В Принстонском университете (США) разработана теоретическая модель для расчета характеристик горения заряда РДТТ а также проведен анализ газодинамических процессов в камере двигателя при запуске. Основное назначение модели снизить до минимума необходимое количество дорогостоящих огневых стендовых испытаний РДТТ и объем доработки конструкции РДТТ на основе результатов этих испытаний.
Многие современные высокоэффективные РДТТ, используемые в США для боевых ракет и космических ракет носителей, характеризуются высоким коэффициентом объемного заполнения корпуса топливом (0,900,93), относительно низким отношением площади поперечного сечения канала заряда и площади критического сечения сопла РДТТ (до 1,2М ,4), значительным удлинением заряда. В каналах зарядов подобных РДТТ при запуске образуется высокоскоростной поток продуктов сгорания (число М достигает 0,5 и более), возникают значительные продольные градиенты давления и температуры. Эти явления способствуют появлению пиков давления, что может привести к разрушению РДТТ при запуске или потребует утяжеления конструкции. Опыт ряда форм США показывает, что переходные
