Один із перспективних напрямків розвитку ракетно-космічного двигунобудування – розробка детонаційних двигунів. Теоретичні розрахунки показують, що вони мають більшу ефективність порівняно з традиційними рідинними ракетними двигунами. Додатковою перевагою детонаційних двигунів є можливість використання простіших конструктивних схемних рішень при проектуванні. На ряду з цим конструкція камери детонаційного двигуна під час роботи піддається значно вищому тепловому навантаженню.Для забезпечення надійної роботи ракетного двигуна на етапі проектування необхідно вирішити низку складних технічних завдань. Однією з пріоритетних задач є розробка системи надійного охолодження камери двигуна.У першому розділі проведено аналіз публікацій за проблематикою дисертації та визначено внесок досліджень інших авторів у розвиток цієї теми. Процес горіння у камері двигуна являється основним механізмом, що визначає її роботоздатність. Розрізняють два основні типи процесу горіння: дефлаграційне (дозвукове) та детонаційне (надзвукове). У більшості сучасних ракетних та авіаційних двигунів, які працюють за циклом Брайтона, згоряння палива відбувається саме у дефлаграційному режимі. Детонаційний двигун – тип двигуна, в якому горіння паливної суміші відбувається у детонаційному режимі.Перед початком розробки системи охолодження необхідно визначити та оцінити рівень теплового навантаження на камеру детонаційного двигуна. У фаховій літературі існує не так багато робіт присвячених дослідженню цієї теми. Тому кожне нове дослідження вносить свій вагомий вклад у розвиток цього питання.Проведено аналіз існуючих способів охолодження камери детонаційного двигуна, серед яких: внутрішнє та зовнішнє повітряне охолодження, внутрішнє завісне охолодження та зовнішнє проточне охолодження. Результати аналізу показали, що для детонаційних двигунів необхідно розробляти та застосовувати нові перспективні способи охолодження. Пошук ефективної системи охолодження камери ракетного детонаційного двигуна – це складна задача, яка потребує комплексного підходу з урахуванням багатьох факторів, які впливають на роботоздатність камери.Другий розділ присвячений дослідженню процесів, що протікають у камері імпульсного детонаційного двигуна. Експериментальне дослідження детонації – це складний процес, який потребує складного високоточного обладнання для отримання достовірних результатів. Тому найкращім способом дослідження детонаційних двигунів є метод математичного моделювання з використанням сучасних пакетів прикладних проблемно-орієнтованих програм. Це спрощує процес дослідження та розробки детонаційних двигунів. Використання інструментів математичного моделювання може допомогти виявити та усунути ряд недоліків перед проведенням фізичного експерименту.Для проведення обчислювального експерименту обраний програмний комплекс Ansys Fluent. Розглядалось застосування k-ε та k-ω моделей турбулентності з їх модифікаціями і finite-rate та eddy-dissipation concept моделей горіння. Використання k-ω моделі турбулентності з SST модифікацією та методу eddy-dissipation concept для процесу горіння дозволяють отримати найближчий до відомих експериментальних даних результат. Інші комбінації моделей не дозволяють отримати результати, що відповідають фізичній картині детонації. Використання запропонованого поєднання розрахункових моделей дозволяє проводити обчислювальні експерименти для подальшого дослідження характеристик процесів, що протікають у камері імпульсного детонаційного двигуна.У ході чисельного дослідження виявлено особливості детонаційної течії, які впливають на процеси теплообміну у камері імпульсного детонаційного двигуна. За фронтом детонації утворюються поперечні хвилі, які сприяють значній турбулізації пристінкового шару. Турбулізація призводить до інтенсифікації теплообміну між продуктами детонації та стінками каналу.Аналізуючи результати моделювання визначено, що процес спорожнення камери починається у той час, коли зворотна хвиля розрідження прямує до тягової стінки. У цей момент починається поступове збільшення швидкості газового потоку у зоні сталих параметрів. Після відбиття хвилі розрідження від тягової стінки відбувається прискорення продукті детонації до рівня місцевої швидкості звуку.У третьому розділі проведено чисельний повний факторний експеримент для дослідження впливу конструктивних параметрів та режимних факторів на роботу камери детонаційного двигуна. Режимним параметром впливу виступав початковий тиск у детонаційній камері. Розглядались такі конструктивні фактори, як відносна довжина камери, відношення площі поперечного перерізу камери до мінімальної площі поперечного перерізу сопла та геометрична ступінь розширення сопла. За р^UDevelopment of detonation engines is one of the promising areas of development of rocket and space propulsion. Theoretical calculations show that they have greater efficiency compared to traditional liquid rocket engines. An additional advantage of detonation engines is the possibility of using simpler constructive schematic solutions in the design. Along with this, the design of the chamber of the detonation engine during operation is exposed to a much higher thermal load.To ensure the reliable operation of the rocket engine at the design stage, it is necessary to solve a number of complex technical tasks. One of the priority tasks is the development of a reliable engine chamber cooling system.In the first chapter, an analysis of publications on the issues of the dissertation was carried out and the contribution of research by other authors to the development of this topic was determined. The combustion process in the engine chamber is the main mechanism that determines its efficiency. There are two main types of combustion process: deflagration (subsonic) and detonation (supersonic). In most modern rocket and aircraft engines, which operate according to the Brayton cycle, fuel combustion occurs precisely in the deflagration mode. A detonation engine is a type of engine in which the combustion of the fuel mixture takes place in the detonation mode.Before starting the development of the cooling system, it is necessary to determine and evaluate the level of thermal load on the detonation engine chamber. In the professional literature, there are not so many works dedicated to the study of this topic. Therefore, each new study makes a significant contribution to the development of this issue.The existing methods of cooling the detonation engine chamber were analyzed, including: internal and external air cooling, internal curtain cooling and external flow cooling. The results of the analysis showed that it is necessary to develop and apply new promising methods of cooling for detonation engines. Finding an effective cooling system for the chamber of a rocket detonation engine is a complex task that requires an integrated approach, taking into account many factors that affect the performance of the chamber.The second chapter is devoted to the study of processes taking place in the chamber of a pulse detonation engine. Experimental detonation research is a complex process that requires sophisticated, high-precision equipment to obtain reliable results. Therefore, the best way to study detonation engines is the method of mathematical modeling using modern packages of applied problem-oriented programs. This simplifies the process of research and development of detonation engines. The use of mathematical modeling tools can help identify and eliminate a number of shortcomings before conducting a physical experiment.The Ansys Fluent software package was chosen for the computational experiment. The use of k-ε and k-ω turbulence models with their modifications and finite-rate and eddy-dissipation concepts of combustion models were considered. The use of the k-ω turbulence model with SST modification and the eddy-dissipation concept method for the combustion process allow obtaining the closest result to the known experimental data. Other combinations of models do not allow obtaining results corresponding to the physical picture of detonation. The use of the proposed combination of computational models allows conducting computational experiments for further investigation of the characteristics of the processes taking place in the chamber of the impulse detonation engine.During the numerical study, the features of the detonation flow were revealed, which affect the heat exchange processes in the chamber of the pulse detonation engine. Transverse waves are formed behind the detonation front, which contribute to significant turbulence of the wall layer. Turbulization leads to intensification of heat exchange between detonation products and channel walls.Analyzing the simulation results, it was determined that the process of emptying the chamber begins at the time when the return rarefaction wave goes to the traction wall. At this moment, a gradual increase in the gas flow rate begins in the zone of constant parameters. After the rarefaction wave is reflected from the traction wall, the detonation product is accelerated to the level of the local speed of sound.In the third chapter, a numerical full factorial experiment was conducted to study the influence of design parameters and mode factors on the operation of the detonation engine chamber. The initial pressure in the detonation chamber was the mode parameter of influence. Such design fact