Турбореакти́вный дви́гатель (ТРД), авиационный газотурбинный двигатель, в котором тяга создаётся струёй газов, вытекающих из реактивного сопла. ТРД применяются на дозвуковых и сверхзвуковых самолётах как маршевые двигатели либо как подъёмные двигатели на самолётах вертикального взлёта и посадки. Он является базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД). ТРД используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках летательного аппарата, а в качестве окислителя – кислород воздуха.

Тяга двигателя $P_{дв}$ создаётся за счёт преобразования потенциальной (тепловой) энергии, выделяющейся при сгорании (взрыве) топливо-воздушной смеси, в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила:

 $P_{дв}$= $m_{сек}$ ($W_c$ – $V$) + $f_c$($p_c$ – $p_0$), где:

• $P_{дв}$ – сила тяги двигателя (Н);

• $m_{сек}$ – секундный расход воздуха и горючего (керосина) через двигатель (кг/с);

• $W_c$ – скорость истечения газов из сопла (м/с);

• $V$ – скорость полёта (м/с);

• $f_c$ – площадь среза сопла (м²);

•  $p_c$– давление на срезе сопла (Па);

• $p_0$ – давление окружающей среды (Па).

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором повышается. Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колёс компрессора, представляющих собой диски с закреплёнными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закреплённых по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток. Каждый ряд спрямляющих лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор (неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступенью компрессора. Проходя через многоступенчатый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10–40 раз) повышается. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора $p_2$ к давлению на входе $p_1$ называется степенью повышения давления: $р_к$ = $p_2$/$p_1$.

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания, образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами (или одной кольцевой трубой). Примерно 25–35 % от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распылённом состоянии через форсунки, образуя при этом газовоздушную смесь рабочего тела.

Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне ($\mathcal{T} _ \mathbb{r}$ = 1400–1900 К), определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток ротора и лопаток спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания. Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединённого общим валом с ротором турбины.

Кроме того, часть механической мощности отбирается от вала для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Основная часть энергии продуктов сгорания идёт на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД – реактивное сопло (10), т. е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала осуществляется стартёром, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) широко применяется на скоростных боевых самолётах.

Как и в ТРД, основу внутреннего контура ТРДФ составляет турбокомпрессор (газогенератор), включающий в себя компрессор, камеру сгорания и турбину. Между турбокомпрессором и соплом (обычно регулируемым, т. е. с изменяемой площадью потока) установлена форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее (керосин), подаваемое через форсунки форсажной камеры. Стабилизаторы пламени обеспечивают устойчивое горение обеднённой кислородом топливной смеси (часть кислорода воздуха использована при горении керосина в камере сгорания турбокомпрессора). За счёт сжигания дополнительного топлива происходит увеличение тяги (форсирование, форсаж – франц. forçage, от forcer – вынуждать, чрезмерно напрягать) на 50 % и более, что связано, однако, с резким повышением расхода топлива. Поэтому режим форсажа используется кратковременно на взлёте для сокращения длины разбега и в воздушном бою для увеличения скороподъёмности и скорости полёта. Использование форсажных режимов на крейсерском полёте экономически невыгодно.

Основными характеристиками двигателя любого типа являются:

• масса двигателя $m_{дв}$ и его габариты;

• стартовая тяга двигателя $Р_{дв_0}$;

• удельная масса двигателя $g_{дв} = m_{дв} / Р_{дв_0}$ (кг/Н);

• удельный расход двигателя $С_р$, показывающий расход массы топлива на создание 1 Н тяги в час [кг/(Н×ч)];

• высотно-скоростные характеристики $P = f (H, V)$ и $С_p = f (H, V)$;

• ресурс двигателя.

Качественный характер высотно-скоростных характеристик ГТД включает тяговые и высотные характеристики, которые определяются главным образом степенью повышения давления в компрессоре, степенью двухконтурности и теФмпературой газа перед турбиной.

Потребная для определённых условий полёта тяга (мощность) обеспечивается выбором соответствующего режима работы силовой установки. Лётчик управляет режимом работы двигателя с помощью рычага управления двигателем (РУД), перемещение которого регулирует, т. е. увеличивает или уменьшает – дросселирует (от нем. drosseln – душить, сокращать), расход топлива.

Большинство современных пассажирских самолётов оборудуются вспомогательной силовой установкой (ВСУ) – небольшим ГТД, вся мощность которого используется не для создания тяги, а для снабжения энергией бортовых систем самолёта. При стоянке на земле ВСУ обеспечивает работу электросистем, радиооборудования, системы кондиционирования самолёта, техническое обслуживание самолёта и его систем, запуск основных двигателей, что делает самолёт независимым от аэродромных источников энергии. ВСУ может применяться и как источник энергии в аварийных ситуациях в полёте.

Разновидность ТРД – турбовентиляторный двигатель.

Двигатель самолёта является основным источником шума в кабине и на местности. Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума в конструкции самолёта используют материалы и устройства, изолирующие источник шума или поглощающие шум. Звукоизоляционные прокладочные материалы ограждают источник шума и ослабляют звук при его проникновении через ограждение.