液氧煤油火箭发动机推力室结构设计

该液氧煤油火箭发动机推力室结构，主要面向小型探空火箭、业余航天试验、高校航天动力教学演示等场景使用，可作为小型液体火箭的核心动力单元，为箭体提供升空所需的轴向推力，满足200kgf级推力输出的使用需求，适配箭体直径匹配的小型运载平台，能够在地面试车、低空亚轨道飞行试验场景下稳定完成动力输出任务。从功能特性来看，该结构采用液氧煤油作为双组元推进剂，通过喷注器将两种推进剂按合理配比雾化喷入燃烧室，在燃烧室内完成充分混合燃烧，将化学能转化为高温高压燃气的热能，再通过收敛扩张型喷管将燃气热能转化为动能，高速喷出产生反作用推力。整体结构集成了喷注器安装接口、燃烧室身部、冷却通道、喷管段以及侧部的推进剂接管嘴，可实现推进剂的稳定供给与燃烧过程的可靠组织，身部设置的密封连接结构可保证高温高压工况下的结构密封性，避免燃气泄漏引发的工作异常。从设计思路来看，该结构优先保证推力输出的稳定性与结构可靠性，燃烧室采用等截面圆柱段设计，为推进剂燃烧预留足够的驻留时间，保证推进剂充分燃烧减少能量损失；喷管段按照最优膨胀比设计收敛扩张型面，保证燃气在喷管内充分膨胀，将燃气压力能最大限度转化为喷射动能，提升发动机的比冲性能；身部外侧设置的环形结构适配再生冷却方案，可利用推进剂在进入燃烧室前流经身部夹层带走壁面热量，既避免燃烧室壁面在高温燃气冲刷下过热失效，又能对推进剂进行预热提升燃烧效率。侧部设置的接管嘴采用标准螺纹连接接口，可与推进剂供应管路快速对接，接口位置避开喷管出口的高温燃气影响区域，保证管路连接的可靠性。从外形尺寸与安装边界来看，整体结构为回转体构型，最大外径位于燃烧室身部位置，轴向总长度适配小型箭体的舱段安装空间，前端法兰结构设置有均布的连接螺栓孔，可与喷注器、头部供应模块通过螺栓紧固连接，安装时需保证回转轴线与箭体轴线重合，避免推力偏心影响箭体飞行姿态；喷管出口端为平直端面，与箭体尾部舱段的安装间隙需满足热防护要求，避免高温燃气回流灼烧箭体内部设备；侧部接管嘴的外伸长度控制在合理范围，不会超出箭体外壳的安装边界，可在不额外增加箭体直径的前提下完成管路布置。整体结构的壁厚设计兼顾了承压能力与轻量化要求，在满足燃烧室内压强度要求的前提下尽可能降低结构重量，提升发动机的推重比表现，适配小型火箭对动力系统重量的严苛要求。