ХРД. ЯРД находятся в стадии изучения и создания экспериментальных образцов.
Для ЭРД характерен весьма высокий удельный импульс тяги, в десятки и сотни раз 
превышающий удельный импульс тяги ХРД. Созданы экспериментальные образцы ЭРД: 
электротермические, электро-магнитные, электростатический (ионный).
Ю. В. Ильин
ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), пороховой двигатель, — ракетный 
двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе. РДТТ широко применяются в 
качестве стартовых и маршевых двигателей ракет различных классов и реактивных 
снарядов. В авиационной и космической технике используются как ускорители 
взлёта самолётов, для отделения и увода отработавших ступеней космических ракет,
 обеспечения мягкой посадки при десантировании грузов, в системах аварийного 
спасения экипажей летательных аппаратов и др.
Общими элементами любого РДТТ являются (рис. 1): корпус 1 (камера сгорания), 
заряд твёрдого ракетного топлива 2, сопловый блок 3, воспламенитель 4, 
электрозапал 5 и тепловая защита. Заряд топлива либо свободно вложен в камеру 
сгорания в виде одной или нескольких шашек, либо скреплён с её стенками путём 
заливки в камеру топлива в полужидком состоянии с последующим его отверждением. 
Изменение поверхности горения по времени работы РДТТ определяет характер 
изменения тяги двигателя (тяга постоянная, увеличивается, уменьшается, 
изменяется ступенчато). Применяются канально-щелевые, звездообразные, торцевые 
и другие заряды (рис. 2). Участки поверхности, которые необходимо исключить из 
процесса горения, бронируются покрытиями из резинотканевых материалов. Для 
изготовления корпусов РДТТ применяются высокопрочные стали, алюминиевые и 
титановые сплавы, а также композиционные материалы. Воспламенительное 
устройство располагается, как правило, на переднем днище корпуса и служит для 
создания начал давления и зажигания заряда топлива. Сопловой блок преобразует 
тепловую энергию продуктов сгорания топлива в кинетическую энергию газовой 
струи. Вкладыш соплового блока, образующий горловину сопла, как самый 
теплонапряжённый элемент РДТТ, изготовляется из тугоплавких материалов (графит, 
вольфрам, молибден) или эрозионностойких прессматериалов. Для тепловой защиты 
внутренних стенок корпуса РДТТ и раструба сопла применяются стекло-, угле- и 
органопластики, прессматериалы на основе асбеста и фенольных смол.
Основные требования, предъявляемые к тепловой защите, — низкая теплопроводность 
и малая скорость деструкции при воздействии высокотемпературного потока газа.
РДТТ может иметь дополнительные устройства, служащие для управления вектором 
тяги. Изменение тяги осуществляется регулированием критического сечения сопла 
или вскрытием сопел противотяги; прекращение горения заряда топлива (например, 
для обеспечения заданной скорости в конце активного участка траектории) 
достигается резким сбросом давления в камере сгорания путём открытия спец. окон 
либо впрыском охлаждающей жидкости. Направление вектора тяги изменяется с 
помощью газовых рулей, помещаемых в вытекающую струю газа, поворотных сопел, 
несимметричным вспрыском жидкости или вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла 
и др. Несмотря на сравнительно малый удельный импульс тяги (2,5—3 км/с), РДТТ 
имеют существ, преимущества: возможность получения большой тяги (до 12 МН и 
более); высокая степень готовности к пуску, возможность длит, хранения; 
простота и компактность конструкции; высокая надёжность и простота эксплуатации.

Лит.: Фахрутдинов И. X., Ракетные двигатели твердого топлива, М., 1981.
Рис. 1. Конструктивная схема РДДТ: 1 — корпус; 2 — заряд твёрдого топлива; 3 — 
сопло; 4 — воспламенитель; 5 — запал.
Рис. 2. Различные формы зарядов РДТТ: а — канально-щелевой; б — звездообразный; 
в — торцевой; 1 — бронирующее покрытие; 2 — канал; 3 — щель.
ракетный самолет — реактивный самолёт, на котором в качестве основного 
двигателя используется ракетный двигатель. Первые Р. с. с жидкостным ракетным 
двигателем были созданы в Германии (Хейнкель He. 176 в 1939 и Мессершмитт 
Me 163 в 1941) и в СССР (БИ-1, 1942). Необходимость иметь на борту летательного 
аппарата и горючее и окислитель существенно ограничивает располагаемую 
продолжительность полёта Р. с., поэтому их предполагалось использовать главным 
образом в качестве истребителей-перехватчиков (после взлёта и скоротечного 
воздушного боя такой самолёт должен был из-за нехватки топлива совершать 
планирующий полёт и посадку с неработающим двигателем). Во второй половине 40х 
и в 50—60х гг. в США для исследования проблем достижения больших скоростей 
полёта был построен ряд экспериментальных Р. с. с воздушным стартом с 
самолёта-носителя (чтобы не расходовать ракетное топливо также и на взлёт и 
начальный набор высоты). Большая тяга ЖРД при небольших его габаритах, 
аэродинамические и конструктивные особенности этих самолётов (применение тонких 
прямых или стреловидных крыльев умеренного и малого удлинения и материалов, 
способных противостоять аэродинамическому нагреванию) позволили, впервые 
преодолеть звуковой барьер (Р. с. Белл Х-1, 14 окт. 1947), а затем впервые 
достигнуть скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука (Белл Х-1 А, Х-2 
и др.). Дальнейшее развитие практической реактивной авиации шло по линии 
совершенствования более экономичных воздушно-ракетных двигателей. См. также 
Ракетоплан.
ракетоплан — летательный аппарат, траектория которого включает разгон и набор 
высоты с помощью ракетного двигателя и последующее планирование (отсюда 
название) с выключенным двигателями за счёт аэродинамической подъёмной силы 
крыла или несущего корпуса. Ввиду большого расхода топлива ракетным двигателем 
фаза активного участка полёта с работающим двигателем сравнительно 
непродолжительна (несколько минут), но достигаемые при этом скорость и высота 
могут быть, в зависимости от типа разгонного двигателя, весьма большими, вплоть