小型液体火箭发动机原型结构设计

该原型结构面向小型液体火箭推进系统的原理验证场景设计，可适配探空火箭、小型试验飞行器的动力段搭载需求，核心承担推进剂化学能到喷射动能的能量转换功能，为飞行器提供轴向推力输出。从结构布局来看，整体采用同轴式构型，前端为收敛-扩张型喷管段，中段为燃烧室主体，上端集成安装法兰与管路接口，所有连接部位均设计有带安装孔的凸耳结构，可直接与飞行器舱段的承力框架通过螺栓紧固，安装边界贴合小型飞行器舱段的圆柱型内部轮廓，无需额外设计转接支架即可完成装配。

设计阶段优先考虑了原型验证阶段的拆装便利性，燃烧室壳体与喷管段采用法兰对接结构，对接面预留密封槽位，可适配石墨密封垫或金属密封环，满足热试车阶段的高温高压密封要求。上端的安装凸耳沿周向均匀分布，每个凸耳的安装孔位同轴度公差控制在0.05mm以内，可保证发动机安装后推力轴线与飞行器轴线重合，避免推力偏心带来的姿态控制干扰。喷管段的收敛段采用圆弧过渡型面，扩张段按照最优膨胀比设计型面曲线，可在设计工况下保证燃气充分膨胀，将燃烧室内的高温高压燃气加速至超音速排出，获得更高的推力效率。

燃烧室主体外壁设计有多个凸台结构，分别用于安装压力传感器、温度传感器以及点火装置接口，可在热试车过程中实时采集燃烧室内的工作参数，为后续迭代设计提供数据支撑。侧壁预留的突出接口为推进剂入口，采用标准的管螺纹接口形式，可直接与供应系统的管路连接，接口位置经过重心配平计算，避免管路连接后带来额外的偏心力矩。整体结构的壁厚经过热防护校核，燃烧室段壁厚满足高温燃气冲刷下的结构强度要求，同时预留了冷却通道的安装空间，后续迭代版本可直接在现有壳体基础上增加再生冷却结构，无需重新设计整体外形。

从实际应用角度出发，该原型结构的尺寸控制适配100kg级推力的试验型发动机需求，整体长度与直径比例符合小型火箭的舱段布局要求，安装凸耳的孔位间距可兼容多数通用试验台架的安装接口，既可以直接安装到试验飞行器上完成飞行验证，也可以固定在地面试车台完成长程热试车考核。结构设计过程中规避了复杂的异形曲面加工需求，除喷管内型面需要五轴加工外，其余结构均可通过常规车铣工艺完成加工，降低了原型制造阶段的加工成本与周期。各连接部位的圆角过渡均按照应力集中系数最小化原则设计，可承受工作过程中的振动载荷与推力冲击，避免结构在点火瞬间的动载荷下出现断裂失效。喷管出口端面设计有定位止口，可在后续迭代中快速加装延伸喷管或推力矢量控制装置，无需改动主体结构即可拓展功能边界。