空军先跟美帝和苏俄一样把这些设备建好以后再骂航空部门 ...

如果曹刚川部长痛骂属实的话，我真佩服空军的领导，飞机和发动机的基本实验测试设备都不舍得建，航空部门使出吃奶的力气把美帝的涡扇发动机研仿出来，出了点问题不是来鼓励打气，却跑来怪话连篇
空军先跟美帝和苏俄一样把这些设备建好以后再骂航空部门吧
======为保今后5一10年内，FWS-10和10号机等型号试验和推比10预先研究试验的需求，同时兼顾基础保障条件建设“十五”规划.就应立足在对现有试验设备设备进行适应性改造的基础上， 新建分国内尚属空白的急需设备,.这样才能解决建设周期与型号急需之间的矛盾。
重点试验设备建设
1、加力燃烧室试验舱 世界上先进航空大国的军民用飞机已经发展到相当高的水平，飞机对发动机的需求越来越 高.第四代战斗斗机更向高机动性、高速、高推重比(9一10)、推力矢量、小涌道比的方向发展，以美国的F119,欧洲的EJ-200,俄罗斯AL-41，将是21世纪的先进代表，推重比 都在9-10左右，配装的战斗机机动性、速度却越来越高。作为超音速飞机的加力燃烧室是 发动机的主要部件之一，到目前为止仍不能采用小尺寸模拟试验，而它在高空条件下的问题 更多，如高空加力点火、稳定燃烧、冷却问题等都随着很多因素而改变，而燃烧效率也是随高度的增加而减少。因此，为了保证加力燃烧室稳定工作。必须要在高空模拟试车台进行反 复多次的试验.要研制一台加力室，一般要在高空台上进行2000小时试脸，若要用主机与 加力燃烧室联合进行多次试验，则需要4到6台主发动机.况且主发动机是新研制的，-且联台 试验出现问题就比较难以分析，势必影响整个发动机的研制周期  
国外加力燃烧室研究开始较早，凡有高空台的国家都建有专门的试验加力燃烧室的高空舱，俄罗CAIM有一个舱专门试验燃烧室，英国国家燃气涡轮研究所50年代就建成有加 力燃烧室高空试验舱，也就是2号舱。
我国现已建成高空模拟试脸台，但没有专门的加力燃烧室试验舱.国内某型发动机的加 力燃烧室试验目前只有在国外进行试验。“九五”期间国家批准了在中国燃气涡轮研究院的 高空模拟试验台上建立加力燃烧室试验器的项目，该项目已通过俄罗斯专家的咨询，现已完成加温器的设计和加工，由于没有专门的试验舱，仍无法投入使用，因此，有必要建设我国 自己的加力燃烧室高空试脸设备。
2.核心机试验台 
纵观当今在役和在研的高性能民用和军用航空发动机，几乎无一例外都采用部件研制-- -核心机研制--验证机验证--型号研制及发展的研制途径。例如:美国F0OO, F119,欧洲的 RB199, EJ200,罗-罗公司的瑞达发动机，在瑞达700的核心机上，发展了瑞达800、500、8104等多个型号发动机以满足不同飞机的需要.我国的军用航空发动机从仿制到自制仍然没有走过一个全过程。目前，我国在研的先进 航空发动机，核心机也是利用国外的成熟核心机。中国燃气涡轮研究院在九五期间己走 过部件到核心机研制历程，并获得成功。实践证明走这条路研制先进发动机是行之有效的 随着世界航空的发展，航空发动机发展起来越快，发动机的推重比己在8(第三代战斗 )机)，甚至9-10(第四代战斗机)以上,相应地核心机进口气流的压力已达.4-0.7MPa, 进口温度在425-523K之间，甚至更高己经不可能在普通地面试车台上进行核心机工况的 直接模拟。核心机的部件性能匹配、工况变化时对其工作的性能、操作性、可靠性和寿命等均 有显著的影响，不能仅仅依靠数值技术来模拟，必顿借助真实工况模拟来考核和完善核心机 的设计。为此必须建设核心机试车台。发动机稳定性评定试验 随着现代飞机的发展对发动机的要求越来越高，战术机机动越来越复杂.先进飞机如 苏27, F-16MATY几乎都能完成普加乔夫“眼镜蛇”机动飞行、柯比待机动（Kulbit）、布斯特机动飞行、榔头机动、大远角下滑侧转机动等。在进行机动飞
行时一发动机进气流场压力崎变相当严重，如果发射武器，发动机进口同时存在压力、度崎变，这将影响发动机的稳定工作，从而影响作战性能。影晌发动机稳定因素很多，但压 力、温度崎变影响发动机稳定性较强，国外在50年代就开始进行压力、温度崎变的研究，并 建有相应的试验台和标准，如美国的ARP1420和AIR1419燃气祸涡轮协发动机进口流场畸变评定 指南，英国的DEF STAN00-971《飞机燃气涡轮发动机通用规范》，俄罗斯的《航空动力装置 稳定裕度的选择和检查指南等  
我国在80年代初期开始进行了发动机稳定性研究.掌握了进口压力畸变板、畴变网、峭变 发生器、擂板式压力畸变装置研制技术，走过了从模型--1:1--型号试验的过程.并在WP13AII、WP-14, FWS-10型号上成功运用。90年代开始温度崎变发生器的研制，全套引进俄罗期规 范,建立自己的温度畸变发生器并调试成劝。根据型号发展，要完成温度压力的组合畸变，仍然不能满足要求.因此要对现有温度
畸变发生器进行改造,建立自己的稳定性评定试验设备
3.全温全压全尺寸压气机试验台 作为发动机的主要部件，’压气机向高转速、大功率、高压比方向发展，以减小耗油率， 增加有效负载，提高经济性。现代民机的压气机总压20-40，军机的发动机总压比20-35, 对发动机的部件研制试验台要求越来越高。国外在60年代就建有全温全压压气机试验台，如 英国国家燃气涡轮研究院的压气机试验设备，因此，有必要在利用现有气源的基础上，建设 全温全压全尺寸压气机试验台

4.高温高压全尺寸涡轮试验台 涡轮部件是发动机的三大部件之一，始终处于最恶劣的环境— 高温、高转速，也是发 动机最容易出现问题的部件。英国国家燃气涡轮研究院在60年代就建有25000马力的涡轮试 验器。我国70年代在燃气涡轮研究院建有国内最大的涡轮综合试验器，最大功率为3697.2马
力，进气温度383K-783K，进气总压不大于0. 5MPa，πt不大于12，因此.有必要建立我国自己的高温高压全尺寸涡轮试验器

5.全温全压全尺寸燃烧室试验器 现代飞机要向大流量、高压气比方向发展，军机达100kg/s以上，压比达35，民机更高， 压比达40左右。作为发动机的主要部件燃烧室，空气流量、压比、温度更高，温度达800K压力达35MPa/平方米，一般的燃烧室试验器，已不能编足试验要求。作为中国最大气源动力的燃气涡轮研究院建有:主燃烧高空点火试验器，常压燃烧试验器，喷嘴试验器，环形燃烧室试
验器等，设备能力:流量220kg/平方米,温度773K,压力8kg/平方厘米，只能进行模型和研究性试验我国自行设计的某型发动机燃烧烧室，在研制阶段由于受条件限制只能进行1/4扇型件和空气直接加温试验，对局部超温、效率等始终不能给出出准确的结论，原因是试脸工况和实际 工况相差太大。1999年受设计单位委托，中国燃气涡轮研究院为委托方完成了在全温全压的 燃烧室试验找到了问题，给出准确的结论，实践证明要发展高性能燃烧室部件，有必要建立 全温全压全尺寸燃浇室试验台

如果曹刚川部长痛骂属实的话，我真佩服空军的领导，飞机和发动机的基本实验测试设备都不舍得建，航空部门使出吃奶的力气把美帝的涡扇发动机研仿出来，出了点问题不是来鼓励打气，却跑来怪话连篇
空军先跟美帝和苏俄一样把这些设备建好以后再骂航空部门吧
======为保今后5一10年内，FWS-10和10号机等型号试验和推比10预先研究试验的需求，同时兼顾基础保障条件建设“十五”规划.就应立足在对现有试验设备设备进行适应性改造的基础上， 新建分国内尚属空白的急需设备,.这样才能解决建设周期与型号急需之间的矛盾。
重点试验设备建设
1、加力燃烧室试验舱 世界上先进航空大国的军民用飞机已经发展到相当高的水平，飞机对发动机的需求越来越 高.第四代战斗斗机更向高机动性、高速、高推重比(9一10)、推力矢量、小涌道比的方向发展，以美国的F119,欧洲的EJ-200,俄罗斯AL-41，将是21世纪的先进代表，推重比 都在9-10左右，配装的战斗机机动性、速度却越来越高。作为超音速飞机的加力燃烧室是 发动机的主要部件之一，到目前为止仍不能采用小尺寸模拟试验，而它在高空条件下的问题 更多，如高空加力点火、稳定燃烧、冷却问题等都随着很多因素而改变，而燃烧效率也是随高度的增加而减少。因此，为了保证加力燃烧室稳定工作。必须要在高空模拟试车台进行反 复多次的试验.要研制一台加力室，一般要在高空台上进行2000小时试脸，若要用主机与 加力燃烧室联合进行多次试验，则需要4到6台主发动机.况且主发动机是新研制的，-且联台 试验出现问题就比较难以分析，势必影响整个发动机的研制周期  
国外加力燃烧室研究开始较早，凡有高空台的国家都建有专门的试验加力燃烧室的高空舱，俄罗CAIM有一个舱专门试验燃烧室，英国国家燃气涡轮研究所50年代就建成有加 力燃烧室高空试验舱，也就是2号舱。
我国现已建成高空模拟试脸台，但没有专门的加力燃烧室试验舱.国内某型发动机的加 力燃烧室试验目前只有在国外进行试验。“九五”期间国家批准了在中国燃气涡轮研究院的 高空模拟试验台上建立加力燃烧室试验器的项目，该项目已通过俄罗斯专家的咨询，现已完成加温器的设计和加工，由于没有专门的试验舱，仍无法投入使用，因此，有必要建设我国 自己的加力燃烧室高空试脸设备。
2.核心机试验台 
纵观当今在役和在研的高性能民用和军用航空发动机，几乎无一例外都采用部件研制-- -核心机研制--验证机验证--型号研制及发展的研制途径。例如:美国F0OO, F119,欧洲的 RB199, EJ200,罗-罗公司的瑞达发动机，在瑞达700的核心机上，发展了瑞达800、500、8104等多个型号发动机以满足不同飞机的需要.我国的军用航空发动机从仿制到自制仍然没有走过一个全过程。目前，我国在研的先进 航空发动机，核心机也是利用国外的成熟核心机。中国燃气涡轮研究院在九五期间己走 过部件到核心机研制历程，并获得成功。实践证明走这条路研制先进发动机是行之有效的 随着世界航空的发展，航空发动机发展起来越快，发动机的推重比己在8(第三代战斗 )机)，甚至9-10(第四代战斗机)以上,相应地核心机进口气流的压力已达.4-0.7MPa, 进口温度在425-523K之间，甚至更高己经不可能在普通地面试车台上进行核心机工况的 直接模拟。核心机的部件性能匹配、工况变化时对其工作的性能、操作性、可靠性和寿命等均 有显著的影响，不能仅仅依靠数值技术来模拟，必顿借助真实工况模拟来考核和完善核心机 的设计。为此必须建设核心机试车台。发动机稳定性评定试验 随着现代飞机的发展对发动机的要求越来越高，战术机机动越来越复杂.先进飞机如 苏27, F-16MATY几乎都能完成普加乔夫“眼镜蛇”机动飞行、柯比待机动（Kulbit）、布斯特机动飞行、榔头机动、大远角下滑侧转机动等。在进行机动飞
行时一发动机进气流场压力崎变相当严重，如果发射武器，发动机进口同时存在压力、度崎变，这将影响发动机的稳定工作，从而影响作战性能。影晌发动机稳定因素很多，但压 力、温度崎变影响发动机稳定性较强，国外在50年代就开始进行压力、温度崎变的研究，并 建有相应的试验台和标准，如美国的ARP1420和AIR1419燃气祸涡轮协发动机进口流场畸变评定 指南，英国的DEF STAN00-971《飞机燃气涡轮发动机通用规范》，俄罗斯的《航空动力装置 稳定裕度的选择和检查指南等  
我国在80年代初期开始进行了发动机稳定性研究.掌握了进口压力畸变板、畴变网、峭变 发生器、擂板式压力畸变装置研制技术，走过了从模型--1:1--型号试验的过程.并在WP13AII、WP-14, FWS-10型号上成功运用。90年代开始温度崎变发生器的研制，全套引进俄罗期规 范,建立自己的温度畸变发生器并调试成劝。根据型号发展，要完成温度压力的组合畸变，仍然不能满足要求.因此要对现有温度
畸变发生器进行改造,建立自己的稳定性评定试验设备
3.全温全压全尺寸压气机试验台 作为发动机的主要部件，’压气机向高转速、大功率、高压比方向发展，以减小耗油率， 增加有效负载，提高经济性。现代民机的压气机总压20-40，军机的发动机总压比20-35, 对发动机的部件研制试验台要求越来越高。国外在60年代就建有全温全压压气机试验台，如 英国国家燃气涡轮研究院的压气机试验设备，因此，有必要在利用现有气源的基础上，建设 全温全压全尺寸压气机试验台

4.高温高压全尺寸涡轮试验台 涡轮部件是发动机的三大部件之一，始终处于最恶劣的环境— 高温、高转速，也是发 动机最容易出现问题的部件。英国国家燃气涡轮研究院在60年代就建有25000马力的涡轮试 验器。我国70年代在燃气涡轮研究院建有国内最大的涡轮综合试验器，最大功率为3697.2马
力，进气温度383K-783K，进气总压不大于0. 5MPa，πt不大于12，因此.有必要建立我国自己的高温高压全尺寸涡轮试验器

5.全温全压全尺寸燃烧室试验器 现代飞机要向大流量、高压气比方向发展，军机达100kg/s以上，压比达35，民机更高， 压比达40左右。作为发动机的主要部件燃烧室，空气流量、压比、温度更高，温度达800K压力达35MPa/平方米，一般的燃烧室试验器，已不能编足试验要求。作为中国最大气源动力的燃气涡轮研究院建有:主燃烧高空点火试验器，常压燃烧试验器，喷嘴试验器，环形燃烧室试
验器等，设备能力:流量220kg/平方米,温度773K,压力8kg/平方厘米，只能进行模型和研究性试验我国自行设计的某型发动机燃烧烧室，在研制阶段由于受条件限制只能进行1/4扇型件和空气直接加温试验，对局部超温、效率等始终不能给出出准确的结论，原因是试脸工况和实际 工况相差太大。1999年受设计单位委托，中国燃气涡轮研究院为委托方完成了在全温全压的 燃烧室试验找到了问题，给出准确的结论，实践证明要发展高性能燃烧室部件，有必要建立 全温全压全尺寸燃浇室试验台