液体火箭推力室燃烧室结构三维数模

　　在航天推进系统的研发流程中，推力室作为液体火箭发动机的核心做功部件，其结构设计的合理性直接决定了燃烧效率、推力稳定性以及热防护可靠性，这款推力室结构可直接用于三维燃烧室模拟场景，为燃烧过程仿真、流场分析、热载荷计算提供精准的几何载体。从实际工程应用来看，这类简化结构的推力室数模常被用于推进系统方案论证阶段的仿真验证，也可作为高校航天工程相关专业课程设计、燃烧学实验仿真的基础模型，帮助设计人员快速搭建仿真计算域，省去基础结构建模的重复工作量，把更多精力放在燃烧组织、冷却方案优化等核心环节上。

　　从功能特性来看，该推力室结构包含了头部喷注面、收敛段、扩张喷管三个核心功能段，头部端面均匀布置的多组喷注单元安装位，可适配不同喷注器构型的仿真需求，能够模拟推进剂在燃烧室头部的喷注、掺混过程；中间的收敛段承担着将燃烧产生的高温高压燃气加速、引导至喉部的作用，型面过渡平滑，避免出现局部流道突变引发的流动损失；下方的钟形扩张段是推力产生的核心区域，通过型面的扩张比设计，将燃气的内能转化为定向流动的动能，从而产生轴向推力。

　　设计思路上，这款结构做了合理的工程简化，省略了实际推力室上复杂的冷却通道、密封结构、安装支耳等附属结构，保留了推力室最核心的流道轮廓与喷注面布局，既能够满足燃烧仿真对核心流场几何精度的要求，又能大幅降低仿真计算时的网格划分难度，减少不必要的几何特征带来的网格畸变问题，提升仿真计算的收敛性。头部的圆柱段与下方扩张段采用圆弧过渡连接，避免了直角连接带来的应力集中问题，也符合实际推力室的结构设计逻辑，喷注单元的安装孔采用环形均匀排布的方式，这也是液体火箭推力室喷注器最常用的布局形式，能够保证推进剂在燃烧室截面上均匀分布，提升燃烧的均匀性，避免局部富燃或富氧引发的室压波动、局部烧蚀等问题。

　　从安装边界与尺寸逻辑来看，头部圆柱段的外径为整个结构的最大安装基准尺寸，喷注面的端面为轴向安装定位基准，设计时可根据实际仿真需求，以头部端面为基准，向下延伸确定燃烧室的特征长度，收敛段的起始位置、喉部直径、扩张段的出口直径与扩张比都可在该基础数模上进行参数化调整，适配不同推力等级、不同推进剂组合的仿真需求。扩张段的型面采用钟形设计，相比锥形喷管，在相同扩张比下长度更短，结构重量更轻，同时能够保证燃气在喷管内充分膨胀，减少出口处的流动分离损失，这也是当前液体火箭发动机推力室普遍采用的喷管构型。

　　在实际使用过程中，设计人员可基于该数模提取燃烧室的内流道曲面，直接导入仿真软件划分流体网格，设置喷注入口的质量流量、推进剂组分、初始温度压力等边界条件，开展燃烧流场仿真，计算不同工况下的燃烧室压力分布、温度分布、推力大小以及燃烧效率，也可基于该实体结构开展结构力学仿真，计算在高温高压载荷下的结构应力分布、变形量，为后续的详细结构设计、冷却方案设计提供基础数据支撑。需要注意的是，该数模为简化构型，未包含实际工程应用中的壁厚、冷却夹层、连接法兰等结构，在开展工程化详细设计时，需要根据实际的热防护需求、结构强度要求补充相应的结构特征，根据室压大小确定合理的壁厚，根据热流密度设计再生冷却通道或者膜冷却结构，根据总装对接需求设计头部的连接接口与密封结构。