带再生冷却通道的液体火箭推力室喷管结构

　　该喷管结构主要应用于液体运载火箭、轨道转移飞行器的液体火箭发动机推力室段，是发动机将高温高压燃气热能转化为喷射动能的核心部件，直接决定发动机的比冲效率与推力输出稳定性。在实际发射任务中，喷管需要直面燃烧室内3000K以上的高温燃气冲刷，同时承受燃气高速流动带来的振动载荷、燃烧室压力传递的结构应力，以及飞行过程中的过载冲击，其结构可靠性直接关系到发动机工作全程的安全性。

　　设计过程中优先采用了再生冷却的结构方案，在喷管的内壁与外壁之间加工出沿轴向分布的冷却通道，燃料或氧化剂在进入燃烧室之前，会先以高压状态流经这些密布的通道，通过对流换热带走内壁侧的大量热量，既避免喷管内壁材料在高温燃气持续冲刷下出现烧蚀、软化甚至熔穿的失效问题，同时吸收的热量还能提前对推进剂进行预热，提升推进剂进入燃烧室后的雾化燃烧效率，实现能量的梯级利用。冷却通道的截面尺寸、沿喷管轴向的分布密度经过匹配计算，在喷管喉部位置，燃气热流密度达到峰值，对应区域的冷却通道流通截面收窄、排布密度提升，增大冷却介质与内壁的换热面积，匹配高热流区域的散热需求；在喷管出口扩张段，燃气压力与温度逐步降低，冷却通道截面适当放大、排布间距放宽，在保证冷却效果的前提下降低冷却介质的流阻，减少推进剂供应系统的压力损失。

　　喷管的型面采用钟型扩张段设计，相比传统锥形喷管，在相同扩张比的前提下可以大幅缩短喷管的轴向长度，降低推力室的整体结构重量，同时型面曲线经过特征线法优化，能够减少燃气在喷管内部的膨胀损失、流动分离损失，让燃气在喷管出口处尽可能达到轴向平行流动的状态，将燃气的压力势能、热能最大化转化为定向喷射的动能，提升发动机的实际比冲性能。喷管喉部采用了小圆弧过渡的结构设计，避免燃气在喉部位置出现局部激波，同时喉部区域的壁厚经过强化设计，匹配该区域最高的热流与压力载荷，在长期高温工作下维持型面尺寸稳定，避免喉部烧蚀变形带来的推力偏移、效率下降问题。

　　安装边界层面，喷管上端设置了与燃烧室连接的法兰配合面，配合面加工有密封槽，可适配金属密封环结构，保证高温高压燃气不会在连接位置出现泄漏，法兰上的连接孔位置度严格控制，可与燃烧室、喷注器段实现精准同轴装配，避免装配不同轴带来的燃气偏流、局部热负荷过高问题。喷管外壁设置了冷却介质的进出口集液环结构，进口集液环布置在喷管扩张段末端位置，冷却介质从进口进入后沿通道向上流向喉部、燃烧室段，出口集液环布置在靠近燃烧室连接端的位置，与喷注器的推进剂通道连通，形成完整的冷却流路。外壁还设置了多处局部安装凸台，可用于安装温度传感器、压力测点，方便地面热试车过程中监测喷管不同位置的壁温、冷却介质压力参数，也可用于安装飞行过程中的管路固定支架、热防护层连接结构。

　　结构细节上，冷却通道采用铣槽+外壁电铸/钎焊的成型工艺思路，内壁先加工出整体的冷却通道沟槽，再与外壁进行连接成型，避免了分体拼接带来的焊缝强度不足、泄漏风险问题；喷管外壁还设置了多道周向、轴向的加强筋结构，在不显著增加整体重量的前提下，提升喷管的整体结构刚度，抵抗发动机工作过程中的高频振动、燃气压力脉动带来的结构变形，避免薄壁结构在载荷作用下出现失稳问题。喷管出口位置设置了加厚的翻边结构，提升出口边缘的抗冲击能力，避免在装配、运输过程中出现边缘磕碰变形，影响喷管出口的型面精度。