工作范围、加力燃烧室燃烧的稳定性及发动机对油门杆的响应。快速的油门杆响应对发动机的空战环境影。向甚大，为了逃避和追踪敌机，需要快速的加速和减速。获得 3*4推力变化时，标准的发动机过渡时间为：由慢车至军用功率状态为 &2* 512)6；由慢车至最大功率状态为 12) 572*6。
上述这些性能的改善和提高都与发动机控制系统的可靠性、灵活性密切相关。然而，现时航空发动机的复杂程度已超过了机械液压式控制技术的能力，除要求提高精度和适应可控变量的复杂化外，还要求进行工作监控、裕度管理和与飞机其他系统协调工作。数字式电子控制系统适应了这些要求，它能够利用飞机数据总线和中央电子部件中的电子设备监控发动机工作、进行模拟计算、调整流量和控制发动机的几何形状，并且能与飞机其他系统进行数字通信。因此，这种控制系统具有很高的可靠性和灵活性，其特点主要有：
在油门杆瞬变之后，能限制加速速率；能消除油门杆动作误差。
"在飞机进气道中调节发动机流量，使进气道工作稳定。
在加力燃烧室熄火时，能控制尾喷管和燃油系统，从而使风扇稳定裕度增大。
电子控制加力燃烧室的燃油流量和喷管面积，提高加力燃烧室的油气比精度和核心与涵道两个通道的分流精度。
%改进了控制方式，提高了风扇工作线的控制精度。
&具有失速探测和调节功能。
+,-./的应用和发展，将达到 8*万飞行小时内发动机停车率为 8；在 8 58*亿小时之内发动机失控率为 8。 +,-./技术同矢量喷管控制相结合，在实现飞行 0推进综合控制中起了极其重要的作用。
综上所述，为了保证数字式电子控制系统可靠的工作通常要进行试验器试验、高空舱模拟试验、发动机试车及试飞。由于发动机试车、试飞的花费都很大，获得数据的周期又长，因此，试验室模拟飞行试验是更加合理的试验方法。
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二、主要试验
图 " "示出数字式电子控制系统的主要试验。
图 " "数字式电子控制系统飞行前的各项试验
%&部件试验器试验
新的控制部件均需进行试验器试验，以验证其性能是否达到技术条件所规定的标准。例如，部件跟踪滤波器是 ’()*+的重要构件，它要进行收敛性试验；故障检测、隔离和调节试验；瞬态功能试验。全飞行运行中由重复这些试验在各种飞行和发动机工作状态下确定。另外还包括部件的线性试验、非线性试验、分析试验床试验，用以模拟发动机的非线性瞬态气动热力过程，以此验证滤波器跟踪部件质量和恶化部件的能力。
对于液压机械部件，主要试验包括功能试验、破裂试验和防爆试验。
电子元件包括循环模拟工作试验，环境（湿度、冲击、振动和噪声）试验和软件验证试验。例如，过滤态部件试验验证部件在过滤态中跟踪发动机的能力。此项试验包括模拟从地面慢车至最大净功率的加、减速过程中部件的功能以及动态误差。
,&闭环试验器试验
在发动机首次试车之前，全部液压机械和电子元件均需在闭环回路试验器条件下进行试验。此试验器采用计算机模拟发动机进行工作，允许这些部件同时运行，既节省试验费用，又能避免带故障在发动机上试验时的危险。
在此试验中验证燃油流量、静子叶片、可调压气机放气活门、主动间隙控制、发动机滑油与燃油温度、反推力装置和其他辅机功能而设计的各种逻辑构成的各控制模式，还包括综合故障逻辑，用于自动隔离故障和选择适当的替换控制通路。
-&地面发动机试车
首先是考验控制系统的功能，验证控制发动机的能力，进而进行证实系统寿命的加速任务试车。采用加速度变化率逻辑电路构成进行发动机地面启动试验。进行启动、过滤态和主控制系统之间的切换来检查控制系统的工作，考查加速中有无异常现象。
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"%地面发动机试验是考查它的综合功能、协调性和可靠性的关键试验。
&’() *() 关系试验
这是一项专项试验。发动机总换算空气流量 +,-./与发动机压比 (0 1 () 和风扇换算转速 2)有关。由 ()经过简单换算可计算出 () 。该试验是验证进气畸变下 () 1 ()与 +,-3/之间的关系。进气畸变大时， (0 1 () 随进气畸变自动降低；进气畸变小时， () 1 ()为最佳值，而对相应于飞机机动飞行时的畸变时， () 1 ()随 +,-./增加约 45。
0’高空台模拟试验
电子控制系统的高空台试验主要是验证加力燃烧室与控制系统的适航性以及确定初始飞行限制。通过在各高度下进行发动机掉转速和风车状态启动考查装用数字式电子控制系统的发动机空中启动能力；在超、亚声速飞行状态中验证加力燃烧室点火和过渡过程。
在采用双裕度的 "%系统，由于其控制能力很强，因此可以进行矢量喷管与 "%匹配试验，考查 "%对矢量喷管的控制能力。
6’飞行试验
数字式电子控制系统通过上述试验验证后可以装在发动机上进行 "%控制的应用试飞研究，进行使用试验（通常与其他试验结合进行）。控制系统与飞机上安装的监控盒一起构成一个闭环系统。监控盒的功能是把 "%的输出信号返回到控制系统的输入端，并且记录被检测到的故障。故障检测系统是 "%中的诊断程序，它不断地对整个控制功能进行故障检查。根据检测结果， "%通过转换器把故障代码传输给监控盒，并且记录下故障代码。
"%要经过长期飞行试验考查其使用可靠性。例如在巡航飞行中，考查 "%是否能使飞机 1发动机控制规律的正常稳态工作程序最佳化，从而获得最低的耗油率；在控制推力作为油门函数中考查 "%能否使发动机免于达到一些极限状态，如风扇和压气机失速裕度和最高涡轮温度等。
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第六章 高空模拟试验及飞行试验空测技术
第一节 高空试验台及其数据采集系统
一、高空试验台及其发展
"高空试验台的型式及组成
据不完全统计，美国拥有 "个大大小小的高空试验基地，约 %&个高空试验舱，还有四座推进风洞。主要是设在阿诺德工程发展中心（ ’()*），国家航空与宇航局（ +’,’）刘易斯（-./01）研究中心，通用电气公司（ 2(*）和普惠公司的佛罗里达西棕榈海滩的高空试验台。英国约有 "3个试验舱，主要是英国国家燃气涡轮研究院（ +24(）和 5 5公司的高空试验台。法国约有 6个舱，德国有一个舱。俄罗斯 78’9共有 :个高空舱， 7—8舱为连接式高空舱，舱径为 : 6;，采用该舱巳试验发动机 <33多台次。 &3世纪 =3年代又建造了 "3;舱体直径高空台，其供气能力略低于美国。
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