工作范圍、加力燃燒室燃燒的穩(wěn)定性及發(fā)動(dòng)機(jī)對油門桿的響應(yīng)。快速的油門桿響應(yīng)對發(fā)動(dòng)機(jī)的空戰(zhàn)環(huán)境影。向甚大，為了逃避和追蹤敵機(jī)，需要快速的加速和減速。獲得 3*4推力變化時(shí)，標(biāo)準(zhǔn)的發(fā)動(dòng)機(jī)過渡時(shí)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(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的可靠性、靈活性密切相關(guān)。然而，現(xiàn)時(shí)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的復(fù)雜程度已超過了機(jī)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(jìn)行工作監(jiān)控、裕度管理和與飛機(jī)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(jī)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(dòng)機(jī)工作、進(jìn)行模擬計(jì)算、調(diào)整流量和控制發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何形狀，并且能與飛機(jī)其他系統(tǒng)進(jìn)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(diǎn)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(dòng)作誤差。
"在飛機(jī)進(jìn)氣道中調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)流量，使進(jìn)氣道工作穩(wěn)定。
在加力燃燒室熄火時(shí)，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(gè)通道的分流精度。
%改進(jìn)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(shí)內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)停車率為 8；在 8 58*億小時(shí)之內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)失控率為 8。 +,-./技術(shù)同矢量噴管控制相結(jié)合，在實(shí)現(xiàn)飛行 0推進(jìn)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(jìn)行試驗(yàn)器試驗(yàn)、高空艙模擬試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)試車及試飛。由于發(fā)動(dòng)機(jī)試車、試飛的花費(fèi)都很大，獲得數(shù)據(jù)的周期又長，因此，試驗(yàn)室模擬飛行試驗(yàn)是更加合理的試驗(yàn)方法。
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二、主要試驗(yàn)
圖 " "示出數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的主要試驗(yàn)。
圖 " "數(shù)字式電子控制系統(tǒng)飛行前的各項(xiàng)試驗(yàn)
%&部件試驗(yàn)器試驗(yàn)
新的控制部件均需進(jìn)行試驗(yàn)器試驗(yàn)，以驗(yàn)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(jìn)行收斂性試驗(yàn)；故障檢測、隔離和調(diào)節(jié)試驗(yàn)；瞬態(tài)功能試驗(yàn)。全飛行運(yùn)行中由重復(fù)這些試驗(yàn)在各種飛行和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下確定。另外還包括部件的線性試驗(yàn)、非線性試驗(yàn)、分析試驗(yàn)床試驗(yàn)，用以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性瞬態(tài)氣動(dòng)熱力過程，以此驗(yàn)證濾波器跟蹤部件質(zhì)量和惡化部件的能力。
對于液壓機(jī)械部件，主要試驗(yàn)包括功能試驗(yàn)、破裂試驗(yàn)和防爆試驗(yàn)。
電子元件包括循環(huán)模擬工作試驗(yàn)，環(huán)境（濕度、沖擊、振動(dòng)和噪聲）試驗(yàn)和軟件驗(yàn)證試驗(yàn)。例如，過濾態(tài)部件試驗(yàn)驗(yàn)證部件在過濾態(tài)中跟蹤發(fā)動(dòng)機(jī)的能力。此項(xiàng)試驗(yàn)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(dòng)態(tài)誤差。
,&閉環(huán)試驗(yàn)器試驗(yàn)
在發(fā)動(dòng)機(jī)首次試車之前，全部液壓機(jī)械和電子元件均需在閉環(huán)回路試驗(yàn)器條件下進(jìn)行試驗(yàn)。此試驗(yàn)器采用計(jì)算機(jī)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行工作，允許這些部件同時(shí)運(yùn)行，既節(jié)省試驗(yàn)費(fèi)用，又能避免帶故障在發(fā)動(dòng)機(jī)上試驗(yàn)時(shí)的危險(xiǎn)。
在此試驗(yàn)中驗(yàn)證燃油流量、靜子葉片、可調(diào)壓氣機(jī)放氣活門、主動(dòng)間隙控制、發(fā)動(dòng)機(jī)滑油與燃油溫度、反推力裝置和其他輔機(jī)功能而設(shè)計(jì)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(dòng)隔離故障和選擇適當(dāng)?shù)奶鎿Q控制通路。
-&地面發(fā)動(dòng)機(jī)試車
首先是考驗(yàn)控制系統(tǒng)的功能，驗(yàn)證控制發(fā)動(dòng)機(jī)的能力，進(jìn)而進(jìn)行證實(shí)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(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)地面啟動(dòng)試驗(yàn)。進(jìn)行啟動(dòng)、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(dòng)機(jī)試驗(yàn)是考查它的綜合功能、協(xié)調(diào)性和可靠性的關(guān)鍵試驗(yàn)。
&’() *() 關(guān)系試驗(yàn)
這是一項(xiàng)專項(xiàng)試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)總換算空氣流量 +,-./與發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)算出 () 。該試驗(yàn)是驗(yàn)證進(jìn)氣畸變下 () 1 ()與 +,-3/之間的關(guān)系。進(jìn)氣畸變大時(shí)， (0 1 () 隨進(jìn)氣畸變自動(dòng)降低；進(jìn)氣畸變小時(shí)， () 1 ()為最佳值，而對相應(yīng)于飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的畸變時(shí)， () 1 ()隨 +,-./增加約 45。
0’高空臺(tái)模擬試驗(yàn)
電子控制系統(tǒng)的高空臺(tái)試驗(yàn)主要是驗(yàn)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(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)掉轉(zhuǎn)速和風(fēng)車狀態(tài)啟動(dòng)考查裝用數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)能力；在超、亞聲速飛行狀態(tài)中驗(yàn)證加力燃燒室點(diǎn)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(qiáng)，因此可以進(jìn)行矢量噴管與 "%匹配試驗(yàn)，考查 "%對矢量噴管的控制能力。
6’飛行試驗(yàn)
數(shù)字式電子控制系統(tǒng)通過上述試驗(yàn)驗(yàn)證后可以裝在發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行 "%控制的應(yīng)用試飛研究，進(jìn)行使用試驗(yàn)（通常與其他試驗(yàn)結(jié)合進(jìn)行）。控制系統(tǒng)與飛機(jī)上安裝的監(jiān)控盒一起構(gòu)成一個(gè)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(gè)控制功能進(jìn)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(yàn)考查其使用可靠性。例如在巡航飛行中，考查 "%是否能使飛機(jī) 1發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)免于達(dá)到一些極限狀態(tài)，如風(fēng)扇和壓氣機(jī)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(yàn)及飛行試驗(yàn)空測技術(shù)
第一節(jié) 高空試驗(yàn)臺(tái)及其數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)
一、高空試驗(yàn)臺(tái)及其發(fā)展
"高空試驗(yàn)臺(tái)的型式及組成
據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，美國擁有 "個(gè)大大小小的高空試驗(yàn)基地，約 %&個(gè)高空試驗(yàn)艙，還有四座推進(jìn)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(yàn)臺(tái)。英國約有 "3個(gè)試驗(yàn)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(yàn)臺(tái)。法國約有 6個(gè)艙，德國有一個(gè)艙。俄羅斯 78’9共有 :個(gè)高空艙， 7—8艙為連接式高空艙，艙徑為 : 6;，采用該艙巳試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī) <33多臺(tái)次。 &3世紀(jì) =3年代又建造了 "3;艙體直徑高空臺(tái)，其供氣能力略低于美國。
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