на выходе из зоны горения (ГПВРД с камерами постоянного сечения при малой 
степени теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся камерой), или с сильными скачками 
уплотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД со стабилизацией горения на 
выступающих в поток плохообтекаемых телах или при любых способах стабилизации, 
но при большой степени теплоподвода). Предельная степень теплоподвода в камере, 
при которой перед ГПВРД появляется отошедшая ударная волна (или скачок 
уплотнения) и изменяется режим течения воздуха на входе, зависит от формы 
камеры сгорания (камера постоянного сечения, расширяющаяся или сужающаяся) и 
режима полёта. Для расширения диапазона работы ГПВРД без отошедшей волны в 
сторону меньших М{{?}} используется либо расширяющаяся камера, либо 
комбинированная, состоящая из участка с постоянной площадью поперечного сечения,
 в котором реализуется теплоподвод с торможением потока до звуковой скорости, и 
расширяющегося участка, реализующего теплоподвод при М{{?}}1. Значительное 
расширение диапазона работы ГПВРД может быть достигнуто применением так 
называемых двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ДПВРД). 
работающих в начальном диапазоне М{{?}} на режиме дозвукового горения, а при 
больших М{{?}} — на режиме сверхзвукового горения, то есть при подводе теплоты 
к сверхзвуковому потоку (рис. 3). Переход с одного режима на другой в 
зависимости от конструкции ДПВРД может происходить автоматически или в 
результате переключения поясов подачи топлива.
Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с 
изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса 
сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с 
ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся (рис. 4). 
Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий 
теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах 
двигателя.
В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая 
эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается 
при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название). Соответственно и 
предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового 
летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с 
М{{?}} > 6.
Лит.: Зуев В. С., Макарон В. С., Теория прямоточных и ракетно-прямоточных 
[авиационных] двигателей. М., 1971; Горение в сверхзвуковом потоке, Новосиб., 
1984; Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей 
полета. 2 изд., М., 1989.
Р. И. Курзинер.
Рис. 1. Схема ГПВРД внутреннего сгорания несимметричной формы: I — 
воздухозаборник; II — камера сгорания; III — реактивное сопло.
Рис. 2. Схема ГПВРД внешнего сгорания на летательном аппарате несимметричной 
формы: 1 — летательный аппарат; 2 — скачки уплотнения; 3 — подача топлива; 4 — 
зона горения.
Рис. 3. Схема двухрежимного прямоточный воздушно-реактивного двигателя 
несимметричной формы: I — камера сверхзвукового горения; II — камера 
дозвукового горения; 1 — скачки уплотнения: 2—5 — пояса подачи топлива в камеру 
на режиме сверхзвукового горения (2 и 3) и на режиме дозвукового горения (4 и 
5); 6 — сечение «запирания» (М  =  1 на режиме дозвукового горения).
Рис. 4. Идеальные циклы ГПВРД в p—V-Диаграмме (давление — удельный объём): 
H—g—{{?}}—C—Н — цикл с камерой сгорания постоянного сечения; H—g—{{?}}'—С'—Н — 
цикл с камерой сгорания постоянного давления; Н—g—Г"—С"—H — цикл с сужающейся 
камерой сгорания.
гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. 
Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между 
диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными 
аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50х гг. По назначению Г. с. 
могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), 
военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических 
систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими 
последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия 
полёта — высоту, параллакс и др.).
Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем 
случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, 
турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные 
(прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный 
воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г.
 с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха 
чисел полёта 0 < M{{?}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,
5 < M{{?}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 
M{{?}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие 
аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях 
полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна 
высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование 
носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как 
элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., 
как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), 
иногда в комбинации с керосином.
В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и 
его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей 
(см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция)