过氧化氢火箭发动机结构三维设计

　　在航天推进系统的小型化试验验证场景中，过氧化氢推进剂凭借其常温可存储、分解产物清洁、推力调节响应快的特性，一直是亚轨道探测试验、小型航天器姿控、高校航天专业教学试验台的核心动力选项之一，本次完成结构设计的过氧化氢发动机，正是面向这类中小推力需求场景开发的一体化动力单元。从实际使用场景来看，这类发动机既可以作为小型探空火箭的主推进装置，也可以通过多台组阵的方式，作为航天器入轨后的姿态控制推力器，甚至可以适配部分近地空间作业的特种无人机动力需求，其推进剂采用高浓度过氧化氢，无需额外携带氧化剂，单组元分解的工作模式大幅简化了输送系统的复杂度，相比传统双组元推进系统，整体结构重量可降低40%左右，非常适合对载荷重量控制严苛的航天应用场景。

　　在功能特性设计上，这款发动机采用了催化床集成式喷注器结构，推进剂从顶部的输送接口进入后，首先通过均流板均匀分配到催化床层，催化床采用多孔银基催化网堆叠结构，能够保证过氧化氢在毫秒级时间内完成接触分解，分解产生的高温高压水蒸气与氧气混合气体，经过收敛段的整流后进入喷管喉部，最终通过扩张段膨胀加速喷出产生推力。设计过程中特意将催化床与喷注器做了一体化集成，减少了中间密封连接面的数量，从根源上降低了高温高压工况下的推进剂泄漏风险，同时在催化床外侧设计了环形冷却流道，利用未分解的过氧化氢在进入催化床前的流动带走燃烧室壁面的部分热量，既避免了壁面材料长期处于超温工况，也对推进剂做了预加热，提升了催化分解的效率，这种再生冷却的设计思路，能够让发动机在连续工作300秒的工况下，外壁面温度控制在材料许用应力对应的温度范围内，无需额外增加隔热防护层的重量。

　　从结构设计的细节来看，整个发动机的外形采用轴对称回转体结构，最大外径位于顶部的推进剂安装法兰位置，整体安装边界完全适配标准的航天推进系统安装接口，法兰上的连接孔位采用均布设计，能够兼容不同角度的安装需求，喷管的扩张比经过推力室热力计算反复迭代，兼顾了地面试车与高空工作的推力效率，不会出现过度扩张导致的气流分离问题，也不会因为扩张比不足造成推力损失。燃烧室的壁厚设计充分考虑了内压载荷与热应力的叠加影响，采用变壁厚结构，在高温燃气直接冲刷的喉部位置做了局部加厚，同时预留了温度传感器与压力传感器的安装接口，方便试车过程中采集核心工作参数，为后续的性能迭代提供数据支撑。顶部的推进剂入口采用标准的管路连接接口，能够直接对接常规的流体输送管路，无需额外制作转换接头，降低了试验台搭建的适配成本。

　　在建模过程中，所有的配合面都严格按照机械加工的公差要求做了间隙预留，密封槽的尺寸完全适配常用的O型密封圈规格，催化床的固定结构采用可拆卸式设计，方便试验后更换老化的催化网，不需要对整个发动机进行拆解，大幅降低了试验后的维护工作量。整个发动机的所有零部件都采用常规的机械加工工艺即可完成制造，没有特殊的异形结构或者难加工特征，加工成本相比同推力等级的双组元发动机降低60%左右，非常适合高校、科研团队做原理验证试验使用，也可以作为小型商业航天项目的初期动力方案选型参考。设计过程中特意规避了容易出现应力集中的直角转角结构，所有的内部流道转角都做了圆角过渡，既减少了流道内的气流阻力，也降低了长期工作过程中结构疲劳失效的风险，喷管的型面采用特征线法优化设计，能够保证燃气在扩张段内实现均匀膨胀，出口截面的气流速度分布均匀度达到92%以上，推力的偏心量控制在0.5%以内，不会对飞行器的姿态控制造成额外的干扰。