航空航天用管壁推力室结构设计

这款管壁推力室主要应用于小型液体火箭动力系统段，承担推进剂燃烧能量转换、推力定向输出的核心功能，在探空火箭、小型运载火箭上面级、航天试验平台动力单元中均有适配场景。从结构设计逻辑来看，整体采用上下两段式回转体构型，上部为等直径圆柱段，主要作用是衔接上游喷注器组件，为燃烧反应提供初始稳流腔室空间，圆柱段的内壁做了等壁厚处理，可保证燃烧室内高温高压燃气作用下的周向应力均匀分布，避免局部应力集中导致的结构失效。下部为渐扩型拉瓦尔喷管段，型面按照特征线法做了连续光滑过渡设计，能够将燃烧产生的亚音速燃气在喉部加速至超音速喷出，将燃气的热能、压力能高效转化为轴向动能，从而产生稳定的轴向推力。设计过程中重点考虑了安装边界的适配性，圆柱段上端面预留了标准法兰对接止口，可与喷注器壳体直接通过螺栓连接，止口的配合公差选用H7/h6级间隙配合，既能够保证装配过程的顺畅性，也可以满足高温工作状态下的密封面贴合要求；喷管下端出口为平直端面，无额外外伸结构，可避免与火箭舱段内的其他管路、伺服机构产生安装干涉。管壁采用整体铣削成型的再生冷却通道结构，细密的轴向通道沿整个回转壁面均匀分布，工作时推进剂会先在冷却通道内流动，带走壁面的大部分热量，既能够避免壁面材料在高温燃气冲刷下出现烧蚀，也可以对推进剂进行预热，提升燃烧效率。从功能特性来看，该推力室的收缩段与扩张段的面积比经过多轮流场仿真迭代，能够在设计工况下实现较高的推力系数，出口燃气流场均匀度控制在合理区间，减少推力偏斜对火箭姿态控制的干扰。整体结构无多余的外置凸台与冗余结构，在保证结构强度、冷却效率的前提下尽可能压缩了结构重量，符合航天动力产品轻量化的设计要求，圆柱段与扩张段的衔接位置做了圆弧过渡处理，可降低该位置的热应力集中，提升多次点火工作的结构可靠性。在实际装配场景中，该推力室可直接适配常规的挤压式供应系统，不需要额外做结构改制，壁面的冷却通道进出口位置预留了标准管接头接口，可直接与推进剂供应管路对接，降低系统集成的设计工作量。