Синтез схемы смесеобразования ракетного двигателя малой тяги на высокоэнергетических газообразных компонентах на базе реперных решений

Проектирование управляющих двигателей малой тяги в большинстве случаев основывается на экспериментальных данных, для получения которых тратится основная часть времени и капиталовложений. Сокращение числа экспериментов при сохранении эффективности проектирования подобных устройств возможно при использовании определенного математического аппарата. В статье приведен алгоритм формирования облика камеры ракетного двигателя малой тяги за счет определения расчетной точки факторного пространства отвечающей наилучшей эффективности преобразования химической энергии топлива в полезную работу при определенных ограничениях по энергомассовым характеристикам, ресурсу и надежности. Для установления связи между координатами факторного пространства и целевыми функциями проектирования с достаточной для поиска оптимальных решений точностью вместо оптимальных решений используются реперы. Определение геометрических параметров камеры сгорания проектируемого ракетного двигателя малой тяги выполняется в несколько этапов так, чтобы его экономичность и тепловое состояние соответствовало заданному уровню в рамках базовой схемы. Такая схема обеспечивает высокое качество рабочего процесса, где потери расходного комплекса составляют лишь 8...9%, удовлетворительное тепловое состояние конструкции при длительности включений, характерных для ракетного двигателя малой тяги и высокий уровень надежности запуска.