概念型双组元液体火箭推力装置结构设计

这款概念型液体火箭推力装置，主要面向航天推进系统的概念验证、航天科普教学展示以及新型动力方案的前期构型推演场景，可作为航天动力研发阶段的构型参考载体，也可用于航天主题展陈、教学演示教具的结构原型，帮助研发人员与学习者直观理解双组元液体火箭动力的核心布局逻辑。该装置的核心用途是通过双组元推进剂的雾化、混合、燃烧，将化学能高效转化为喷射动能，为航天运载器、轨道航天器提供所需的推力输出，可适配亚轨道试验飞行器、小型航天器姿轨控动力单元的概念方案验证。在功能特性上，该设计采用气体发生器循环或封闭循环的构型思路，选用液氧与RP1作为典型双组元推进剂组合，整体结构省去了传统烟火式点火组件的冗余设计，将核心功能聚焦在推进剂输送、喷注燃烧、推力导出的核心流路上，上部的多组管路分别对应氧化剂、燃料的输送路径，不同色彩的管路可清晰区分不同介质的流向，便于方案评审阶段快速识别流路设计逻辑；中部的喷注器集成区域预留了推进剂混合腔的安装空间，可适配不同喷注形式的头腔构型替换；下部的拉瓦尔喷管采用分段阶梯式的型面设计，既保证了燃烧产物从亚音速到超音速的膨胀加速效率，也通过阶梯式的结构强化了喷管自身的结构刚度，降低高温高压工况下的结构形变风险。设计思路上，该概念方案优先保障核心流路的布局合理性，将所有非核心的电子测控组件、线路连接做了简化处理，重点突出动力系统的核心气液通路与推力传递路径，上部采用三角框架式的安装基座，三个支脚的安装面预留了标准连接点位，可直接与试验台架、飞行器舱段的安装面对接，安装边界清晰，上部框架的外接圆直径可适配小型试验箭体的舱段内径，喷管出口直径与上部安装面的直径比例符合液体火箭发动机的常规推重比设计区间，整体高度方向的尺寸可根据推力等级需求做等比例缩放，不会破坏原有流路的布局逻辑。喷管部分的阶梯型面同时兼顾了冷却通道的布设空间，后续深化设计时可在阶梯夹层内布设再生冷却流道，适配长时间工作的热防护需求，上部的管路布局采用对称式排布，可降低推进剂输送过程中的流阻偏差，保证不同组元推进剂的喷注压头一致性，避免出现偏流、燃烧不稳定的问题。