推力室

航空航天术语

推力室（ thrust chamber），火箭发动机中完成推进剂能量转化和产生推力的组件。固体火箭发动机的推力室就是发动机本身。液体火箭发动机的推力室由喷注器、燃烧室和喷管组成。

设备组成

喷注器

使推进剂按一定流量和混合比进入燃烧室雾化、混合和燃烧，对燃烧效率和燃烧稳定性有重要影响。喷注器按喷注方式分为直流式、离心式和同轴式三种。喷注器上有时还装有隔板、声腔等抑制燃烧不稳定性的装置（见火箭发动机燃烧不稳定性），对非自燃推进剂还装有点火装置。

①直流式喷注器：有很多小直流通孔，推进剂通过小孔形成雾状小锥角射流喷入燃烧室。直流式喷注器常由两股或多股射流相互撞击，以促进雾化和混和。相应的喷注器分别称为二击式、三击式或多击式喷注器。推进剂相同组元射流相撞的称为自击式，推进剂不同组元射流相撞的称为互击式，平行射流互不相撞的称为淋浴式，射流喷射到溅板上的称为溅板式（图2a）。直流式喷注器结构简单紧凑，适用于大推力室。　②离心式喷注器：由许多作为基本喷注单元的喷嘴组成。在喷嘴内装有涡流器或在喷嘴侧壁上钻有切向孔（图2b），可以使推进剂在喷嘴中形成旋涡流动，喷入燃烧室以造成较大角度的锥形喷雾，借以改善雾化和混合效能。这种喷注器的雾化效果较好,但结构较复杂,尺寸较大。

③同轴式喷注器：由许多同轴的喷嘴组成（图2c），适用于液氧液氢发动机。同轴式喷注器的内喷嘴喷出液氧，它可以是离心式的或直流式的。液氢经推力室的冷却套加热气化后，由同轴喷嘴的环形空隙喷出，与液氧混合后燃烧。

燃烧室

推进剂雾化、混合和燃烧的容腔。燃烧室承受高温燃气压力，通常为圆柱形。它连同喷管一起做成各种形式的冷却套，如管束式（由许多变截面管钎焊而成）、波纹板式（由内外壁和中间的波纹形板钎焊而成）、铣槽式（铣槽内壁和外壁直接钎焊而成）等。推进剂中的一种组元从冷却套流过，带走高温燃气传给壁的热量，同时还可采用薄膜冷却，以保证燃烧室的可靠工作（见发动机冷却）。

喷管

将燃烧产物的热能转变为动能，以产生高速射流。火箭发动机的喷管都是超音速喷管。喷管面积比根据发动机的要求选择,一般在10以上，最大的可达400。喷管应保证气流流动损失小，出口气流尽量与轴线平行，并且重量轻。常用的形状有锥形和钟形。锥形喷管制造方便，而钟形喷管可以缩短喷管长度。喷管除采用再生冷却外，对单壁结构的喷管延伸段还可采用涡轮排气薄膜冷却、辐射冷却和烧蚀冷却等。其他新型喷管如塞式喷管、膨胀偏转喷管、回流喷管、平流喷管等尚处于研究阶段。

固体火箭推力

发动机的推力室就是发动机本身。

药柱形状对推力变化有影响。

基本功能

推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过程生成燃烧产物，以高速（2500一5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约20MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷却。

有关研究

液体火箭发动机推力室钎焊过程热固耦合分析《焊接学报》2011年第10期

液体火箭发动机推力室结构与冷却设计《清华大学》 2012年

氢氧发动机推力室化学反应流场计算《北京航空航天大学学报》 1998年06期

单组元发动机推力室在轨温度数值仿真《推进技术》2003, 24(3)

液发推力室和涡轮泵故障监测与诊断技术研究《北京航空航天大学学报》 1999年05期

航天飞机轨道飞行器RCS主推力室直动阀的设计改进《火箭推进》 1997年06期

过氧化氢/煤油双组元推力室催化分解点火研究《火箭推进》2003年第6期

液氧/煤油火箭发动机推力室冷却计算

推力室多条内冷却环带近壁燃气混合比计算新模型《火箭推进》 2002年04期

过氧化氢单组元推力室最新发展《火箭推进》2001（1）

变推力液体火箭发动机烧蚀推力室的设计计算《推进技术》 1986年03期