стреловидность) здесь эффекта не даёт вследствие роста относительной скорости 
обтекания с увеличением радиуса и смешения замыкающего скачка уплотнения к 
задней кромке. С ростом числа Маха полёта {{?}} воздушных винтов с широкими 
гонкими саблевидными лопастями (винтовентиляторов) уменьшается значительно 
меньше, чем {{?}} винтов с обычными узкими лопастями, хотя индуктивные потери 
одинаковы.
Г. И. Майкапар.
коэффициент полезного действия компрессора, турбины — отношение полезной работы 
к затраченной (располагаемой) в предположении отсутствия теплообмена потока с 
внешней средой. Наиболее широко распространены следующие коэффициенты полезного 
действия по параметрам заторможенного потока: изоэнтропический {{?}}*н.н. и 
политропический {{?}}*п.к. компрессора и {{?}}*т неохлаждаемой турбины:
{{ формула }}
{{ формула }}
{{ формула }}
где i*в1, i*г1 — начальные значения удельной энтальпии воздуха и газа, Дж/кг; 
s*п1 — начальное значение удельной изобарной энтропии воздуха, Дж/(кг*К); i*п.к.
, i*г.т., s*в.к. — их конечные значения при действительном процессе; i*г.и.т..
 — конечные значения удельной энтальпии воздуха и газа при изоэнтропическом 
процессе и действительном давлении; {{?}}*к —степень повышения полного давления 
воздуха а компрессоре; R — удельная газовая постоянная воздуха, Дж/(кг*К). При 
одинаковом аэродинамическом совершенстве в компрессоре с ростом {{?}}*к 
значение {{?}}*и.к. уменьшается, а значение {{?}}*п.к. сохраняется неизменным; 
в турбине с ростом степени понижения полного давления газа {{?}}*т значение 
{{?}}*т. возрастает. Для охлаждаемой турбины применяется эффективный 
коэффициент полезного действия ступени {{?}}*т.эф.. В случае использования 
охлаждающего воздуха, подводимого в рабочее колесо для увеличения работы 
турбины.
{{формула}}
где Gг,Gо.с.а.,Gв.р.к. — массовый расход газа, охлаждающего воздуха в сопловом 
аппарате и в рабочем колесе, кг/с; i*г1, i*s1 — удельная энтальпия газа и 
воздуха при входе; i*см.с.а. — удельная энтальпия смеси газа и воздуха за 
сопловым аппаратом; i*см. т, i*см.н.т — действительная удельная энтальпия смеси 
за турбиной и при изоэнтропическом расширении.
В. М. Микартичан.
коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, 
характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины 
и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К.
 п. д. р. д.
Полный коэффициент полезного действия {{?}}0, выражается отношением полезной 
тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и 
кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. 
Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим {{?}}0  
=  PV/[Gт(Hu  +  V2/2)], где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта,
 Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех 
камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг 
топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя 
(в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен 
произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ({{?}}э и 
{{?}}п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство 
двигателя и его совершенство как движителя: {{?}}0  =  {{?}}э{{?}}п.
У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия 
определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде 
разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока 
воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя 
простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный 
воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к 
термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и 
сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. 
У турбореактивного двухконтурного двигателя {{?}}э несколько снижается из-за 
потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного 
действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в 
связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с 
форсажными камерами сгорания при малых V значение {{?}}э уменьшается вследствие 
того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком 
давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта {{?}}э 
значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе 
вследствие динамического сжатия воздуха.
Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной 
тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот 
коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С.
 Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом: {{?}}п  =  2{{V}}/1  +  
{{V}}), где {{V}}  =  V/?c — отношение скоростей полёта и истечения газов из 
реактивного сопла (реально {{V}} < 1, {{?}}п < 1). Полётный коэффициент 
полезного действия воздушно-реактивного двигателя может быть увеличен лишь при 
увеличении{{V}}, то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при 
росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или 
увеличением скорости полёта летательного аппарата.
У ракетных двигателей {{?}}э определяется как отношение располагаемой работы (в 
виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту