工作范圍、加力燃燒室燃燒的穩(wěn)定性及發(fā)動機對油門桿的響應(yīng)。快速的油門桿響應(yīng)對發(fā)動機的空戰(zhàn)環(huán)境影。向甚大，為了逃避和追蹤敵機，需要快速的加速和減速。獲得 3*4推力變化時，標(biāo)準(zhǔn)的發(fā)動機過渡時間為：由慢車至軍用功率狀態(tài)為 &2* 512)6；由慢車至最大功率狀態(tài)為 12) 572*6。
上述這些性能的改善和提高都與發(fā)動機控制系統(tǒng)的可靠性、靈活性密切相關(guān)。然而，現(xiàn)時航空發(fā)動機的復(fù)雜程度已超過了機械液壓式控制技術(shù)的能力，除要求提高精度和適應(yīng)可控變量的復(fù)雜化外，還要求進行工作監(jiān)控、裕度管理和與飛機其他系統(tǒng)協(xié)調(diào)工作。數(shù)字式電子控制系統(tǒng)適應(yīng)了這些要求，它能夠利用飛機數(shù)據(jù)總線和中央電子部件中的電子設(shè)備監(jiān)控發(fā)動機工作、進行模擬計算、調(diào)整流量和控制發(fā)動機的幾何形狀，并且能與飛機其他系統(tǒng)進行數(shù)字通信。因此，這種控制系統(tǒng)具有很高的可靠性和靈活性，其特點主要有：
在油門桿瞬變之后，能限制加速速率；能消除油門桿動作誤差。
"在飛機進氣道中調(diào)節(jié)發(fā)動機流量，使進氣道工作穩(wěn)定。
在加力燃燒室熄火時，能控制尾噴管和燃油系統(tǒng)，從而使風(fēng)扇穩(wěn)定裕度增大。
電子控制加力燃燒室的燃油流量和噴管面積，提高加力燃燒室的油氣比精度和核心與涵道兩個通道的分流精度。
%改進了控制方式，提高了風(fēng)扇工作線的控制精度。
&具有失速探測和調(diào)節(jié)功能。
+,-./的應(yīng)用和發(fā)展，將達(dá)到 8*萬飛行小時內(nèi)發(fā)動機停車率為 8；在 8 58*億小時之內(nèi)發(fā)動機失控率為 8。 +,-./技術(shù)同矢量噴管控制相結(jié)合，在實現(xiàn)飛行 0推進綜合控制中起了極其重要的作用。
綜上所述，為了保證數(shù)字式電子控制系統(tǒng)可靠的工作通常要進行試驗器試驗、高空艙模擬試驗、發(fā)動機試車及試飛。由于發(fā)動機試車、試飛的花費都很大，獲得數(shù)據(jù)的周期又長，因此，試驗室模擬飛行試驗是更加合理的試驗方法。
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二、主要試驗
圖 " "示出數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的主要試驗。
圖 " "數(shù)字式電子控制系統(tǒng)飛行前的各項試驗
%&部件試驗器試驗
新的控制部件均需進行試驗器試驗，以驗證其性能是否達(dá)到技術(shù)條件所規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)。例如，部件跟蹤濾波器是 ’()*+的重要構(gòu)件，它要進行收斂性試驗；故障檢測、隔離和調(diào)節(jié)試驗；瞬態(tài)功能試驗。全飛行運行中由重復(fù)這些試驗在各種飛行和發(fā)動機工作狀態(tài)下確定。另外還包括部件的線性試驗、非線性試驗、分析試驗床試驗，用以模擬發(fā)動機的非線性瞬態(tài)氣動熱力過程，以此驗證濾波器跟蹤部件質(zhì)量和惡化部件的能力。
對于液壓機械部件，主要試驗包括功能試驗、破裂試驗和防爆試驗。
電子元件包括循環(huán)模擬工作試驗，環(huán)境（濕度、沖擊、振動和噪聲）試驗和軟件驗證試驗。例如，過濾態(tài)部件試驗驗證部件在過濾態(tài)中跟蹤發(fā)動機的能力。此項試驗包括模擬從地面慢車至最大凈功率的加、減速過程中部件的功能以及動態(tài)誤差。
,&閉環(huán)試驗器試驗
在發(fā)動機首次試車之前，全部液壓機械和電子元件均需在閉環(huán)回路試驗器條件下進行試驗。此試驗器采用計算機模擬發(fā)動機進行工作，允許這些部件同時運行，既節(jié)省試驗費用，又能避免帶故障在發(fā)動機上試驗時的危險。
在此試驗中驗證燃油流量、靜子葉片、可調(diào)壓氣機放氣活門、主動間隙控制、發(fā)動機滑油與燃油溫度、反推力裝置和其他輔機功能而設(shè)計的各種邏輯構(gòu)成的各控制模式，還包括綜合故障邏輯，用于自動隔離故障和選擇適當(dāng)?shù)奶鎿Q控制通路。
-&地面發(fā)動機試車
首先是考驗控制系統(tǒng)的功能，驗證控制發(fā)動機的能力，進而進行證實系統(tǒng)壽命的加速任務(wù)試車。采用加速度變化率邏輯電路構(gòu)成進行發(fā)動機地面啟動試驗。進行啟動、過濾態(tài)和主控制系統(tǒng)之間的切換來檢查控制系統(tǒng)的工作，考查加速中有無異常現(xiàn)象。
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"%地面發(fā)動機試驗是考查它的綜合功能、協(xié)調(diào)性和可靠性的關(guān)鍵試驗。
&’() *() 關(guān)系試驗
這是一項專項試驗。發(fā)動機總換算空氣流量 +,-./與發(fā)動機壓比 (0 1 () 和風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速 2)有關(guān)。由 ()經(jīng)過簡單換算可計算出 () 。該試驗是驗證進氣畸變下 () 1 ()與 +,-3/之間的關(guān)系。進氣畸變大時， (0 1 () 隨進氣畸變自動降低；進氣畸變小時， () 1 ()為最佳值，而對相應(yīng)于飛機機動飛行時的畸變時， () 1 ()隨 +,-./增加約 45。
0’高空臺模擬試驗
電子控制系統(tǒng)的高空臺試驗主要是驗證加力燃燒室與控制系統(tǒng)的適航性以及確定初始飛行限制。通過在各高度下進行發(fā)動機掉轉(zhuǎn)速和風(fēng)車狀態(tài)啟動考查裝用數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的發(fā)動機空中啟動能力；在超、亞聲速飛行狀態(tài)中驗證加力燃燒室點火和過渡過程。
在采用雙裕度的 "%系統(tǒng)，由于其控制能力很強，因此可以進行矢量噴管與 "%匹配試驗，考查 "%對矢量噴管的控制能力。
6’飛行試驗
數(shù)字式電子控制系統(tǒng)通過上述試驗驗證后可以裝在發(fā)動機上進行 "%控制的應(yīng)用試飛研究，進行使用試驗（通常與其他試驗結(jié)合進行）。控制系統(tǒng)與飛機上安裝的監(jiān)控盒一起構(gòu)成一個閉環(huán)系統(tǒng)。監(jiān)控盒的功能是把 "%的輸出信號返回到控制系統(tǒng)的輸入端，并且記錄被檢測到的故障。故障檢測系統(tǒng)是 "%中的診斷程序，它不斷地對整個控制功能進行故障檢查。根據(jù)檢測結(jié)果， "%通過轉(zhuǎn)換器把故障代碼傳輸給監(jiān)控盒，并且記錄下故障代碼。
"%要經(jīng)過長期飛行試驗考查其使用可靠性。例如在巡航飛行中，考查 "%是否能使飛機 1發(fā)動機控制規(guī)律的正常穩(wěn)態(tài)工作程序最佳化，從而獲得最低的耗油率；在控制推力作為油門函數(shù)中考查 "%能否使發(fā)動機免于達(dá)到一些極限狀態(tài)，如風(fēng)扇和壓氣機失速裕度和最高渦輪溫度等。
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第六章 高空模擬試驗及飛行試驗空測技術(shù)
第一節(jié) 高空試驗臺及其數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)
一、高空試驗臺及其發(fā)展
"高空試驗臺的型式及組成
據(jù)不完全統(tǒng)計，美國擁有 "個大大小小的高空試驗基地，約 %&個高空試驗艙，還有四座推進風(fēng)洞。主要是設(shè)在阿諾德工程發(fā)展中心（ ’()*），國家航空與宇航局（ +’,’）劉易斯（-./01）研究中心，通用電氣公司（ 2(*）和普惠公司的佛羅里達(dá)西棕櫚海灘的高空試驗臺。英國約有 "3個試驗艙，主要是英國國家燃?xì)鉁u輪研究院（ +24(）和 5 5公司的高空試驗臺。法國約有 6個艙，德國有一個艙。俄羅斯 78’9共有 :個高空艙， 7—8艙為連接式高空艙，艙徑為 : 6;，采用該艙巳試驗發(fā)動機 <33多臺次。 &3世紀(jì) =3年代又建造了 "3;艙體直徑高空臺，其供氣能力略低于美國。
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