集成燃烧室的液体火箭推力喷管结构

　　该结构面向液体推进系统的推力生成段设计，将燃料与氧化剂的燃烧容腔和排气喷管整合为连续回转构件，省去了分体式推力室中段的对接法兰与密封界面，在小推力试验平台、教学演示样机以及小型航天动力验证场景中，能够减少装配累积误差，也降低了高温燃气在连接缝隙处发生泄漏的风险。从实际工况出发，喷管段采用收敛-扩张的拉瓦尔构型，入口段承接燃烧室排出的高温高压燃气，收敛段逐步压缩通流面积，将气流加速至喉部达到声速，随后扩张段沿轴向平滑扩开，使燃气继续膨胀加速至超声速排出，把燃烧释放的热能高效转化为定向喷射的动能，从而产生稳定轴向推力。燃烧室圆柱段为推进剂雾化、混合与充分燃烧提供足够的容腔长度，内壁型线在与喷管收敛段衔接处做了大圆角顺滑过渡，

　　避免截面突变形成局部回流死区，既防止高温燃气在拐角处长期驻留引发壁面局部过热，也让燃烧产物能够均匀向喉部汇聚，保障喷管入口流场的压力与温度分布对称。建模过程中以中心轴线为全特征基准，所有回转轮廓均围绕该轴驱动，燃烧室直筒段的内径与长度匹配预设的推进剂驻留时间需求，喷管喉部直径直接决定设计工况下的质量流率上限，扩张段出口直径则依据工作高度对应的环境背压选取膨胀比，外壁在燃烧室与收敛段交接的承力位置做了增厚补强，承受点火瞬间的压力冲击与长期工作的热应力循环。安装边界方面，燃烧室上游端面预留与喷注器对接的配合止口，止口外径与喷注器安装座的内孔形成小间隙定位，端面保留足够的压紧宽度以适配密封垫片或金属密封环，

　　周侧可根据外围管路布局增设安装耳座用于固定点火导线、推进剂输送支管以及测压测温传感器；喷管出口端保持敞口直通，外壁不设置突出结构，避免干扰排气射流，整体轴向总长与最大外径可适配试验台架的推力架安装空间，同轴度公差沿全轴控制，防止推力矢量偏斜带来附加侧向载荷。结构表面连续顺滑无突兀凸台，既减少了建模后期曲面缝合的出错概率，也为后续热防护层涂覆、再生冷却流道开槽或者外壁缠绕补强工艺提供了规整的基准面，设计人员可在此基础上按实际推进剂组合调整燃烧室容积、喉部面积与扩张比参数，快速衍生适配不同推力等级的推力室方案。