Рассмотрена зависимость потребной температуры газа перед турбиной на крейсерском режиме длительного полёта от степени двухконтурности. Показано, что с увеличением степени двухконтурности потребная температура газа перед турбиной возрастает. Это объясняется увеличением доли тепла (от тепла, внесенного в двигатель с топливом), затраченной на преодоление гидравлических потерь в наружном контуре.

The relation between turbine inlet temperature at flight cruise mode (at specified thrust value) and the bypass ratio is described. It is proved that the increase of the bypass ratio leads to increase of gas temperature value.