летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть {{?}}э  =  
(?2с  +  V2)/2(Hu  +  V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного 
двигателя выражается формулой {{?}}п  =  2{{V}}/(1  +  {{V}}2).
Зависимости {{?}}п от {{V}}для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) 
и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.
У турбовинтовых двигателей {{?}}э определяется отношением эквивалентной 
мощности Ne к затраченной энергии топлива: {{?}}э  =  Ne/(GтHu). Полётный 
коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной 
формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта 
{{?}}в  =  PвV/Nв, где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.
Воздушно-реактивные двигатели к концу 80х гг. достигли высокого 
термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные 
двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в 
компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе 
полёта М{{?}}  =  0,8—0,85) имеют {{?}}э  =  0,42—0,43, что превышает 
коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых 
машинах с простым рабочим циклом. Значение {{?}}э у современных турбореактивных 
двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с 
форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М{{?}}  =  2—3) равно 0,4—0,5. 
Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких 
полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным 
воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного 
действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости 
полёта летательного аппарата (при V  =  0 всегда {{?}}0  =  0).
Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 
1975; Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко,
 В. А. Сосунова, М., 1979.
В. А. Сосунов.
Рис 1. Полетный коэффициент полезного действия: 1 — турбореактивного двигателя 
с форсажной камерой и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной 
камерой (М{{?}}  =  2—2,5; Pmax1; 2 — турбореактивного двухконтурного двигателя 
с m  =  4—8 (M{{?}}  =  0,8—0,85); 3 — жидкостного ракетного двигателя 
баллистических и космических ракет при Vmax.
Рис 2. Полный коэффициент полезного действия воздушно-реактивных двигателей 
различных типов в зависимости от крейсерской скорости полета.
коэффициент полноты сгорания топлива — отношение количества теплоты, фактически 
выделившейся при сгорании 1 кг топлива, к его теплоте сгорания. К. п. с. т., 
зависящий от многих конструктивных и режимных факторов камеры сгорания и 
двигателя, достигает, например, в основной камере сгорания на взлётном и 
максимальом режимах работы газотурбинного двигателя около 100%; его пониженное 
значение на режиме малого газа (вследствие низких значений температуры и 
давления воздуха, входящего в камеру) вызывает выброс вредных веществ (оксида 
углерода и углеводородов).
коэффициент потерь полного давления — отношение разности полных давлений 
(p*1-p*2) воздуха (газа) соответственно в сечениях на входе в рассматриваемый 
элемент проточной части двигателя (p*1) и на выходе из него (p*2) к полному 
давлению p*1 на входе в данный элемент: {{?}}  =  (p*1- p*2)/ p*1; 
характеризует газодинамические потери в элементах (узлах) воздушно-реактивного 
двигателя, в которых к воздуху (газу) не подводится и от него не отводится 
механическая работа. Чаще всего используется для оценки потерь полного давления 
в основных камерах сгорания газотурбинного двигателя коэффициент {{?}}к.с.  =  
(p*к- p*т)/ p*к, где p*к и p*т —полные давления соответственно за компрессором 
и перед турбиной, а в форсажных камерах сгорания турбореактивного двигателя с 
форсажной камерой — коэффициент {{?}}ф.к.  =  (p*n- p*ф)/ p*т, где p*т и p*ф — 
полные давления соответственно за турбиной и за форсажной камерой. Коэффициент 
потерь полного давления связан с более распространённым при оценке потерь 
полного давления в элементах проточной части воздушно-реактивного двигателя 
коэффициентом восстановления полного давления v  =  p*2/ p*1 следующей 
зависимостью: {{?}}  =  1-v.
Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 
1975; Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991.
В. И. Бакулев.
коэффициенты аэродинамические — см. Аэродинамические коэффициенты.
Кравченко Григорий Пантелеевич (1912—1943) — советский лётчик, 
генерал-лейтенант авиации (1940), дважды Герой Советского Союза (1939). 
В Красной Армии с 1931. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф.
 Мясникова (1932), курсы усовершенствования комсостава при Академии Генштаба 
(1941). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой 
Отечественной войн. В Великую Отечественную войну был командующим ВВС армии, 
командиром авиадивизии. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 2 орденами 
Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2й степени, «Знак Почёта». 
Бронзовый бюст в селе Сулимовка Днепропетровской области. Урна с прахом в 
Кремлёвской стене.
Лит.: Яковлев В. П., Устюжанин Г. П.. Генерал Кравченко, Челябинск, 1976.
Г. П. Кравченко.
Красильщиков Пётр Петрович (1903—1965) — советский учёный в области 
аэродинамики, профессор (1948), доктор технических наук (1949), заслуженный 
деятель науки и техники РСФСР (1964). Окончил Московский государственный 
университет (1936). Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте 
(1926—1965). Преподавал в ряде вузов Москвы. Основные труды в области