带再生冷却结构的火箭推力室组件

　　在液体火箭发动机的热端部件设计中，燃烧室的热防护方案直接决定了整机的工作寿命与推力稳定性，这款再生冷却结构的推力室组件，面向小规模热试车、原理样机验证以及增材制造工艺适配场景开发，核心解决传统铣槽式冷却通道加工工序多、焊缝可靠性差的痛点。从实际工况适配来看，该组件覆盖燃烧室直筒段、喉部收敛段以及喷管入口段的热防护区域，工作时推进剂组元先进入集成在衬套壁内的冷却通道，在流动过程中带走燃气侧传递的壁面热量，预热后的推进剂再进入喷注器参与燃烧，既实现了壁面温度控制，又回收了部分热能提升燃烧效率，避免了单纯膜冷却带来的推进剂能量损失。设计阶段针对不同区域的热流密度做了差异化的通道布局：喉部区域热流密度最高，

　　通道截面做了收窄处理提升冷却介质流速，强化对流换热效果；燃烧室直筒段热流分布相对均匀，通道采用等截面轴向排布，降低流阻损失；喷管延伸段入口区域在再生冷却通道末端，额外预留了气膜冷却缝隙，可引入涡轮排气或者低温推进剂形成气膜覆盖，应对后段壁面的热负荷，同时该区域的歧管结构采用单独建模拆分，方便后续工艺验证阶段调整焊接参数，也可根据不同试车需求更换不同扩张比的喷管延伸段。从安装边界来看，组件两端均采用法兰连接结构，上端法兰预留了均布的连接螺栓孔，可直接匹配标准喷注器的安装接口，螺栓孔的节圆直径与孔径按照常规小推力发动机的载荷工况设计，可承受试车过程中的轴向推力与振动载荷；下端法兰的连接孔位适配喷管延伸段或者试验台架的安装接口，

　　法兰端面预留了密封槽，可适配金属密封环或者石墨密封结构，满足高温高压工况下的密封要求。整体壁面厚度在保证结构强度的前提下做了轻量化处理，冷却通道的肋厚与壁厚参数经过热结构耦合校核，在3D打印工艺的成型精度范围内，既避免了壁厚过薄导致的打印变形、漏液风险，也不会因为壁厚过大增加不必要的结构重量、降低冷却响应速度。针对增材制造的工艺特性，设计时所有通道内部均做了圆角过渡，没有小于打印最小自支撑角度的悬垂结构，打印完成后可通过常规的粉末清理工艺将通道内残留的金属粉末完全排出，不需要额外的内部支撑去除工序，大幅降低了后处理难度。在实际试验场景中，该结构可直接用于液氧甲烷、液氧煤油等常规推进剂组合的短时长热试车，也可作为冷却方案验证件，

　　测试不同冷却通道布局、不同粗糙度内壁下的换热效率，为大推力发动机的冷却结构设计提供试验数据支撑；同时由于整体集成度高，不需要单独加工内壁、外壁再进行钎焊或者扩散焊，加工周期相比传统结构缩短60%以上，非常适合高校、商业航天团队的原理样机快速迭代场景，不需要投入大量的工装模具成本，仅通过金属3D打印即可完成核心部件的制造，大幅降低原理验证阶段的研发门槛。