К настоящему времени в авиационной практике накоплен большой опыт по разработке и исследованию сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей различных схем. К примеру, это с лобовым расположением входного устройства и размещённым в корпусе двигателем (Брамос, Индия), с многоканальным входным устройством, объединённым общей камерой смешения двигателя (Х-31, РФ), полностью интегрированный двигатель с корпусом летательного аппарата (Х-51, NASA). Все внутренние и внешние газодинамические характеристики таких двигателей достаточно хорошо изучены и подробно исследованы для атмосферных летательных аппаратов всевозможных конструкций и назначений. Однако такой важный параметр, как тяга двигателя, заслуживает отдельного внимания. Тем более что определение тяги двигателя в стендовых условиях и в лётном эксперименте существенно различны. В работе представлены результаты теоретических исследований по оценке основных лётно-технических характеристик (тяга, качество, дальность) летательного аппарата по результатам огневых стендовых прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Ключевые слова: прямоточный воздушно-реактивный двигатель, тяга двигателя, аэродинамическое сопротивление летательного аппарата, подъёмная сила, угол атаки, "горячие" и "холодные" испытания, формула Л. Бреге.
