本项目隶属于2016年“XX联合基金项目”中“飞行器性能及适应性评估技术研究”子专题一预研项目，项目编号：6141B05110201，项目具体为飞行器动力装置性能特性领域研究项目，目前该项目已完成结题验收并一定程度推广应用。

本项目主要技术内容：①针对典型大型运输机的空气动力和推进系统布局，细化原有发动机安装净推力与飞机阻力划分原则，完善并形成适用于翼下吊舱式推进布局的推力/阻力划分体系，作为大涵道比涡扇发动机安装净推力计算的统一标准；②以典型运输机气动结构和大涵道比涡扇发动机为研究对象，开展典型大涵道比涡扇发动机装机后的全三维实体模建立及全机CFD仿真计算，初步掌握发动机系统外部阻力特性获取方法，研究进气道溢流阻力、排气干涉阻力随飞行条件和发动机工作状态的变化规律；③利用引射模型开展校准箱试验、风洞推力校准试验，开展运输机动力装置安装净推力确定研究，包括标准净推力和动力装置外部阻力确定，验证和完善标准净推力确定；利用风洞试验确定动力装置外部阻力，建立与发动机功率状态相关的外部阻力特性；提高安装净推力确定方法成熟度水平，为运输机飞行试验性能定量评估奠定基础；④在校准箱试验获取模型排气系统流量特性和推力特性的基础上，通过风洞试验和发动机整机地面试验对标准净推力确定方法进行验证，完善标准净推力、安装净推力确定方法。

本项目关键核心技术：①翼吊短舱形式发动机推/阻划分体系确定技术；②外部阻力特性系数确定及试验验证技术；③内流特性系数实验室验证及校准技术。研究成果技术指标与国外先进水平相当。

本项目科技创新点：①采用“理论分析-仿真计算摸底-地面试验验证”相结合的研究方法，细化原有的推力/阻力划分原则，明确了各项力的理论确定方法，完善并形成了适用于翼下吊舱式推进布局的推力/阻力划分体系，设计带动力模拟的缩比模型风洞试验方案，国内首次在标准净推力确定方法的基础上，综合形成了大涵道比发动机安装净推力确定方法，解决了尾喷管内流特性、进气道溢流阻力和尾喷管干扰阻力获取等关键技术问题，进一步完善了现有的飞行器/动力装置性能试飞技术体系，为翼下吊舱气动布局飞行器及大涵道比发动机的研制、适航审定、定型/鉴定提供了技术支撑；②  以某型发动机以及它机试飞短舱为研究对象，设计内流特性校准试验方案，构建校准箱试验与CFD计算结果相关性修正方法，创新性地提出了适用于分开排气尾喷管的推力系数和流量系数表达形式，国内首次开展了基于CFD仿真和校准箱试验的分开排气尾喷管性能校准试验，获取了不同等效马赫数和内/外涵压比下引射器短舱的流量系数和推力系数，建立了可用于大涵道比发动机标准净推力计算的尾喷管特性试验获取和仿真修正方法；③构建带动力模拟的风洞试验与CFD计算结果相关性修正方法，提出了基于整机地面台架和风洞试验的大涵道比发动机安装净推力综合验证方法，国内首次全流程探索了安装净推力确定的试验验证方法，是飞机性能和发动机性能确定试飞技术领域的重大突破。

本项目产出知识类成果如下：①目前受理国防专利2项；②目前出版专著1部；③目前已发表论文7篇,均为相关领域高质量中文核心，其中EI检索3篇；当前待发表1篇，EI检索期刊；④目前形成专业技术软件1套；⑤目前收录航空科技报告4篇。

本项目实现的技术指标：①形成翼下吊舱式推进布局的推力/阻力划分体系应用方法；②形成进气道溢流阻力CFD计算和缩比模型风洞试验相关性方法；③形成排气系统干扰阻力CFD计算和缩比模型风洞试验相关性方法；④形成排气系统内流特性CFD计算和缩比模型风洞试验相关性方法；⑤地面试验台静止状态推力预测值与地面台架试验值之间的最大偏差不超过±1.5%，风洞模拟验证试验安装净推力确定最大偏差为2.6%。

本项目研究成果应用领域：①针对国内所有大涵道涡扇发动机（包括但不限于长江-1000、长江-2000等）在适航审定、设计鉴定（定型）、方案选型、性能优化等需求，完成真实飞行条件下的飞行推力确定；②针对国内所有动力装置翼吊式飞行器（包括但不限于C919、CR929等运输机）在适航审定、设计鉴定（定型）、性能提升等需求，建立飞机和发动机设计部门认可的机体-发动机责任界面，为飞行器完成真实飞行条件下的安装净推力确定、飞行阻力确定、极曲线获取；③经过拓展研究，可应用于中小涵道比涡扇发动机真实飞行条件下的飞行推力确定；可应用于动力装置内埋式飞行器真实飞行条件下的安装净推力确定、飞行阻力确定、极曲线获取。综上所述，该项目研究成果经过拓展研究，技术可应用于较全类型的航空发动机、飞行器的飞行推力确定、飞行阻力确定、极曲线获取。