Зависимость основных данных двигателя – тяги (P) и удельного расхода топлива(C_уд) при заданном режиме работы от числа Маха (М_п) и высоты полета (Н ) называют высотно-скоростными характеристиками двигателя. Эти характеристики можно подразделять на скоростные – зависимости P и C_уд от М_п при Н=const и высотные – зависимости P и С_уд от Н при М_п = const.

Проведем анализ протекания скоростных характеристик и рассмотрим влияние на них уровня основных параметров рабочего процесса. Скоростные характеристики турбореактивного двигателя (ТРД) с разными параметрами рассмотрим при одном из наиболее эффективных с точки зрения получения максимальной тяги законе регулирования: n = const(частота вращения); T_г*=const(температура газа), для случая когда на всех двигателях используются реактивные сопла с полным расширением.

На рис.1 показаны зависимости P_уд(удельная тяга),С_уд, и P ТРД от Мп при Н=const с различными значениями T_г*. При Т_г* = const увеличение М_п приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к 1 кг воздуха в камере сгорания

из-за роста Т_в* и, соответственно, Т_к*. Пропорционально Q₁ уменьшается относительный расход топлива q_t. С другой стороны, с ростом М_п растет степень повышения давления во входном устройстве π_v, что приводит к увеличению располагаемой степени понижения давления на реактивном сопле π и скорости истечения газов с_с из него. Но рост с_с отстает от роста скорости полета V_п из-за уменьшения Q₁, вследствие чего P_уд уменьшается с ростом М_п, как это видно из рис.1. При больших М_п подведенного тепла хватает только на преодоление внутренних потерь в двигателе и P_уд стремится к нулю.
Из-за интенсивного уменьшения P_уд с ростом М_п увеличивается удельный расход топлива

 

Темп роста С_уд меньше, чем снижение P_уд из-за уменьшения q_t (относительный расход топлива).

Расход воздуха G_в при увеличении М_п возрастает в связи с повышением давления на входе в двигатель p_в*, несмотря на увеличение T_в* и уменьшение q(λ)(скоростной напор) , связанное со снижением n_пр (приведенной частоты вращения).В результате уменьшение P_уд при увеличении М_п и рост G_в приводят к изменению тяги P=G_вP_уд, показанному на рис.1.

Проведем анализ высотных характеристик ТРД. С ростом высоты полета H до 11 км температура Т_н снижается, что при М_п=const приводит к уменьшению T_в*. У ТРД с законом регулирования n=const, Tг*=const увеличение H приводит к увеличению n_пр

И росту π_к*. Одновременно из-за снижения T_к* при T_г*=const будет увеличиваться q_т. Поэтому с ростом H до 11 км удельная тяга растет, а удельный расход топлива уменьшается несмотря на увеличение q_т, как показано на рис. 2. При увеличении высоты от 11 до 20 км температура Тн остается неизменной, откуда следует, что в этой области P_уд и С_уд не меняются.

С ростом H давление p_н снижается, а это приводит к уменьшению G_в через двигатель. В связи с тем, что влияние G_в на тягу существенно сильнее, чем влияние P_уд, тяга ТРД с ростом H уменьшается как это видно из рис.2.

Турбореактивный двигатель незаменим, как привод скоростных реактивных самолётов военного назначения – истребителей-перехватчиков. В этой нише сегодня у ТРД просто нет достойных конкурентов. Иногда он используется и как маршевый двигатель крылатых ракет. Пример – крылатая ракета «Томагавк». Образцы самолётов, оборудованных ТРД:
 

В турбореактивном двигателе (ТРД) сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, что и сам реактивный двигатель. Компрессоры с высокой степенью сжатия выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Камера сгорания современного ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле, и истекает из него, создавая реактивную тягу.

1. Забор воздуха; 2. сжатие низшей ступени;3. сжатие высшей ступени; 4. горение;5. расширение; 6. горячая зона; 7. турбина;8. камера сгорания; 9. холодная зона; 10. входное устройство.
 

В двухконтурных ТРД (иногда обозначаемых ТРДД) каскад низкого давления осевого компрессора часть воздуха направляет в «холодный» контур. Двухконтурность этих двигателей от 0,25 до 2-х. При малых значениях двухконтурности (менее 1) эти двигатели используются для привода скоростных самолётов — истребителей, то есть в той же нише, что и одноконтурные ТРД. Двуконтурные двигатели этого класса экономичнее одноконтурных на непредельных скоростях полёта и менее шумны, поэтому двухконтурные двигатели получили даже большее распространение, чем ТРД без внешнего контура. При значении двухконтурности от 1 до 2-х двуконтурные ТРД используются в сверхзвуковых самолётах других назначений, например, бомбардировщиках, а также в дозвуковых самолётах со скоростями полёта 800 – 1000 км/час, как в военной, так и в гражданской авиации.