догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. 
Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют 
увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по 
сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически 
РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, 
начиная со скорости, соответствующей Маха числу полёта M?  > 1—1,5, то есть со 
стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного 
воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в 
несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако по этому показателю 
РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю.
РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы. 
Нашли применение РПД твёрдого топлива (РПДТ), входящие в интегральную 
компоновку «малообъёмных» ракет (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель).
 В РПДТ применяются топлива, содержащие металлы (магний, алюминий), бор и др. 
теплопроизводительные элементы. Применение в РПДТ многосопловых блоков 
газогенераторов позволяет сократить длину прямоточной камеры сгорания и 
повысить полноту дожигания топлива в воздухе.
Лит.: Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей 
полета, М., 1989.
В. А. Сосунов
Схема ракетно-прямоточного двигателя твёрдого топлива: 1 — набегающий поток 
воздуха; 2 — воздухозаборник; 3 — газогенератор; 4 — камера сгорания; 5 — 
реактивное сопле; 6 — вытекающие газы; 7 — многосопловый блок газогенератора, 
8 —заряд твёрдого топлива.
ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором 
сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, 
сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на 
продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный 
двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со 
смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм (рис. 
1), РТД с раздельными потоками — РТДр (рис. 2); по типу используемого топлива — 
РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного 
топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие 
в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на 
газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — 
горючее (РТД «пароводородной» схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части 
воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — 
РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим 
частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора 
турбины. Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, 
состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного 
(рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей 
механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная 
работа и термический кпд {{?1}} основного цикла РТД выше соответствующих 
параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени 
повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании 
одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД 
перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, 
вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. 
Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают 
промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД 
имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или 
ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные 
расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими 
габаритными и высотными показателями.
В 80х гг. РТД ещё не нашли практического применения.
Р. И. Курзинер
Рис. 1. Схема РТД со смешением потоков: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 
3 —турбина; 4 — стабилизатор пламени; 5 — камера сгорания; 6 — сопла.
Рис. 2. Схема РТД с раздельными потоками: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 
3 — турбина; 4 — камера сгорания наружного контура; 5 — камера сгорания 
внутреннего контура; 6, 7 — сопла ответственно наружного и внутреннего контуров.

ракетный двигатель (РД) — реактивный двигатель, использующий для работы только 
вещества и источники энергии, имеющиеся на перемещающемся аппарате (летательном,
 наземном, подводном). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в РД в 
кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели 
(ХРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД).
 В процессах преобразования первичной энергии в кинетическую энергию реактивной 
струи участвует рабочее тело РД. В ХРД источники энергии и рабочего тела 
совмещены в химическом ракетном топливе. Для ЯРД и ЭРД характерны раздельные 
источники энергии и рабочего тела.
ХРД по агрегатному состоянию топлива разделяются на жидкостные ракетные 
двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твёрдого топлива (РДТТ), РД на гибридном, 
желеобразном (тиксотропном), псевдоожиженном и газообразном топливе. Широкое 
применение получили ЖРД и РДТТ. Тяга РДТТ достигает 12 МН, удельный импульс 
тяги — 2,5—3 км/с. Максимальная тяга ЖРД приближается к 10 МН, удельный импульс 
достигает 4,5—5 км/с. В ЯРД используется теплота, выделяющаяся в реакторе в 
результате цепной реакции деления, или энергия радиоактивного распада. Удельный 
импульс тяги ЯРД может значительно превышать удельный импульс тяги, развиваемый