производство турбовальных ГТД «Артуст», «Ариэль» и «Макила», ТВД и ГТД «Астазу»,
 ТРДД «Адур» (с фирмой «Роллс-Ройс»), «Ларзак» (с фирмой «СНЕКМА»). Основные 
данные некоторых двигателей фирмы приведены в табл.
Табл. — Двигатели фирмы «Турбомека»
Основные данные«Астазу» XIV (ГТД)«Астазу» XVI (ТВД)«Ариэль» I (ГТД)«Макила» 1А 
(ГТД)Мощность, кВт4407604781240Удельный расход топлива на взлетном режиме, 
г/(кВт·ч)325320353303Расход воздуха, кг/с2,53,32,45,5Степень повышения давления
6—78810,2Температура газа перед турбиной, К——12731310Масса, кг .160206115242
Диаметр, м0,460,640,60,52Применение (летательные аппаратыВертолёты Аэроспасьяль 
S А341 и S А342«Газель»Самолёт FAMA 1А.58 «Пукара»Вертолёты Аэроспасьяль S А365 
«Дофен», АS350 «Экюрёй»Вертолёт Аэроспасьяль АS332 «Супер пума»Турбопрямоточный 
двигатель (ТПД) — комбинированный многорежимный ВРД для полётов с 
гиперзвуковыми скоростями (Маха числа полёта М{{?}} до 5, при использовании в 
качестве топлива водорода примерно до 6), содержащий газотурбинный и 
прямоточный контуры. ТПД сочетает свойства и преимущества турбореактивного 
двигателя с форсажем (ТРДФ, ТРДДФ) при взлёте и небольших сверхзвуковых 
скоростях полёта и прямоточного воздушно-реактивного двигателя при больших 
сверхзвуковых скоростях полёта. В ТПД с последовательной работой контуров (см.
 рис.) вначале (от взлёта до умеренных сверхзвуковых скоростей полёта) работает 
только газотурбинный контур; при М{{?}} = 2,5—3 происходит переход на 
прямоточный режим работы, при этом подача топлива в газотурбинный контур 
прекращается. Особенность таких ТПД — наличие общей для контуров 
форсажно-прямоточной камеры сгорания, расположенной перед реактивным соплом. 
В ТПД с отдельной камерой сгорания прямоточного контура возможна параллельная 
работа контуров, начиная с М{{?}} = 1,5—2, благодаря чему повышается тяга 
двигателя на промежуточных скоростях полёта. При полёте с числами М{{?}} = 3—3,
5 газотурбинный контур может быть переведён на режим авторотации для привода 
агрегатов двигателя. При использовании в газотурбинном контуре ТПД 
двухконтурного двигателя повышается экономичность ТПД при крейсерском полёте с 
дозвуковой скоростью. ТПД могут использоваться в качестве силовой установки на 
сверхзвуковой пассажирский самолётах.
Лит.: Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко,
 В. А. Сосунова, М., 1979.
М. М. Цховребов.
Схемы турбопрямоточных двигателей: а — на основе ТРД (последовательная работа 
контуров); б — на основе ТРД (параллельная работа контуров); в — на основе 
ТРДД; 1 — воздухозаборник; 2 — перепускной канал прямоточного контура с 
устройством перекрытия; 3 — газогенератор; 4 — форсажно-прямоточная камера 
сгорания; 5 — регулируемое реактивное сопло; 6 — камера сгорания в прямоточном 
контуре; 7 — турбовентилятор.
Турбореактивный двигатель (ТРД) — разновидность воздушно-реактивного двигателя, 
в котором для повышения давления применён турбокомпрессор. Основные составные 
части ТРД (рис. 1): воздухозаборник 1, компрессор 2, камера сгорания 3, 
турбина 4, реактивное сопло 5. При полёте набегающая струя воздуха частично 
тормозится в воздухозаборнике, и давление воздуха повышается. Из компрессора, 
где происходит дальнейшее повышение давления, сжатый воздух поступает в камеру 
сгорания, куда впрыскивается топливо. Продукты сгорания топлива с высокой 
температурой поступают на турбину, которая соединена валом с компрессором. 
В турбине газ расширяется и совершает работу, необходимую для сжатия воздуха в 
компрессоре. За турбиной газ имеет давление и температуру, позволяющие при его 
дальнейшем расширении в реактивном сопле получить скорость истечения струи, 
превышающую скорость поступающего в двигатель воздуха (скорость полёта). 
Положительная разность количества движения газа и воздуха обеспечивает 
образование реактивной тяги двигателя.
В конце 30х — начале 40х гг. поршневые двигатели винтовых самолётов уже не 
обеспечивали роста тяги, требовавшегося в связи с ростом скоростей полёта, что 
дополнительно усугублялось падением кпд винта. На смену ПД пришли ТРД. 
Изменение тяги Р, а также удельного расхода топлива Суд в зависимости от Маха 
числа М{{?}} (скорости полёта) показано на рис. 2 и 3. Из них видно, что с 
увеличением скорости полёта тяга ТРД возрастает практически на всех высотах. 
Именно это свойство характеристики ТРД обеспечило их широкое распространение. 
Кроме того, масса ПД требуемой мощности с увеличением расчётной скорости полёта 
возрастает до неприемлемых значений, в то время как увеличение массы ТРД с 
ростом расчётной максимальной скорости полёта оказывается небольшим, так как в 
лопаточных машинах повышение мощности турбокомпрессора сопровождается 
увеличением главным образом изгибающих напряжений в лопатках турбокомпрессора, 
что влияет на увеличение массы ТРД незначительно. Поэтому удельная масса, 
представляющая собой отношение массы двигателя к тяге, у ПД резко увеличивается,
 а у ТРД уменьшается при увеличении скорости полёта. Возрастание тяги ТРД при 
увеличении скорости полёта объясняется непрерывным ростом расхода воздуха через 
двигатель, однако при постоянной температуре газа перед турбиной с ростом 
скорости полёта одновременно уменьшается работа термодинамического цикла и 
соответственно удельная тяга двигателя; взаимное влияние расхода воздуха и 
удельной тяги определяет вид тяговых характеристик. При малых скоростях полёта, 
приблизительно до 300 км/ч, вследствие слабого вначале увеличения расхода 
воздуха абсолютная тяга несколько снижается, а затем возрастает, особенно резко 
у форсированных ТРД (рис. 3). Теоретически при очень высокой скорости полёта 
работа цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря на продолжающийся рост 
расхода воздуха. Дроссельная характеристика ТРД показана на рис. 4.
Основными параметрами ТРД являются температура газа перед турбиной Т*г и