火箭发动机试验，是指火箭发动机从开始研制到交付使用前所进行的各类试验。火箭发动机是在高温、高压、高转速和强烈振动等苛刻的条件下工作。为了检验发动机是否达到设计指标，交付使用前必须通过一系列严格的试验，对其结构可靠性、性能参数、使用寿命和适应性等作出评价。此外，试验也为发展新技术、改进设计以及在使用过程中出现故障时进行原因分析提供依据。

按试验对象不同分为元件试验、组件试验和整机试验。元件试验是对具有特定功能的元件进行单项试验，如柔性元件的疲劳试验、轴承的介质试验、喷嘴的特性试验等。组件试验包括单项试验和综合试验，如推力室的燃烧试验、泵的特性试验、涡轮泵联动试验等。整机试验是在元件、组件试验成功的基础上对整台发动机所进行的试验。

按试验目的可分为：①预先研究性试验。为研究新结构、新系统、新推进剂、新工艺等进行的整机试验，以便为发展新型发动机提供依据；②方案性试验。对各种设计方案进行筛选，借以确定正式设计方案；③结构可靠性试验。在设计方案选定后，首先进行结构可靠性试验，如加大负荷、延长工作时间和偏离额定工作条件等试验。通过这些试验来发现结构的薄弱环节，经改进后再试验，直到满足可靠性要求；④性能可靠性试验。在结构状态保持不变的条件下，通过多台发动机试验，获得足够性能参数的子样，以便对发动机性能是否满足要求作出评定。必要时对发动机作适当修改，再次重复试验直到性能满足要求；⑤环境模拟试验。在模拟真实环境条件下进一步检验发动机。通常有高空、贮存、运输、振动、高低温等各项环境模拟试验。高空模拟试验用来测量发动机在高空环境下的性能并考验其工作可靠性。贮存模拟试验用来考验发动机在规定条件下长期贮存后是否满足要求。运输模拟试验用来考验发动机经过长途运输后的功能是否正常。振动模拟试验是在模拟火箭飞行时产生的振动环境下对上面级发动机进行振动试验。高低温模拟试验是检验发动机对各种温度环境的适应性；⑥鉴定试验。发动机交付飞行试验前的考核试验。根据验收试验大纲对发动机的所有技术指标作全面考核，以考核结果作为验收发动机的依据。有的发动机在交付前进行校准试验，以校核发动机的性能，必要时更换元件，使性能满足设计要求；⑦火箭级静态试验。考核发动机在火箭上工作的协调性和可靠性（见火箭地面试车）；⑧飞行试验。通过飞行器的飞行试验，最终对发动机作出最终评定；⑨抽检试验。对批生产发动机的抽样试验，以检查材料、工艺和生产质量的稳定性；⑩故障分析试验。对已定型的发动机在使用中出现的故障进行研究性试验，为故障分析提供依据。

试验站是对火箭发动机及其组件进行各种冷、热试验的场所。由组合件试验台、发动机试验台、高空模拟试验台、测量数据处理中心、推进剂和能源供应系统以及消防、环保等辅助部门组成。有的试验站还包括火箭试车台。

（1）组合件试验台 　对发动机组件（如推力室、涡轮泵、活门等）进行试验的专用设施。这类试验台规模不大，设备比较简单。

（2）发动机试验台 　对火箭发动机整机进行点火试验的专用设施。根据发动机类型和大小，试验台分为垂直试验台和水平试验台两种。垂直试验台多用于大型液体火箭发动机，水平试验台多用于小型液体火箭发动机和固体发动机。按试验环境条件又分为地面试验台和高空模拟试验台。试验台一般为敞开式钢筋混凝土结构和轻型活动屋顶。推进剂贮箱间、控制间、配气间、测量间等均为钢筋混凝土防爆墙，控制间还装有防爆玻璃，供试验过程中试验指挥员对试验台观察和指挥。发动机试验台一般由推力架、推进剂供应系统、供气系统、控制系统、测量系统以及消防、通信、环保等辅助设施组成。

（3）高空模拟试验台 　在地面上模拟高空条件进行发动机热试验的专用设施，它除有一般地面试验台所有的系统和设备外，主要还有高空模拟试验舱，抽空泵机组、蒸汽引射泵抽空系统、蒸汽输送系统、循环水冷却系统、恒温调节系统和燃气冷却塔等。模拟高度一般要求不低于45公里。

（4）测量和数据处理中心 　设有大容量、高精度和自动化的测量设备，可对推力、压力、流量、温度、振动、应变、转速等参数进行远距离测量，并由计算机进行巡检和数据处理。

低温温度传感器在航天领域中起着越来越重要的作用。在低温推进剂火箭发动机试验的温度测量系统中，低温温度传感器是关键的环节，其种类、性能及使用方法直接关系到测量温度的可靠性和准确性。火箭发动机试验中，选择温度传感器的原则：测量温区合适、灵敏度高、准确度高、稳定性好、自热误差小、引线漏热少、使用简便、符合火箭发动机试验的环境条件。热敏电阻具备以上条件。

应用于低温推进剂发动机试验的热敏电阻通常是负温度系数(negative tempemture coef!ficient-NTC)热敏电阻，其测温范围为：20-40 K、77-100K，主要用于贮箱和管路内低温推进剂温度测量。

低温热敏电阻的感温元件是用两种以上的过渡金属氧化物Mn、Ni、Cu、Fe、Co等在1000-1300℃高温烧结而成的多晶半导体，当温度变化时，其电阻值急骤变化。这种温度传感器具有灵敏度高、准确度高、抗干扰能力强、稳定性好、自热误差小等优点。其缺点是：热电特性严重非线性、温区较窄、互换性较差、每支传感器单独分度。

虽然热敏电阻存在严重非线性的缺点，但在低温液体推进剂火箭发动机试验中，对于管路和贮箱内低温推进剂的狭窄温区来说，只要热敏电阻的重复性好，加上测量电路采取适当措施，在低温推进剂发动机试验中即可广泛应用。

8月1日，由中国航天科技集团六院负责研制的重型运载火箭500吨级液氧煤油发动机首次燃气发生器-涡轮泵联动试验取得成功，标志着该型发动机研制工作取得首个里程碑式胜利，为后续圆满完成关深阶段研制任务奠定了基础。六院院长谭永华、科技委主任张贵田、副院长栾希亭、总工程师胡旭东等陪同上级领导专家现场指导试车。试车前，六院11所、7103厂、165所及院有关部门通过对试车方案、联试产品状态质量、试车台改造调试、联试风险分析和充分的紧急预案确认复查，做了大量工作，付出大量心血，确保试车取得预期目标。此型发动机为我国正在研制的最大推力火箭发动机，对支撑后续空间站建设、载人登月及深空探测具有重要意义。

2022年11月5日，由中国航天科技集团公司第六研究院自主研制的两款新型液体火箭发动机首次整机试车取得圆满成功。

2018年3月4日，从中国航天科技集团六院获悉，我国针对将用于重型火箭的三型液体发动机，正在开展关键技术攻关和方案深化论证工作，已经完成多轮核心组件和部件级联合热试验。其中，500吨级发动机2018年可完成工程样机的整机生产和装配。

2022年11月5日，由中国航天科技集团公司第六研究院自主研制的两款新型液体火箭发动机首次整机试车取得圆满成功。