百牛级气氧甲烷挤压供应液体火箭发动机

　　这套小推力液体火箭推进装置面向轨道飞行器姿控、上面级末速修正、小卫星星座离轨与微重力试验平台推进场景，采用气态氧与气态甲烷作为双组元推进剂，依靠贮箱自身压力完成推进剂输送，整套系统取消了涡轮泵这类高速旋转部件，结构复杂度大幅降低，非常适合短工作周期、多次脉冲启动、推力等级在百牛量级的空间推进任务。从整机布局来看，推力室位于装置下部，采用再生冷却与辐射冷却结合的热防护思路：身壁夹层预留甲烷流道，低温燃料在进入喷注器之前先环绕燃烧室流动，带走燃气侧的大量热量，喷管延伸段则选用耐高温合金薄壁结构，向外辐射余热，省去了额外的冷却管路。喷注面采用同轴直流式喷嘴排布，氧路从中心通道进入，甲烷从环缝侧向喷入，两股射流在燃烧室头部立刻撞击雾化，

　　小尺寸燃烧室的停留时间本来就短，这种喷注形式能在极短的轴向距离内完成混合，避免出现局部富氧烧蚀或者富碳积碳的问题。点火装置集成在头部顶部，配套的点火引线通过红色高压护套沿机架外侧敷设，避开高温喷管区域，线束弯曲半径全程大于线缆最小允许值，防止长期振动环境下绝缘层出现疲劳开裂。上部的十字形安装机架是整机的承载核心，四块向外伸出的支耳直接对接飞行器舱段的安装框，支耳上开设的螺栓孔位置按照航天管路通用间距设计，装配时可以从外侧直接伸入工具完成紧固，不需要在发动机周边预留过大的操作空间。机架和推力室头部之间通过多根立柱连接，立柱上布置的锁紧螺母既可以调整机架与喷注面的平行度，也能在发动机承受轴向过载时把推力均匀传递到舱体结构，

　　避免局部应力集中。推进剂供给管路从两侧接口接入，氧路与甲烷路分别配置过滤器、电磁阀与节流孔板，管路弯头全部采用大半径弯制，减少流阻损失；管路和机架之间通过管卡固定，卡箍内侧加装橡胶减振垫，抑制阀门开关瞬间产生的水击压力向机架传递。侧面附带的黄色小型气瓶用于高压氦气控制气路，为推进剂阀门提供作动动力，气瓶通过抱箍固定在机架侧边，瓶口朝向外侧，方便地面测试时连接充气接头。整机外形控制在紧凑的包络范围内，十字机架的外接圆直径适配小型卫星舱段的标准安装界面，下部喷管的出口尺寸留出了和舱壁防热层的安全间隙，工作时喷出的燃气不会直接冲刷周边设备。设计过程中所有管路走向都避开了发动机的高温辐射区，电缆和推进剂管路分侧布置，

　　防止出现泄漏故障时燃料接触带电接头。针对空间多次启动的需求，喷注器头腔内没有设置复杂的活动密封件，所有静密封面均采用金属垫片配合端面密封，长期停放之后也不会出现推进剂渗漏。推力室身部的冷却流道在建模时按照等流速原则设计，从入口到出口的流道截面积逐步收缩，保证甲烷在整个冷却通道内都处于合适的流速区间，既不会因为流速过低导致局部壁温超温，也不会因为流阻过大挤占挤压供应的压力裕度。机架上还预留了多个传感器安装孔位，可以根据试验需求加装压力传感器、温度热电偶与振动加速度传感器，用于地面热试车时采集燃烧室压力、喷注器前推进剂温度以及整机振动加速度数据，为后续推力调节与可靠性迭代提供实测支撑。