прогрессом в области аэродинамики и авиации в целом позволили заметно увеличить 
высотность и скорость летательных аппаратов. Самолёты-истребители периода 
Второй мировой войны достигали высот более 10 км и скоростей полёта 
700—750 км/ч.
Однако требование дальнейшего увеличения высотности и скорости уже не могло 
быть удовлетворено винтомоторной группой с поршневыми двигателями. Ограничение 
возможностей поршневых двигателей обусловливалось необходимостью значительного 
увеличения мощности двигателя для компенсации возраставшего лобового 
сопротивления и падения коэффициент полезного действия винта при приближении 
скорости полёта к скорости звука.
Существенный рост скорости и высоты полёта стал возможным в связи с появлением 
силовых установок на базе газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и 
жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Двигатели обоих типов начали применяться 
в авиации в конце Второй мировой войны, однако в дальнейшем ЖРД сохранились 
лишь в ракетостроении, в то время как в авиационной технике во всё возрастающем 
объёме стали использовать ВРД, которые вытеснили поршневые двигатели сначала в 
военной, а потом и в гражданской авиации на летательных аппаратах большинства 
типов. В 80х гг. поршневые двигатели применялись лишь на легкомоторных 
спортивных и учебных самолётах и на лёгких вертолётах.
Причина перехода от поршневых двигателей к ВРД лежит в особенностях скоростных 
характеристик этих двигателей. Радикальное отличие скоростных характеристик ВРД 
от характеристик винтомоторной группы с поршневыми двигателями заключается в 
том, что у поршневых двигателей мощность на валу и, следовательно, тяговая 
мощность винта PV мало зависят от скорости полёта, поэтому с увеличением 
скорости V тяга P соответственно уменьшается. В ВРД в первом приближении не 
мощность PV, а тяга Р не зависит от скорости в широком диапазоне её изменения 
(рис. 1). Иными словами, мощность ВРД с ростом скорости полёта растёт, и именно 
это открыло пути радикального увеличения скорости полёта самолётов. Применение 
ВРД позволило сначала освоить околозвуковой скорости полёта, а затем достичь 
скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука.
В 80х гг. в эксплуатации в мире находились несколько типов газотурбинных 
двигателей, каждый из которых по схеме и параметрам оптимизирован для условий 
эксплуатации самолётов заданного назначения. Так, магистральным пассажирским 
самолётам с дозвуковой крейсерской скоростью наиболее соответствует 
турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с большой степенью 
двухконтурности, а на самолетах местных воздушных линий и на вертолётах широко 
применяются турбовинтовые двигатели и турбовальные двигатели. Для самолётов со 
сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта целесообразен двигатель с малой 
степенью двухконтурности или даже одноконтурный турбореактивный двигатель (ТРД).
 Для самолётов с широким диапазоном условий крейсерского полёта (истребители, 
бомбардировщики) целесообразен одно- или двухконтурный двигатель с форсажной 
камерой сгорания (ТРДФ, ТРДДФ), используемой для разгона и полёта на 
сверхзвуковой скорости.
Отечественные газотурбинные двигатели, разработанные под руководством А. М.
 Люльки, Климова, Микулина, Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д.
 Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Таманского, О. Н. Фаворского 
и др., обеспечили высокий уровень летно-технических характеристик и 
эффективности летательным аппаратам советской военной и гражданской авиации.
Газотурбинные двигатели во все возрастающей степени используются не только для 
получения прямой и обратной тяги, но также и для создания подъёмной силы или 
увеличения подъёмной силы несущих поверхностей летательного аппарата — крыльев. 
Так, например, расположение двигателей самолета Ан-72 над крылом в передней его 
части позволяет, используя эффект Коандэ, отклонять реактивную струю вниз вслед 
за опусканием закрылков, что создаёт вертикальную составляющую тяги, 
направленную вверх (см. Коандэ закрылок). Взаимодействие струи с поверхностью 
крыла также способствует увеличению коэффициент его подъемной силы (см.
 Энергетическая механизация крыла). В некоторых случаях целесообразно отбирать 
от двигателя часть воздуха и выпускать его через специальные щели в задней 
кромке крыла, что также приводит к увеличению коэффициент подъёмной силы 
(эффект суперциркуляции).
Созданы двигатели с поворотными соплами (подъёмно-маршевые двигатели), 
позволяющие осуществлять вертикальный взлет и посадку. Существуют двигатели, 
спроектированные специально для работы в вертикальном положения и действующие 
только в процессе вертикального или укороченного взлёта и посадки, (подъёмные 
двигатели). Они имеют малые удельный вес и высоту, что позволяет размешать их в 
фюзеляже самолёта без увеличения его миделя. Существуют и другие методы 
использования двигателя для осуществления вертикального взлёта самолётов, 
которые позволяют сочетать в летательном аппарате положительные свойства 
самолётов и вертолётов (см., например, Преобразуемый аппарат).
Для скоростей, соответствующих Маха числу полёта М{{?}} > 3—3,5, 
рассматриваются комбинированные схемы двигателей, сочетающие в себе 
газотурбинную часть, используемую для взлёта и полёта на малых скоростях, и 
прямоточную, работающую на максимальных скоростях полёта (турбопрямоточные 
двигатели). Классификация двигателей авиационного назначения приведена на рис. 
2.
Дальнейшее усовершенствование авиационных газотурбинных двигателей происходит в 
направлении повышения параметров термодинамического цикла — температуры газов 
перед турбиной, степени повышения давления, повышения коэффициента полезного 
действия основных узлов при одновременном увеличении их аэродинамической 
нагруженности. Это позволяет уменьшить число ступеней компрессора и турбины и