试验用液氧乙醇液体火箭发动机结构

该结构面向航天推进技术地面试验场景打造，主要服务于液体火箭动力系统的原理验证、工况模拟、组件匹配测试类试验任务，可在地面试验台架环境下复现小推力液体火箭发动机的核心工作过程，为推进剂燃烧效率验证、热结构可靠性校验、推力调节逻辑测试提供实体结构支撑，避免直接采用飞行状态产品开展高风险试验带来的成本损耗与安全隐患，是航天动力研发阶段试验环节的核心承载结构。从功能特性来看，该结构完整覆盖液体火箭发动机的核心功能单元，包含推进剂喷注组件、燃烧腔体、收敛扩张喷管、壳体连接法兰等核心部分，可实现液氧与乙醇两组推进剂的均匀喷注、掺混雾化、稳定燃烧以及热能向动能的转化过程，结构内部预留了推进剂流道、冷却腔道的布置空间，可匹配试验场景下的温度、压力测点安装需求，方便试验过程中采集燃烧室内压、壁面温度、喷口出口流速等核心参数，支撑试验数据的获取与分析。在设计思路上，该结构优先匹配试验场景的使用需求，未采用飞行状态产品的极致轻量化设计逻辑，而是在保证内部流道、型面精度与真实发动机一致的前提下，适当提升了壳体结构的强度冗余，兼顾试验过程中的反复拆装、测点改装、工况调整需求；喷注器端面采用多喷孔同轴布局形式，保证液氧与乙醇推进剂能够在燃烧室头部实现均匀掺混，避免出现局部富氧或富燃导致的燃烧不稳定、局部烧蚀问题；燃烧室与喷管采用一体化收敛扩张型面设计，严格按照热力计算得到的型面参数构建内流道曲面，保证燃烧产生的高温高压燃气能够在喷管内实现充分膨胀，将燃气的热能高效转化为定向排出的动能，准确复现发动机的推力输出特性；壳体外侧设置带螺栓孔的连接法兰结构，可直接与试验台架的安装支座、推进剂供应管路实现对接，无需额外设计转接结构即可快速完成试验台装夹。从安装边界与尺寸适配来看，该结构的整体径向尺寸以法兰安装面为最大边界，法兰上的连接螺栓孔采用圆周均布形式，孔位间距与通用小推力发动机试验台架的安装接口完全匹配，轴向尺寸从头部喷注器安装端面到喷管出口端面的长度控制在试验台架的安装空间允许范围内，不会与台架上的供应管路、测量线缆、冷却管路产生干涉；结构各连接端面均设置了密封结构安装位，可适配试验场景下的高压密封需求，避免推进剂泄漏、高温燃气窜出等试验安全问题，同时各功能组件采用模块化拆分设计，可根据试验需求单独更换喷注器、燃烧室段或者喷管段，灵活调整发动机的推力区间、燃烧组织方式，适配不同试验科目的研究需求，大幅提升试验过程的结构调整效率，降低试验准备阶段的加工与装配成本。