Уменьшение объёма ракеты достигается также использованием в ПВРД тяжёлых топлив 
с высокой объёмной теплотой сгорания (40—50 МДж/м3), например, тяжёлых 
углеводородов или борсодержащих топлив (жидких, суспензий и твёрдых). 
Применяются также твёрдые топлива с металлами (магний, алюминий).
Тяговые характеристики ПВРД выражаются безразмерным коэффициентом тяги Cp  =  
P/(qF), где Р — тяга; q  =  QнV2{{?}}/2 — скоростной напор; Qн — плотность 
атмосферного воздуха; V{{?}} — скорость полёта; F — площадь миделя (при М{{?}}  
=  2—5 Cp max{{?}}2,5-1). Экономичность ПВРД характеризуется удельным импульсом 
Iуд  =  P/Gт, где Gт — секундный расход топлива (при М{{?}}  =  2—5 Iуд  =  
20—19 кН*с/кг, топливо — керосин). Эти значения в несколько раз превышают 
значения Iуд жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твёрдого 
топлива.
Высокая экономичность, возможность регулирования расхода топлива (тяги), 
проходных сечений реактивного сопла и воздухозаборника, свойство 
авторегулируемости тяги при изменении давления атмосферного воздуха по высоте 
полёта позволяют получить гибкие характеристики ПВРД, хорошо приспособляемые к 
потребностям летательных аппаратов различного назначения.
Историческая справка. Идея ПВРД предложена Р. Лореном (Франция, 1913). Теория 
ПВРД разработана Б. С. Стечкиным (1929). Первые разработки ПВРД выполнены во 
Франции (Р. Ледюк, 1933—1938) и СССР (И. А. Меркулов, 1939). Широкие разработки 
ПВРД начались в послевоенное время в СССР (М. М. Бондарюк и другие), США (Р.
 Марквардт), Великобритании и других странах. 70—80-е гг. характеризуются 
главным образом разработками малообъёмных ракет с ПВРД. Первая в мире 
малообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топлива создана в СССР (1965). См. также 
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Лит.: Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М., Прямоточные воздушно-реактивные 
двигатели, М., 1958.
В. А. Сосунов.
Рис. 1. Компоновки летательных аппаратов с ПВРД.
Рис. 2. Схема малообъёмной ракеты с интегральной двигательной установкой: 1 — 
корпус ракеты; 2 — секторный воздухозаборник по схеме г (см. рис. 1); 3 — 
сбрасываемая заглушка; 4 — камера сгорания ПВРД; 5 — сопло ПВРД; 6 — 
сбрасываемое сопло ракетного двигателя твёрдого топлива; 7 — заряд твёрдого 
топлива ракетного двигателя твёрдого топлива; 8 — топливный коллектор и 
стабилизатор горения топлива ПВРД; 9 — топливо ПВРД.
ПС — одно из применявшихся в СССР обозначений гражданских самолётов 
(пассажирских, почтовых и других). В числе этих самолётов, известных также под 
другие обозначениями, были ПС-4 («Юнкерс» W-33), ПС-5 (ХАИ-5, Р-10), ПС-7 
(АНТ-7, Р-6), ПС-9 (АНТ-9), ПС-35 (АНТ-35), ПС-40, -41 (АНТ-40, СБ), ПС-84 
(Ли-2), ПС-124 (модификация самолёта «Максим Горький» — АНТ-20бис) и другие.
псевдоскачок — область течения вязкого газа в канале, в которой происходит 
переход сверхзвукового течения в дозвуковое под действием противодавления на 
выходе из канала. В П. происходит интенсивное перемешивание потока и 
выравнивание его параметров по сечению. П. возникает в каналах 
воздушно-реактивного двигателя, аэродинамических трубах и других устройствах 
при Маха числе набегающего потока М{{?}} > 1,3 в результате взаимодействия 
замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем. При этом статическое 
давление на стенках канала плавно нарастает по длине L П. вплоть до 
максимального значения (см. рис.). Длина П. зависит от М{{?}}, толщины 
пограничного слоя, Рейнольдса числа Re и других параметров. При уменьшении 
М{{?}} и толщины пограничного слоя П. вырождается в обычный, близкий к прямому, 
скачок уплотнения. С увеличением М{{?}} длина П. быстро растёт. Например, в 
цилиндрической трубе диаметром d при Re  =  2*106 и М{{?}}  =  2 она составляет 
L  =  6,3d, a при М{{?}}  =  3-L  =  9,5d. При увеличении противодавления на 
выходе из канала П. плавно или скачкообразно смещается против потока, и при 
определенном противодавлении наблюдается фиксация начала П. у входной кромки, 
его длина при этом резко сокращается. Фиксация П. возникает также в местах 
излома и в области отверстий, используемых для отсоса пограничного слоя.
Переднюю часть П. составляет цепочка последовательных скачков различной формы. 
В этой части П. наблюдается неустойчивость гидродинамическая, обусловливающая 
высокочастотные пульсации полного давления, существенно нарастающие с ростом 
М{{?}}. В задней части П. течение дозвуковое, интенсивность пульсаций 
уменьшается. Рассеяние энергии в П. (возрастание энтропии потока) происходит и 
в скачках уплотнения и в слое смешения, образующемся у стенок канала и 
постепенно заполняющем всё сечение потока. Однако основной причиной роста 
энтропии является диссипация энергии в слое смешения.
Понятие П. широко применяется для анализа работы воздухозаборников, каналов 
воздушно-реактивного двигателя и других устройств. При этом используется 
математический аппарат, разработанный на основе аппроксимаций профиля скорости 
в сечении П.
Лит.: Крокко Л., Ударные волны и псевдоударные волны в каналах, в кн.: Основы 
газовой динамики, под ред. Г. Эммонса, пер. с англ. М., 1963. В. Г. Гурылёв.
Структура псевдоскачка и распределение давления вдоль длины канала: 1 — скачки 
уплотнения; 2 — слой смешения.
психологическая совместимость в авиации — характеристика отношений между 
членами лётных экипажей, групп руководства полётами и т. п., проявляющихся в 
удовлетворённости межличностным общением и в согласованном взаимодействии. 
В авиации фактор совместимости («сплочённости», «слётанности») имеет важное 
значение. Различают психо-физиологическую совместимость — согласованность 
особенностей темперамента, психомоторных реакций и т. п., собственно