发动机性能飞行试验的目的是：①实际飞行条件下，获得发动机在不同高度、速度、推力（功率）状态、负载构型时的发动机推力（或功率）和燃油消耗率，确定发动机在飞行中所达到的性能指标是否符合战术技术和设计指标的规定，为发动机鉴定和选型提供依据，为发动机性能提升提供建议。②验证和修正发动机性能计算模型，获得在全包线内满足精度要求的稳态性能预测模型。③获得不同高度、速度、不同飞机构型下动力装置的可用推力，为确定飞机升/阻特性曲线提供依据。④为其他试飞项目（如过渡态推力确定、飞/推一体化性能寻优等）提供技术支持。

飞行试验是鉴定发动机性能特性的一种常用手段，具有真实性强和准确性高的优点。其以计算流体力学计算、发动机稳态仿真模型、部件特性试验、比例模型吹风试验、地面台架试验、模拟高空台试验、全机推力台试验等环节为基础，根据所选取的参数测量方法和性能计算方法，完成测试、改装设计与实施，开展相应的测量参数前置校准试验，获得可用于飞行试验的校准曲线，最终通过飞行试验获取全包线内的发动机高度特性、速度特性、节流特性和温度特性（涡轴和涡桨发动机）等。

发动机推力飞行试验中的测定难点。根据发动机安装状态的不同，发动机推力可分为以下三类：尾喷管出口总推力、标准净推力、安装推力或可用推力。其中尾喷管出口总推力是发动机本体所产生的总推力。尾喷管出口总推力减去冲压阻力即为标准净推力。标准净推力扣除安装阻力即为安装推力。安装阻力为由于进/排气装置引起的推力损失和机体/发动机干扰阻力的矢量和。较为完善的发动机性能飞行试验方法主要包括燃气发生器法、简化总推力方法、安装节推力测量法，以及相应的不确定度分析及合成方法。试验前需要针对多种试验方案进行参数的敏感性分析，合理地选择符合技术要求的飞行推力确定方法，并对各试验环节的不确定度进行控制，给出科学的不确定度范围。

20世纪60年代由美国通用电气公司提出和发展，基本思想是借助测量技术得到的飞行状态参数、发动机流道气动参数、燃油系统参数等，结合相关特性曲线和气动关系式，间接计算出发动机出口总推力和进口冲压阻力，从而得到发动机推力。燃气发生器法是应用最为广泛且精度较高的一种推力确定方法，有较多的推广和变化形式，如流量/温度法和压力/面积法、质量动量法都属于燃气发生器法。燃气发生器法已应用于XB-70飞机/YJ93发动机、F111A飞机/TF30发动机、C-5A飞机/TF39发动机、F/A-18/F414发动机、波音717飞机/BR700-715发动机、波音777飞机/GE/PW/RR等飞机和发动机的推力确定。

20世纪70年代由加拿大计算设备公司提出。通过测量加力燃烧室进、出口静压来获取总压，进而获取发动机推力。简化总推力法测量参数少、计算简单、精度高。该方法最早应用于J85-CAN-15发动机，之后应用于F111A飞机/TF30发动机、F15飞机/F100发动机、KC-135飞机/J57等飞机和发动机。

20世纪70年代由阿姆斯特朗飞行研究中心提出。是在发动机安装节的承力销上加装应变片的推力测量方法。该方法通过应变装置的地面校准试验和全机联合校准试验，将发动机产生的轴向力由发动机安装节承力销受力分离出来，并通过修正和等效得到发动机的推力。安装节推力测量法具有应用方便、改装成本低等优点，已应用于F106飞机/J88发动机、F14飞机/TF30发动机、F-15 ACTIVE/F100等飞机和发动机。

通过测量耙快速地扫过喷管出口流场，测量总温、总压、静压，计算发动机推力。中国飞行试验研究院曾使用摆动耙法测取了WP6、WP7发动机的飞行推力。