двигатели и др. Применяются в ракетах различного назначения, в том числе и в 
мощных бустерах, служащих для вывода космических кораблей на орбиту.
Ко второй группе относятся воздушно-реактивные двигатели, в которых основным 
компонентом рабочего тела является воздух, забираемый в двигатель из окружающей 
среды. В воздушно-ракетных двигателях — турбореактивных двигателях, прямоточных 
воздушно-реактивных двигателях, пульсирующих воздушно-реактивных двигателях — 
всё тяговое усилие создаётся за счёт прямой реакции. По рабочему процессу и 
конструктивным особенностям к воздушно-ракетным двигателям примыкают некоторые 
авиационные газотурбинные двигатели непрямой реакции — турбовинтовые двигатели 
и их разновидности (турбовинтовентиляторные двигатели и турбовальные двигатели),
 у которых доля тягового усилия за счёт прямой реакции незначительна или она 
практически отсутствует. Турбореактивные двухконтурные двигатели с различным 
значением степени двухконтурности занимают в этом смысле промежуточное 
положение между турбореактивными двигателями и турбовинтовыми двигателями. 
Воздушно-ракетные двигатели применяются главным образом в авиации в составе 
силовой установки самолётов военного и гражданского назначения. Используя в 
качестве окислителя окружающий воздух, воздушно-ракетные двигатели обеспечивают 
существенно большую топливную экономичность, чем ракетные двигатели, так как на 
борту самолёта необходимо иметь только горючее. В то же время возможность 
осуществления рабочего процесса с использованием окружающего воздуха 
ограничивает область использования воздушно-ракетных двигателей атмосферой.
Основное преимущество ракетного двигателя перед воздушно-ракетным двигателем 
состоит в его способности работать при любых скоростях и высотах полёта (тяга 
ракетного двигателя не зависит от скорости полёта и возрастает с высотой). 
В некоторых случаях применяются комбинированные двигатели, сочетающие в себе 
признаки ракетных и воздушно-ракетных двигателей. В комбинированных двигателях 
для улучшения экономичности воздух используется на начальном этапе разгона с 
переходом на ракетный режим на больших высотах полёта.
С. М. Шляхтенко
реактивный привод несущего винта — вид привода несущего винта вертолёта, при 
котором крутящий момент создается силой реакции газов, вытекающих из 
установленных на концах лопастей реактивных двигателей или реактивных сопел. 
При таком приводе отсутствует тяжёлая и сложная механическая трансмиссия 
вертолета, что повышает его весовое совершенство. При Р. п. реактивный момент 
на фюзеляже незначителен, поэтому возможно уменьшение размеров рулевого винта 
(служащего в этом случае только для путевого управления) и длинны хвостовой 
балки. Для путевого управлении используются также рули направления, 
располагаемые в потоке от несущего винта (при компрессорном приводе — в струе 
от турбореактивного двигателя). Недостатки Р. п. — большой расход топлива, 
высокий уровень шума, сложность конструкции лопастей и втулки.
Различают Р. п. с реактивными двигателями на концах лопастей и с реактивным 
компрессорным приводом. В Р. п. первого типа в качестве двигателей используются 
прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные 
двигатели, жидкостные ракетные двигатели и турбореактивные двигатели. При Р. п. 
второго типа двигатель, установленный в фюзеляже служит для привода компрессора 
(как генератора сжатого воздуха) или его турбокомпрессор используется как 
генератор сжатого газа. Воздух (газ) подаётся через втулку и лопасти винта к 
реактивным соплам на концах лопастей. Повысить мощность компрессорного привода 
можно путем сжигания дополнительного топлива в камерах сгорания, расположенных 
на концах лопастей. Способ с подачей воздуха от компрессора называется 
«холодным циклом», а с подачей в лопасти выпускных газов газотурбинного 
двигателя — «горячим циклом». «Тёплым циклом» называется подача газов от 
газотурбинных двигателей смешанных с воздухом от компрессора.
Вертолёт Сюд авиасьон SO 12 «Джин» (1953, Франция) с компрессорным приводом 
строился серийно. Фирма «Хиллер» (США) построила малую серию вертолетов 
«Хорнет» (1953) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей.
 В 40х гг. в СССР проводились экспериментальные разработки вертолётов с 
прямоточным воздушно-реактивным двигателем и пульсирующим воздушно-реактивным 
двигателем на концах лопастей. В 1959 в ОКБ М. Л. Миля был создан 
экспериментальный вертолет с турбореактивным двигателем на концах лопастей.
Вертолёты с Р. п. не строятся из-за низкой топливной экономичности.
Лит.: Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. И., Газотурбинные двигатели 
для вертолетов, М., 1969.
В. Р. Михеев
реактивный самолёт — самолёт, оснащённый реактивным двигателем (турбореактивным 
двигателем, прямоточным воздушно-реактивным двигателем, пульсирующим 
воздушно-реактивным двигателем, жидкостным реактивным двигателем и т. п.). 
Первый в СССР полёт на ракетопланёре РП-318-1 конструкции С. П. Королёва 
осуществил в феврале 1940 В. П. Фёдоров. 15 мая 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи 
совершил первый полёт на Р. с. БИ-1 с жидкостным реактивным двигателем. За 
рубежом первый полёт Р. с. состоялся в июне 1939 в Германии (Хейнкель Не. 176 с 
жидкостным реактивным двигателем). Р. с. с воздушно-реактивным двигателем 
составляют основу парка военной и гражданской авиации.
реального газа эффекты — изменения при высоких температурах физико-химических 
свойств газа по сравнению со свойствами совершенного газа. При повышении 
температуры Т (в воздухе при T  >  1000 К) в многоатомных газах возбуждаются 
колебательные степени свободы, при более высоких температурах (для воздуха при 
T  >  2000 К) молекулы распадаются на атомы (диссоциация) и происходят 
химические реакции между компонентами, а при ещё больших температурах (в 
воздухе при T  >  6000 К) образуются ионы и электроны (ионизация), возникает