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CN117932779B - 一种发动机推力室设计方法及发动机推力室 - Google Patents

一种发动机推力室设计方法及发动机推力室 Download PDF

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CN117932779B
CN117932779B CN202410001633.8A CN202410001633A CN117932779B CN 117932779 B CN117932779 B CN 117932779B CN 202410001633 A CN202410001633 A CN 202410001633A CN 117932779 B CN117932779 B CN 117932779B
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thrust
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thrust chamber
engines
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彭昊旻
布向伟
姚颂
韩亚威
佟显义
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Dongfang Space Jiangsu Aerospace Power Co ltd
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
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Dongfang Space Jiangsu Aerospace Power Co ltd
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Orienspace Hainan Technology Co Ltd
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Abstract

本发明公开了一种发动机推力室设计方法及发动机推力室，属于航天技术领域，包括根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数；将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围；确定发动机推力室的喷注方案和型面方案；对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求。本发明能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。

Description

一种发动机推力室设计方法及发动机推力室
技术领域
本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种发动机推力室设计方法及发动机推力室。
背景技术
火箭作为运输航天器的工具，在将航天器送入预定轨道后，火箭末级会与航天器分离。不论是卫星还是其他航天器，内部都是由非常精密的电子元器件构成的，火箭末级不仅仅要将它们送到预定轨道，还要将卫星调整好姿势。
末修姿控动力系统为火箭末级提供动力，保证火箭末级和载荷能够进入预设轨道。发动机推力室的结构作为末修姿控动力系统直接动力输出结构，决定了末修姿控动力系统动作的可控性，并保证载荷入轨的精确性。
现有的发动机推力室设计方案没有从末修姿控动力系统的整体需求出发，与末修姿控动力系统的整体存在不完全匹配的情况。
有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本申请提供一种发动机推力室设计方法及发动机推力室，能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。
一种发动机推力室设计方法，包括：
根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数；
将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围；
确定发动机推力室的喷注方案和型面方案；
对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求。
优选的，所述末修姿控动力系统的设计要求包括：末修姿控动力系统设计标准条件、推进剂种类、系统总质量、发动机工作方式和发动机性能参数。
优选的，发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机；
其中，第一推力发动机的设计推力为50N；第一推力发动机具有4台；
第二推力发动机的设计推力为700N；第二推力发动机具有12台。
优选的，所述发动机性能参数包括：真空比冲、设计推力、推力偏差、成对工作推力偏差、混合比偏差、后效冲量偏差、一次连续最长工作时间、最短工作时间、累计工作时间、最长再启动间隔时间、最短间隔时间、累计工作次数、推力线偏移、推力线偏斜、启动不同步性、关机不同步性以及发动机接收到启动指令至达到额定推力90％的时间和发动机接收到关机指令至达到额定推力10％的时间。
优选的，所述发动机推力室室压满足以下条件：
式中，Pc为推力室稳态工作室压；Δpv为推进剂控制阀组的流阻；ΔPh为调压孔板压降；P*为推进剂控制阀组的入口压力。
优选的，所述将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，包括：
根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量；
计算当前数量的发动机开启时，减压阀出口压力和发动机推力室入口压力；
根据发动机推力室入口压力确定推力室的推力并计算推力偏差。
优选的，根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量中，末修姿控动力系统具有第一控制状态、第二控制状态、第三控制状态和第四控制状态；
其中，在第一控制状态下，两个50N发动机工作，发动机推力室入口压力处于最高状态；
在第二控制状态下，四个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力在设计状态上下浮动；
在第三控制状态下，六个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力低于设计状态；
在第四控制状态下，八个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力处于最低状态。
根据本发明的另一方面，还包括一种由所述发动机推力室设计方法设计出的发动机推力室，包括：
燃烧室；
喷管；所述喷管固设于所述燃烧室尾端，与所述燃烧室连通；所述喷管包括扩张段和出口；所述燃烧室与所述喷管之间具有喉管；
控制阀组；所述控制阀组与所述燃烧室连通，用于控制推进剂进入燃烧室；
喷嘴，所述喷嘴通过管路与所述控制阀组连通，用于将推进剂进行雾化；
节流孔板；所述节流孔板与所述控制阀组的出口连通，用于对推进剂进行节流。
优选的，所述50N推力室的喷注器包括头部基体、氧化剂涡流器和燃料涡流器；所述头部基体包括同轴嵌套的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴；所述氧化剂喷嘴环绕于所述燃料喷嘴内部；所述燃料喷嘴进口端与所述燃料涡流器连通；所述氧化剂喷嘴进口端与所述氧化剂涡流器连通。
优选的，所述700N推力室采用直流互击喷注形式，包括喷注器头部；所述喷注器头部包括喷注盘和导流腔体；所述喷注盘包括36对喷注孔；每对喷注孔的单元推力为19.447N；所述喷注孔设置于内外两圆环上，其中，内圆环上具有12对喷注孔，外圆环上具有24对喷注孔。
与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
1、本发明能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。
2、本发明通过对发动机推力室进行仿真计算，对发动机推力室的性能进行了验证，保证了发动机推力室性能的可靠性。
3、本发明将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，进而确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围，能够有效实现发动机推力室与末修姿控动力系统的匹配性。
附图说明
后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附
图中：
图1为本发明的整体流程示意图；
图2为50N动机推力室型面结构尺寸示意图；
图3为50N动机推力室身部结构尺寸示意图；
图4为50N发动机的结构原理示意图；
图5为700N发动机的结构原理示意图；
图6为50N发动机推力室喷注器的原理示意图；
图7为50N发动机推力室喷注器的结构示意图；
图8为700N发动机推力室喷注器的结构示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
如图1所示，一种发动机推力室设计方法，包括：
步骤S1、根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数。
其中，所述末修姿控动力系统的设计要求包括：末修姿控动力系统设计标准条件、推进剂种类、系统总质量、发动机工作方式和发动机性能参数。
末修姿控动力系统设计标准条件为：温度为20℃，真空环境。
末修姿控动力系统采用液体双组元推进剂，氧化剂为绿色四氧化二氮(MON-3)，燃料为甲基肼(MMH)。动力系统干态质量不大于100kg，湿态质量(含氮气、燃料)不大于355kg，有效工作推进剂量不小于230kg。
发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机，均具有稳态连续和脉冲两种工作方式。其中，第一推力发动机的设计推力为50N；第一推力发动机具有4台。第二推力发动机的设计推力为700N；第二推力发动机具有12台。
其中，发动机性能参数包括：真空比冲、设计推力、推力偏差、成对工作推力偏差、混合比偏差、后效冲量偏差、一次连续最长工作时间、最短工作时间、累计工作时间、最长再启动间隔时间、最短间隔时间、累计工作次数、推力线偏移、推力线偏斜、启动不同步性、关机不同步性以及发动机接收到启动指令至达到额定推力90％的时间和发动机接收到关机指令至达到额定推力10％的时间。
在本实施例中，发动机性能参数如表1所示。
表1发动机性能参数表
表中，t90为发动机接收到启动指令至达到额定推力90％的时间；t10为发动机接收到关机指令至达到额定推力10％的时间。
步骤S2、将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围。
具体的，将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，包括：
步骤S21、根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量。
步骤S22、计算当前数量的发动机开启时，减压阀出口压力和发动机推力室入口压力。
步骤S23、根据发动机推力室入口压力确定推力室的推力并计算推力偏差。
在本实施例中，末修姿控动力系统具有第一控制状态、第二控制状态、第三控制状态和第四控制状态。
末修姿控动力系统工作所需挤压气体和推进剂被预先分别充注在气瓶和贮箱内，气瓶下游为高压电爆阀，贮箱前后为低压电爆阀。控制系统在某时刻给气瓶后高压电爆阀内的电爆管通电，打开气瓶，然后通电分别打开贮箱前后的低压电爆阀，气路和液路通流。
气瓶内高压氮气经高压电爆阀流向减压阀，流出后处于压力稳定的低压状态，用于为贮箱增压，并为电动气阀提供打开气源。
减压阀处于气瓶下游，控制进入燃料贮箱和氧化剂贮箱的压力，进而影响燃料贮箱和氧化剂贮箱向发动机供给推进剂的压力。
根据设计要求，减压阀出口压力标称值应为3.5MPa，减压阀出口氮气体积流量范围0.026L/s～2.1L/s，随着流量增大，减压阀出口压力降低，减压阀出口压力控制精度不低于±5％。
在第一控制状态下，两个50N发动机工作，减压阀出口压力高，且管路系统流阻小，发动机推力室入口压力处于最高状态，会导致发动机室压提高，经过计算发现，该状态下推力与设计状态偏差+12.62％。
表2第一状态下末修姿控动力系统参数表
在第二控制状态下，四个700N发动机和两个50N发动机同时工作，减压阀出口压力基本处于典型设计状态，发动机推力室入口压力和推力室室压接近设计状态，在设计状态上下浮动，经过计算发现，该状态下700N发动机推力与设计状态偏差+4.60％，50N发动机推力与设计状态偏差+4.33％。
表3第二状态下末修姿控动力系统参数表
在第三控制状态下，六个700N发动机和两个50N发动机同时工作，减压阀出口压力低于典型设计状态，发动机推力室入口压力和推力室室压也低于设计状态，经过计算发现，该状态下700N发动机推力与设计状态偏差-3.54％，50N发动机推力与设计状态偏差-4.09％。
表4第三状态下末修姿控动力系统参数表
在第四控制状态下，八个700N发动机和两个50N发动机同时工作，减压阀出口压力处于最低状态，且管路系统流阻最大，会导致发动机推力室入口压力和推力室室压较大幅度低于设计状态，处于最低状态，经过计算发现，该状态下700N发动机推力与设计状态偏差-12.99％，50N发动机推力与设计状态偏差-13.05％。
表5第四状态下末修姿控动力系统参数表
发动机在工作前，氧化剂和燃料在贮箱压力作用下分别经各自管路填充至控制阀组前，当收到工作指令后，控制阀组同步打开，推进剂分别经氧化剂喷嘴和燃料喷嘴进入燃烧室，经雾化、掺混、燃烧后形成高温燃气，随后从喷管加速排出，产生上面级姿态控制所需的推力。
由于系统流阻与流量的平方基本成正比，在减压阀出口压力一定的情况下，高低流量工况下发动机入口压力变化范围大，发动机需要适应的压力范围宽，需要合理匹配减压阀出口压力、调节孔板压降等参数，并结合系统冷试数据、发动机试车数据和控制专业实际使用需求合理分配系统参数。
发动机压力需满足如下关系式：
Pc+ΔPinj+ΔPv+ΔPh≤P*；
式中，Pc为推力室稳态工作室压；ΔPinj为喷注压降；Δpv为推进剂控制阀组的流阻；ΔPh为调压孔板压降；P*为推进剂控制阀组的入口压力。
其中，喷注压降与推力室稳态工作室压存在如下关系：
ΔPinj＝0.35Pc；
此外，根据设计要求，以及相应部件的实际工况，参数设定如下：
ΔPv＝0.2MPa；
ΔPh＝0.1MPa；
P*＝3MPa；
因此，经过推导后得出推力室稳态工作室压要求如下：
将上述参数代入公式进行计算，推力室稳态工作室压为2MPa。
步骤S3、确定发动机推力室的喷注方案和型面方案。
在确定喷注方案时，对于50N推力室，由于推力室燃烧室直径较小，采用直流互击喷注方案，推进剂溅射后容易在燃烧室壁面形成局部富氧燃烧区，不利于推力室的结构热防护。
燃料喷嘴和氧化剂喷嘴同轴嵌套，燃料喷嘴在内，氧化剂喷嘴在外，推进剂经各自的旋流腔旋流加速后喷出，在离心力的作用下形成雾化锥面。氧化剂和燃料接触后，在雾化动能的作用下迅速掺混、雾化，进而着火燃烧，发动机启动工作。
对于700N推力室，采用直流互击喷注设计形式，对比参考现有型号，确定推力室燃烧室直径为39mm、特征长度约310mm，实现燃烧效率≥0.92。
在确定型面方案时，根据燃气驻留时间要求(一般为1ms～3ms)及同类型小推力发动机燃烧室设计经验，选取50N发动机燃烧室特征长度L＝0.3m。喉部截面直径Dt＝4.24mm。由流量密度法计算，得到燃烧室直径Dc＝12.5mm。选取喷管入口圆弧半径Rct＝20mm，喉部上游段半径Rc1＝0.83Dt，喉部下游段Rc2＝0.41Dt。
为达到最高的喷管效率和最大推力，50N发动机喷管扩散段采用特征线法设计。本实施例中，设计点高度为120km，根据设计点高度和推力室几何安装尺寸约束，选择喷管扩张比ε＝81，喷管扩散段扩张半角βk＝32°，出口扩张角βe＝8°。由上述计算步骤，设计得到50N发动机推力室型面尺寸如图2和图3所示。
700N推力室燃烧室扩张段采用最大推力喷管造型设计，喷管的主要设计参数见表6。
表6喷管主要设计参数表
步骤S4、对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求。
依靠仿真软件进行建模，并对燃料在喷嘴内腔的流动迹线进行仿真验证，通过50N发动机的燃料喷嘴的流场压力云图能够的得出，喷嘴入口压力为0.653MPa，与设计值0.65MPa基本吻合。
同时，对燃料喷嘴内流长的整体、切向及轴向速度云图，速度分布符合液体推进在离心喷嘴内流场内流动的实际物理过程进行验证。
通过燃料喷嘴内腔的液相分布云图进行仿真分析，确定在旋流离心的作用下，喷嘴出口段中心形成了锥形的“气穴”。
对于小推力液体火箭发动机，常见的身部热防护方案有再生冷却、液膜冷却、被动烧蚀冷却等，在姿控发动机领域，应用最多的是辐射冷却方案。参考目前同类型号技术方案，选择推力室身部热防护方案为液膜冷却。身部材料为Nb521，内壁涂覆r625涂层，涂层厚度80μm-120μm，能起到抗氧化烧蚀的作用。
采用结构强度仿真软件对身部应力进行了仿真计算，推力室内腔工作压力2MPa的情况下，验证推力室内腔压力为5MPa、10MPa条件下的应力分布，推力室壳体在两种工况下的结构最大应力分别为29.57MPa和59.17MPa，远低于Nb521材料在1600℃时的抗拉强度(σb-1600≥150MPa)。
此外，对喷注器在各种情况下的受力情况进行模拟，分别进行4.1MPa液压强度试验、2.7MPa内腔启动水力冲击液压强度试验和发动机工作时内腔2.7MPa、面板2.0MPa液压室压的应力及变形量分析。
计算三种情况下头部的最大应力点应力分别为38.4MPa、67.6MPa、36.6MPa，对应的安全系数分别为23.2、13.16(冷态时抗拉强度890MPa)和15.57(400℃时的抗拉强度570MPa)，同时各种工况下的变形量非常小，证明700N喷注器结构设计有足够的安全裕度。
经过方案阶段的攻关和研究，动力系统目前能达到的技术指标见表7。其中除发动机推力偏差、飞行可靠性指标不满足总体要求之外，其它指标满足总体要求，初样阶段拟开展试验验证。
表7末修姿控动力系统主要指标满足情况表
一种由发动机推力室设计方法设计出的发动机推力室，包括：
燃烧室；
喷管；所述喷管固设于所述燃烧室尾端，与所述燃烧室连通；所述喷管包括扩张段和出口；所述燃烧室与所述喷管之间具有喉管；
控制阀组；所述控制阀组与所述燃烧室连通，用于控制推进剂进入燃烧室；
喷嘴，所述喷嘴通过管路与所述控制阀组连通，用于将推进剂进行雾化；
节流孔板；所述节流孔板与所述控制阀组的出口连通，用于对推进剂进行节流。
本实施例中的发动机采用液体双组元推进剂，氧化剂为绿色四氧化二氮(MON-3)，燃料为甲基肼(MMH)，理论混合比1.65。
其中，50N发动机的结构原理如图4所示，其控制阀组采用电磁阀。
700N发动机的结构原理如图5所示，其控制阀组采用电动气阀。
工作时，电磁阀或电动气阀的氧化剂出口和燃料出口都设置节流孔板，两种推进剂进入推力室雾化混合，燃烧分解成高温气体，高温气体经喷管加速喷出产生推力。控制系统发出电磁阀或电动气阀断电指令，电磁阀或电动气阀关闭，发动机即停止工作。
如图6和图7所示，50N发动机推力室的喷注器包括头部基体、氧化剂涡流器和燃料涡流器；所述头部基体包括同轴嵌套的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴；所述氧化剂喷嘴环绕于所述燃料喷嘴内部；所述燃料喷嘴进口端与所述燃料涡流器连通；所述氧化剂喷嘴进口端与所述氧化剂涡流器连通。50N发动机喷注器主要设计参数如表8所示。
表850N发动机喷注器主要设计参数表
如图8所示，700N推力室采用直流互击喷注形式，包括喷注器头部；所述喷注器头部包括喷注盘和导流腔体；所述喷注盘包括36对喷注孔；每对喷注孔的单元推力为19.447N；所述喷注孔设置于内外两圆环上，其中，内圆环上具有12对喷注孔，外圆环上具有24对喷注孔。
具体的，700N推力室采用直流互击喷注设计形式，对比参考已有型号，确定推力室燃烧室直径为39mm、特征长度约310mm，实现燃烧效率≥0.92。本推力室在参考已有推力室单元推力基础上确定喷注对数为36对(12+24)，单元推力为19.447N/对。
700N推力室总喷注对数为36对，分二圈布局，各圈对数分别为内圈12对、外圈24对。为实现流强和混合比均匀分布，各圈撞击点沿燃烧室分布直径应尽可能均匀分布。
700N推力室喷注器头部由喷注盘和导流腔体构成。针对该推力室近500次累计工作次数、最短40ms开关脉冲要求，对喷注器进口处导流腔防水击提出了更为苛刻的要求，喷注器整体装配主要采用激光和电子束焊连接，辅助采用氩弧焊接，有效减小变形量，提高了结构可靠性。
氧化剂在中心腔内，喷嘴均匀布置为内外两圈，两圈喷嘴孔径和长径比均设置成一致，确保氧化剂均匀排放；燃料腔集中在外侧，分流环采用新颖的偏心圆结构设计，确保集液腔的近端与远端的喷嘴均匀排放。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种发动机推力室设计方法，其特征在于，包括：
根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数；
将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围；
确定发动机推力室的喷注方案和型面方案；
对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求；
发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机；
其中，第一推力发动机的设计推力为50N；第一推力发动机具有4台；
第二推力发动机的设计推力为700N；第二推力发动机具有12台；
所述发动机性能参数包括：真空比冲、设计推力、推力偏差、成对工作推力偏差、混合比偏差、后效冲量偏差、一次连续最长工作时间、最短工作时间、累计工作时间、最长再启动间隔时间、最短间隔时间、累计工作次数、推力线偏移、推力线偏斜、启动不同步性、关机不同步性以及发动机接收到启动指令至达到额定推力90%的时间和发动机接收到关机指令至达到额定推力10%的时间；
根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量中，末修姿控动力系统具有第一控制状态、第二控制状态、第三控制状态和第四控制状态；
其中，在第一控制状态下，两个50N发动机工作，发动机推力室入口压力处于最高状态；
在第二控制状态下，四个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力在设计状态上下浮动；
在第三控制状态下，六个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力低于设计状态；
在第四控制状态下，八个700N发动机和两个50N发动机同时工作，发动机推力室入口压力处于最低状态；
所述将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，包括：
根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量；
计算当前数量的发动机开启时，减压阀出口压力和发动机推力室入口压力；
根据发动机推力室入口压力确定推力室的推力并计算推力偏差。
2.如权利要求1所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述末修姿控动力系统的设计要求包括：末修姿控动力系统设计标准条件、推进剂种类、系统总质量、发动机工作方式和发动机性能参数。
3.如权利要求2所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述发动机推力室室压满足以下条件：
；
式中，为推力室稳态工作室压；为推进剂控制阀组的流阻；为调压孔板压降；为推进剂控制阀组的入口压力。
4.一种由权利要求1-3任一项所述发动机推力室设计方法设计出的发动机推力室，其特征在于，包括：
燃烧室；
喷管；所述喷管固设于所述燃烧室尾端，与所述燃烧室连通；所述喷管包括扩张段和出口；所述燃烧室与所述喷管之间具有喉管；
控制阀组；所述控制阀组与所述燃烧室连通，用于控制推进剂进入燃烧室；
喷嘴，所述喷嘴通过管路与所述控制阀组连通，用于将推进剂进行雾化；
节流孔板；所述节流孔板与所述控制阀组的出口连通，用于对推进剂进行节流。
5.如权利要求4所述的发动机推力室设计方法，其特征在于， 50N推力室的喷注器包括头部基体、氧化剂涡流器和燃料涡流器；所述头部基体包括同轴嵌套的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴；所述氧化剂喷嘴环绕于所述燃料喷嘴内部；所述燃料喷嘴进口端与所述燃料涡流器连通；所述氧化剂喷嘴进口端与所述氧化剂涡流器连通。
6.如权利要求4所述的发动机推力室设计方法，其特征在于， 700N推力室采用直流互击喷注形式，包括喷注器头部；所述喷注器头部包括喷注盘和导流腔体；所述喷注盘包括36对喷注孔；每对喷注孔的单元推力为19.447N；所述喷注孔设置于内外两圆环上，其中，内圆环上具有12对喷注孔，外圆环上具有24对喷注孔。
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