巡航导弹在现代信息化战争中的作用越来越大，而高性能、低成本的涡扇发动机的研制是巡航导弹的关键技术之一；而巡航导弹用涡扇发动机在高温、高压、高负荷以及参数快速变化等苛刻条件下的工作，必须通过严格的试验来检验。因此，研究弹用涡扇发动机试验技术是极其重要的任务。　　本论文正是针对上述问题，论述以某型无人机用涡扇发动机型号研制过程中的支持试验和某型弹用涡扇发动机研制前期的基础试验为试验载体的大推力弹用涡扇发动机的试验技术研究。主要内容为：　　1．在分析某型大推力弹用涡扇发动机的设计特点、特殊的工作和使用要求、试验要求的基础上，研究并制定大推力弹用涡扇发动机试验技术总方案。　　2．针对弹用发动机的短寿命、火药起动的技术特点，研究性能调试方法和试验优化技术。　　3．针对弹用发动机的试验要求，研究制定弹用发动机高空模拟试验方案和方法，包括试验项目、试验条件、测量设备、试验路径等内容。　　4．分析国内外弹用发动机设计技术和有关试验项目安排，研究某型弹用涡扇发动机的特殊试验项目和试验方法。　　5．研究短寿命发动机的持久试验技术，包括试验方法、试验剖面和试验寿命评估技术。