【简介：】本篇文章给大家谈谈《飞机试验平台是什么》对应的知识点，希望对各位有所帮助。本文目录一览：
1、协和式飞机的技术特点
2、飞机发动机试车台试车部位用什么灭火系统
3、飞
本篇文章给大家谈谈《飞机试验平台是什么》对应的知识点，希望对各位有所帮助。
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协和式飞机的技术特点
协和式飞机前机身细长，这样既可以获得较高的低速仰角升力，有利于起降，又可以降低超音速飞行时产生的阻力，有利于超音速飞行。协和式飞机由于机头过于细长，飞行员在起降时由于高仰角导致视线会被机头挡住，同时为了改善起降视野，机头设计成可下垂式，在起降时下垂一定的角度，可以往下调5至12度，以便飞机在起飞和降落时，飞行员获得极好的视野，巡航时则转到正常状态。不过庞大的机头角度调整设备占用了飞机的宝贵重量与空间。
协和式超音速客机采用无水平尾翼布局，为了适应超音速飞行，协和式飞机的机翼采用三角翼，机翼前缘为S形。协和式飞机共有四台涡轮喷气发动机。发动机由英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国国营航空发动机公司(Rolls-Royce/SNECMA)负责研制。发动机型号为“奥林帕斯”593Mk610涡轮喷气式发动机（Olympus 593）。单台推力169.32千牛（38,000 lbs)。发动机具备了一般在超音速战斗机上才使用的加力燃烧室(后燃器)。 协和式飞机的飞行速度能超过音速的两倍，最大飞行速度可达2.04马赫，巡航高度18000米，巡航速度达到每小时2,150公里。
协和式飞机是1970年代的产品，但电子设备还是比较先进的。特别是在自动飞行方面，协和式飞机能够达到Ⅲ级自动降落和起飞，即协和式飞机完全能按照程序和指令，在无飞行员操纵下自动进行起飞与降落。
由于协和式飞机设计于1960年代，所使用的技术只能代表60年代的技术水平，所以存在着两个重大的缺陷：一个是经济性差。协和式飞机一次可满载95.6吨的燃油，可每小时却要消耗掉20.5吨，耗油率较高。最大油量航程7000多公里，最大载重航程5000公里，由于协和式飞机航程较短，也就是说它只能勉强横跨大西洋飞行，而不能横跨太平洋飞行，这就限制了它的使用范围。协和式飞机标准客座为100，最大客座为140，载客量偏小，运营成本较高。从而降低了它的经济性。二是起落时噪音太大，致使世界上绝大部分国家都不让它起落；而且由于超音速飞行产生的音爆，被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。 协和飞机最初的设计主导思想，是立足于1950年代的航空技术水平，避免采用过多未成熟的新技术。但后来在研制过程中发现，超音速客机在空气动力学、飞行控制系统、发动机等方面的技术难度都超过了预期，过分依靠既有技术难以达到预定的性能指标，所以协和飞机的发展过程中也研究、应用了许多新技术，代表了1960年代欧洲航空技术的最高水平，对以后的民航客机发展具有重要影响，但协和飞机的研制时间也因此大大延长。
高速飞行和飞行性能优化： S型前缘双三角翼；电脑控制的可变发动机进气坡度，超音速巡航能力；电传操纵发动机，是今天全权限数字电子控制（Full Authority Digital Electronic Control）发动机的先驱；可下垂式机鼻，以增加着陆时驾驶舱的能见度；减重和提升性能； 2.04马赫的巡航速度能带来最经济的燃油消耗（虽然涡轮喷气发动机于高速时能获得较高的效率，但以2倍马赫速度巡航能面对最低的激波阻力）；机体主要材质为铝合金以减轻重量，并以传统的方式建造以避免未知因素带来的风险；全权自动驾驶（autopilot）和自动节流阀（autothrottle），容许飞行员于爬升至着陆期间完全不介入飞行操纵；全电子类比电传操纵飞行控制系统多功能的飞行操纵界面（control surfaces）；部件更轻但压力高达28Mpa的高压液压系统传输各项空气动力学数据（包括总压力、静压力、迎角、侧滑等）的数据通道，传感器分布于机身多个位置；全电子控制类比电传制动（brake-by-wire）系统，采用俯仰配平（Pitch trim），燃油可以在各油箱内转移以控制飞机重心和升力中心的相对位置；部分部件以雕刻铣削方式从一整块合金坯料制造成形，以减少零部件数量，同时减轻重量并提高部件强度。 协和飞机的S型前缘细长三角翼的出现，有功于1950年代至1960年代期间超音速空气动力学、旋涡动力学的蓬勃发展，许多理论上的预言已经得到了风洞试验的证实。第二次世界大战后，后掠翼得到了广泛的应用，超音速飞行也成为可能。1950年代初，英国皇家飞机研究院（Royal Aircraft Establishment，RAE）空气动力学部成立了一个研究小组，开始了对超音速客机的初步研究和设计工作。起初研究小组提出过采用后掠翼的方案，但发现这样虽能提高飞行速度，但也产生了一些问题，最主要是降低了飞机的升阻比，起飞着陆距离长。为了改善飞机的低速性能，研究小组甚至讨论过采用可变后掠翼的可行性，但依然存在结构复杂、配平困难等问题。但非常幸运的是，一大批优秀的空气动力学家，例如迪特里希·屈西曼（Dietrich Küchemann）、约翰娜·韦伯（Johanna Weber）、史密斯（J. H. B. Smith）、马斯克尔（E. C. Maskell），当时云集超音速运输飞机委员会（STAC），为协和飞机的细长三角翼作出重要贡献。
这些空气动力学家的研究发现，气流从涡流发生器（例如细长机翼）前缘通过会分离出稳定的漩涡（脱体涡，trapped vortex），高速旋转的气流提高了机翼表面的负压，漩涡强度随迎角增大而增大，产生很大的涡升力（Vortex lift），并在升力线斜率上表现出明显的非线性。这种非线性升力在低速或大迎角状态下更明显，所产生的升力更大。1950年代起，跨声速风洞、超声速风洞成为试验超音速飞机气动性能的最佳途径。在试验中，三角翼的优势越来越明显。在超音速飞行中，三角翼气动阻力小，而机鼻形成的冲击波到达三角翼的大后掠前缘时，会使三角翼产生非常高的气动效率。另一方面，在大迎角飞行时，三角翼的前沿还能产生大量涡流，附着在上翼面，产生的涡升力能大大提高总体升力。一批三角翼试验机，如亨德里·佩奇公司的HP.115、费尔雷公司的Delta 1、Delta 2，也验证了这项特性。然而，普通无尾三角翼的设计也拥有了后掠翼的部分缺点，由于超声速三角翼飞机展弦比较小，低速飞行时的升阻比低，气动特性不理想，起飞着陆距离长。因此，协和飞机采用了双三角翼的设计。双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼根位置有较大的后掠角，以降低阻力；而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较小的机翼弦长，机翼前沿不是直线而是S型的曲线。细长S型前缘三角翼提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎角的情况下所需要的升力。此外，S型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大限度地减少升力中心随速度的移动；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化较小，提高了飞机的稳定性。 为了令协和飞机在经济上可行，它需要飞行一段颇长的距离，这需要一种高效率的发动机。为了适应超音速飞行的需要，因此迎风面积较小的涡轮喷气发动机是最佳选择，以减少阻力及产生达超音速的排气速度，而油耗较低和噪声较少的高涵道比涡轮风扇发动机则不适合用于超音速客机。每架协和飞机装配了四具由劳斯莱斯和斯纳克玛公司联合研制的奥林匹斯593 Mk 610型轴流式双转子（twin spool）涡轮喷气发动机，是当时世界上推力最大涡喷发动机，每具可产生多达18.7吨的推力。奥林匹斯发动机最初是为火神式轰炸机（Avro Vulcan）研制，其后再为协和飞机发展出593型。四具发动机以两具一组发动机短舱的方式，分别下挂在机翼下侧，而没有发动机支架，减少了气体湍流，使发动机更加稳定，以免发动机在超音速飞行时脱落。协和飞机也可以使用反推力装置，以提高下降率及缩短降落距离。当飞机处于亚音速飞行而高度低于30,000英尺（约9144米）时，靠近机身的两具发动机反推力装置便可开启，飞机的下降率可提高至每分钟10,000英尺（约3048米）。
奥林匹斯593型发动机是西方国家唯一一种带有加力燃烧室的民用涡喷发动机。协和飞机除了在起飞和跨音速时（0.95马赫至1.7马赫之间）使用加力燃烧室外，其余时段均会关闭。实际上在无加力燃烧室的协助下亦能勉强到达2马赫，但发现要花更长时间在高阻力跨音速阶段的加速过程，耗油量反而更高。由于涡轮喷气发动机在低速时效率非常低，协和飞机在跑道滑行起飞时就需要消耗超过2吨燃料。由于飞机在经过长时间飞行后飞机重量随燃油消耗而减轻，飞机降落后在地面滑行时只会使用外侧的两具发动机就能提供足够推力。如果协和飞机在降落后滑行中途耗尽燃料的话，飞行员会被解雇。尽管如此，当协和飞机以2马赫速度进行超音速巡航时，奥林匹斯593型其实是世界上效率最高的涡轮喷气发动机。
在超音速飞行时，进气道口会产生激波并对空气进行预压缩。为了降低超音速激波阻力，并让发动机维持最佳进气效率，协和飞机的进气道也经过了特殊设计。所有常规喷气发动机都只能吸收速度约0.5马赫的气流，因此巡航速度达2马赫的协和飞机必须将超音速的进气速度减慢至亚音速，否则发动机效率会大大降低，并可能引发发动机喘振等问题，另外协和飞机也必须控制减慢气流速度时所形成的激波位置以避免损坏发动机。为解决上述问题，协和飞机采用了可调节进气道，以一对可移动的大型斜板（Moveable ramp）和一道溢流门（Spill door/Auxiliary flap），按不同的飞行速度和情况，调节进气速度和激波位置并对引进气流进行预压缩。
两块斜板位于发动机短舱进气道顶部，由液压系统控制，可以向下移动；而溢流门则位于进气道下方可以向上下开合控制气流流入或流出。在飞机起飞时发动机进气需求高，斜板会平放（处于收起状态），溢流门会向上打开以增加进气量。当飞机速度到达0.7马赫时，溢流门会关闭；而速度达1.3马赫时，斜板会开始移动并将气流引导出进气道并用于机舱加压。当飞机以2.0马赫进行超音速巡航时，斜板会覆盖一半进气口面积，协助压缩空气和增加气流温度以减轻发动机压缩段的工作压力。这套系统对提高发动机效率有很大帮助，协和飞机在超音速飞行时，有63%的推力是由进气道预压缩产生。
如果在飞行时发动机失效熄火会为传统亚音速客机带来重大问题，不仅是失去部分推力而且还会产生很大的阻力，导致飞机向失效发动机的一方倾斜和偏航。如果这个情况于超音速飞行时出现，几乎可以肯定会对机体强大产生极大的挑战 。发动机失效后涵道实际上已经毫无作用并且成为严重的阻力来源，所以协和飞机会将失效发动机的进气道溢流门向下打开，并将斜板完全展开以形成进气口接近封闭的状态，将气流下压并导向发动机下方通过，将发动机短舱恢复流线型，以减低失效发动机产生的阻力同时提供少许升力。在实际测试中，协和飞机可以在2马赫飞行途中关闭一侧的2具发动机，而不会产生任何操纵问题。而飞行员也需要定期接受培训，学习应付这种突发情况。 协和飞机在在五万余呎高空飞行，机外环境温度约为零下50℃，飞机在超音速飞行时，空气压力和摩擦力会使飞机表面加热，而且飞机不同部分的升温情况也有所差异，并且会在机身表面形成温差。超音速飞机最热的部份除了发动机之外就是机头头锥，协和飞机在飞行时头锥最高温度可达127℃，机身后段也可超过90℃。协和飞机主体材质为硬铝（AU2GN/ASTM 2168飞行器专用铝材），仅在部分需要长时间承受高温的特殊部位，例如升降副翼、发动机短舱等处使用钛合金和不锈钢。铝材在当时已经在飞机制造工业广泛使用，应用经验较多，而且价格低廉、建构容易。硬铝结构稳定，可持续承受达127℃的高温，因此协和飞机的最高速度被限制在2.02马赫，而这个速度是硬铝的高温极限。假如目标速度超过2.02马赫，机体则需要大范围的使用钛合金或不锈钢，大大增加制造成本和飞机重量。
协和飞机于飞行期间会经历两个加热及冷却的循环。第一次冷却于飞机起飞爬升时，机身温度随高度提升而下降；然后超音速飞行时机体表面加热，最后于飞机下降、速度减慢时再度冷却。这些因素都必须于冶金塑模时一并考虑。为此协和飞机在研制时建立了一个试验平台，对一片全尺寸的机翼进行反复加热和冷却，并定时抽取金属样本进行金属疲劳检验。由于热胀冷缩，协和飞机超音速飞行期间，机身会膨胀延长达300毫米，这个现象最明显的地方就是飞行工程师的仪表板与客舱隔板间的距离会在飞行途中增加并形成一条缝隙。所有协和飞机在其退役飞行时，飞行工程师都会将自己的帽子放置于缝隙中，当飞机降落、冷却后，帽子就会永久被夹在其中。
为了保持机舱凉快，协和飞机所载的燃油会有类似“散热片”的作用，以吸收空气调节和液压系统产生的热力。超音速飞行时，驾驶舱前的窗户也会被加热，此时窗前会加上一块遮阳板以防止热力直接传递到驾驶舱。
由于协和飞机具有表面加热的特性，因此其涂装亦有所限制。机身表面大部分面积只能涂上具有高反射特性的白色涂料，以避免超音速飞行时产生的高热影响到铝制结构和油箱安全 。至1996年，法国航空为了协助百事可乐宣传，曾将一架协和飞机（登记编号F-BTSD）除机翼以外涂上以蓝色为主的广告涂装。根据法国宇航和法国航空的建议，这架协和飞机维持以2马赫的速度飞行不多于20分钟，而在1.7马赫下则未有限制。只有F-BTSD被选定用于广告宣传，是因为它不需要执行任何需要长时间以2马赫飞行的定期航班。
结构强度
协和飞机高速飞行时，转向会为飞机结构带来巨大压力，导致结构扭曲变形。为了在超音速飞行时依然能够维持有效、精确的控制，解决办法是对机翼内侧和外侧的升降副翼（elevon），依照不同的速度状态，进行按比例的调整。超音速飞行时，相对软弱的机翼外段的副翼控制面将会锁定在水平位置，而只会操作靠近翼根位置、相对强度较高的内侧副翼控制面。
另一方面，细长的机身意味着较低的结构强度。实际上协和飞机飞行时机身会出现少许弯曲，尤其在起飞时这个现象更为明显 。这个时候当飞行员在机头回望客舱，就能显著的看到这个情况，但由于机舱中段设置了厕所，阻隔旅客的视线，所以大多数旅客并未能察觉到机身的变化。 无尾三角翼飞机的起飞（降落）距离和速度都比较高，这对飞机的制动系统和起落架也是一项挑战。协和飞机起飞速度高达每小时400千米（250哩），为了让飞机在起飞失败后迅速减速，协和飞机是首批使用防抱死制动系统（ABS）的民航客机，这是一套具有防滑、防锁死等优点的安全制动控制系统。传统制动系统在飞机起飞失败紧急制动时往往只能抱死机轮，加上前冲的惯性，容易造成侧滑、方向不受控制的情况。防抱死制动系统可以防止机轮于制动时锁死令轮胎的静摩擦力变成滑动摩擦力而无法控制方向，提高制动效率和操纵性，避免飞机失去控制，这尤其于湿滑地面更为重要。 协和飞机也是全球首种采用碳基（carbon-based）制动装置的民航机。这是邓禄普（Dunlop）公司的产品 ，能够把重达188公吨、时速达305千米（190哩）的协和飞机于1,600米内煞停。完全停止后，制动装置的温度会达300℃至500℃，需要数小时才能冷却。
除此之外，由于协和飞机是无尾三角翼设计，在起飞时需要一个较大的迎角（约18度）才能获得足够的升力，因此起落架也需要特别加强，并延长主起落架支架。但这又对起落架的收纳产生麻烦，为了减少占用空间，起落架收起时需要伸缩一段距离，否则两个起落架将会碰撞。另一方面基于大迎角起飞、降落的需要，为避免机尾触地，协和飞机也在机尾设置了一个小型双轮辅助起落架，成为协和飞机的一个特色。 可下垂的机鼻头锥是协和飞机的外观特征之一，既能在飞行时保持飞机的流线外型减低阻力，又可以于滑行、起飞和着陆时改善飞行员的视界。为了减少飞行阻力，协和飞机的机头较其他民航机更长，并呈针状。三角翼飞机起飞和着陆时的迎角较大，又长又尖的机鼻会影响飞行员对跑道、滑行道的视野，因此协和飞机的机头设计成可以改变角度以迎合各种操作需要 。另外机头头锥也带有一个整流罩，这个可移动的整流罩具有维持机头流线型、保护驾驶舱玻璃、阻隔超音速飞行热力等功能。整流罩会在头锥下垂前收纳到头锥内，而当头锥恢复水平时，整流罩会升回驾驶舱挡风玻璃前方，令机头回复流线外型。
首两架协和飞机原型机的整流罩只有两扇小窗。但美国联邦航空局反对这种严重影响飞行员视界的设计，并要求改善设计，否则协和飞机将不予容许在美国营运。因此以后制造的预生产型、量产型飞机整流罩均修改成六扇大窗。
在地面滑行和起飞时，驾驶舱内的控制器能控制整流罩收纳到头锥内并把头锥角度下调5°。起飞后，整流罩和头锥都会恢复原位。至飞机降落前，整流罩会再次收纳到头锥内，然后头锥会下调12.5°以取得最佳前下方视界。而降落时头锥会迅速回复到5°的位置以避免头锥触地。在非常罕有的情况下，协和飞机会将头锥下调至12.5°起飞。此外，协和飞机也可以仅仅收起整流罩，而头锥维持水平，但这只有在清洁挡风玻璃和短时间亚音速飞行时使用。 普通亚音速民航客机由纽约飞往巴黎需要花上8小时，但协和飞机完成同样旅程仅仅需要少于3.5小时，平均巡航速度达2.02马赫（2,140千米/小时），最高巡航高度为18,300米，比普通飞机快超过两倍 。
在定期航班服务中，协和飞机采用一种较有效率的“巡航爬升”（cruise-climb）方式。随着燃油消耗，飞机变得越来越轻因而能够爬升至更高的高度。这样的方式通常有较高效率，因此普通民航客机亦会使用类似这种方式爬升，名为阶段爬升（step climb），但普通飞机需要得到航空交通管制员许可才能爬升至更高高度。在北大西洋航线（North Atlantic Tracks）巡航期间，协和飞机在爬升至50,000英尺后已没有其他民用客机与其共用空层，因此自50,000英尺起协和飞机能缓慢爬升至60,000英尺。 由于平流层气流运动稳定，气流以平流运动为主，超音速飞机的航线是长期固定的，而非像其他飞行在平流层底部的普通民航客机，需要每天根据天气情况调整航线。
英国航空航班的呼号是“Speedbird”，但唯独由协和飞机执行的航班是例外。为了提醒航空交通管制员协和飞机独特的性能和限制，通讯时会在其呼号“Speedbird”后加上“Concorde”，所以协和飞机的航班（BA001—BA004）在通讯中会被称为“Speedbird Concorde 1”—“Speedbird Concorde 4”。而来往巴巴多斯的包机服务，及维修后的试验飞行，其呼号也会使用“Speedbird Concorde”为前缀并加上四位数字的航班号码。
飞机发动机试车台试车部位用什么灭火系统
宜设置水喷雾灭火系统；
现行国家标准《建筑设计防火规范》（GB50016-2014）、《钢铁冶金企业设计防火规范》(GB50414)以及《石油天然气工程设计防火规范》（GB50183）规定，下列场所和部位宜设置水喷雾灭火系统。
①、高层民用建筑内的可燃油油浸电力变压器、充可燃油的高压电容器和多油开关室等房间。
②、单台容量在40MVA及以上的厂矿企业油浸电力变压器、单台容量在90MVA及以上的油浸电厂电力变压器，或单台容量在125MVA及以上的独立变电所油浸电力变压器。
③、飞机发动机试验台的试车部位。
④、钢铁冶金企业内的单台设备油量100kg以上的配电室、大于等于8MVA且小于40MVA的油浸变压器室、油浸电抗器室、有可燃介质的电容器室，单台容量在40MVA及以上的油浸电力变压器，单台容量在125MVA及以上的总降压变电所油浸电力变压器；
总装机容量400kVA的柴油发电机房，电气地下室、厂房内的电缆隧(廊)道、厂房外的连接总降压变电所〔或其他变(配)电所〕的电缆隧(廊)道、建筑面积＞5O0㎡的电缆夹层，厂房外长度100m的非连接总降压变电所〔或其他变(配)电所)的电缆挢架层数≥4层的电缆隧(廊)道；
建筑面积≤500㎡的电缆夹层，与电缆夹层、电气地下室、电缆隧(廊)道连通或穿越3个及以上防火分区的电缆竖井，储油总容积≥2m³的地下液压站和润滑油站(库)；
储油总容积≥10m³的地下油管廊和储油间，距地坪标高24m以上且储油总容积≥2m³的平台封闭液压站房，距地坪标高24m以下且储油总容积≥10m³的地上封闭液压站和润滑油站(库)，热连轧高速轧机机架(未设油雾抑制系统)。
⑤、天然气凝液、液化石油气罐区总容量大于50m³或单罐容量大于20m³时。
飞机为何不使用核动力？
因为技术不过关，根本没办法安装。
要知道，核动力这个，一般人肯定会觉得动力很强是吧。现在有核潜艇，也有核动力航母。但是有没有想过，这些潜艇还有航母，都特别的大只。
这是因为，要处理核物质的话，这个仪器，是要比较大的，不是说能弄的像普通小马达一样。
所以，想要弄核动力飞机，那么这个飞机就要特别大只才行，否则根本安装不了这个核动力。因为核子在反应的时候，是会有辐射的，如果不能处理好这些辐射的话，那飞行员简直就是在进行一项死亡训练。
另外，说到核动力的装置都特别大，但是飞机要轻巧才行。质量越大的飞机，到时候飞行速度肯定会有影响的。你看那些战斗机，那些飞机，都是特别小而且轻，因为越重的话，他们是没办法飞太快的。
要是飞机不能飞快，那么这种飞机到别人领空，就是送死。
最重要的是，人家地面也是有防空炮，或者是对空导弹，都知道导弹特别快是吧。那么，那些飞的慢的飞机，简直就是移动的靶子，飞进来一只，就打中一只。
所以，别想什么核动力了，现在飞机，分喷气式飞机，还有螺旋桨的飞机。
喷气的飞机，利用燃料反应，喷射出的气体作为反作用力，让飞机可以飞的更快。而核动力这个，最多就只能武装那些螺旋桨的飞机。而螺旋桨的，想要有多快，相信对比下喷气式的飞机，就知道了。
最后说明一点，核动力飞机，你有没有想过，这可能就是一个移动的原子弹啊。要是这飞机在某个地方爆炸的话，带来的污染还有危害，相信，威力肯定不会比什么炸弹小的。
E-3预警机是不是当今世界最牛叉的预警机?
综合来看E-3还是最强的,因为美国不断改进,最新型号是E-3C Block 40/45预警机.
E-767是美国以波音767-200飞机为载台研制的空中预警与管制机。机上的任务电子配备大致与E-3B相同。除日本购买了4架外，E-767还没有找到其它买家。
以色列的“费尔康”是世界上第一种相控阵雷达预警机，其空中预警能力不亚于美国E-3A预警机，有些性能甚至超过E-3A。其他一些中小国家，如瑞典、荷兰也研制了“萨伯2000”等小型相控阵雷达预警机，虽然功能远不及美国预警机那么强大，却是中小国家的理想选择。
美国目前研制的是E-10
2004年11月14日，美国国防部联合需求审查委员会批准了空军提交的E-10A“多传感器指挥与控制飞机”(MC2A)需求文件，这标志着，美军新一代的机载对地监视、作战管理与指挥控制飞机，21世纪“E族”的接班人-----E－10已经进入系统研制与演示验证阶段。美军计划在2020年前投入580亿美元开发E－10系列飞机，以此来全面提升其信息化系统的作战能力。
追根溯源
预警机是现代海陆空联合作战中探测、监视与指挥体系的核心之一，在信息化战争中，其作用是不可替代的。目前，美空军的空中侦察、预警和指挥由RC-135电子侦察飞机、E-3预警与指挥控制飞机和E-8“联合监视与目标攻击雷达系统”飞机分别担任。其中，RC-135装备13架，执行情报战任务；E-3装备32架，执行空对空任务；E-8装备18架，执行空对地任务。这些飞机在未来10年内将逐渐老化，所需维修费用巨大，而且原厂家将不再生产这些飞机，一些零部件在市场上已很难买到，这将严重影响作战训练和执行战备任务。美空军认识到，有必要加快研发一种新型多功能空中预警与指挥控制飞机，将现役E-2C、E-3A、E-8联合监视目标攻击雷达系统（JSTARS）等几种监视侦察平台的功能整合于一体。于是，美空军设立了专门机构，组织专家进行调研、论证和技术实验。2002年10月，美空军参谋长江珀正式提出了研发通用和多功能“作战平台” ----- “多传感器指挥控制飞机”的设想。2003年3月美空军将这种新型预警机正式命名为E－10，其英文全称为Multi-Sensor Command and Control Aircraft（MC2A），翻译成中文就是 “多传感器的指挥和控制飞机”。
从更大的范围看，E－10并不是一个孤立的研究计划。实际上，MC2A也就是E－10项目是美国MC2C计划的核心部分之一。MC2C是Multi-Sensor Command and Control Constellation计划的缩写，中文直译为“多传感器指挥与控制星座”，正式译名为“多传感器指挥与控制群”。MC2C是美军下一代覆盖海、陆、空、天大范围的指挥、控制、情报、监视和侦察网络，囊括了现有多种平台，如卫星、地面/水面平台、预警机和侦察机。“星座”一词准确的形容了MC2C覆盖广、平台多、信息量大的特点，而E－10则将是MC2C星座中最夺目的一颗明星。
装备性能
作为21世纪“E族”接班人，E-10有着极为卓越的性能。
载机平台。经过美空军的挑选与评估，最终确定波音767-400ER（ER即“增加航程”）客机为新一代预警机平台。波音767-400ER是767系列最新的型号，机长61.37 m，机高15.85 m，翼展51.99 m，其最大的改变是采用了崭新的斜削翼尖技术，能提高燃油效率5%。机体宽敞，仅仅下层货舱容量就达到129.6立方米。ER型飞行噪音和振动很小，商业航程达10460千米，可从伦敦以0.8马赫速度不停留飞到东京。该机采用普惠PW4000（推力28,713千克）或GECF6-80C2（推力28,804千克）涡扇发动机。
雷达系统。大型雷达是预警机主要的探测、监视工具，MC2A也不例外。但以往的预警机雷达主要进行对空探测，兼顾少量的对地任务，而MC2A则把对空和对地探测综合在一起。MC2A将会采用有源电扫描阵列雷达（AESA），目前，只有F-22和F-35战斗机确定使用这种雷达。AESA是近年发展起来的雷达新技术，在天线阵列、信号数据处理及微电子技术等方面有大量革新，性能与传统雷达相比有阶段性的提高，具有性能稳定、故障率低的特点。现役预警机雷达的无故障时间约500小时，而MC2A雷达的无故障时间将倍增，这样MC2A就能长时间连续作战。
指挥与控制系统。E－10先进的雷达获取的目标信息，需要强大的指挥控制系统进行处理、决策和转发。为此，MC2A将配备"战斗管理、指挥、控制、通信、计算机和情报(BMC4I)"机载系统，包括了中央计算处理、子系统互联网络、数据存储分发、信息综合利用、通信和数据链等子系统。BMC4I 系统能对获取的各种情报数据进行比较，并显示在地图显示器上；可根据目标特性自动分配最合适的机载武器；具备接收、融合来自其他信息源的传感器数据的能力；能对作战效果和战争损害等进行评估。E-10可在必要时容纳60名操作人员，每个独立的工作站具有充分的灵活性，可以根据不断变化的作战需求来改变工作模式，实现“零反应时间”，确保瞬间打击能力。
数据链。E－10将依照多平台通用数据链路（MP-CDL）的标准配备数据链系统，令预警机和其他平台建立起更好的信息互联通道。理论上，MP-CDL最高传输速率10～274兆比特/秒，远远高于目前美军56～59千比特/秒的水平，足以实现实时语音或视频传输，而且具有很强的抗干扰能力。
作战用途
作为E-3, E-8和RC-135飞机的替代机型，E－10集多种能力于一身，是真正意义上的“侦察一预警- 指挥一控制一打击”一体化飞机。未来作战中，E-10将成为美军部队的“力量倍增器”，其作战用途主要包括：
空中侦察与预警。E-10可以在2万米高空滞留50--60小时，对目标的分辨率小于30厘米，因此将在防空、战区导弹防御以及监视大规模杀伤性武器等方面起到关键作用。根据设计要求，E-10可以跟踪地面和空中的机动目标，提供弹道导弹和飞机的早期预警信息，尤其是具备对低空飞行巡航导弹等隐身目标的探测、监视和跟踪能力。机载系统对目标信息进行自动分析、判读、处理，并及时、准确地把情报传递给有关部门。
战场指挥与控制。E-10将把美军现役6种情报、侦察、监视飞机的性能整合于一身，在战区内指挥控制各种有人作战飞机和“全球鹰”、“捕食者’等无人机，实施联合作战指挥与控制。每架E-10飞机可同时指挥和控制5一6架无人机。它可以在一天内飞抵世界任何地方，快速飞临那些没有空军作战中心、无法设立地面指挥中心的战区，提供目标区的空中机动指挥能力。
组成指挥控制网。E-10飞机将成为美空军未来由地、空、天传感器组成的“指挥控制网”的关键一环。它与以航天器为平台的情报、监视、侦察设备连为一体，把从战斗机、无人机和卫星上得到的情报综合起来，在最短时间内构建出一幅连贯的综合性战区作战结构图，并实时传送给地面作战指挥部，从而使部队指挥官得以有效掌握战场空情，做出快速准确的决断，以减少攻击目标所需的时间。
研发情况
目前，E-10飞机的开发正在按照计划紧锣密鼓地进行，并取得阶段性进展。2003年4月18日，代号为“保罗·里维尔”的E-10概念机进行了处女航，并参加了同年8月在内华达州内利斯空军基地举行的“02联合远征变动试验”并对MC2A概念进行了评估。9月，美空军与诺斯罗普·格鲁曼、波音和雷声三家公司的MC2A研发小组签署了一份价值3.4亿美元的合同，由其负责武器系统整合阶段前期研发和展示。11月，美空军选择“波音767－400”型机作为最优先考虑的MC2A样机。12月，在佛罗里达州的墨尔本试验基地，一架以“波音767－400ER”为基础改装成的E－10A飞机进行了首次多样性仿真应用飞行，并对其战场管理指挥控制子系统进行了测试。这次测试成功，被称为“E－10A型机研发进程中的一个里程碑”。2004年8月，美空军与开发商签订了价值4亿美元的正式开发合同。9月，完成了整个系统的设计工作。根据计划，第一架试验平台飞机将于2008年前建成，2009年制成第一架样机并进行试飞，首架生产型E－l0A型机将于2011年出厂，2012年生产出首批4架部署型飞机，并于2013年投入实战部署，正式担负战备任务。
什么是飞机高台试验
你说的这个飞机高台试验，我想可能是发动机高台试验，就是把新研制的发动机装在飞机上拉到高空（这种飞机称为高空试车台，一般用轰炸机改装成，比如中国的轰6高空试车台），测试发动机的各项性能
关于美国X系列飞机的介绍
X-1：试验飞机作为人类历史上一种划时代的飞机，不仅仅是因为它的速度超过了音速，也是因为它是世界上第一种纯粹为了试验目的而设计制造的飞机。X-1最初设想来自于20世纪30年代末飞机设计领域所遇到的问题，当时建造的风洞已经不能满足飞机在亚音速和超音速飞行条件下各种参数的正确搜集，因而研制一种专用的飞行试验机势在必行。
X-2：试验机项目于1945年由贝尔飞机公司、美国陆军航空队、NACA共同承担研制任务，它是一种装备火箭发动机、后掠翼的试验用机，其主要用途是为了研究飞行器在高空高速飞行条件下的气动力加热对机体结构的影响，以及飞行稳定性和操控有效性。
X-3 ：道格拉斯飞机公司研制的X-3机长20.36米，机高3.81米，翼展6.92米，其外形就像一把短剑，是早期X系列试验飞机中外形最流畅的。与X-1、X-2不同，X-3是借助自身的动力起飞和降落，并能保持进行2马赫巡航飞行。X-3机体结构首次尝试大量使用钛合金，同时还进行了低展弦比、高翼载机翼的可行性研究。X-3的机身细长机翼短粗，这是当时美国正在研制中的战斗机的典型布局。后来，F-104“星”战斗机的翼形就是取自X-3。
中间为X-3
X-4 ：洛斯罗普飞机公司的X-4主要是用来验证半无尾翼超音速飞行的可行性，当时许多人认为这样一种取消了水平尾翼的设计将能避免超音速飞行时机翼和水平尾翼之间振荡波的相互干扰。
X-5 ：贝尔飞机公司的X-5将研究的重点转向了变后掠翼。X-5在外形上大量借鉴了德国在二战期间研制的P.1101，都是机头进气、气泡式座舱和下置发动机设计。X-5的机翼可在20～60度之间变换，总共需要20秒钟。当电动后掠装置失效后，飞行员可使用手闸完成掠翼工作（X-5只能在低于40度的后掠角度下安全着陆）。X-5机长10.18米，机高3.66米，翼展为6.34米。
X-6 ： 在那个核力量至高无上的年代里，美国空军甚至开始考虑将核反应堆作为飞机的动力来源，以获得超长的飞行能力。X-6项目正是在这种背景下出台的，按照美国空军和美国原子能委员会的最初设想，X-6以B-36轰炸机为基础，安装一台通用电气P-1型核反应堆，其产生的热能将带动四台通用电气J47涡轮喷气发动机运转，从而为X-6提供飞行动力。
X-7 ：洛克希德导弹与空间公司研制的X-7主要用来进行高速冲压喷气发动机的研究工作，其主要型号有X-7A-1、X-7A-3和X-7B。X-7体形很独特，其长度为9.99米，翼展为6.34米，因而常被人戏称作“飞行大烟囱”。试验飞行时，X-7会由载机B-29或B-50升入空中，然后脱离载机其尾部助推器点火发动从而自行飞行。冲压发动机开始工作后，助推器则随即与X-7脱离
关于《飞机试验平台是什么》的介绍到此就结束了。
