混合火箭发动机RDP燃烧室推力台结构

　　在航天推进系统的地面试验与原理验证场景中，混合火箭发动机的燃烧室与推力台集成结构是核心测试载体，这类结构既承担推进剂燃烧的能量转换功能，也负责将燃烧产生的轴向推力精准传递至测试传感器，为推力曲线标定、燃烧效率测算提供可靠的硬件支撑。不同于液体火箭发动机复杂的喷注管路系统，也区别于固体火箭发动机固定的药柱结构，混合火箭发动机的燃烧室需要兼顾固体燃料装填空间与液体氧化剂的喷注均匀性，本次呈现的结构采用长直筒型燃烧室主体设计，筒身壁厚经过承压校核，能够适配常规石蜡基、HTPB基固体燃料的燃烧压力工况，内壁预留的热防护层安装间隙可直接粘贴石墨或高硅氧隔热衬层，避免高温燃气直接冲刷金属壳体导致结构失效。推力台与燃烧室采用同轴刚性连接设计，

　　连接法兰端面的平面度公差控制在0.02mm以内，保证推力传递路径与燃烧室轴线完全重合，减少侧向分力对推力传感器测量精度的干扰，台体上预留的传感器安装位可同时适配拉压式、压电式两类常用推力传感器，安装孔位采用标准通孔设计，无需额外加工转接板即可完成测试设备的快速装夹。从设计思路来看，该结构优先考虑试验场景的拆装便捷性，燃烧室尾部的喷管安装座采用快卸卡箍结构，更换不同扩张比的喷管时无需拆解整个燃烧室筒体，仅需松开卡箍即可完成喷管替换，能够大幅缩短不同工况试验的准备周期；燃烧室头部的氧化剂喷注面板采用多孔直流式设计，喷孔沿圆周方向均匀排布，可保证氧化剂进入燃烧室后与固体燃料端面充分接触，避免出现局部富氧燃烧导致的燃料燃速不均问题。

　　外形尺寸方面，燃烧室主体采用等直径圆柱结构，整体长径比经过优化，既能够保证固体燃料有足够的装填长度满足长时间燃烧试验需求，也不会因为长径比过大导致筒体在承压状态下出现径向变形，推力台的底座安装孔位间距适配常规地面试验台的T型槽间距，可直接固定在混凝土试验台架或钢制试验平台上，安装边界预留了管路、线缆的走线空间，氧化剂管路、点火线缆、压力测量引线均可通过台体侧面的预留线槽排布，避免试验过程中高温燃气灼烧管线。在实际应用中，这类结构多用于高校航天相关专业的原理性试验、民营航天企业的混合推进技术预研，既可以开展不同燃料配方的燃速测试，也能够验证喷注参数与燃烧效率的匹配关系，

　　结构上的模块化设计让使用者可以根据试验需求更换不同长度的燃烧室筒体，或是调整推力台的传感器安装位置，适配从百牛级到千牛级不同推力等级的测试需求。燃烧室筒身外侧预留的温度传感器安装孔，可实时监测燃烧过程中筒壁的温度变化，为热防护结构的优化提供实测数据支撑，头部的点火器安装座适配常规的烟火式点火器，安装到位后通过密封圈实现端面密封，避免氧化剂输送过程中出现泄漏。推力台的承力框架采用箱型焊接结构，经过去应力退火处理，长期承受交变推力载荷也不会出现结构变形，保证多次重复试验的测量一致性。