Современное развитие ракетно-космической техники, а также увеличение массы и номенклатуры выводимой полезной нагрузки делают актуальным использование в жидкостных ракетных двигателях малой тяги широкого спектра как известных, так и перспективных топливных пар. В частности, расширение сырьевой базы отечественного ракетостроения предполагает применение криогенного метана в качестве горючего компонента космических и воздушно-космических двигательных систем. Кроме того, наблюдается ужесточение требований к экологической безопасности эксплуатации космических объектов, что также делает использование метана оправданным. Причем в любом случае необходимо обеспечивать удовлетворительное тепловое состояние исследуемой камеры ракетного двигателя малой тяги при охлаждении собственными компонентами, что принципиально важно для ракетных двигателей, автономных от окружающей среды. Определенные успехи, достигнутые при решении данной проблемы, могут служить предпосылкой для поиска путей совершенствования системы охлаждения камеры сгорания. Представлены результаты расчетных исследований различных модификаций камеры сгорания ракетного двигателя малой тяги, работающего на газообразных компонентах топлива метан + кислород. Эти камеры существенно отличаются от ранее рассмотренных тем, как организованы осевые перетечки теплоты по их стенке. С помощью методики расчета камеры сгорания ракетного двигателя с наружным регенеративным охлаждением окислителем, доработанной с учетом перетечек, были определены соотношения конструктивных параметров, обеспечивающие удовлетворительное тепловое состояние конструкции во всем диапазоне изменения ее параметров.

EDN GIDAPV