1.项目概述

本项目旨在对燃烧室使用增材制造工艺，以再生冷却为冷却方式的发动机进行技术验证，并积累液氧甲烷火箭发动机的相关经验，为下一次迭代作准备。

2.推力室设计

2.1.总体设计

设计使用RPA软件完成，设计较为保守。

总体技术指标如表1所示

表1：发动机及测试总体技术指标

热力学计算结果及传热计算结果

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2.2.喷注器设计

甲烷喷前压：3.8MPa 单元个数：19中心 30边区 中心单元流速：231.67m/s

液氧喷前压：3.3MPa 单元个数：19 中心单元流速：17.63m/s 速度比：13.5

膜冷却流量为总流量的11%

2.3.建模

发动机设计如图1所示

图1：发动机设计

燃烧室使用激光选择性烧熔工艺316L不锈钢制成，设计打印方向从喷管至法兰盘，但打印加工方表示可能导致形变，最终打印方向为法兰至喷管。喷注器中盖版与燃烧室，喷注器上盖板与中盖版通过聚四氟乙烯垫片密封。因下盖板上是甲烷腔，泄露流不会对燃烧室造成大的影响，且压强高于燃烧室压强差较大，下盖版与燃烧室不作密封设计，仅使用若干支撑由中盖版压紧固定。喷注器使用316L不锈钢数控机床加工制成，以GB/T 1804-2000 f级执行公差标准。因空间过小，发动机没有预留点火器也没有燃烧室测压孔，有一个燃腔测压孔分析压降。

2.4.仿真

实际中流动较为复杂，仿真结果往往与实际情况偏差较大，仿真结果仅供参考。

对发动机型面进行仿真，仿真结果如下列图片所示

图2：速度图

图3：密度图

图4：温度图

图5：质量流率报告

对甲烷进口集液腔进行仿真，仿真结果如下列图片所示

（注：该仿真收敛性较差，结果仅供参考）

图6：表面压力(注：色图输出不全，应为e+06)

图7：出口总压(注：色图输出不全，应为e+06)

3.总装及试验

发动机燃烧室如图8所示

图8：燃烧室

图中塑料件用于检查装配

此时内部流道仍有打印时残留的粉末，连接家用水管通水清理即可

法兰使用12.5级M5螺栓螺母，甲烷入口攻m10丝（实际发现打印后难以攻丝，将入口管连接时仍需焊接，计划后续迭代改为光管焊），液氧入口攻m10丝，燃腔测压孔为4mm口径自由焊。

喷注器仍在加工中，将与试车场方合作开发试车架并进行试验

未完待续，敬请期待。