СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ Российский патент 2008 года по МПК G01L5/13 G01M15/00 

Изобретение относится к технической физике, а более конкретно к испытаниям реактивных авиационных двигателей, и может быть использовано в способах и устройствах для измерения тяги турбореактивных (ТРД) и турбореактивных двухконтурных (ТРДД) двигателей для повышения их экономичности.

Уровень техники

Известен способ определения тяги ТРД, использующий способ измерения скоростного напора газового потока.

Способ включает измерение усилия сопротивления двумя зондами в виде прямолинейных стержней с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла, определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, и определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученной зависимости параметра от числа М или разницы коэффициентов аэродинамического сопротивления зондов с последующим определением тяги.

Способ предполагает использование устройства для измерения тяги двигателя, включающего два зонда, выполненных в виде жестко закрепленных на двигателе на срезе сопла прямолинейных стержней с различными по форме поперечными сечениями, снабженных силоизмерительными устройствами в виде калиброванных балок с тензорезисторами, связанными с входами блока определения тяги.

(См. патент Р.Ф. №2100788, C1, G01L 5/13, 1997 г.)

Недостатком известных способа и устройства является то, что современные ТРДД с большой степенью двухконтурности при работе на земле имеют скорость потока в сопле Wc значительно меньшую, чем при работе в полете при разреженной атмосфере. Это обстоятельство приводит к невозможности использования полученных на земле тарировочных зависимостей для определения тяги сопла в полете во всем диапазоне режимов работы двигателя. Кроме того, современные ТРД и ТРДД с умеренной степенью двухконтурности характеризуются наличием в тяге сопла статического члена, зависящего от статического давления газового потока в сопле, значительно отличающегося от давления наружного воздуха в полете, что не учитывается в известном устройстве и способе. Таким образом, способ и устройство по патенту №2100788 не обладают достаточной точностью определения тяги сопла ТРД и ТРДД во всем диапазоне режимов работы в полете. Определение необходимых тарировочных зависимостей на земле требует постройки специальных дорогостоящих стендов с изменяемой плотностью воздушной среды, что неприемлемо в силу значительных затрат.

Известен способ определения тяги сопла ГТД в полете, включающий измерение усилия сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла, измерение усилия сопротивления производят в полете на зондах, отклоненных от перпендикуляра к направлению потока на заданный угол α, определяют параметр, коэффициенты сопротивления зондов и скоростной напор по зависимостям, полученным на земле с зондами, размещенными перпендикулярно направлению газового потока, а тягу определяют по полученному значению скоростного напора, увеличенному в 1 (cos α) раз. (См. патент Р.Ф. №2230302, C1, G01L 5/13, 2004 г.).

Кроме того, в зоне расположения зондов измеряют статическое давление потока, а тягу определяют с учетом статического компонента.

Недостатком известного способа и устройства является то, что по замеренной тяге сопла Rc невозможно оценить тягу двигателя R, так как не учитывается при этом входной импульс двигателя.

Сущность изобретения

Задачей изобретения является разработка такого способа измерения реактивной тяги газотурбинного двигателя, который позволил бы определять тягу двигателя на всех режимах в полете.

Кроме того, способ должен быть простым в реализации, позволить сокращение времени на проведение испытаний двигателя.

Согласно изобретению поставленная задача достигается тем, что в способе определения тяги газотурбинного двигателя в полете, включающем измерение полетных параметров, измерение усилия сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла, определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученных зависимостей параметра от числа М и тяги сопла, измеряют секундный массовый расход топлива, число оборотов ротора компрессора двигателя и температуру газа на срезе сопла, определяют параметры газового потока на срезе реактивного сопла: K_c - показатель адиабаты газовой смеси, R - газовую постоянную газовой смеси по предварительно полученной зависимости от оборотов двигателя «n» на земле и значение критической скорости звука газового потока на срезе реактивного сопла - α_кр, после чего определяют λ_с - газодинамическую функцию газового потока на срезе реактивного сопла, скорость газов на выходе сопла, коэффициент расхода сопла μ_с и расход газов через сопло, после чего определяют последовательно: невозвратный расход воздуха, отбираемого на самолетные нужды, - G_отб, входной импульс и тягу двигателя.

Выполнение способа в соответствии с изобретением позволяет проводить определение тяги реактивного двигателя с минимальными затратами.

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

Фиг.1 показывает зависимости коэффициентов сопротивления от скорости потока для жестких измерительных зондов, где кривые 1,2 представляют собой функции С_х=f(M) для зондов с прямоугольным и треугольным углом 30° при вершине поперечными сечениями соответственно.

Фиг.2 показывает зависимость отношения сопротивления жестких измерительных зондов от скорости потока, где кривая 3 - зависимость отношения коэффициента сопротивления прямоугольного в сечении зонда к коэффициенту сопротивления треугольного в сечении зонда с углом при вершине 30° С_х3Δ от числа М газового потока на срезе реактивного сопла в виде функции

Фиг.3 показывает зависимость отношения приведенного расхода топлива к приведенному расходу воздуха, в виде кривой 4, характеризующей зависимость отношения приведенного расхода топлива G_{Т пр} к приведенному расходу воздуха G_{В пр} через двигатель от приведенной частоты вращения двигателя n_пр в виде функции

Фиг.4 показывает установку измерительного зонда на сопле двигателя.

Фиг.5 показывает фрагмент жесткого стержня измерительного зонда с установленными датчиками.

Фиг.6 показывает блок-схему цифрового регистратора-анализатора устройства.

Осуществление изобретения

Способ реализуется следующим образом.

При наземных испытаниях двигателя, тягу которого необходимо измерять, определяют зависимости:

- коэффициентов сопротивлений зондов прямоугольного и треугольного сечений и С_х3Δ и их отношений от числа М_с газового потока на срезе реактивного сопла:

(фиг.1 и фиг.2.);

- отношения приведенного расхода топлива к приведенному расходу воздуха

(см. фиг.3)

где G_{т пр} - приведенный расход топлива,

G_{в пр} - приведенный расход воздуха,

n_пр - приведенная частота вращения двигателя.

Из протоколов приемо-сдаточных испытаний систем кондиционирования воздуха и наддува отсеков самолета, в состав силовой установки которого входит рассматриваемый двигатель, определяют параметры массового расхода воздуха, отбираемого от компрессора двигателя, и их зависимость от режима полета - высоты полета (Н_п) и режима работы двигателя - частоты вращения (n_пр).

При предполетной подготовке измеряют:

- лобовые площади омываемых поверхностей измерительных зондов с различной формой поперечного сечения (установленных на срезе сопла двигателя): с прямоугольным сечением - и с треугольным сечением F_3Δ;

- площадь реактивного сопла двигателя F_c.

При полете на заданной высоте и скорости по команде «замер» (нажатие пилотом кнопки «замер») производят цикличное измерение тяги двигателя R по следующему алгоритму:

1 Измеряют и регистрируют следующие параметры:

- время начала цикла;

- P_3Δ - усилия, воспринимаемые жесткими зондами;

- Т_3Δ - температуры зондов по "n" контактным термопарам;

- ΔР_с - перепад статических давлений на срезе сопла и окружающей среды

2. Бортовой системой контроля параметров самолета измеряют, регистрируют следующие параметры:

- Н_п - высота полета;

- W_п - скорость полета;

- Р_н - давление окружающей среды;

- n_дв - частота вращения двигателя;

- G_т - массовый расход топлива через двигатель;

- Т_в* - температура воздуха на входе в двигатель.

Длительность цикла Т_ц и дискретность измерений ΔТ_ц в цикле задаются программой работы цифрового регистратора-анализатора при предполетной подготовке.

3. В каждом цикле по результатам "n" единичных измерений, где

определяют среднее значение параметров

где i - индекс номера измерения;

n - количество измерений в цикле.

4. По средним значениям усилий измерительных зондов -

P_3Δ и и зависимостям коэффициентов сопротивлений зондов прямоугольного и треугольного сечений и С_x3Δ от числа М_с газового потока на срезе реактивного сопла

и С_x3Δ=F(M_c) (См. фиг.2)

определяют значения коэффициентов сопротивления зондов - и С_х3Δ.

5. Далее определяют:

- кинетическое давление газа на срезе реактивного сопла ρV_c ² по формуле

- динамическую составляющую тяги сопла - Y_сд по формуле:

- по средним значениям перепада статических давлений на срезе реактивного сопла ΔР (ΔР=Р_с-Р_н) - статическую составляющую тяги сопла Y_{c ст}

; где

- и тягу сопла

6. Далее по средним значениям n_дв и * определяют приведенное значение частоты вращения двигателя по формуле

и по зависимости g=f(n_пр) (фиг.3) определяют соответствующее значение g.

7. По среднему значению определяют: [1]

- теплоемкость воздуха С_рв по формуле

С_рв=1,014915+0,001978[(Т_с*+273)/1000]-0,505647[(Т_с*+273)/1000]²+1,693876[(Т_с*+273)/1000]³-1,147466[(Т_с*+273)/1000]⁴ при Т_с*<377°С или

С_рв=1,124388-0,792043[(Т_с*+273)/1000]+1,785985[(Т_с*+273)/1000]²-1,317025[(Т_с*+273)/1000]³+0,339787[(Т_с*+273)/1000]⁴ при 377≤Т_с*<1227°С

- теплоемкость продуктов сгорания n_и по формуле

n_и=0,253617+9,40760[(Т_с*+273)/1000]-16,26321[(Т_с*+273)/1000]²+14,81980[(Т_с*+273)/1000]³-5,05377[(Т_с*+273)/1000]⁴ при Т_c*<377°С или

n_и=1,768233+0,952294[(Т_с*+273)/1000]+1,367748[(Т_c*+273)/1000]²-1,373526[(Т_c*+273)/1000]³+0,428613[(Т_с*+273)/1000]⁴ при 377≤Т_c*<1227°С

- по найденным значениям С_рв, n_и и g определяют

теплоемкость С_р и газовую постоянную R газового потока на срезе реактивного сопла по формулам

- по найденным значениям С_р и R определяют показатель адиабаты К газового потока на срезе реактивного сопла по формуле

а по среднему значению Т_c* и расчетным значениям К и R определяют значение критической скорости звука газового потока на срезе реактивного сопла - α_кр

- по значениям М_с (определено при определении Y_c) и К определяют газодинамическую функцию λ_с=f(M и К) газового потока на срезе реактивного сопла и скорость истечения газа из сопла - W_c=λ_сα_кр,

- по средним значениям ΔР_c и Р_н определяют:

- значения статического давления газа на срезе сопла Р_c по формуле

- полного давления газа на срезе сопла Р_c* по формуле

где П(λ_с)=f(M и К)

- располагаемую степень расширения газа в сопле П_с* по формуле

- по найденному значению П_с* определяют относительную величину коэффициента расхода сопла μ_с по формуле

- по найденным значениям W_c и μ_с определяют расход газа через сопло G_г по формуле

- по средним значениям n_пр и Н_п и зависимости G_отб=f(n_пр,Н_п) определяют количество невозвратного расхода воздуха G_отб и расход воздуха через двигатель по формуле G_в=G_г-G_т+G_отб,

- по среднему значению скорости полета W_n определяется входной импульс Y_вх по формуле

и тяга двигателя R по формуле R=Y_c-Y_вх,

- регистрируется время окончания цикла.

Далее цикл измерения тяги двигателя R повторяют до момента появления команды «конец замера» (нажатие пилотом кнопки «конец замера»).

Пример осуществления способа

Предварительно при земных испытаниях был получен массив изменения приведенных значений усилий, воспринимаемых зондами и Р_Δ, тяги двигателя R от приведенных оборотов двигателя n_пр.

По этим данным были получены расчетные зависимости отношения

где M_c - число М газового потока на срезе реактивного сопла (фиг.1) и коэффициентов сопротивления зондов

=f(M_с) и С_хΔ=f(M_c) (фиг.2), а по дроссельной характеристике двигателя получена расчетная зависимость отношения приведенного расхода топлива G_т к приведенному расходу воздуха G_в от приведенных оборотов двигателя.

Применительно к полетным условиям имеем следующие исходные данные:

Условия полета: Н=11 км; М_п=0,8; α_н=11=295 м/с;

W_п=236 м/с;

Р_н=11=2306,1 кг/м²; Т_н=216,5°К; g=9,80665 м/с².

Параметры двигателя:

R_д=2755 кг; G_т=1860 кг/час; G_{в отб}=1,0 кг/с; F_c=0,847 м²; G_в=103,88 кг/с;

П_вх*=1,525; Т_вх*=244,4°К; n_дв=4606 об/м.

Показания устройства:

ΔР=1522,38 кг/м²; =F_3Δ=0,00525 м²;

=22,982 кг; Р_3Δ=19,664

1. По фиг.1 для отношения

Определяем М_с=1,00

2. По фиг.2 для М_с=1,00 определяем С_хзΔ=1,6.

3. Определяем pV_c ² по формуле

4. Определяем динамическую составляющую тяги сопла

Y_сд=ρV_c ²·F_c=4681,87·0,847=3965,54 кг.

5. Определяем статическую составляющую тяги сопла

Y_{с ст}=ΔР_с·F_c=1522,38·0,847=1289,45 кг

и тягу сопла

Y_c=Y_сд+Y_{c ст}=3965,54+1289,45=5254,99 кг.

6. Определяем

и по фиг.3 значение g=0,00556.

7. Определяем:

- теплоемкость воздуха

С_рв=1,014915+0,001978(449/1000)-0,505647(449/1000)²+1,693876·(449/1000)³-1,147466(449/1000)⁴=1,020556 кДж/кг.град,

- теплоемкость продуктов сгорания

n_и=0,253617+9,40760(449/1000)-16,26321(449/1000)²+14,81980·(449/1000)³-5,05377(449/1000)⁴=2,335047 кДж/кг.град,

- теплоемкость газа

- газовую постоянную

- показатель адиабаты

8. Определяем критическую скорость звука на срезе сопла

9. Определяем скорость истечения газов из сопла

W_с=λ_сα_кр=1,0000·387,138=387,138 м/с, где λ_с=1,00

при М_с=1,00 и К=1,3877

10. Определяем статическое давление газа в сопле

Р_с=ΔР_с+P_н=1522,38+2306,1+3828,48 кг/м².

11. Определяем полное давление газа в сопле

где П(λ_с)=0,5304 при К=1,3877, λ_с=1,00.

12. Определяем

13. Определяем

14. Определяем расход газа через сопло

15. Определяем расход воздуха через двигатель

G_в=G_г-G_т'+G_отб=103,89-0,517+1,0=104,373 кг/с,

где G_т' - секундный расход топлива G_т/3600=1860/3600=0,517 кг/с.

16. Определяем входной импульс

17. Определяем тягу двигателя

R=Y_с-Y_вх=5254,99-2511,76=2743,23 кг.

18. Погрешность определения тяги

19. Определение погрешности вычисления тяги R по земным и полетным зависимостям

g=f(n_пр)

- определяем полетное значение

где G_{в п}=G_в-G_отб=103,88-1,0=102,88 кг/с,

- определяем теплоемкость газа при С_р=1,020556 кДж/кг.град.

n_и=2,335047 кДж/кг.град, g_n=0,00502, Т_с=449°К

- определяем газовую постоянную при g_n=0,00502

- определяем показатель адиабаты К

- определяем критическую скорость звука

- определяем скорость истечения газа из сопла

W_c=λ_сα_кр=1,00·387,149=387,149 м/с

- определяем полное давление газа в сопле

где П(λ_с)=0,53037 при К=1,38804, λ_с=1,00

- определяем

- определяем

- определяем расход газа через сопло

- определяем расход воздуха через сопло

G_в=103,9-0,517+1,0=104,383 кг/с

- определяем входной импульс

- определяем тягу двигателя

R=5254,99-2512=2742,99 кг,

- погрешность определения тяги

Устройство для измерения тяги реактивного двигателя, реализующее вышеприведенный способ, включает:

- размещенные в области среза сопла по меньшей мере два измерительных зонда в виде прямолинейных стержней, жестко закрепленных одним концом на конструкции сопла с помощью кронштейна и несущих силоизмерительные устройства;

- два датчика избыточного статического давления газового потока сопла;

- цифровой регистратор-анализатор.

Каждый из измерительных зондов выполнен в виде (фиг.4): прямолинейного стержня 6, 7, закрепленного на сопле 5 двигателя с помощью кронштейна 10, 11, установленного на наружной поверхности сопла.

На фиг.4, 5 позиции, относящиеся к измерительному зонду прямоугольного сечения, обозначаются первыми номерами, а относящиеся к измерительному зонду треугольного сечения вторыми номерами.

Стержень 6, 7 выполнен переставляемым в узле крепления к кронштейну 10, 11 для обеспечения его поворота в вертикальной плоскости на заданный угол α. Крепление стержня 6, 7 выполнено с помощью шлицевого валика 8, 9, размещенного в проушинах кронштейна 10, 11, снабженных шлицевыми отверстиями.

Сам стержень 6, 7 выполнен на конце также с шлицевым отверстием и закреплен на валике 8, 9 с помощью винта (на черт. не показано).

Стержень 6, 7 на закрепленном конце несет силоизмерительное устройство в виде первой и второй калиброванной балки 12, 13, снабженной тензорезисторными элементами, связанными с устройством измерения (на черт. не показано).

Стержень 6, 7 выполняется с определенным поперечным сечением. При этом первый и второй зонды должны иметь разные по форме поперечные сечения для получения различных коэффициентов аэродинамического сопротивления и могут быть выполнены, например, с сечениями прямоугольной и треугольной формы.

Конструктивные размеры стержней 6, 7 определяются из условия максимального диаметрального (радиального) перекрытия выходного сечения двигателя. При этом зонды устанавливаются попарно вблизи измеряемой зоны, но на некотором расстоянии друг от друга, исключающем их взаимное влияние друг на друга.

Сами стержни выполняются обычно из тугоплавких металлов, например, жаростойких стальных сплавов.

Каждый измерительный зонд снабжен первым и вторым датчиками избыточного статического давления газового потока сопла, включающими корпус с приемной камерой и тензорезисторным устройством измерения давления и приемник статического давления, связанный с приемной камерой импульсным трубопроводом. При этом корпус датчика 14, 15 (Фиг.4) и приемник статического давления 16, 17 установлены на сопле двигателя в области установки измерительных зондов: корпус снаружи сопла, а приемник - в сопле с помощью удлинительной пластины 18, 19.

Установленные кронштейн 10, 11 и корпус датчика 14, 15 закрываются съемным обтекателем 20, 21.

Стержень 6, 7 конструктивно выполнен из двух частей (фиг.5): собственно прямолинейного стержня 6, 7 и защитного кожуха 22, 23. На тыльную прямоугольную поверхность стержня 7 «зачеканиваются» чувствительные элементы первой и второй группы контактных термопар 24, 25, количество и расположение которых зависят от конструктивных особенностей двигателя (степени двухконтурности - m, выходных площадей контуров F₁ и F₂, конструкции камеры смешения). Проводники термопар 26, 27 в горячей зоне (Т°к>523) помещаются в защитную оболочку 28, 29 с керамическим порошком и фиксируются на поверхности с помощью термостойких клеевых составов. Элементы контактных термопар 24, 26, 28 (25, 27, 29) дополнительно защищены от механического воздействия газового потока кожухом 22, 23, который крепится к стержню 6, 7 с помощью винтов 30, 31 и резьбовых отверстий 32, 33.

Цифровой регистратор-анализатор 32 (фиг.6) реализован на базе серийно выпускаемых измерительно-вычислительных средств и представляет собой портативную ЭВМ (Notebook) 33 с крейтом 34, в котором размещены измерительные модули 35-37 и контроллер 38, соединяемый с Notebook 33 посредством цифрового интерфейса 39. Аналоговые входы измерительного модуля 35 связаны с выходами 1-й и 2-й калиброванных балок 12,13, аналоговые входы измерительного модуля 36 связаны с выходами 1-го и 2-го датчиков измерения перепада давления 14, 15, а аналоговые входы измерительного модуля 37 связаны с выходами 1-й и 2-й группы контактных термопар 24, 25. Цифровые входы-выходы измерительных модулей 35-37 связаны с цифровым входом-выходом контроллера 38.

Notebook 33 имеет порт 40 приема-передачи цифровой информации от бортовой ЭВМ 44 и порт 41 приема дискретной информации о режимах работы: «начало цикла» (кнопка «замер» 42) и «конец цикла» (кнопка «конец замера» 43).

От бортовой ЭВМ поступает информация о текущих значениях следующих параметров: массового расхода топлива через двигатель, частоты вращения двигателя, температуры воздуха на входе в двигатель, скорости, высоты полета, давлении окружающей среды. Информация о данных параметрах поступает в бортовую ЭВМ от бортовых систем контроля параметров движения самолета и работы силовой установки.

Работа цифрового регистратора-анализатора происходит следующим образом.

Перед полетом производится его прогрев под напряжением U - питания и тестовые проверки работоспособности его устройств 35-38, датчиков 14, 15, термопар 24, 25 и калиброванных балок 12, 13. С пульта портативной ЭВМ 33 устанавливаются параметры работы измерительных модулей 35-37 (коэффициенты усиления, коэффициенты аппроксимации, время и дискретность измерения и т.п.). Измеряемые параметры воздействуют на датчики 14, 15, термопары 24, 25 и калиброванные балки 12, 13, в которых физические величины параметров преобразуются в электрические сигналы, которые подаются на аналоговые входы измерительных модулей 35-37. В измерительных модулях 35-37 программируемые усилители (на схеме не показаны) нормализуют эти сигналы до уровня 5÷10 В, которые далее преобразуются АЦП (на схеме не показаны) в цифровой код. Цифровая информация с цифровых входов-выходов, измерительных модулей 35-37 собирается и одновременно обрабатывается контроллером 38 и далее по цифровому интерфейсу 39 передается управляющему компьютеру Notebook 33.

По внешней команде «замер» управляющий компьютер 33 инициирует прием информации от бортовой ЭВМ 44, производит обработку поступающей информации с одновременной регистрацией на магнитный носитель и ее отображением на мониторе в виде физических значений измеряемых и вычисляемых параметров.

Окончание цикла измерений происходит по внешней команде «конец замера».

В состав цифрового регистратора-анализатора 32 входит штатное программное обеспечение, позволяющее проводить полный цикл измерительных преобразований: параметр (электрическая величина) - цифровой код - параметр (физическая величина) и необходимые математические операции с ними.

Выполнение устройства в соответствии с изобретением позволяет определить реактивную тягу двигателя в полете по величине тяги реактивного сопла с достаточной для практики точностью. При этом не требуется препарирование конструкции дополнительными многоточечными датчиками для определения параметров потока на входе в двигатель. Все это приводит к сокращению сроков испытаний, уменьшению их себестоимости.

Объективная информация о значении тяги двигателя позволяет выполнять полетное задание на наиболее экономически выгодных режимах работы двигателя.

Литература

[1] Литвинов Ю.А., Боровик В.О. «Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей». - М.: Машиностроение, 1979, 287 с.

Изобретение относится к технической физике, а более конкретно к испытаниям реактивных авиационных двигателей, и может быть использовано в способах и устройствах для измерения тяги турбореактивных (ТРД) и турбореактивных двухконтурных (ТРДД) двигателей. Способ включает измерение полетных параметров и измерение усилия сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла. При этом производят определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученных зависимостей параметра от числа М и тяги сопла. Затем измеряют секундный массовый расход топлива, число оборотов ротора компрессора двигателя и температуру газа на срезе сопла и определяют параметры газового потока на срезе реактивного сопла. Далее определяют входной импульс и тягу двигателя. Технический результат заключается в возможности определения тяги двигателя на всех режимах в полете. 6 ил.

Способ определения тяги газотурбинного двигателя в полете, включающий измерение полетных параметров, измерение усилия сопротивления двумя прямолинейными зондами с различными коэффициентами аэродинамического сопротивления, размещенными в газовом потоке сопла, определение параметра, характеризующего отношение измеренных двумя зондами усилий, определение скоростного напора газового потока с использованием предварительно полученных зависимостей параметра от числа М и тяги сопла, отличающийся тем, что измеряют секундный массовый расход топлива, число оборотов ротора компрессора двигателя и температуру газа на срезе сопла, определяют параметры газового потока на срезе реактивного сопла: К_с - показатель адиабаты газовой смеси, R - газовую постоянную газовой смеси по предварительно полученной зависимости от оборотов двигателя n на земле, и значение критической скорости звука газового потока на срезе реактивного сопла α_кр, после чего определяют λ_c - газодинамическую функцию газового потока на срезе реактивного сопла, скорость газов на выходе сопла, коэффициент расхода сопла μ_с и расход газов через сопло, после чего определяют последовательно: невозвратный расход воздуха, отбираемого на самолетные нужды, G_отб, входной импульс и тягу двигателя.