航空发动机试验与测试技术的发展
郭昕，蒲秋洪，宋红星，黄明镜
（中国燃气涡轮研究院，成都６１０５００）
摘要：试验与测试技术是航空发动机预研和工程发展阶段中的主要内容。通过对国内外航空发动机试验与测试技术现状与发展趋势的分析，提出了发展我国航空发动机试验与测试技术的方向。
关键词：航空发动机：试验与测试技术；发展
１引言
１９０３年，美国人莱特兄弟驾驶自制的活塞式发动机作动力的“飞行者１号”飞机，完成了人类首次有动力飞行。一百年前，人类实现了飞翔的梦想，一百年后，人类拥有了整个天空。
航空发动机是飞行器的动力，对飞行器的性能、可靠性、安全性至关重要。航空大国美国、俄罗斯、英国、法国等都十分重视航空发动机的试验工作，政府研究机构拥有许多大型试验设备，各公司的研究部门，一般也都有独立的试制车间和强大的试验室。新品研制强调走一步试验一步，从部件到整机要通过设计一试制—试验的几个循环才能达到实用阶段，甚至投入使用后仍在试验，使设计的薄弱环节充分暴露，并予以改进。根据统计，国外在研制发动机过程中，地面试验和飞行试验最少需５０台发动机，多则上百台才能最后定型。其中地面试验要上万小时，最高达１６０００小时以上，飞行试验需５０００小时以上。研制总费用中，设计占１０％，制造占４０％，而试验要占５０％。
经过半个多世纪突飞猛进的发展，航空燃气轮机技术日见成熟，要求减少和简化各种试验考核项目的压力越来越大，希望将发动机试验从传统的试验——修改——试验过程转变为模型——仿真——试验——迭代的过程。但目前地面试验仍然是发动机研制中的主要内容，而且试验考核的要求越来越严格。值得注意的是，美国新一代军用发动机研制中，在高空台上的试验时数比以前有大幅度的上升。美国历史上投资最大（达５０多亿美元）的发动机预研计划——ＩＨＰＴＥＴ计划（综合高性能涡轮发动机技术计划）有一个突出特点，就是强化了新技术的试验验证，新技术的验证和综合贯穿于部件、核心机和技术验证机三个阶段，这是美国航空发动机技术发展的成功经验。可见，只有重视试验研究，航空发动机技术发展才有坚实的科学基础。
发动机测试技术是航空推进技术发展的支撑性技术，它随第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，已经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验——仿真一体化方向发展。
早期，人们依据试验测试结果来揭示涡轮机械流动等物理现象的本质，建立新思想、新理论、新方法，获取理论计算不可能得到的数据，积累经验数据，验证和完善设计。
随着航空推进技术、计算技术和电子计算机应用技术的发展，人们建立了更加复杂的设计和分析方法来加速航空推进系统的研制进程，而这些工程设计与分析方法需要更多、更精密和详细的试验测试数据来验证和确认，因此，对发动机测试也提出了越来越高的要求。主要表现在：测试项目、内容、参数种类越来越多，测点容量、测量速度、测试精度、测试自动化程度越来越高，测量参数动态变化范围越来越宽，发动机高温、高压、高转速、大流量等条件使参数测量越来越困难。虽然国外许多５０～６０年代建设的试验设备迄今仍在使用，但所需的相应测试设备则平均３～４年就要更新一次，才能较好满足推进技术发展的需要。
随着微电子技术、传感器技术、光电测量技术、计算机技术的迅速发展，伴随着信息时代的到来，航空发动机测试技术也有了很大的提高。主要表现在：激光、光纤、红外、超声、射线、敏感涂料、薄膜传感技术等有了较大发展，以计算机为中心的集散式实时数据采集、处理与控制系统日趋完善。动态测试、信号处理与试验测试数据库技术有了较大的进步。信息时代的发动机试验设施，能快速产生准确可靠的数据和试验结果，通过视频声像交互、数据融合处理，建立综合试验信息系统，为客户提供“虚拟在场”试验服务：通过试验数据库、信息库和网络设备，融合成“试验一测试一仿真”交互的一体化网络应用。随着数值模拟与试验仿真技术的发展，试验技术将与仿真（模拟）技术紧密结合，以指导试验的正常进行，减少试验状态和次数，缩短试验时间，保证试验质量．提高试验效率。为避免接触测量对流道干扰影响，提高试验数据获取精度，加大试验信息（特别是三维流场分布信息）获取数量，随着光电测量技术和图像处理技术的发展，未来的非接触测量技术必将成为发动机测试技术发展的主流。
２航空发动机试验、测试技术发展和试验设施建设
发动机试验的种类很多，试验设备、试验条件、试验环境、试验参数等也是千差万别。按试验对象可分为零部件试验、系统试验、核心机试验、整机试验（包括地面台、高空台和飞行台试验）。按学科专业可分为气动、燃烧、换热、控制、机械传动、结构强度、材料、工艺等各类试验。按最终目的可以分为科学研究试验、型号研制试验和批生产发动机试验。在型号研制试验中按不同的技术指标可分为性能试验、适用性试验和耐久性试验。回顾这半个多世纪以来，试验与测试技术的发展和试验设备建设大致经历了酲个阶段。
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①第一阶段突出性能试验，建成一批部件试验器和高空模拟试车台：测试技
术从单点模拟仪表指示、人工记录，向着多点巡回检测装置自动记录方向发展。
此阶段大约从１９４０年研制惠特尔发动机Ｗ２开始，至１９６０年前后一批飞行Ｍ数２以上的加力涡喷发动机研制为止。由于开始研制Ｗ９时无部件试验设备，导致在原型机试验中因部件不匹配引起喘振并烧坏了涡轮叶片，为此，Ｒ?Ｒ公司于１９４１年在达比建造了第一台压气机试验设备。其后吸取了早期发动机研制中部件试验不足的教训，在美、英、法、俄（前苏联）等航空大国都先后兴建了一批发动机部件试验设备。自１９４７年突破音障后，随着发动机飞行包线的扩大，普通地面试车台已无法满足要求，于是这些国家又相继投巨资兴建了高空模拟试车台。由此带动了高空模拟试验技术的研究并促进了发动机整机和部件性能试验技术的发展。在此期间，发动机测试也从单点热工仪表、人工记录，逐步发展成多点巡回检测装置的自动记录。
②第二阶段以适用性试验和进／发匹配试验为重点，酝酿建设新的高空模拟试验设备：测试技术从脱机数据采集，向联机自动数据采集、记录、处理方向发展。
以６０年代开始研制第一代加力式军用涡扇发动机和高涵道比民用涡扇发动机为标志，由于进气道一发动机一喷管的流量和流场匹配问题变得非常突出，适用性试验成为重点，进气道一发动机匹配的试验技术和试验设备得到发展并开始建设新的高空模拟试验设各。６０年代初，由于军用战斗机对中低空机动性能的追求，以及第一代加力涡扇发动机的使用，出现了飞机进气道与发动机匹配问题，由此带动了发动机稳定性评定试验技术的研究及相应试验设施的建设。
例如在ＴＦ３０发动机研制中，虽然飞行包线内稳态畸变未超过容许值，但在飞行试验中却发生了失速喘振，于是对Ｆｌｌｌ飞机／ＴＦ３０发动机的匹配进行深入研究，得出动态畸变的结论。这种动态畸变，对试验技术、测试手段和试验设备都提出了新的要求。除了用模拟网格作稳态畸变试验外，还发展了多种压力和温度畸变的模拟技术与试验设备。６０年代末到７０年代初，高涵道比涡扇发动机开始供民用飞机使用．与民用发动机相关的试验技术得到了发展，建设了一批如阵风、侧风、结冰、投鸟、吞砂、吞水和环境噪音等试验设备，同时也改建或扩建了一些高空模拟试验舱，以便适应民用高涵道比发动机的连接式试验和军用发动机进气道／发动机组合的自由射流试验要求。英国Ｎ６ＴＥ扩建了４号舱，美国阿诺德工程发展中心、Ｐ＆Ｗ公司和ＧＥ公司也相应地扩建了它们的高空模拟试验舱。晟具代表性的是ＡＳＴＦ（航空推进系统试验设备），阿诺德工程发展中心从１９６７年开始筹建，至１９９０年投入使用时止，耗费６．２５亿美元建成。在该设备的试验舱内可以容纳整个飞机（战斗机）前机身一进气道一发动机的组合体，在±１５。的偏航角和＋４５。到一１５。的迎角范围内作连续变飞行条件的瞬态试验，使得模拟高空试验条件更接近于实际飞行情况。它采用了先进的测试系统，其测量通道数达２１７０个。试验技术和试验设
备的发展同时也促进了微型高频响压力传感器与探头／测耙的研制，以及动温、动压参数测试、记录和动态数据处理技术的发展。测试技术从脱机数据采集，向联机自动数据采集、记录、处理方向发展。
③第三阶段重点转向耐久性试验，兴建了大量强度试验设备；发动机测试技
术向以计算机为核心的自动测试技术方向发展。
从７０年代开始，性能试验设备已基本能满足发动机发展的需求，适用性试验继续发展，整个试验重点转向耐久性试验，特别是低循环疲劳试验。１９７３年推重比８的Ｆ１００发动机定型时，其性能和抗畸变能力有了很大提高，但使用中暴露出的可靠性和耐用性问题，严重影响了飞行安全。出于降低寿命期费用的考虑，对可靠性和耐久性提出了更高的要求，促进了强度试验和加速任务模拟试验技术的发展。为此，美国制订了发动机结构完整性计划，并把对发动机结构的技术和试验要求纳入发动机通用规范ＭＩＬ－Ｅ一５００７Ｄ中。在通用规范ＭＩＬ—Ｅ一５００７Ｄ中，结构试验要求增加到１４项，还增加了滑油中断、滑油箱压力、着火、吞冰和外物损伤试验。发动机和零部件试验从２２项增加到４４项。同时，美国还制订了发动机结构完整性大纲（ＥＮＳＴＰ），从结构设计准则、试验要求、设计和分析方法及寿命监控四个方面为发动机结构发展提供了基础和方法。发动机结构的技术和试验要求已被纳入发动机通用规范１９９５年的最新版本ＪＳＧＳ一８７２３１Ａ。
根据ＧＥ公司的经验，在发动机研制的试验工作量中，耐久性试验约占６０～８０％。为此，建造了大量的整机和部件的强度试验设备，主要有热冲击、振动、旋转件的超转和低循环疲劳试验器、机匣的静载荷和循环载荷、轴的各种受力试验器、发动机载荷模拟器（陀螺力矩试验器）、核心机低循环疲劳试验器以及各种环境条件试验器，在数量上甚至超过了性能试验设备。试验方法上发展了反映实际飞行载荷谱的加速任务试车（ＩＭＴ）。
在这个阶段，随着计算机科学的进步，以计算机为核心的集中与分散相结合的自动数据采集和处理及试验过程自动化控制技术得到长足发展。
④第四阶段发动机系统仿真试验技术、推力矢量试验技术、发动机特种测试技术和自动综合测试技术迅速发展。
８０年代中，发动机性能试验、适用性试验和耐久性试验技术均日益完善和提高，基本的技术和试验要求已体现在１９８５年版的ＭＩＬ－Ｅ一８７２３１发动机通用规范中。８０年代后，飞机／推进系统一体化设计和综合控制、发动机全权限数字控制、发动机推力矢量、隐身技术等新技术的应用，对发动机试验提出了更高要求，试验规模越来越大、试验复杂程度越来越高、试验综合性越来越强、测试数据越来越准确可靠。这有力地促进了发动机控制系统仿真技术、推力矢量试验技术、以及发动机特种铡试与自动综合测试技术的迅速发展。
为降低发动机的研制周期和节约试验与研制费用，在２０世纪９０年代，ＮＡＳＡ刘易斯研究
中心实施了推进系统数值仿真（ＮＰＳＳ，又称“推进系统数值试验台”）计划，其长远目标是通过计算机方法综合各学科和各部件的研究结果来确定推进系统的特性，如性能、可靠性、稳定性和寿命。目前美国国防部正在实施仿真试验和评估过程（ＳＴＥＰ）计划，旨在将发动机试验从传统的“试验——修改——试验”的过程，转变为“模型——仿真——试验——迭代”的过程。而美国历时十余年的综合高性能涡轮发动机技术计划（ＩＨＰＴＥＴ计划）以及高周疲劳（ＨＣＦ）计划，为试验测试提出了更高的要求，将为其提供有价值的涡轮发动机数据库，用于建立和验证ＮＰＳＳ的程序和模型。发动机仿真技术虽然获得了重大发展，但由于仿真所用的计算机方法和程序是建立在通过试验获得的数据库基础上的，其模型本身要用试验来验证，研制的发动机必须最终通过试验鉴定。因此，发动机仿真虽然能减少某些试验项目和次数，但不可能全部取代试验，未来两者将协同发展。
时至今日，地面试验仍然是发动机研制进程中的主要内容。Ｐ１１９发动机是美国空军２ｌ世纪初主力战斗机Ｆ２２的动力。虽然设计和加工周期很短，但试验用时却很长。从１９８５年到１９９８年底，仅Ｆ１１９的验证机就完成了３５００ｈ模拟高空试验。试验内容包括性能、适应性、结构完整性和耐久性考核。
３试验和测试技术发展趋势
?试验技术和试验设备
由于飞机对发动机要求的提高，发动机研制难度越来越大。发动机的参数，如压力、温度和流量不断提高，飞行包线不断扩大，发动机试验的种类和时数大大增加。根据第三代发动机研制的经验，整机试验时数已达数万小时，飞行试验达７０００小时，零部件试验己超过１０万小时。预计，在今后２０年内，民用发动机总压比将从目前的４０提高到７０或更高，涡轮进口温度将达到２２００Ｋ，推力将超过６００００ｄａｎ，涵道比达到１８～２０。这将对试验设备的试验条件提出新的要求。此外，对于推力矢量技术、复合材料新结构、磁性轴承、多电发动机、超音速通流涡扇发动机、超微型涡轮发动机、脉冲爆震波发动机和超燃冲压发动机等新技术和新概念发动机的研究，也将提出一些特殊的试验设备要求。
试验技术向着与仿真（模拟）技术融合的方向发展。在复杂的内流研究中，目前无论是单独的ＣＦＤ计算还是测得的试验数据，都不能很好满足鉴定复杂流场现象的需要。将实物试验与数值仿真（数字试验）紧密结合，组成综合试验仿真系统使用，可在试验前，预示发动机性能
参数，优化试验方案，合理选择试验点：试验中，通过试验（实测）结果与仿真结果的对比，进行试验分析，及时判断试验数据的合理性和试验的有效性，指导下一个状态的试验方向，提高试验效率：试验后，在有限的实物试验数据基础上，通过数字仿真模型推延描述所有工作状态下的性能，既可提高试验数据的利用价值，又能弥补试验条件和测试数据的不足。
根据航空发动机技术发展的需求，对现有的试验设备提出了改造要求，包括提高进气压力、温度和流量：采用先进的排气管理系统；改善模拟／数值仿真的集成；改进进口压力畸变模拟能力；应用先进的加速任务试验方法以及更准确测量排气污染的手段等。进入９０年代，美国空军阿诺德工程发展中心（ＡＥＤＣ），对涡轮发动机试验设备的改造重点集中在改进数据分析手段和数据远程传输等方面。
?测试技术
如果说，试验设备本身提供了试验条件，那么，只有采用先进的测试手段才能获得正确的试验结果。随着航空发动机技术的发展，测试参数越来越多，测点容量、测量速度和测量精度越来越高．测量参数范围越来越大，测量环境越来越恶劣，数据处理速度越来越快。传感技术发展的方向是高精度、无干扰和高频响。
从目前国内外测试技术发展趋势来看，非接触式测量技术（包括非接触式传感技术、激光／光纤技术等）将成为发动机测试技术发展的主流。由于发动机冷端部件（如压气机）转速高、气流速度大、流路复杂，接触测量存在堵塞干扰影响，如叶尖间隙、转子叶片振动、轴芯轨迹等参数必须用非接触铡量。鉴于激光技术不干扰流场．能测二维和三维流动情况，并有较高测量精度等优点，因此，在国外，如ＬＩＤＦ、ＬＤＡ（ＬＤＶ）和ＰＩＶ等己普遍用于压气机的研究。激光多普勒测振和非接触叶尖定时测振技术用于高速旋转件振动测量，已越来越显示出优越性。在热端部件中，由于高温、高压和燃气的侵蚀，应用非接触式测量技术更突出其优越性。激光、光纤与红外辐射测温技术，薄膜测温技术和示温漆等在国外都获得广泛应用。目前，荧光温度计技术正在迅速发展之中。此外，如激光散斑干涉应变测量系统、压敏漆等也获得了应用。
自动测试向综合测试方向发展．“虚拟在场”试验信息与数据融合，组成试验综合信息系统。目前提出了对同一产品从研发设计、试制、生产到使用维护的全寿命过程中，采用同一标准的测试设备和测试软件，进行“综合测试”的新概念，并继续向着应用基于ＶＸＩ总线和ＰＸＩ总线的通用测试平台，结合“虚拟仪器”技术，组成开放式的多参数综合自动测试系统的方向发展。
信息技术和试验测试技术的进步，推动着对原有试验设施的改造和综合试验信息系统
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（ＩＴＩＳ）的建设。如美国阿诺德工程发展中心（ＡＥＤＣ），为满足内部和外部诸多客户对试验信息（包括试验时采集、处理的试验数据，以及试验过程产生的全部声、像多媒体信息和数据）的无缝存取需求，视试验信息（数据）为产品，用ＰＤＭ软件为搜索引擎，管理、存储、检索试验过程信息和原始数据库信息。并通过内部网络（ＮＡＳＡＡＥＲＯ网络、ＤＲＥＮ／国防研究工程网）和外部网络（如国际互联网），分别与内部、外部（远地）客户进行高带宽连接，通过试验信息与数据的融合，采用加密传输，实现共享网络资源的数据通信。ＡＥＤＣ经过五年的努力，研制出综合试验信息系统，可使世界各地的客户能就地观看试验，快速获取试验信息数据，做到就地准实时分析，如同置身于正在试验的现场，实现在远地“虚拟在场”共享试验信息。
?计算机数值仿真
计算机数值仿真是继实物试验之后又一新型的经济有效的试验手段。目前，在先进国家，单个部件的多学科数值仿真已经比较成熟，因而，在常规技术发动机研制时明显减少了试验工作量，缩短了研制周期，降低了技术风险和研制成本。在数值仿真的基础上，多数部件能做到一次试验成功。但是，数值仿真决不能完全取代实物试验，这是因为：（１）仿真所用的数值计算方法和程序是建立在通过试验获得的数据库的基础上的，并且，数值计算方法和程序本身要用试验来验证，用数值计算方法设计的产品最终还要通过试验来鉴定；（２）由于理论分析的发展，对发动机内部的物理、化学和控制过程的描绘更加深入细致，这就要求试验和测试的点更多、更精确；（３）大量的探索性研究试验是开拓未知领域，在这方面既无试验数据积累，又无方法可循。因此，必须通过试验获得基本的概念和数据，然后才能发展出数值计算方法。
如美国空军阿诺德工程发展中心（ＡＥＤＣ）对包括台架过度态控制模拟、台架／一维发动机过渡态模拟、三维发动机稳态和过渡态压缩系统失速建模、三维发动机进气道／风扇建模、三维加力燃烧室建模，以及一维动态／稳态仿真等领域开展了重点研究。并开发了一种以模型为基础的分析工具，可将实时动态试验数据的处理与有限元模型和试验前分析结果相融合。通过交互式界面以图形方式实时显示分析结果，评估发动机高循环疲劳状况。该套系统称为结构动态响应分析系统（ＳＤ－ＲＡＣ）。它的关键特点是可将有限元计算结果作成数值应变图，宜接与试验中应变片测量结果相比较。
４我国航空发动机试验条件现状和需求
４．１试验条件现状
我国航空发动机工业始建于２０世纪５０年代。在前苏联的帮助下，以修理、仿制、生产当
时苏制军用航空发动机为目标，建设了一批发动机制造厂。６０年代在三线又扩建了一批相近水平的工厂，同时先后组建了几个发动机设计研究所和以高空台为核心的发动机试验研究基地。应该说试验条件上，基本满足了当时水平的仿制生产的需要。但后来几十年中，除引进斯贝发动机试验设备稍有补充提高外，长期没有进行技术改造。面对航空推进技术的迅猛发展，我们的基础条件就远远地落后了。目前，我国已有的发动机科研试验设备的主要问题是：（１）现有试验设备和测试仪表陈旧落后，试验范围有限，需要扩建和改造：（２）试验设备配套不够全面，有些必要的试验手段还是空白和缺门。例如：现有试验设备以军用发动机为主，民用发动机和燃气轮机的很少；（３）仅有一些基本的性能试验设备，结构强度、耐久性、适用性方面的试验设备不足；（４）大尺寸的型号研制用部件试验设备不足，缺少研究性、基础性小型试验设备。（５）由于缺少必要的试验设备，不能满足通用规范规定的试验要求。根据ＧＴＢ２４１—８７，飞行前规定试验５５项，有１０项不能做或不能完全满足要求；定型试验９５项，有２７项不能做或不能完全满足要求。（６）数值模拟和仿真技术落后，差距很大。（７）综合试验能力，可基本满足中等推力、二代战斗机用发动机的仿制，但不能满足大推力、三、四代战斗机用发动机的白行设计研制以及民机、燃机发展的需要。
４．２航空发动机研制对试验条件的需求
?预先研究所需试验设备
本着动力先行的原则，试验设备应考虑未来２０年的技术发展，具有试验参数变化范围大、测试技术先进、设备规模适中、使用灵活等特点。除三大高压部件与核心机试验器尺寸较大外，应多建一些小型研究设备，如矢量喷管试验器、喷嘴和燃油总管试验器、空气系统、传动润滑系统试验设各，新技术、新概念发动机试验器，级间、流场精细测量等等。
●型号研制所需试验设备
型号研制方面，缺少大推力的标准地面试车台：侧风、投鸟、噪声、高低温起动等特种试车台；适用于不同机型的高空模拟试验舱和核心机试验台；高温高压大尺寸压气机、燃烧室、涡轮试验器、加力燃烧室试验器；补充振动强度、耐久性和适用性试验设备，适当补充大型军用运输机发动机和燃气轮机试验台。
●控制系统试验设备
发动机（包括涡喷、涡扇、涡轴、涡桨）控制系统研究和发展需要补充的试验设备，包括电子控制器、机械液压部件、供油设备试验装置，环境与可靠性试验设备，以及整个发动机控
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制系统综合试验器。
●结构强度、耐久性试验设备
为了保证发动机的结构完整性和可靠性，在预先研究和型号研制阶段，必须充分开展发动机关键件和重要件（叶片、轮盘、机匣、轴类、转子支承系统以及齿轮、轴承等）的强度、振动、寿命（包括高周疲劳、低周疲劳、蠕变和裂纹扩展寿命等）、破损安全（叶片抗外物打伤、机匣包容等）和可靠性的试验研究和验证工作，补充、改建相应的试验和测试设备。
需要强调的是，发动机型号设计定型、进入小批量生产、试用以后，面临的大量工作是结构完整性的考核、验证及寿命和可靠性增长，需要提供足够的经费、开展大量的试验工作。因此，有些试验设备需要多套、多台。
?测试技术和设备
如前所述，测试技术急需更新而且今后还要经常不断地更新改造。根据国外经验，平均每隔三、四年集中更新一次。结合我国国情，每个五年计划都应集中更新一次。除运用信息技术改造传统的常规测试设备外，重点要发展特殊测试技术和设备，比如非接触式测量（流场、间隙、温度、应力等）和动态测量分析处理系统等。
参考文献：
［１］六二四所建所３０周年科技论文集．
［２］吴行章．航空发动机试验测试技术发展．
［３］徐通源．航空发动机试验．
［４］方昌德．美国综合性能涡轮发动机技术计划和我国的对策．
［５］吴大观．我国发动机研制过程中的主要经验和教训
［６］方昌德．国外航空发动机的现状和发展趋势
［７］张毽．航空发动机地面试验技术的近期发展及我们的对策．
航空发动机试验与测试技术的发展
作者：郭昕， 蒲秋洪， 宋红星， 黄明镜
作者单位：中国燃气涡轮研究院(成都)
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航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
测试技术的发展现状以及未来的发展趋势 姓名：赵新 班级：机械5-1班 学号： 10号
测试技术的发展现状以及未来的发展趋势 概述 测试是测量与试验的简称。 测量内涵：对被检测对象的物理、化学、工程技术等方面的参量做数值测定工作。 试验内涵：是指在真实情况下或模拟情况下对被研究对象的特性、参数、功能、可靠性、维修性、适应性、保障性、反应能力等进行测量和度量的研究过程。 试验与测量技术是紧密相连，试验离不开测量。在各类试验中，通过测量取得定性定量数值，以确定试验结果。而测量是随着产品试验的阶段而划分的，不同阶段的试验内容或需求则有相对应的测量设备和系统，用以完成试验数值、状态、特性的获取、传输、分析、处理、显示、报警等功能。 产品测试是通过试验和测量过程，对被检测对象的物理、化学、工程技术等方面的参量、特性等做数值测定工作，是取得对试验对象的定性或定量信息的一种基本方法和途径。 测试的基本任务是获取信息。因此，测试技术是信息科学的源头和重要组成部分。 信息是客观事物的时间、空间特性，是无所不在，无时不存的。但是人们为了某些特定的目的，总是从浩如烟海的信息中把需要的部分取得来，以达到观测事物某一本值问题的目的。所需了解的那部分信息以各种技术手段表达出来，提供人们观测和分析，这种对信息的表达形式称之为“信号”，所以信号是某一特定信息的载体。 信息、信号、测试与测试系统之间的关系可以表述为：获取信息是测试的目的，信号是信息的载体，测试是通过测试系统、设备得到被测参数信息的技术手段。 同时，在军事装备及产品全寿命周期内要进行试验测试性设计与评价，并通过研制相应的试验检测设备、试验测试系统（含软、硬件）确保军事装备和产品达到规定动作的要求，以提高军事装备和产品的完好性、任务成功性，减少对维修人力和其它资源要求，降低寿命周期费用，并为管理提供必要的信息。 全寿命过程又称为全寿命周期，是指产品从论证开始到淘汰退役为止的全过程。产品全寿命过程的划分，各国有不同的划分。美国把全寿命过程划分为6个阶段：初步设计、批准、全面研制、生产、使用淘汰（退役）。我国将全寿命周期划分为5个阶段：论证、研制、生产、使用、退役。 这五个阶段都必须采用试验、测量技术，并用试验手段，通过测量设备和测量系统确保研制出高性能、高可靠的产品。因此，测试技术是具有全局性的关键技术。尤其在高新技术领域，测试技术具有极其重要地位。 美军武器装备在试验与评定管理中，对试验与评定的类型分为：研制试验与评定、使用试验与评定、多军种试验与评定、联合试验与评定、实弹试验、核防护和生存性试验等类。 但最主要的和最重要的是研制性试验与评定、使用试验与评定两种。试验与评定是系统研制期间揭示关键性参数问题的一系列技术，这些问题涉及技术问题（研制试验）；效能、实用性和生存性问题（使用试验）；对多个军种产生影响问题（多军种联合试验）；生存性和杀伤率（实弹试验）等。但核心是研制性试验与评定及使用性试验与评定，主要解决军工产品在研制过程中的技术问题和使用的效能、适应性和生存性问题。 研制试验与评定是为验证工程设计和研制过程是否完备而进行的试验与评定，通过研制试验与
测试技术：是测量技术与试验技术的总称。 测试：动态侧量，静态测量 测试系统的组成：传感器，中间变换装置和显示记录仪 信号的分类：确定性信号、确定性信号是指可以用精确的数学关系式来表达的信号 随机信号、不能用精确的数学关系式来表达，也无法确定的预测未来任何瞬间的精确值信号。 周期性信号是按一定周期T重复的信号 非周期信号是没有重复周期 时间和幅值都连续是模拟信号，都离散是数字信号， 信号的描述：时域和频域(任何一个信号都可以用时域和平域进行描述) 周期信号：傅立叶级数～离散频谱 非周期：傅立叶变换～连续频谱 持续时间无限的信号都属于功率信号 周期信号的频谱具有以下特点：离散性、谐波性、收敛性。 1/10法则：通常把幅值下降到最大幅值的1/10时所对应的频率作为信号的频宽，称为1/10法则。 周期信号的强度用峰值、均值、有效值和平均功率来描述。 时间尺度特性（比例特性）：信号在时域压缩k(k>1)则在频域中频带加宽，幅值压缩1/k倍，信号在时域扩展k(k<1)则在频域中频带变窄，幅值增高。 随机信号的描述：均值、方差、均方根 自相关函数的性质： （1）自相关函数为偶函数 （2）当τ=0时，自相关函数具有最大值，且等于信号的均方值 （3）周期信号的自相关函数认为周期信号 （4）若随机信号中不含有周期成分，当τ趋于无限大时，均方值趋于信号均值的平方自相关函数的应用：（1）检测信号回声（反射） （2）检测淹没在随机噪声中的周期信号 频率相同的两个周期信号的互相关函数仍是周期函数，其周期与原信号相同（同频相关，不同频不相关） 理想测试系统线性最好。 静态系统的特性指标： 1、灵敏度——是指单位输入量所引起的输出量的大小。当测试系统的输入x有一增量 △x，引起输出y发生相应的变化△y时，则定义: S=△y/△ 2、线性度——标定曲线与拟合直线的偏离程度。 3、分辨力——仪器可能检测出输入信号最小变化量。分辨力除以满量程称分辨率。分 辨率是指能引起输出量发生变化时输入量的最小变化量。 负载效应：在实际测试工作中，测试系统和被测对象之间、测试系统内部个环节之间相互联接并因而产生相互作用。测量装置的接入，多数情况下要从被测对象内部吸收能量或功率，就成为被测对象的负载。或者说后接环节总是成为前面环节的负载。 减轻负载效应的措施： 对于电压输出的环节，减轻负载效应的方法有： 1、提高后续环节即负载的输入阻抗； 2、在原来两个相连接环节之间，插入高输入阻抗、低输出阻抗的放大器。 3、使用反馈或零点测量原理，使后面环节几乎不从前面环节吸收能量。例如，使用电位差
《机械工程测试技术》实验指导书 编者：郑华文刘畅 昆明理工大学机电学院实验中心 2014年5月
说明和评分 1学生按照实验预约表进行实验；在实验前，需对理论教学中相关内容做做复习并对实验指导书进行预习，熟悉实验内容和要求后才能进入实验室进行实验。在实验中，不允许大声喧哗和进行与实验不相关的事情。 2进入实验室后，应遵守实验室守则，学生自己应发挥主动性和独立性，按小组进行实验，在操作时应对实验仪器和设备的使用方法有所了解，避免盲目操作引起设备损坏，在动手操作时，应注意观察和记录。 3根据内容和要求进行试验，应掌握开关及的顺序和步骤：1）不允许带负荷开机。输出设备不允许有短路，输入设备量程处于最大，输出设备衰减应处于较小。2）在实验系统上电以后，实验模块和实验箱，接入或拔出元件，不允许带电操作，在插拔前要确认不带电，插接完成后，才对实验模块和试验箱上电。3）试验箱上元件的插拔所用连线，在插拔式用手拿住插头插拔，不允许直接拉线插拔。4）实验中，按组进行试验，实验元件也需按组取用，不允许几组混用元件和设备。 4在实验过程中，在计算机上，按组建立相关实验文件，实验中的过程、数据、图表和实验结果，按组记录后，各位同学拷贝实验相关数据文件等，在实验报告中应有反应。对实验中的现象和数据进行观察和记录。 实验评分标准： 1）实验成绩评分按实验实作和实验报告综合评分：实验实作以学生在实验室中完成实验表现和实验结果记录文件评定，评定为合格和不合格；实验报告成绩：按照学生完成实验报告的要求，对实验现象的观察、思考和实验结果的分析等情况评定成绩。初评百分制评定。 2）综合实验成绩评定按百分制。
航空发动机故障诊断方法及测试流程分析 航空发动机是飞机最重要的组成部分，是一种高度复杂和精密的热力机械，作为航空业的主要组成，素有“工业之花”的称誉。因为航空发动机是飞机的动力来源，因此在飞行过程中一旦发动机产生故障会严重影响飞机的系统运行及飞行安全。文章中通过对航空发动机故障诊断方式进行介绍，其中主要包括信号诊断和智能检测诊断。文中系统的对航空发动机故障诊断流程进行阐述，明确航空发动机故障后应该如何进行操作，以保障飞机系统的顺利运行。 标签：航空发动机；故障诊断；测试 前言 目前我国航空发动机可以分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机等。航空发动机具有结构高度复杂、零件多的特点。因此，在日常的运行中需要对发动机进行诊断和维护。对于发动机产生故障监测需要具有专业的、系统的诊断及工作流程，才能保证航空发动机的正常运行。同时航空发动机测试设备需要在耐高温、高压、高负荷等极端环境下准确测试发动机性能。由此不难看出，航空发动机的故障诊断及测试流程的重要性。 1 航空发动机故障诊断方法 1.1 信号诊断方法 信号诊断是航空发动机故障诊断的主要方式，主要是建立I/O信号模型，通过信号幅度，信号频率等对航空发动机进行故障诊断。在航空发动机信号故障诊断中可以PCA分析法对故障进行分析[1]。PCA信号诊断方法主要是通过将实际信号与标准信号进行对比诊断，通过与参照信号数据之间的对比差异来显示当前航空发动机中是否存在问题。具体分析方法为：首先，建立正常航空发动机状态下的PCA数据模型[2]。其次，当航空发动机产生故障时信号与数据模型对比产生异常，在将航空发动机故障信息通过数据总线传出。最后，通过PCA数据分析，分析航空发动机产生故障的部位。信号诊断中还可以采用小波变换诊断方式对故障进行诊断。小波变换诊断方式主要是通过信号波动进行诊断，将产生非稳定状态下的小波动转换为数据信号，在通过输入变换端中的异常部位检查波段中异常点的位置，从而对故障点进行诊断。此外，在信号诊断中还可以采用δ算子分析法对航空发动机故障进行诊断[3]。此方法主要是利用δ 算子在特定的空间内构造出的最小投影向量集的方式进行诊断，其中特定空间主要是指Hibert空间。通过将完整的格形的滤波器，将误差向量与首位元素之间进行残差的比较。同时应用降噪技术的配合来实现故障噪音敏感检测，从而诊断航空發动机故障发生点。 1.2 智能检测方法
测试测量技术发展趋势 0 评级 | 0.00 out of 5 打印 概览 作者：徐赟, 技术市场工程师, NI 中国分公司 30多年来，作为测试测量行业的创新者和虚拟仪器技术的领导者，National Instruments一直致力于为工程师和科学家们提供一个通用的软硬件平台，用于科技应用和工程创新。伴随着测试需求的多样化和复杂化，这种以软件为核心的测试策略正逐渐成为行业主流的技术，并得到广泛的应用，在提高效率的同时降低测试成本。在新兴商业技术不断涌现的今天和未来，测试测量行业正呈现出五个重要的发展方向。 目录 1.趋势一：软件定义的仪器系统成为主流 2.趋势二：多核/并行测试带来机遇和挑战 3.趋势三：基于FPGA的自定义仪器将更为流行 4.趋势四：无线标准测试的爆炸性增长 5.趋势五：协议感知（Protocol-Aware）ATE将影响半导体的测试 趋势一：软件定义的仪器系统成为主流 如今的电子产品(像iPhone和Wii等)已越来越依重于软件去定义产品的功能。同样的，在产品设计和客户需求日益复杂的今天，用于测试测量的仪器系统也朝着以软件为核心的模块化方向发展，使得用户能够更快更灵活的将测试集成到设计过程中去，进一步减少了开发时间。 通过软件定义模块化硬件的功能，用户可以快速实现不同的测试功能，并应用定制数据分析算法和创建自定义的用户界面。相比于传统仪器固定的功能限制和只是“测试结果”的呈现，以软件为核心的模块化仪器系统能够赋予用户更多的主动权，甚至将自主的知识产权(IP)应用到测试系统中。(见图1) 在业界，被认为是最保守的客户之一的美国国防部在2002年向国会提交的报告中指出下一代测试系统(NxTest)必须是基于现成可用商业技术(COTS)的模块化的硬件，并同时强调了软件的能动作用。最新的合成仪器(Synthetic Instrumentation)的概念也无非是经过重新包装的虚拟仪器技术，将软件的开放性和硬件的模块化重新结合在了一起。
《机械工程测试技术基础》实验指导书实验一观测50Hz非正弦周期信号的分解与合成 一、实验目的 1、用同时分析法观测50Hz非正弦周期信号的频谱，并与其傅立叶级数各项的频率与系数作比较。 2、观测基波和其谐波的合成 二、实验设备 1、信号与系统实验箱：TKSS-A型或TKSS-B型或TKSS-C型： 2、双综示波器。 三、实验原理 1、一个非正弦周期函数可以用一系列频谱成整数倍的正弦函数来表示，其中与非正弦具有相同频率的成分称为基波或一次谐波，其它成分则根据其频率为基波频率的 2、 3、 4、。。。、n等倍数分别称二次、三次、四次、。。。、n次谐波，其幅度将随谐波次数的增加而减小，直至无穷小。 2、不同频率的谐波可以合成一个非正弦周期波，反过来，一个非正弦周期波也可以分解为无限个不同频率的谐波成分。 3、一个非正弦周期函数可用傅立叶级数来表示，级数各项系数之间的关系可用一个频谱来表示，不同的非正弦周期函数具有不同的频谱图，各种不同波形及其傅氏级数表达式如下，方波频谱图如图2-1表示 图2-1方波频谱图
1、方波 ()?? ? ??++++= t t t t u t u m ωωωωπ7sin 715sin 513sin 31sin 4 2、三角波 ()?? ? ??++-= t t t U t u m ωωωπ5sin 2513sin 91sin 82 3、半波 ()?? ? ??+--+= t t t U t u m ωωωππ4cos 151cos 31sin 4212 4、全波 ()?? ? ??+---= t t t U t u m ωωωπ6cos 3514cos 1512cos 31214 5、矩形波 ()?? ? ??++++= t T t T t T U T U t u m m ωτπωτπωτππτ3cos 3sin 312cos 2sin 21cos sin 2图中LPF 为低通滤波器，可分解出非正弦周期函数的直流分量。BPF 1～BPF 6为调谐在基波和 各次谐波上的带通滤波器，加法器用于信号的合成。 四、预习要求 在做实验前必须认真复习教材中关于周期性信号傅立叶级数分解的有关内容。 五、实验内容及步骤 1、调节函数信号发生器，使其输出50Hz 的方波信号，并将其接至信号分解实验模块 BPF 的输入端，然后细调函数信号发生器的输出频率，使该模块的基波50Hz 成分BPF
实验1 电感式传感器——差动变压器性能测试 实验目的 了解差动变压器的基本构造及原理，通过实验验证差动变压器的基本特性。 实验器件 音频振荡器、测微头、示波器、主副电源、差动变压器。 旋钮初始位置 音频振荡器的振荡频率为4kHz～8kHz，双线示波器每格读数为示波器上“>”后面所对应的数字，触发选择“第一通道”，主、副电源关闭。 实验原理 电感传感器是一种基于互感的原理，将位置量的变化(即位移)转变为电感量变化的传感器。如图1所示，它由初级线圈L、次级线圈L1、L2与铁心P构成，本质上，它是一个变压器，且因其两个次级线圈按反极性串联组成差动式，故电感式传感器又称差动变压器式传感器。当初级线圈L加入交流电压时，若u1=u2，则输出电压u0= u1–u2=0，当铁心向上运动时，因u1 > u2，故u0 > 0，当铁心向下运动时，因u1 < u2，故u0 < 0，且铁心偏离中心位置越大，u0越大。其输出特性曲线如图所示。
=u 1-u 2L v (a) 电路 (b) 输出特性 图1 差动变压器式传感器的工作原理 实验步骤 1、根据图2接线，将差动变压器、音频振荡器（注意：输出为L V ）、双线示波器连接起来，组成一个测量线路。开启主、副电源，将示波器探头分别接至差动变压器的输入端和输出端，观察差动变压器初级线圈音频振荡器激励信号峰峰值为2V 。
图2 器件连接图 (两线圈两上极联在一起，示波器两通道均不能接地) 2、转动测微头，使其与振动平台吸合，然后将其向上转动5mm，使振动平台向上移动。 3、向下旋动测微头，使振动平台产生位移。每位移0.2mm，用示波器读出差动变压器输出端的峰值电压，并填入表，根据所得数据计算灵敏度S(S＝Δu/Δx，其中，Δu为电压变化，Δx为对应振动平台的位移变化)，并作出u- x关系曲线。 思考题 1、根据实验结果，指出线性范围。 2、当差动变压器中磁棒的位置由上到下变化时，双线示波器观察到的波形相位会发生怎样的变化？ 3、用测微头调节振动平台位置，使示波器上观察到的差动变压器的输出端信号为最小，这个最小电压称作什么？由于什么原因造成？
《工程测试技术》实验指导书 目 录 实验一 电阻应变 片 的 原 理 及 应 用………………………………………………………………3 实 验 二 电 容 式 传 感 器 的 原 理 及 应 用……………………………………………………………8 实 验 三 光 纤 传 感 器 原 理 及 应 用…………………………………………………………………11 实 验 四 光 电 和 磁 电 传 感 器 原 理 及 应 用 (14) 实验一 电阻应变片的原理及应用 一、实验目的： 1. 了解金属箔式应变片的应变效应，单臂电桥工作原理和性能。 2. 比较半桥与单臂电桥的不同性能、了解其特点。 3. 了解全桥测量电路的优点。 二、实验设备： 双杆式悬臂梁应变传感器、托盘、砝码、数显电压表、±5V 电源、差动放大器、电压放大器、万用表（自备）。 三、实验原理： ㈠ 单臂电桥实验 电阻丝在外力作用下发生机械变形时，其电阻值发生变化，这就是电阻应变效应，描述电阻应变效应的关系式为 ε?=?k R R （1-1）
式中 R R ?为电阻丝电阻相对变化； k 为应变灵敏系数； l l ?=ε为电阻丝长度相对变化。 金属箔式应变片就是通过光刻、腐蚀等工艺制成的应变敏感组件。如图1-1所示，将四个金属箔应变片（R1、R2、R3、R4）分别贴在双杆式悬臂梁弹性体的上下两侧，弹性体受到压力发生形变，应变片随悬臂梁形变被拉伸或被压缩。 图1-1 双杆式悬臂梁称重传感器结构图 通过这些应变片转换悬臂梁被测部位受力状态变化，可将应变片串联或并联组成电桥。电桥的作用完成电阻到电压的比例变化，如图 1-2 所示 R6=R7=R8=R 为固定电阻，与应变片一起构成一个单臂电桥，其输出电压 R R R R E U ??+?? = 211/4 0 （1-2） E 为电桥电源电压； 式 1-2表明单臂电桥输出为非线性，非线性误差为%10021??? -=R R L 图 1-2 单臂电桥面板接线图 ㈡ 半桥性能实验 不同受力方向的两只应变片接入电桥作为邻边，如图1-3所示。电桥输出灵敏度提高，非线性得到改善，当两只应变片的阻值相同、应变数也相同时，半桥的输出电压为 R R E k E U ??=??= 220ε （1-3） 式中 R R ?为电阻丝电阻相对变化； k 为应变灵敏系数； l l ?= ε为电阻丝长度相对变化。 E 为电桥电源电压。 式 1-3表明，半桥输出与应变片阻值变化率呈线性关系。 图1-3 半桥面板接线图 ㈢全桥测量电路 全桥测量电路中，将受力性质相同的两只应变片接到电桥的对边，不同的接入邻
航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
机械工程测试技术基础 实验报告 学号：0801130801 学生: 俞文龙 指导老师：邓春萍
实验一电阻应变片的粘贴及工艺 一、实验目的 通过电阻应变片的粘贴实验，了解电阻应变片的粘贴工艺和检查方法及应变片在测试中的作用，培养学生的动手能力。 二、实验原理 电阻应变片实质是一种传感器，它是被测试件粘贴应变片后在外载的作用下，其电阻丝栅发生变形阻值发生变化，通过阻桥与静动态应变仪相连接可测出应变大小，从而可计算出应力大小和变化的趋势，为分析受力试件提供科学的理论依据。 三、实验仪器及材料 QJ－24型电桥、万用表、兆欧表、电烙铁、焊锡、镊子、502胶、丙酮或酒精、连接导线、防潮材料、棉花、砂纸、应变片、连接片。 四、实验步骤 1、确定贴片位置 本实验是在一梁片上粘贴四块电阻应变片，如图所示： 2、选片 1）种类及规格选择 应变片有高温和常温之分，规格有3x5，2x4，基底有胶基箔式和纸基箔式。常用是3*5
胶基箔式。 2)阻值选择： 阻值有120欧，240欧，359欧，500欧等，常用的为120欧。 3)电阻应变片的检查 a.外观检查，用肉眼观察电阻应变是否断丝，表面是否损坏等。 b.阻值检查：用电桥测量各片的阻值为配组组桥准备。 4)配组 电桥平衡条件：R1*R3 = R2*R4 电桥的邻臂阻值小于0.2欧。 一组误差小于0.2% 。在测试中尽量选择相同阻值应变 片组桥。 3．试件表面处理 1) 打磨，先粗打磨，后精细打磨 a. 机械打磨，如砂轮机 b. 手工打磨，如砂纸 打磨面积应大于应变片面积2倍，表面质量为Ra = 3.2um 。应成45度交叉打磨。因为这样便于胶水的沉 积。 2)清洁表面 用棉花粘积丙酮先除去油污，后用酒精清洗，直到表面干净为止。 3)粘贴。涂上502胶后在电阻应变片上覆盖一薄塑料模并加压，注意电阻应变片的正反面。反面涂胶，而正面不涂胶。应变片贴好后接着贴连接片。 4)组桥：根据要求可组半桥或全桥。 5)检查。 用万用表量是否断路或开路，用兆欧表量应变片与被测试件的绝缘电阻，静态测试中应大于100M欧，动态测试中应大于50M欧。 6)密封 为了防止电阻应变被破坏和受潮，一般用AB胶覆盖在应变片上起到密封和保护作用，为将来长期监测做好准备。 五实验体会与心得 本次亲自动手做了应变片的的相关实验，对应变片有了进一步的认识，通过贴应变片组成电桥，认识并了解了应变片的粘贴工艺过程，以及对应变片在使用之前是否损坏的检查。通过实验，进一步了解了应变片在试验中的作用，同时也锻炼了自身的动手能力。
电气测试技术 实 验 指 导 书 河北科技师范学院 机械电子系电气工程教研室 二00六年十月
实验台组成及技术指标 CSY2000系列传感器与检测技术实验台由主控台、三源板（温度源、转动源、振动源）、15个（基本型）传感器和相应的实验模板、数据采集卡及处理软件、实验台桌六部分组成。 1、主控台部分：提供高稳定的±15V、+5V、±2V～±1OV可调、+2V～+24V可调四种直流稳压电源；主控台面板上还装有电压、频率、转速的3位半数显表。音频信号源（音频振荡器）0.4KHz～10KHz可调）；低频信号源（低频振荡器）1Hz～3OHz（可调）；气压源0～15kpa可调；高精度温度控制仪表（控制精度±0.5℃）；RS232计算机串行接口；流量计。 2、三源板：装有振动台1Hz～3OHz（可调）；旋转源0～2400转/分（可调）；加热源＜200℃（可调）。 3、传感器：基本型传感器包括：电阻应变式传感器、扩散硅压力传感器、差动变压器、电容式传感器、霍尔式位移传感器、霍尔式转速传感器、磁电转速传感器、压电式传感器、电涡流位移传感器、光纤位移传感器、光电转速传感器、集成温度传感器、K型热电偶、E型热电偶、Pt10O 铂电阻，共十五个。 4、实验模块部分：普通型有应变式、压力、差动变压器、电容式、霍尔式、压电式、电涡流、光纤位移、温度、移相/相敏检波/滤波十个模块。 5、数据采集卡及处理软件：数据采集卡采用12位A/D转换、采样速度1500点／秒，采样速度可以选择，既可单采样亦能连续采样。标准RS－232接口，与计算机串行工作。提供的处理软件有良好的计算机显示界面，可以进行实验项目选择与编辑，数据采集，特性曲线的分析、比较、文件存取、打印等。 6、实验台桌尺寸为160O×8OO×280（mm），实验台桌上预留计算机及示波器安放位置。 注意事项: 1、迭插式接线应尽量避免拉扯，以防折断。 2、注意不要将从各电源、信号发生器引出的线对地（⊥）短路。 3、梁的振幅不要过大，以免引起损坏。 4、各处理电路虽有短路保护，但避免长时间短路。 5、最好为本仪器配备一台超低频双线示波器，最高频率≥1MHz，灵敏度不低于 2mV／cm。 6、 0.4～10KHZ信号发生器接低阻负载（小于100Ω），必须从L V接口引出。
测试技术实验室建设方案 电气信息工程系 2006年4月6日 测试技术实验室建设方案 一、必要性 为了适应电气信息工程学院学科专业建设和发展的需要，贯彻我院的教育宗旨—注重学生的专业综合素质及动手能力的培养，根据对我院的现有实验条件的分析和学科专业建设的需要，我们认为应在现有实验设备基础上新建测试技术实验室，组建一个既能面向学生实验，又能有助于教师进行科研的具有先进水平的测试技术实验室。 由于微电子技术、计算机技术、软件技术、网络技术的高速发展，以及它们在各种测量技术与仪器仪表上的应用，使新的测试理论、测试方法、测试领域以及仪器结构不断涌现并发展成熟，在许多方面已经突破了传统测试技术的概念。基于虚拟仪器的现代测试技术逐步形成了一种发展趋势。虚拟仪器是一种功能意义上的仪器，它是由计算机技术、测量技术和微电子技术不断取得突破而孕育出来的一项新兴技术。虚拟仪器通常是指以计算机为核心的，由强大的测试应用软件支持的，具有虚拟仪器面板，足够的仪器硬件及通信功能的信息处理系统。例如，计算机加上A/D转换器及其他少量辅助电路，编制各种软件就可实现数据采集、波形显示、电压测量、时间测量、频率测量及频谱分析等各种功能，取代传统的示波器、电压表、频率计、频谱分析仪等仪器，配上相应的传感器，就可实现对非电量的测量。可见，虚拟仪器可借助通用数据采集装置，通过编制不同的软件测试方案，可构造任意功能的仪器，即定义仪器的功能。与传统的仪器相比较，虚拟仪器具有模块化及开放性和互换性的特点和资源复用性，同时可方便、经济地组建或重构自动测试系统。因此，与传统的仪器相比，虚拟仪器具有4大优势：性能高、扩展性强、开发时间少，以及出色的集成功能。 将虚拟仪器引入测试系统，就可以建立便于更新、机动灵活、资源共享、功能强大、成本低廉、自主版权的测试系统。这种测试系统能够按工程测试的要求，自由增减系统模块，通过重新配置系统资源，充分运用已有的标准化系统资源，以透明的方式提高工程测试技术综合应用的效率。 现代测试技术知识是测控技术与仪器、电子信息工程、机电一体化等专业的学生所必须
航空发动机仿真测试方案 挑战 发动机是飞机的心脏，其性能对飞机的发展有着至关重要的影响。由于安全性、经济性和可靠性等原因，在实际发动机上进行实验一般比较困难，而较多的是在实验室设备上进行试验。但是，对于新型的发动机的开发及测试，如发动机供油系统的测试，以及控制系统的测试，基于传统实验测试台架，既无法实现系统部件的性能测试，更无法在闭环的动态环境下进行控制系统综合性能的测试，这样使得开发过程中缺乏必要的测试和验证手段，将会给型号的研发过程造成不可预计的障碍。 基于上述客观条件的限制，提出建设发动机系统设计建模、仿真分析、动态测试和综合验证的一体化设计、分析和验证环境，通过一维离线仿真、半物理实时仿真、三维仿真等对发动机系统进行充分的功能和性能测试，以便在设计阶段就发现和解决潜在的问题与缺陷，减少实机测试和实验次数，缩短型号研发周期，从而节省开发费用、提高工作效率和产品可靠性。 解决方案 针对飞机发动机系统从设计开发到试验验证全过程的解决方案，能够设计飞机发动机系统的整体架构、仿真分析和验证发动机系统的功能和性能需求。解决方案的整体框架如下图所示。 解决方案框架 在管理计算机中，部署了多学科系统设计分析工具PROOSIS及专业的TURBO模型库，TURBO 库中包含超过70个发动机专业元件，如进气道、压气机、燃烧室、涡轮及喷管等，可用于建立涡喷、涡扇、涡轴、涡桨等各种发动机系统的模型，并进行参数化、敏感度分析、优化计算；设计点、非设计点计算；稳态、瞬态计算等，协助进行系统研发初期的动态性能指标确定并作为半实物仿真的环控系统对象模型。PROOSIS完美的多学科耦合分析，可以在同一个模型中综合分析控制、机械、电气、液压等耦合状况；
电子测量技术的现状及 发展趋势 Document number：PBGCG-0857-BTDO-0089-PTT1998
电子测量论文 题目：电子测量技术现状及发展趋势姓名： 班级： 学号：
摘要:本文综合论述了电子测量技术的现状和总体发展趋势,分析了电子测量仪器的研究开发，阐述了我国电子测量技术与国际先进技术水平的差距，进而提出了发展电子测量仪器技术的对策。特别是由于测试技术的突破带来的电子测量仪器的革命性变化.同时,针对业界自动测试系统的发展历史和现状提出了作者的一些看法,并介绍了业界的最新进展和最新标准.近年来，以信息技术为代表的新技术促进了电子行业的飞速增长，也极大地推动了测试测量仪器和设备的快速发展。鉴于中国在全球制造链和设计链的重要地位，使得这里成为全球各大测量仪器厂商的大战场，同时，也带动了中国本土测试测量技术研发与测试技术应用的迅速发展。 关键词: LXI ATE 自动测试系统智能化虚拟技术总线接口技术VXI
目录 摘要................................................................................................I 前言 (1) 第一章测试技术现状及其存在的问题 (2) 第二章电子测量技术的发展方向 (2) （一）总线接口技 术 (2) （二）软件平台技 术 (3) （三）专家系统技 术 (3) （四）虚拟测试技 术 (3) 第三章展望未来 (4) 参考文献 (5)
前言 中国电子测量技术经过40多年的发展，为我国国民经济、科学教育、特别是国防军事的发展做出了巨大贡献。随着世界高科技发展的潮流，中国电子测量仪器也步入了高科技发展的道路，特别是经过“九五”期间的发展，我国电子测量技术在若干重大科技领域取得了突破性进展，为我国电子测量仪器走向世界水平奠定了良好的基础。进入21世纪以来,科学技术的发展已难以用日新月异来描述。新工艺、新材料、新的制造技术催生了新的一代电子元器件,同时也促使电子测量技术和电子测量仪器产生了新概念和新发展趋势。本文拟从现代电子测量技术发展的三个明显特点入手,进而介绍下一代自动测试系统的概念和基本技术,引入合成仪器的概念，面向21世纪的我国电子测量技术的发展趋势和方向是：测量数据采集和处理的自动化、实时化、数字化；测量数据管理的科学化、标准化、规格化；测量数据传播与应用的网络化、多样化、社会化。GPS技术、RS技术、GIS技术、数字化测绘技术以及先进地面测量仪器等将广泛应用于工程测量中，并发挥其主导作用。
测试技术实验报告 班级： 姓名： 学号： 河南科技大学机电工程学院测控教研室 二O一一年五月
实验一 测量电桥静态特性测试报告 同组人： 时间： 一、实验目的 1. 熟悉静态电阻应变仪的工作原理和使用方法 2. 熟悉测量电桥的三种接法，验证公式04n y e e δε= 3. 分析应变片组桥与梁受力变形的关系，加深对等强度梁概念的理解 4. 验证温度对测量的影响并了解消除方法 二、实验设备 静态电阻应变仪、等强度梁、砝码、应变片 三、实验原理 等强度梁受外力变形时，贴在其上的应变片的电阻也随之发生相应的变化。应变片连接在应变仪测量桥的桥臂上，则应变片电阻的变化就转换为测量电桥输出电压的变化，应变仪采用“零位法”进行测量。它采用双桥电路，一个是测量桥，另一个为读数桥。当测量桥有电压输出时，调整读数桥的刻度盘，使仪表指针为零。则此时读数桥读数与桥臂系数之比即为试件的实验应变值。 四、实验数据整理 在等强度梁上逐级加载、卸载，并把三种电桥接法的测量结果填入表1。 表1 三种电桥接法的测量结果处理 注：理论应变2 = E bh ε理，其中10b =；h=6mm ；E=2×1011N/m 2 五、问答题 1、 试分析实验中同一载荷下，半桥接法相对于单臂和全桥接法的仪器输出有什么不同？ 半桥接法时，仪器输出是单臂接法仪器输出的2倍，是全桥接法仪器输出的1/2，单臂
接法时01R U =U 4R ?± ，半桥时01R U =U 2R ?±，全桥时0R U =U R ?±。同时，由上图数据可以看出，每对应一个负荷时，半桥接法时的仪器输出是单臂时的2倍，全桥的1/2。 2、 单臂测量时若试件温度升高，仪器输出(指针)如何变化？说明变化的原因。 仪器输出将变大。当试件受力且试件温度升高时，输出电压F T 0R R 1U = +4R R ???? ??? ， R 为试件电阻，而本实验输出的是应变片的应变ε，F T 1R R 1=+S R R ε???? ??? ，若试件温度升高时，则没有温度影响 T R R ?，F 2R =SR ε?，显然，温度升高的变化1ε大于温度没有升高时的变化2ε，故试件温度升高时，仪器输出将变大。 3、 某等强度梁受力及布片如图所示，试问该如何组桥能测出力F ？若将该梁换成等截面梁， 又该如何布片？如何组桥？方能测出力F ？
摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从daN提高到daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋
北京航空航天大学 研究生课程实验报告 小型航空发动机整机试验报告 共12页(含封面) 学生姓名： 学生学号： 任课老师： 联系方式： 能源与动力工程学院 年月
一、试验简介 1.1 试验目的 了解小型航空发动机整机试验过程，熟悉发动机试车台结构和发动机上下台架操作步骤，了解发动机整机测试系统掌握发动机试车过程操作方法，学习发动机试验数据处理及总体性能计算。 1.2 试验内容 a)发动机上下台架操作； b)发动机试车过程控制操作； c)发动机试验数据处理及总体性能计算。 1.3发动机、试车台以及CAT系统简介 1.3.1发动机简介 本次试验所用的WPXX发动机是一台小型、单轴、不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，主要由以下几部分构成： a)压气机：组合式压气机，由一级跨音轴流压气机和一级单面离心压气机组成； b)燃烧室：轴内供油式环形燃烧室，使用靠离心力甩油的甩油盘供油； c)涡轮：单级轴流式涡轮； d)尾喷管：简单收敛式不可调节的尾喷管。 发动机的主要技术参数为：海平面静止最大推力为850公斤，空气流量13.5kg/s，压气机增压比5.5，涡轮前温度1200k，转速22000r/min。 发动机的主要工作状态划分：
1.3.2试车台系统 a)燃油系统； b)数字控制系统； c)油滤、油路、起动供油系统； d)滑油系统； e)起动系统； f)电气系统测试附件。 1.3.3计算机辅助测试系统（CAT） 1）传感器选型原则： a)灵敏度高，输入和输出之间应具有良好的线性关系； b)噪声小，滞后、漂移误差小； c)常用的测量值大小约为传感器最大量程的2/3左右，最小值不低于1/3； d)动态特性好； e)接入测量系统时对测量产生的影响小； 2）数据采集系统的主要评定指标： a)分辨率 b)采集速度 c)线性度 d)误差限 3）CAT系统： 与一般系统相比，CAT系统包含了数采数据又高于数采系统。