В настоящее время крылатые ракеты наряду с турбореактивными двигателями оснащают и прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД). Как правило, при использовании ракет с ПВРД камера сгорания функционирует в течение длительного времени при максимальном подогреве, в связи с чем она становится весьма теплонагруженным узлом, что требует решения сложных задач теплопрочности. Поэтому необходимо выполнять расчеты, позволяющие определить тепловое состояние элементов камеры сгорания, на основе которых могут быть приняты рациональные конструкторские решения. В данной работе представлено определение температур стенок жаровой трубы маршевой камеры сгорания ПВРД со стороны продуктов сгорания и охлаждающего воздуха. Схожесть до определенной степени конструкций жаровых труб турбореактивного и прямоточного двигателя на жидком топливе позволила адаптировать отработанные в турбореактивных двигателях методы расчета к камерам сгорания ПВРД. Определены основные участки камеры сгорания и их характерные особенности. Решена система нелинейных уравнений теплообмена с использованием эмпирических коэффициентов как для охлаждаемого, так и для неохлаждаемого участка. Построены графики распределения температур на участках жаровой трубы по всей длине камеры сгорания. Качественный анализ полученных результатов показал, что примененный метод можно применять для определения теплового состояния стенок жаровой трубы в первом приближении, без учета локальных конструктивных особенностей, а лишь оперируя условиями полета летательного аппарата и параметрами жидкого горючего.