степень повышения давления воздуха в компрессоре {{?}}*к. В общем случае эти 
параметры независимы. Однако развитие ТРД связано с ограничением температуры 
газа перед турбиной вследствие ограничения жаропрочности её деталей. Поэтому 
каждому значению Т*г соответствует оптимальное значение степени повышения 
давления, обеспечивающее максимальную тягу или наилучшую экономичность. Наличие 
оптимума по степени повышения давления следует, например, из того, что при двух 
предельных её значениях, а именно минимальном, равном единице, и максимальном, 
при котором температура за компрессором достигает значения, равного температуре 
газа перед турбиной Т*г, и подвод теплоты в камере сгорания оказывается 
невозможным, работа цикла обращается в нуль. При снижении температуры газа 
перед турбиной, повышении скорости полёта и ухудшении кпд составных частей 
двигателя оптимальная степень повышения давления снижается. Скорость полёта, 
при которой оптимальное значение {{?}}*к снижается настолько, что давление в 
реактивном сопле оказывается равным давлению в воздухозаборнике, называется 
скоростью «вырождения» ТРД. Выше этой скорости целесообразно уже применение 
ПВРД. При повышении температуры газа перед турбиной, а также при повышении кпд 
составных частей двигателя оптимальное значение {{?}}*к повышается, 
увеличивается и максимальная скорость полёта самолётов с ТРД. Прогресс в 
материаловедении и развитие методов охлаждения двигателя позволили к 90м гг. 
достичь значения температуры газа перед турбиной Т*г = 1700—1800 К; 
рассматриваются температуры газа перед турбиной, близкие значениям, 
соответствующим стехиометрическому соотношению топлива и воздуха в камере 
сгорания, то есть Т*г = 2300—2500 К. Степени повышения давления воздуха в 
компрессоре имеют значения {{?}}*к = 10—15 (в одноконтурных ТРД).
ТРД был первым типом газотурбинного двигателя, получившим широкое практическое 
применение в авиации. Постоянная потребность увеличивать тягу, особенно с 
ростом скорости полёта, привела к появлению класса форсированных ТРД (ТРДФ — 
ТРД с форсажом), в которых между турбиной и реактивным соплом располагается 
форсажная камера сгорания 6 (рис. 5; остальные позиции те же, что на рис. 1). 
ТРД разделяются: по числу роторов турбокомпрессора — на одно- и двухвальные; по 
типу компрессоров — на ТРД с центробежным и осевым компрессорами; по типу 
камеры сгорания — на ТРД с индивидуальными и кольцевыми камерами; по типу 
реактивного сопла — на ТРД с осесимметричным или плоским, нерегулируемым или 
регулируемым соплами, с управлением вектором тяги, с реверсивным устройством. 
В 60—80х гг. широкое распространение получили турбореактивные двухконтурные 
двигатели, в том числе с форсажной камерой. Как составная часть ТРД 
используется в различных комбинированных двигателях.
Историческая справка. Впервые идея использования турбокомпрессора в двигателе 
для ЛА изложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. Основы теории ВРД в 
СССР были опубликованы в 1929 Б. С. Стечкиным. Начало работ по созданию ТРД 
относится к 1930—37. В этот период в СССР начал работы по ТРД А. М. Люлька, в 
Великобритании Ф. Уиттл запатентовал схему ТРД с центробежным компрессором, во 
Франции теорией ТРД занимался М. Руа, в Германии с 1936 над созданием ТРД 
работал X. Охайн. Создание первых ТРД относится к 1937. В Германии на фирме 
«Хейнкель-Хирт» был испытан созданный по проекту Охайна двигатель тягой 2500 Н; 
в Великобритании на фирме «Пауэр джетс» прошёл испытания разработанный по 
проекту Уиттла двигатель U. В 1939 в Германии состоялся полёт самолёта Не178 с 
двигателем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941 в Великобритании — полёт самолёта 
Глостер Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н. В годы 2й мировой войны начаты 
работы над ТРД в США и Японии.
В СССР первый этап работы вплоть до окончания Великой Отечественной войны 
связан с работами Люльки, приведшими к созданию первых двигателей из семейства 
АЛ. После войны к созданию ТРД подключились коллективы КБ, возглавляемые В. Я.
 Климовым и А. А. Микулиным. Существенный вклад в теорию ТРД внесли В. В.
 Уваров, Н. В. Иноземцев, К. В. Холщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ, ВВИА. 
В разработке отечественных ТРД последующих поколений большая роль принадлежит 
коллективам КБ под руководством В. А. Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, 
Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Туманского.
Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий 
процесс. М., 1955; Грин В., Кросс Р., Реактивные самолеты мира, М., 1957; 
Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели, 3 изд., М., 1969; 
Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.
А. М. Люлька, С. Д. Решедько.
Рис. 1. Схема ТРД.
Рис. 2. Зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М{{?}} и высоты Н 
полёта (сплошные линии — ТРД, штриховая линия — поршневой двигатель с кпд винта 
{{?}}в = const, штрих-пунктирная линия — поршневой двигатель с {{?}}в = var).
Рис. 3. Зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от числа М{{?}} и 
высоты H полёта.
Рис. 4. Дроссельная характеристика ТРД.
Рис. 5. Схема ТРДФ.
Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — 
турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть 
энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в 
механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний 
контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания.
 Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, 
вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги 
с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором 
смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться