航空航天用收敛扩张式火箭喷管结构

　　该喷管结构作为火箭动力系统的核心推力转换部件，主要应用于航天运载器、轨道飞行器及小型试验火箭的推力室末端，承担将燃烧室内高温高压燃气的热能转化为定向喷射动能的核心作用，直接决定动力系统的推力输出效率与工作稳定性。从结构设计逻辑来看，整体采用收敛-扩张型流道构型，入口段设置带环形凸台的圆柱连接段，用于与推力室燃烧室出口实现同轴定位装配，凸台结构可承担轴向定位与周向防转功能，装配时可通过焊接或法兰压紧的方式实现密封连接，避免高温高压燃气从结合面泄漏。收敛段采用平滑过渡的锥面构型，可引导燃气从燃烧室的低速高压状态逐步加速，流道内壁面做连续顺滑处理，避免出现直角台阶或局部突变，防止燃气在流道内产生涡流激波，降低能量损耗。

　　扩张段按照预设膨胀比设计锥角参数，可保证燃气在喉部达到音速后，在扩张段内持续膨胀加速至超音速喷出，通过动量交换产生反作用推力。从安装边界来看，入口圆柱段的外径与燃烧室出口的安装内径采用基孔制间隙配合设计，配合公差控制在合理范围内，既保证装配时的同轴度要求，又避免高温工作状态下热膨胀导致的卡滞问题。整体结构的轴向长度与最大外径比例经过优化，在保证膨胀比满足设计推力要求的前提下，尽可能压缩结构长度，降低整体结构重量，符合航空航天产品轻量化设计的核心要求。喷管外壁设置的两道环形加强筋，可提升薄壁结构在高温高压工况下的结构刚度，避免工作过程中受燃气压力作用出现径向变形，保证流道型面的尺寸精度。在实际工程应用中，

　　该结构可适配不同推力等级的液体或固体火箭动力系统，设计时可根据燃烧室工作压力、燃气组分参数调整收敛段半角、喉部直径、扩张段半角及出口直径等核心参数，匹配不同飞行高度下的环境压力特性，降低过膨胀或欠膨胀带来的推力损失。建模过程中对所有过渡圆角、壁厚均匀性做了参数化处理，可根据不同的冷却方案调整壁厚参数，适配再生冷却、辐射冷却等不同的热防护设计需求，为后续的热结构耦合仿真、流体动力学仿真提供准确的几何基础，也可直接用于原理样机的加工试制与试验验证。