Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; 
Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе И. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 
1—2, Л. — М., 1948—1963; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и 
аэродинамики. 3 изд., М., 1980; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 
5 изд., ч. 1—2, М., 1991.
Г. Н. Абрамович.
газогенератор — 1) часть газотурбинного двигателя, состоящая из последовательно 
расположенных осевого или центробежного компрессора, камеры сгорания и газовой 
турбины, приводящей компрессор (рис. 1). Термин «Г.» появился в связи с 
внедрением в авиастроение турбореактивных двухконтурных двигателей. Эти 
двигатели имеют двух- или трёхзальную схему. В первом случае Г. называется 
каскад высокого давления, во втором — каскад высокого и среднего давления. 
Рабочий процесс в Г. осуществляется при наибольших значениях давления, 
термических и механических нагрузок. Большая часть прочностных и 
газодинамических проблем, возникающих при создании газотурбинного двигателя, 
связана с Г., поэтому опережающая экспериментальная отработка Г. может 
сократить сроки создания и доводки газотурбинного двигателя. Однотипность 
конструктивной схемы Г. для газотурбинных двигателей различных принципиальных 
схем (турбореактивных двигателей, турбореактивных двухконтурных двигателей, 
турбовинтовых двигателей) позволяет создавать семейства двигателей различных 
типов и назначения на основе базовой конструкции Г. (рис. 2), причём 
максимальные и минимальные значения тяги (мощности) двигателей одного семейства 
могут отличаться в несколько раз. Такой метод создания двигателей находит 
широкое практическое применение. Наряду с термогазодинамическими параметрами 
рабочего процесса важным конструктивным показателем Г., характеризующим размеры 
проточной части и определяющим тягу (мощность) базируемых на его основе 
газотурбинного двигателя, является размерность Г., представляющая собой 
приведённый расход воздуха в выходном сечении компрессора: {{формула}}. где 
G0 — максимальный приведенный расход во входном сечении компрессора, {{?}}к — 
максимальное значение степени повышения давления в компрессоре. Наименьшее 
значение {{G0вых}} имеют Г. вертолётных газотурбинных двигателей и 
турбовинтовых двигателей лёгких самолётов: {{G0вых}}  =  0,2—2,5 кг/с. У Г. 
современных турбореактивных двухконтурных двигателей для до- и сверхзвуковых 
самолётов {{G0вых}}  =  2—9 кг/с. В Г. одноконтурных турбореактивных двигателей 
{{G0вых}} достигает 35 кг/с. Необходимая тяга (мощность) газотурбинных 
двигателей получается сочетанием базового Г. с турбовентилятором 
(турбокомпрессором), имеющим соответствующие значения расхода воздуха и степени 
повышения давления в вентиляторе (компрессоре низкого давления), или со 
свободной турбиной (для турбовального газотурбинного двигателя). Конструкция 
базового Г. должна быть рассчитана на различные значения давления и температуры 
рабочего тела в различных газотурбинных двигателях.
2) Часть турбонасосного агрегата (турбонасосный агрегат) жидкостного ракетного 
двигателя — устройство, в камере которого в результате реакций окисления 
(двухкомпонентное топливо) или разложения (однокомпонентное топливо) 
вырабатывается горячий газ (температура 200—900{{°}}С), являющийся рабочим 
телом для привода турбины турбонасосного агрегата, насосы которого обеспечивают 
подачу топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Для наддува 
топливных баков, работы системы управления.
М. М. Цховребов.
Рис. 1. Схема газогенератора: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина.
Рис. 2. Семейство двигателей на основе базового газогенератора; 1 — базовый 
газогенератор; 2 — ТРДФ, относительная тяга на взлётном режиме {{P}}  =  1; 3 — 
ТРДДФ, {{P}}  =  3; 4 — ТРДДФ (форсажная камера в наружном контуре), {{P}}  =  
5; 5 — ТРДД, {{P}}  =  3; 6 — ТВД, {{P}}  =  4 (заштрихованы каскады низкого 
давления двигателя; голубые области соответствуют базовому газогенератору).
газодинамическое управление летательным аппаратом — создание управляющих сил и 
моментов для изменения (или сохранения) пространственного, положения 
летательного аппарата с помощью реактивных струй. Методы и средства Г. у. 
разнообразны. В ракетной и космической технике широко применяются реактивные 
системы ориентации и стабилизации летательного аппарата с разнесёнными 
относительно его центра масс неподвижными реактивными двигателями, а также 
поворотные двигатели и другие способы отклонения реактивной струи (например, с 
помощью газовых рулей — поворотных пластин из огнеупорного материала, 
установленных на выходе из сопла) для управления траекторией движения 
летательного аппарата. В авиации управление вектором тяги основного двигателя 
является одним из способов осуществления вертикального взлёта и посадки 
самолёта, но оно может также использоваться и для управления полётом 
манёвренных самолётов (самолётов вертикального взлёта и посадки и обычных) 
наряду с аэродинамическими органами управления.
На самолёт вертикального взлёта и посадки система Г. у. обеспечивает 
стабилизацию и управление летательным аппаратом на вертикальных режимах и на 
малых скоростях полёта, когда аэродинамические силы отсутствуют или малы. 
В этих целях могут, например, использоваться струйные рули — сопла, 
установленные на концах крыла и фюзеляжа, из которых истекает сжатый воздух, 
отбираемый от компрессора двигателя (см. рис.). В горизонтальном полёте с 
большой скоростью управление и стабилизация самолёт вертикального взлёта и 
посадки осуществляются аэродинамическими поверхностями. Другим примером 
летательного аппарата, оснащённого органами аэродинамического и Г. у., являются 
воздушно-космические аппараты типа крылатого орбитального корабля многоразового 
использования «Буран» (на нём Г. у. включается на орбите и при спуске в верхних