小型液氧乙醇液体火箭发动机结构

该款液体火箭发动机主要面向小型航天推进场景设计，可适配小型运载火箭上面级、亚轨道探空火箭、可重复使用试验飞行器的动力需求，也可作为航天推进技术验证试验的核心载体，为低成本航天发射、临近空间探测、太空在轨服务等场景提供可靠推力输出，能够在真空及临近空间稀薄大气环境下稳定工作，满足短时间大推力输出的任务要求。

从实际用途来看，这款发动机以液氧和稀释乙醇作为推进剂组合，海平面推力可达6000牛顿量级，能够为起飞重量数吨级的小型飞行器提供充足的初始推重比，支持飞行器快速穿越稠密大气段，其短时间工作的特性适配探空火箭30至80秒的主动段飞行需求，也可作为可重复使用飞行器的着陆反推动力，在返回段提供减速缓冲推力。

产品功能特性上，该发动机采用挤压式供应路径设计，结构相对简单可靠，无需复杂的涡轮泵组即可完成推进剂输送，大幅降低了整机结构复杂度与制造成本；推力室采用再生冷却与膜冷却结合的热防护思路，能够承受推进剂燃烧产生的超高温燃气冲刷，避免燃烧室壁面在工作过程中出现过热烧蚀；喷管采用钟型收敛扩张构型，能够最大化将燃烧产生的热能转化为排气动能，提升发动机的比冲效率；整机设置了多向安装支架，可适配不同飞行器的舱段安装接口，降低飞行器总体结构的适配设计难度。

设计思路层面，该结构充分考虑了增材制造工艺的适配性，整体结构可通过选择性激光烧结工艺一次成型，减少了传统工艺所需的大量焊接、拼接工序，能够大幅缩短生产周期、降低制造成本，同时减少拼接焊缝带来的结构强度风险与泄漏隐患；设计过程中预留了喷注器的迭代优化空间，初始占位结构可在后续迭代中替换为高效离心喷注器，进一步提升推进剂雾化混合效率，优化燃烧稳定性；点火系统预留了多火点安装位，可配置3至4个径向火焰点火点，提升点火过程的可靠性，避免单次点火失效导致的任务失败。

外形尺寸与安装边界方面，该发动机整体为回转体构型，主体最大外径适配小型火箭常见的舱段内径，轴向长度满足紧凑舱段的布局要求，侧向安装支架的孔位按照通用航天安装接口标准设计，安装过程中无需额外设计复杂转接结构；推进剂接口设置在发动机侧向，与供应管路的连接路径简洁，能够减少管路弯折带来的流阻损失，整机安装后预留了充足的热防护层包覆空间，避免工作过程中高温辐射影响周边舱段设备。