Применение двигателей с многократным запуском приводит к значительному росту запаса горючего на борту ракеты-носителя для охлаждения диска турбины в паузах между включениями двигателя. В связи с этим приобретает актуальность исследование возможности обеспечения допустимого теплового режима турбонасосного агрегата меньшим суммарным расходом горючего. Дана оценка теплового состояния ТНА при применении циклических режимов охлаждения диска и статора турбины в паузе между включениями двигателя по сравнению с непрерывным, а также определен наиболее оптимальный режим охлаждения с точки зрения надежности повторного запуска двигателя в условиях нагретой конструкции.

  Якщо, ви не знайшли інформацію про автора(ів) публікації, маєте бажання виправити або відобразити більш докладну інформацію про науковців України запрошуємо заповнити "Анкету науковця"