эксплуатационных условий и включает двигатели (см. Двигатель авиационный), 
воздушные винты, воздухозаборники, реактивные сопла, системы топливопитания, 
смазки, контроля и регулирования и др. Почти до конца 40х гг. основным типом 
двигателя для С. был поршневой двигатель внутреннего сгорания с воздушным или 
жидкостным охлаждением. Важные этапы в развитии силовых установок с поршневыми 
двигателями — создание винтов изменяемого шага (эффективных в широком диапазоне 
полётных режимов); повышение литровой мощности благодаря увеличению степени 
сжатия, что стало возможным после существенного повышения антидетонационных 
свойств авиационного бензина; обеспечение необходимой мощности двигателей на 
высоте путём их наддува с помощью специальных нагнетателей. На снижение 
аэродинамического сопротивления силовой установки было направлено закрытие 
звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения кольцевыми 
профилирующими капотами, а также уборка радиаторов поршневых двигателей 
жидкостного охлаждения в тоннели крыла или фюзеляжа. Мощность авиационного 
поршневого двигателя была доведена до 3160 кВт, а скорость полёта С. с 
поршневым двигателем — до 700—750 км/ч. Однако дальнейшему росту скорости 
препятствовали резкое возрастание аэродинамического сопротивления самолёта и 
снижение КПД воздушного винта вследствие увеличивающегося влияния сжимаемости 
воздуха и связанный с этим рост потребной мощности двигателя, в то время как 
возможности уменьшения его массы и размеров были уже исчерпаны. Это 
обстоятельство стимулировало разработку и внедрение более лёгких и мощных 
газотурбинных двигателей (турбореактивных двигателей и турбовинтовых 
двигателей).
На боевых С. получили распространение турбореактивные двигатели, а на 
пассажирских и транспортных — турбовинтовые двигатели и турбореактивные 
двигатели. Ракетные двигатели (жидкостные ракетные двигатели) не получили 
широкого распространения из-за малой располагаемой продолжительности полёта (на 
борту С. необходимо иметь не только горючее, но и окислитель), хотя они 
применялись на ряде экспериментальных С., на которых были достигнуты рекордные 
скорости полёта. Тяговые, экономические и весовые характеристики авиационных 
газотурбинных двигателей непрерывно совершенствовались путём повышения 
параметров рабочего процесса двигателя, применения новых материалов, 
конструктивных решений и технологических процессов. Повышение скоростей полёта 
вплоть до больших сверхзвуковых (M{{?}}  =  3) было достигнуто при 
использовании турбореактивных двигателей, оснащённых форсажной камерой, 
позволяющей значительно (на 50% и более) увеличить тягу двигателя. На 
экспериментальных С. испытывались силовые установки, состоящие только из 
прямоточного воздушно-реактивных двигателей (старт с С.-носителя), а также 
комбинированные установки (турбореактивный двигатель  +  прямоточный 
воздушно-реактивный двигатель). Силовые установки с прямоточного 
воздушно-реактивного двигателя обеспечивают дальнейшее расширение скоростного 
диапазона применения С. (см. Гиперзвуковой самолёт). На дозвуковых пассажирских 
и транспортных С. нашли применение экономичные турбореактивные двухконтурные 
двигатели сначала с малой, а позднее (в 60—70х гг.) с большой степенью 
двухконтурности. Удельных расход топлива на сверхзвуковом С. достигает 0,
2 кг/(Н?ч) на полётных форсажных режимах, у дозвуковых С. на крейсерских 
режимах полёта доведён до 0,22—0,3 кг/(кВт ч) для турбовинтовых двигателей и 0,
07—0,058 кг/(Н ч) для турбореактивных двухконтурных двигателей. Создание 
высоконагруженных воздушных винтов, сохраняющих высокий кпд до больших 
скоростей полёта (M{{?}} ? 0,8), положено в основу разработки 
турбовинтовентиляторных двигателей, которые на 15—20% экономичнее 
турбореактивных двухконтурных двигателей. Двигатели пассажирского С. 
оборудуются устройствами реверсирования тяги на посадке для сокращения длины 
пробега и выполняются малошумными (см. Нормы шума). Число двигателей в силовой 
установке зависит главным образом от назначения С., его основных параметров и 
требований к лётным характеристикам. Суммарная мощность (тяга) силовой 
установки, определяемая необходимой стартовой энерговооружённостью 
(тяговооружённостью) С., выбирается исходя из условий непревышения заданной 
длины разбега при взлёте, обеспечения набора высоты при отказе одного двигателя,
 достижения максимальной скорости полёта при заданной высоте и т. д. 
Тяговооружённость современного сверхзвукового истребителей достигает 1,2, у 
дозвукового пассажирского С. обычно находится в пределах 0,22—0,35. Существуют 
различные варианты размещения двигателей на С. Поршневые двигатели обычно 
устанавливались на крыле и в носовой части фюзеляжа. Аналогично располагают 
двигатели на турбовинтовых С. На реактивных С. компоновочные решения более 
разнообразны. На лёгких боевых С. один или два турбореактивных двигателя обычно 
устанавливают в фюзеляже. На тяжёлых реактивных С. практиковалось размещение 
двигателей в корневой части крыла, но большее распространение получила схема 
подвески двигателей на пилонах под крылом. На пассажирском С. двигатели (2, 
3 или 4) часто размещают на хвостовой части фюзеляжа, причём в трёхдвигательном 
варианте один двигатель помещают внутрь фюзеляжа, а его воздухозаборник — в 
корневую часть киля. К преимуществам таких компоновок относятся снижение шума в 
пассажирской кабине, повышение аэродинамического качества за счёт «чистого» 
крыла. Трёхдвигательные варианты пассажирских С. выполняются также по схеме с 
двумя двигателями на пилонах под крылом и одним в хвостовой части фюзеляжа. На 
некоторых сверхзвуковых С. мотогондолы располагаются непосредственно на нижней 
поверхности крыла, при этом специальная профилировка внешних обводов гондол 
позволяет использовать систему образующихся скачков уплотнения (повышение 
давления) для получения дополнительной подъёмной силы на крыле. Установка 
двигателей сверху крыла применяется в схемах самолета короткого взлета и