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圖 " "%&用于發動機防冰系統試驗的試車臺 ’—照明燈；—照相機或電影攝影機；—噴水集流環；(—電影機室；)—觀察窗； %—被試發動機；*—空氣減壓器；—溫度計；+—過濾器；’,—吹風系統開關； ’’—水量粗調開關：’—水量細調開關；’—帶有電動機的泵；’(—節流流量計； ’)—水箱；’%—加熱元件；’*—溫度計；’—照明器；’+—電影攝影機；,—防護玻璃
第二節&各種航空發動機的試驗特點
一、渦扇發動機的試驗特點
渦扇發動機通常為雙轉子或三轉子結構。表示多轉子壓氣機工作的主要參數之一是轉差率。在規定的工作狀態，所要求的轉差率或用改變高壓壓氣機功率（調整導向葉片的安裝角），或重新分配渦輪級間焓降來得到。
對于渦扇發動機，由于結構上的原因，很難分別測量內、外涵的空氣流量，因此，通常是測量發動機的總空氣流量。內涵道的雙扭線進氣道會遮住外涵道的進口，改變了氣流通道的性質，因而改變了整個發動機的特性。
對于渦扇發動機，直接測量渦輪前燃氣溫度 -( 是比較困難的。而且測量的準確性受到熱電偶的數量和是否感受到熱區、結構上是否允許裝熱電偶的限制。因此，可以根據沿發動機流道的流量方程和已測得的有關參數來確定 -( ，即
/
-. 00 •" 1(（’23）45600）•4[578]
式中，/ —
—高壓壓氣機出口總壓；
00 —
—燃燒室總壓恢復系數，一般取 ,9 +)；
•’,*%•
———壓力場均勻性系數，一般取 " ；
%—燃燒室油氣比；
&’()) —
—燃燒室空氣流量；
&’*+ ———高壓渦輪導向器換算空氣流量、且 &’*, -&’*, •.•/0 /.，&’*,•.為試驗
上測出的高壓渦輪導向器設計點的換算流量，/為測出的高壓渦輪導
.
向器設計點的面積，/為高壓渦輪導向器的實際面積。
在地面靜止條件下試驗渦扇發動機時，其內涵和外涵噴管中的壓降會降低到亞臨界。這與飛行狀態差別很大。為了提高噴管中的壓降，可以在高空臺溫壓艙中的發動機進口處加上增壓裝置，以模擬實際空中工作條件。一種常用的提高進氣壓力的方法是把外涵排氣和內涵排氣與大氣混合并通過摻混不同的熱燃氣量來調節溫度，此后把摻混所得的適當壓力和溫度的混氣引向渦扇發動機的進口。
另一種模擬渦扇發動機工作條件的方法是在尾噴口裝設兩個各自獨立的擴壓器。因為外涵噴管和內涵噴管中壓降不同，不可能應用一個擴壓器來調節工況�？梢詮拇髿庵形肟諝庖镣夂瓟U壓管中和移動內涵擴壓器出口的錐體來改變噴口面積，以進行調節。
對于高涵道比的渦扇發動機，測出的推力應考慮外涵氣流、發動機上的元件及其在飛機上的定位銷的繞流損失和外涵機罩與飛機元件間的干擾等的影響，它們都是整個阻力中很重要的部分。因此，要在內涵和外涵的噴口截面和風扇出口截面上測量出口沖量。
二、加力式渦噴發動機的試驗特點
試驗加力式渦噴發動機時，應測定表征加力燃燒室工作特性的參數。包括：
（1）加力燃燒室平均余氣系數 ((%
&’( 2&’3 2&’%)) &’" &’( 2&’3 2145&’%))
((% --
&’%(% 3" 14 5&’((%
式中，&’( —
—空氣質量流量；
&’3 —
—由于不密封和通風系統損失的空氣量；
&’%))、&’%(% —
—分別為主燃燒室和加力燃燒室的燃油流量；
3" ———完全燃燒 167燃油所需的空氣量，3" -14567空氣 0 67燃油。
（8）加力燃燒室總余氣系數 ((%"
&’( &’(
((%" -&’%" 3" -145（&’%)) 9 &’%(%
（:）通過加力燃燒室的燃氣流量 &’7(%
&’7(% -&’( 9 &’%)) 9 &’%(% 2 &’3
（4）加力燃燒室出口燃氣溫度 ;
<(%
; -=></< （?<(% ） 8
<(% [ &’%(% ]
式中，<、/< —
—分別為尾噴管出口壓力、出口面積；
（?<(%）———尾噴管出口處氣動函數；
=—
—常數。
•1"55•
%& ’&
"
對于燃氣， " () (*+,-。
( %& )
（.）加力燃燒室燃燒效率 " /01
（ 2 01•0 ’2 ）%2 ’2( %（001 3 ）（ 2 ’2 ）
001.001 0//01 ." /01 " ［&%（&’ " //）（001 3 1//）］24
式中，0//、001 ———分別為主燃燒室和加力燃燒室的余氣系數； 2 、2 ——分別為 &56高溫空氣在加力燃燒室出口、進口溫度時的熱焓；
01•0 .0 —
2 2
2(、 01、 . ———分別表示溫度為發動機進口溫度、加力燃燒室出口溫度、進口溫度時，&56燃油與 7(空氣完全燃燒時產生的純燃氣與 7(純空氣在同一溫度下的熱焓差，即通稱的等溫焓差；
5———主燃燒室未燃盡的燃油以加力燃燒室燃燒效率 " /01燃燒時燒掉的那一部
分；
" // —
—主燃燒室燃燒效率；
24 ———燃油低熱值。
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