液体火箭发动机推力室结构三维设计

　　本次呈现的液体火箭发动机推力室结构，核心服务于航天运载器主动力段、轨道姿控动力段的推力输出场景，是航天推进系统中将化学能转化为喷射动能的核心做功部件。从实际工程用途来看，该结构承担推进剂雾化掺混、燃烧组织、燃气膨胀加速全流程功能，通过将液态推进剂在燃烧室内充分反应生成高温高压燃气，再经收敛扩张喷管将燃气压力能转化为定向喷射动能，为飞行器提供轴向推力，同时部分管路分支可引出少量燃气驱动涡轮泵组件，实现推进剂供应系统的自驱动循环。

　　从功能特性维度拆解，该结构采用再生冷却与膜冷却结合的热防护设计思路，外侧排布的多组金属管路为冷却剂流道，推进剂在进入燃烧室前先流经喷管与燃烧室壁面的夹层流道，一方面带走燃气传递给壁面的大量热量，避免结构材料在3000K以上的燃气冲刷下发生强度失效，另一方面对推进剂进行预热，提升喷入燃烧室后的雾化蒸发效率，降低点火延迟与燃烧不稳定性风险。顶部的多组接口分别对应燃料、氧化剂的主供应通路、点火装置安装位、压力温度传感器取压口，其中同轴式喷注器布局在燃烧室头部，采用多组离心式喷嘴单元，可实现燃料与氧化剂的大角度雾化掺混，保证燃烧室内流场分布均匀，避免局部富燃或富氧导致的壁面烧蚀。喷管段采用钟型收敛扩张构型，收敛段实现燃气从亚音速到音速的加速过渡，喉部为热负荷最高的区域，设计中采用了高导热铜合金内衬加高强度钢外壁的复合结构，扩张段则根据高空或地面工作的环境背压匹配扩张比，保证燃气在喷管出口处达到设计马赫数，最大化推力系数。

　　设计过程中首先围绕推力指标、比冲要求、燃烧室压力参数开展热力计算，确定燃烧室特征长度、喷管喉部面积、扩张比等核心尺寸参数，再结合热防护方案完成冷却通道的流阻与换热计算，确定冷却管路的通径、排布密度、壁厚参数，保证在最高工作压力下冷却剂流速满足换热要求，同时流阻损失控制在涡轮泵供应能力范围内。结构装配层面，燃烧室与喷管段采用法兰加焊接的组合连接形式，头部喷注器与燃烧室身部采用螺栓连接加金属密封圈密封，可承受燃烧室内数十兆帕的工作压力与高频振动载荷，所有外部管路采用弯管成型工艺，管路与身部的连接采用钎焊工艺，避免焊接热变形导致的身部圆度超差。

　　外形尺寸与安装边界方面，该推力室整体为回转体构型，最大外径位于喷管出口段，整体高度从头部安装接口到喷管出口端面的尺寸匹配箭体尾部舱段的安装空间，头部的安装法兰预留了均布的螺栓连接孔，可直接与箭体承力机架对接，外部管路的接口位置统一排布在头部周向，避免与箭体其他管路、伺服机构发生运动干涉，喷管外壁预留的支架安装位可用于连接伺服作动器，实现推力矢量的摆动控制，整体质心位于推力轴线上，降低摆动控制时的不平衡力矩。结构设计中充分考虑了工艺可实现性，所有回转面均适配车削加工工艺，冷却管路的弯曲半径满足弯管设备的最小加工半径要求，焊接位置预留了足够的操作空间，便于后续的焊缝探伤与液压试验检测。