Д. и. р. п. обладают лучшей экономичностью, чем турбореактивные двухконтурные 
двигатели с форсажной камерой, на сверхзвуковых скоростях полёта, при взлёте — 
разгоне и на дозвуковых скоростях полёта на форсажных режимах; на дозвуковых 
скоростях полёта с выключенной форсажной камерой удельный расход топлива близок 
к удельному расходу топлива в турбореактивном двухконтурном двигателе с 
форсажной камерой и заметно меньше, чем в турбореактивном двигателе (рис. 2). 
Другим важным преимуществом Д. и. р. п. перед турбореактивным двухконтурным 
двигателем с форсажной камерой и турбореактивным двигателем является низкий 
уровень шума при взлёте и наборе высоты. Указанные свойства Д. и. р. п. создают 
возможность их применения на многорежимных самолётах с большой 
продолжительностью полёта на сверх- и дозвуковых скоростях.
Рис. 1. Принципиальная схема двигателя изменяемого рабочего процесса с 
регулируемыми элементами: 1 — вентилятор; 2 — направляющий аппарат; 3 — 
створка; 4 — компрессор; 5 — камера сгорания. 6 — сопловой аппарат; 7 — 
форсажная камера; 8 — турбина; 9 — смеситель; 10 — сопло; черные кружки с 
«рукоятками» — места возможного регулирования элементов двигателя.
Рис. 2. Сравнение дроссельных характеристик двигателя изменяемого рабочего 
процесса, турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой и 
турбореактивного двигателя с форсажной камерой на дозвуковых (а) и 
сверхзвуковых (б) режимах полёта (Cуд — удельный расход топлива, P — тяга): 1 — 
турбореактивный двигатель (турбореактивный двигатель с форсажной камерой); 2 — 
двигатель изменяемого рабочего процесса (то же с форсажем); 3 — турбореактивный 
двухконтурный двигатель (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной 
камерой); 4 — турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой; 5 — 
двигатель изменяемого рабочего процесса с форсажом; 6 — турбореактивный 
двигатель с форсажной камерой.
двигатель критический многодвигательного самолёта — один из двигателей, отказ 
которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в поведении самолёта или в 
условиях его пилотирования. Отказ Д. к. в ожидаемых условиях эксплуатации не 
должен приводить к опасной ситуации. При выборе тяговооружённости 
(энерговооружённости) многодвигательного самолёта отказ Д. к. является 
расчётным случаем — работающие двигатели самолёта с отказавшим Д. к. должны 
обеспечивать тягу, достаточную для продолжения взлёта (см. Продолженный взлёт) 
или ухода на второй круг, при заходе на посадку.
движитель — устройство, с помощью которого авиационные двигатели (поршневые, 
газотурбинные) создают тягу, необходимую для движения летательного аппарата. 
Все Д. авиационного типа работают по воздушно-реактивному принципу, то есть 
создают тягу путём отбрасывания воздуха со скоростью, которая больше скорости 
набегающего потока. К Д. относятся несущие винты, вертолётов и воздушные винты 
самолётов. К Д. может быть отнесён вентилятор наружный контура турбореактивного 
двухконтурного двигателя с раздельными контурами. Существует закономерность (см.
 рис.), согласно которой чем больше диаметр винта Dв при той же передаваемой 
ему мощности Nв (то есть чем меньше коэффициент мощности винта Nв/D2в), тем 
больше удельная тяга винта Pв/Nв.
В. А. Сосунов.
Зависимость удельной тяги движителя Pв/Nв в стартовых условия); от его 
относительного диаметра {{D}}в(Nв  =  idem) или коэффициента мощности: 1 — 
открытые винты (а — винты вертолётов, б — винты турбовентиляторного двигателя, 
в — винтовентиляторы); 2 — вентиляторы наружного контура турбореактивного 
двухконтурного двигателя (степень двухконтурности 5—15).
двойной восходящий разворот — см. в статье Разворот.
двухбалочный самолет — самолёт, хвостовое оперение которого (преимущественно 
двухкилевое) вынесено на балках, закреплённых на крыле. В передней части балок 
могут быть установлены двигатели, а в крыльевой части балок — стойки шасси. 
Экипаж и целевая нагрузка располагаются в объёме крыла или в гондоле, 
установленной на крыле (в отличие от двухфюзеляжного самолёта, у которого они 
размещаются в фюзеляжах). Преимущества Д. с.: улучшенный обзор, удобство 
погрузки и разгрузки, иногда снижение аэродинамического сопротивления.
Первый Д. с. «Пороховщиков №2» (рис. в таблице V) был построен в 1914 А. А.
 Пороховщиковым. Д. с. создавались К. А. Калининым (К-7, см. рис. в таблице 
XII), О. К. Антоновым (ОКА-33). В период Второй мировой войны применялись Д. с.
 — истребители Локхид P-38L (рис. в табл, XX) и Нортроп P-61 (оба США), 
разведчик Фокке-Вудьф Fw-189 (Германия; рис. в таблице XXI). Серийные 
реактивные Д. с.: Де Хэвилленд «Вампир» (рис. в табл. XXX). «Веном», «Сивиксен» 
(Великобритания). Грузовые Д. с.: Фэрчайлд С-119 (США, рис. в таблице XXX), 
Норд авиасьон «Норатлас» (Франция), Армстронг Унтуорт «Аргоси» (Великобритания).
 По схеме Д. с. построен отечественный самолёт М-17, установивший в конце 
80х гг. ряд мировых рекордов высоты.
двухконтурный турбореактивный двигатель — см. Турбореактивный двухконтурный 
двигатель.
де Хэвилленд(de Havilland) Джефри (1882—1965) —английский авиаконструктор, 
пилот и промышленник, один из пионеров авиации. Окончил Оксфордский университет 
и высшую инженерную школу. Оставил работу на автомобилестроительной фирме для 
постройки самолёта собственной конструкции, разбившегося в первом полёте в 1909.
 Следующий свой самолёт (1910) Де X. пилотировал сам. С 1910 работал на 
аэростатном (позже авиационном) заводе конструктором и лётчиком-испытателем, 
где построил и испытал ряд самолётов, а с 1914 — главным конструктором на фирме 
«Эркрафт меньюфекчуринг», где создал ряд истребителей и бомбардировщиков, в том 
числе широко применявшиеся в Первой мировой войне D.H.2 (1915), D.H.4 (1916, 
смотри рис. в табл. VIII) и D.H.9 (1917). Многие модифицированные военные