘振，危及发动机安全。因此，要求涡扇发动机加力燃烧室有很小的点火油气比， ’()不大于 " ""&下点燃而不产生过大的压力突升，这即是所谓的加力燃烧室软点火。加力供油转换和切断加力时亦应确保不产 *牛大的压力脉动。
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飞机检测与维修实用手册 4(27)
