CN113389658B - 针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，涉及固液火箭发动机技术领域，解决了现有变推力固液火箭发动机技术中喷注压降会产生大范围变化而引起燃烧不稳定和燃烧效率降低的技术问题。该针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构包括发动机头盖、针栓式喷注面板、氧化剂催化床、催化床支撑外壳、前燃室壳体以及燃烧室壳体，针栓式喷注面板设置于发动机头盖中，发动机头盖与针栓式喷注面板可拆卸连接，发动机头盖与针栓式喷注面板之间形成氧化剂集液头腔；氧化剂催化床设置在催化床支撑外壳中。本发明用于提高固液火箭发动机燃烧稳定性和燃烧效率，降低固液火箭发动机试验成本。

Description

针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构。

背景技术

典型固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂，是一种新型火箭推进系统。对比固体火箭发动机，固液火箭发动机具有推力连续可调、能量特性高、可以多次启停等优势；对比液体火箭发动机，固液火箭发动机具有推力调节容易，结构简单等优势，因此固液火箭发动机具有很好的应用前景。在航空航天领域，特别是在民用航天领域中的探空火箭、亚轨道飞行器中小型卫星姿轨控等方面的发展前景被普遍看好。无论是低负载货物运输还是太空旅游和勘探，固液火箭发动机均可以提供比传统的固体和液体火箭发动机更安全，更便宜的解决方案。美国国家航空航天局(NASA)也在研究固液火箭作为火星探测器上升器。

由于固液火箭发动机采用不同物相、非预混的推进剂组合，即液体氧化剂和固体燃料，固液火箭发动机难以实现自行点火。在固液火箭发动机中，一般采用点火器点火或者催化点火。点火器式点火方案结构较为简单，可以实现单次点火，但无法实现固液火箭发动机的多次启停。催化床点火方案可以实现固液火箭发动机的多次启停，氧化剂通过催化床催化分解放出大量热量，促进固体燃料药柱热解，氧化剂与热解气体自燃从而实现固液火箭发动机的点火。催化床主要由催化剂、外壳、气体喷注面板构成。催化点火方案可以有效实现固液火箭发动机的多次点火，特别适用于有多次启停需求的固液火箭发动机。

推力调节容易是固液火箭发动机的一大优势，其通过调节氧化剂流量即可实现推力调节。为保障雾化效果，需要选取合适喷注压降，避免喷注压降过小而引起燃烧不稳定和燃烧效率急剧降低。传统液体喷注面板由于喷注孔直径和孔数是固定的，因此喷注压降随着氧化剂流量改变，这样在推力大范围调节过程中，容易出现：在大流量阶段压降过大会造成氧化剂节流，不能达到预定流量；在小流量阶段压降过小又会造成燃烧不稳定和燃烧效率急剧降低等问题。因此传统液体喷注面板难以满足固液火箭发动机大范围变推力需求。同时，由于喷注孔直径和孔数是固定的，不同流量下喷注压降就已经固定，因此传统液体喷注面板难以根据不同任务需求调节喷注压降。

发明内容

本发明的目的是提出一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，解决了现有变推力固液火箭发动机技术中喷注压降会产生大范围变化而引起燃烧不稳定和燃烧效率降低的技术问题。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明提供实施例的针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，包括发动机头盖、针栓式喷注面板、氧化剂催化床、催化床支撑外壳、前燃室壳体以及燃烧室壳体，其中：

发动机头盖与催化床支撑外壳可拆卸连接，催化床支撑外壳、前燃室壳体以及燃烧室壳体可拆卸连接；

针栓式喷注面板设置于发动机头盖中，发动机头盖与针栓式喷注面板可拆卸连接，发动机头盖与针栓式喷注面板之间形成氧化剂集液头腔；

氧化剂催化床设置在催化床支撑外壳中。

在可选地实施例中，针栓式喷注面板包括喷注面板、针栓、弹簧以及螺母。

在可选地实施例中，喷注面板为圆盘结构，针栓贯穿喷注面板，喷注面板的上侧进口为围绕针栓均布的斜孔，喷注面板的下侧出口为与斜孔贯通的直孔。

在可选地实施例中，针栓包括上部螺纹段、中部定位段以及下部扩张段，中部定位段上设置有周向定位翼，周向定位翼与喷注面板上的直孔相匹配。

在可选地实施例中，螺母设置在针栓的上部，弹簧的两端分别与螺母和喷注面板相抵接，通过调节螺母的旋入长度能调节弹簧对针栓施加的弹簧力。

在可选地实施例中，氧化剂催化床包括催化床壳体、氧化剂催化网以及气体喷注面板，气体喷注面板上设置有氧化剂气体喷注孔。

在可选地实施例中，气体喷注面板下方设置有催化分解加强段和调节环，调节环高度与氧化剂催化床直径之比为0.05-0.5。

在可选地实施例中，还包括密封件，发动机头盖与催化床支撑外壳之间、催化床支撑外壳与前燃室壳体之间，以及前燃室壳体与燃烧室壳体之间，均通过密封件进行密封。

在可选地实施例中，催化床支撑外壳中设置有催化床绝热层，前燃室壳体中设置有前燃室绝热层，催化床绝热层上设置有储胶槽。

在可选地实施例中，发动机头盖的中心设置有氧化剂入口，燃烧室壳体内设置有固体药柱。

基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果：

现有技术中，传统液体喷注面板由于喷注孔直径和孔数是固定的，因此喷注压降随着氧化剂流量改变，这样在推力大范围调节过程中，容易出现：在大流量阶段压降过大会造成氧化剂节流，不能达到预定流量；在小流量阶段压降过小又会造成燃烧不稳定和燃烧效率急剧降低等问题。因此传统液体喷注面板难以满足固液火箭发动机大范围变推力需求。同时，由于喷注孔直径和孔数是固定的，不同流量下喷注压降就已经固定，因此传统液体喷注面板难以根据不同任务需求调节喷注压降。

相对现有技术而言，本发明采用模块化设计，发动机头盖与催化床支撑外壳可拆卸连接，催化床支撑外壳、前燃室壳体以及燃烧室壳体可拆卸连接，针栓式喷注面板设置于发动机头盖中，发动机头盖与针栓式喷注面板可拆卸连接，针栓式喷注面板能够自适应地保证喷注压降稳定，且便于调节喷注压降，所以解决了现有变推力固液火箭发动机技术中喷注压降会产生大范围变化而引起燃烧不稳定和燃烧效率降低的技术问题。

本发明中提出了一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构。将液体喷注面板设计为针栓式，弹簧与螺母组成平衡装置，对针栓施加稳定的弹簧力，喷注压降产生的作用力与弹簧力形成平衡，可以保证喷注压降稳定，同时，通过调节螺母位置可以调节喷注压降，满足不同任务需求。整体结构采用模块化设计，有利于节约试验成本。

喷注面板为开有小孔的圆盘结构，与针栓配合构成节流装置，弹簧与螺母组成平衡装置，对针栓施加稳定的弹簧力，喷注压降产生的作用力与弹簧力形成平衡，可以保证喷注压降稳定，喷注压降可以根据试验需求，通过调节螺母位置进行调节，满足不同试验需求。针栓式喷注面板安装于发动机头盖，通过台肩定位，实现与发动机头盖同轴固定。

发动机头盖中心设计有氧化剂入口，且在发动机头盖与针栓式喷注面板之间具有氧化剂集液头腔，发动机头盖与催化床支撑外壳通过螺栓连接实现同轴固定；氧化剂催化床设置在催化床支撑外壳中，氧化剂催化床为圆筒结构，内部布置多层镍基银网；氧化剂催化床底部为气体喷注面板；催化床支撑外壳通过螺栓与前燃室壳体和燃烧室壳体连接，实现氧化剂催化床与发动机前燃室和燃烧室的同轴固定；调节环与氧化剂催化床通过台肩同轴固定于催化床支撑外壳中，催化床支撑外壳设计有催化分解加强段，通过调节环催化分解加强段长度；催化床支撑外壳和前燃室壳体均覆盖有绝热层。

在固液火箭发动机工作过程中，液体氧化剂通过发动机头盖上的入口进入，到达针栓式喷注面板之间的氧化剂集液头腔中，在发动机集液头腔被氧化剂充满后，氧化剂在输送系统的压力作用下，通过针栓式喷注面板喷注雾化后进入催化床内。在针栓式喷注面板内，针栓所受喷注压降产生的作用力与弹簧施加的弹簧力会达到动态平衡。氧化剂液体到达催化床后，在镀银镍网的催化作用下催化分解为温度较高的氧化剂气体，在催化分解加强段进一步分解之后进入发动机燃烧室内。在发动机燃烧室内，高温氧化剂气体对固体燃料药柱进行加热，使药柱热解产生燃料气体。在高温下，氧化剂气体与燃料气体掺混后发生燃烧，从而实现固液火箭发动机的点火。在固液火箭发动机大范围变推力过程中，氧化剂流量变化范围很大，小流量阶段，喷注压降产生的作用力较小，在弹簧力作用下，针栓向上移动，喷注孔出口面积减小，喷注压降升高直至与弹簧力平衡；大流量阶段，喷注压降产生的作用力较大，在喷注压降作用下，针栓向下移动，喷注孔出口面积增大，喷注压降降低直至与弹簧力平衡。通过采用低弹性系数弹簧，在针栓有限的活动范围内，弹簧力改变将会很小，弹簧力近似稳定，因此喷注压降也近似不变。通过采用此针栓式喷注面板可以实现喷注面积的自适应调节，达到稳定喷注压降的作用，显著提高固液火箭发动机燃烧稳定性和燃烧效率。

本发明的优点在于：

1.本发明针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，采用针栓式喷注面板，通过让弹簧力与喷注压降产生的作用力之间形成平衡，实现喷注面积的自适应调节，因此可以稳定固液火箭发动机的喷注压降，在大范围推力调节过程中，不会出现由于喷注压降过小带来的燃烧不稳定和燃烧效率降低的问题，能够实现固液火箭发动机催化床系统的稳定可靠工作，更加符合变推力固液火箭发动机需求。

2.本发明针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，通过调节螺母位置，可以调节施加弹簧力的大小，进而调节喷注压降。因此可以根据不同的任务需求，在试验前调节喷注压降，实现重复使用，提高产品利用率，显著降低固液火箭发动机试验成本。

3.本发明针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，利用调节环在催化床出口与前燃室之间形成一段催化分解加强段，可以利用该催化分解加强段的高温环境进一步对催化床分解产物加热促进其催化分解，同时可以利用该分解加强段有效隔绝发动机前燃室内的高温燃气对氧化剂催化床的传热，氧化剂催化床热防护效果显著增强。

4.本发明针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，在密封位置均采用石墨密封圈，形成了良好的热防护。同时，催化床支撑外壳和前燃室壳体均覆盖有绝热层可以保证其具有良好的耐高温性能。

5.本发明针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，采用模块化设计理念，各组件均可进行替换，实现变推力固液火箭发动机模块化应用，在变推力固液火箭发动机试验中能够显著降低试验成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构的剖视示意图；

图2是本发明实施例提供的针栓式喷注面板的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的针栓的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的氧化剂催化床的结构示意图。

附图标记：1、发动机头盖；101、氧化剂入口；102、氧化剂集液头腔；2、针栓式喷注面板；201、喷注面板；202、针栓；2021、周向定位翼；203、弹簧；204、螺母；3、氧化剂催化床；301、催化床壳体；302、氧化剂催化网；303、气体喷注面板；4、催化床支撑外壳；5、调节环；501、催化分解加强段；6、催化床绝热层；601、储胶槽；7、前燃室壳体；8、前燃室绝热层；9、燃烧室壳体；10、固体药柱；11、密封件。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明实施例之一，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本技术领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

本发明实施例提供了一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构。

下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图1～图4所示，本发明实施例所提供的针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构包括发动机头盖1、针栓式喷注面板2、氧化剂催化床3、催化床支撑外壳4、前燃室壳体7以及燃烧室壳体9，其中：

发动机头盖1与催化床支撑外壳4可拆卸连接，催化床支撑外壳4、前燃室壳体7以及燃烧室壳体9可拆卸连接；

针栓式喷注面板2设置于发动机头盖1中，发动机头盖1与针栓式喷注面板2可拆卸连接，发动机头盖1与针栓式喷注面板2之间形成氧化剂集液头腔102；

氧化剂催化床3设置在催化床支撑外壳4中。

现有技术中，传统液体喷注面板201由于喷注孔直径和孔数是固定的，因此喷注压降随着氧化剂流量改变，这样在推力大范围调节过程中，容易出现：在大流量阶段压降过大会造成氧化剂节流，不能达到预定流量；在小流量阶段压降过小又会造成燃烧不稳定和燃烧效率急剧降低等问题。因此传统液体喷注面板201难以满足固液火箭发动机大范围变推力需求。同时，由于喷注孔直径和孔数是固定的，不同流量下喷注压降就已经固定，因此传统液体喷注面板201难以根据不同任务需求调节喷注压降。

相对现有技术而言，本发明采用模块化设计，发动机头盖1与催化床支撑外壳4可拆卸连接，催化床支撑外壳4、前燃室壳体7以及燃烧室壳体9可拆卸连接，针栓式喷注面板2设置于发动机头盖1中，发动机头盖1与针栓式喷注面板2可拆卸连接，针栓式喷注面板2能够自适应地保证喷注压降稳定，且便于调节喷注压降，所以解决了现有变推力固液火箭发动机技术中喷注压降会产生大范围变化而引起燃烧不稳定和燃烧效率降低的技术问题。

作为可选地实施方式，针栓式喷注面板2包括喷注面板201、针栓202、弹簧203以及螺母204。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，喷注面板201为圆盘结构，针栓202贯穿喷注面板201，喷注面板201的上侧进口为围绕针栓202均布的斜孔，喷注面板201的下侧出口为与斜孔贯通的直孔。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，针栓202包括上部螺纹段、中部定位段以及下部扩张段，中部定位段上设置有周向定位翼2021，周向定位翼2021与喷注面板201上的直孔相匹配。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，螺母204设置在针栓202的上部，弹簧203的两端分别与螺母204和喷注面板201相抵接，通过调节螺母204的旋入长度能调节弹簧203对针栓202施加的弹簧203力。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，氧化剂催化床3包括催化床壳体301、氧化剂催化网302以及气体喷注面板303，气体喷注面板303上设置有氧化剂气体喷注孔。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，气体喷注面板303下方设置有催化分解加强段501和调节环5，调节环5高度与氧化剂催化床3直径之比为0.05-0.5。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，还包括密封件11，发动机头盖1与催化床支撑外壳4之间、催化床支撑外壳4与前燃室壳体7之间，以及前燃室壳体7与燃烧室壳体9之间，均通过密封件11进行密封。上述结构便于加工制造，密封件11采用石墨密封圈。

作为可选地实施方式，催化床支撑外壳4中设置有催化床绝热层6，前燃室壳体7中设置有前燃室绝热层8，催化床绝热层6上设置有储胶槽601。上述结构便于加工制造。

作为可选地实施方式，发动机头盖1的中心设置有氧化剂入口101，燃烧室壳体9内设置有固体药柱10。上述结构便于加工制造。

本发明提供的实施例中，针栓式喷注面板2可在不同调节范围变推力固液火箭发动机中重复使用。其中喷注面板201为圆盘形，面板上侧进口为围绕针栓202均布的斜孔，下侧出口为与斜孔贯通的直孔。针栓202的上部螺纹段与螺母204安装，下部扩张段与喷注面板201构成节流面，中部设计有周向定位翼2021，与面板直孔配合，实现针栓202周向定位。弹簧203安装于喷注面板201和针栓202之间，对针栓202施加弹簧力。针栓202通过弹簧203和螺母204施加轴向约束，针栓202通过周向定位翼2021与喷注面板201的直孔配合施加周向约束，保障喷注环缝的稳定性。

催化床壳体301为圆筒形，上侧与针栓式喷注面板2配合，下侧与气体喷注面板303侧壁外缘周向焊接为一体，同时在催化床壳体301内部装填氧化剂催化网302。气体喷注面板303上设计有氧化剂气体喷注孔，氧化剂气体喷注孔周向上分多层布置，每层周向均布。

氧化剂催化床3与调节环5通过定位台肩固定于催化床支撑外壳4中。催化床支撑外壳4通过法兰连接与发动机头盖1实现同轴固定。发动机头盖1下端面设计有密封槽，通过加装石墨密封圈并与催化床支撑外壳4上密封环配合，实现高温下密封。催化床支撑外壳4通过法兰连接与前燃室壳体7和燃烧室壳体9实现同轴固定。前燃室壳体7上、下端面均设计有密封槽，通过加装石墨密封圈并与催化床支撑外壳4和燃烧室壳体9上密封环配合，实现密封。

催化床支撑外壳4和前燃室壳体7上均覆盖有绝热层，其中催化床绝热层6上设计有储胶槽601，通过高温胶与催化床支撑外壳4粘接。前燃室绝热层8通过高温胶侧面粘接于前燃室壳体7。

发动机头盖1中装有针栓式喷注面板2，通过定位台肩实现与发动机头盖1同轴定位。发动机头盖1中心设计有氧化剂入口101，并在针栓式喷注面板2上部形成氧化剂集液头腔102，用来保证氧化剂可以均匀喷注进氧化剂催化床3中。

调节环5安装于催化床支撑外壳4中，通过调整高度实现控制催化分解加强段501长度，控制氧化剂催化分解效果，在催化分解加强段501存在高温分解气体以及未完全分解液体氧化剂液滴，通过该段的高温分解气体的加热以及发动机前燃室向该段的传热，可以实现未完全分解液体氧化剂液滴的进一步分解，同时对前燃室以及催化床起到一定的隔离作用，帮助提升氧化剂催化床热防护效果。通过大量试验与仿真得到调节环高度与催化床直径之比为0.2催化分解和隔热综合效果最好，建议选取调节环高度与催化床直径之比为0.05-0.5。

在固液火箭发动机点火启动过程中，液体氧化剂通过发动机头盖1上的氧化剂入口101进入氧化剂集液头腔102中。待液体氧化剂将氧化剂集液头腔102填充完全后，在上游高压液体的输送下氧化剂液体经过针栓式喷注面板2上侧的斜孔到达喷注面板直孔，通过针栓202的周向固定翼与直孔段间隙达到喷注环缝，在压力作用下形成液膜喷注进入氧化剂催化网302内。在催化床中，液体氧化剂在氧化剂催化网302的催化作用下迅速分解为温度较高的氧化剂气体，之后氧化剂气体经过气体喷注面板303上的氧化剂气体喷注孔喷注进入发动机前燃室以及燃烧室内。氧化剂气体在进入发动机燃烧室后，对固体药柱10进行被动加热，使其受热分解产生燃料气体，之后氧化剂气体与燃料气体掺混后发生燃烧，从而实现固液火箭发动机的点火启动。

在固液火箭发动机大范围变推力工作过程中，氧化剂流量变化范围很大。在氧化剂流量调节过程中，针栓202所受喷注压降产生的作用力(方向向下)与弹簧203施加的弹簧力(方向向上)会达到动态平衡。小流量阶段，喷注压降产生的作用力较小，在弹簧力作用下，针栓202向上移动，喷注孔出口面积减小，喷注压降升高直至与弹簧力平衡；大流量阶段，喷注压降产生的作用力较大，在喷注压降作用下，针栓202向下移动，喷注孔出口面积增大，喷注压降降低直至与弹簧力平衡。通过采用低弹性系数弹簧，在针栓有限的活动范围内，弹簧力改变将会很小，弹簧力近似稳定，因此喷注压降也近似不变。通过采用此针栓式喷注面板可以实现喷注面积的自适应调节，达到稳定喷注压降的作用，显著提高固液火箭发动机燃烧稳定性和燃烧效率。

在固液火箭发动机试验中，往往需要不同的喷注压降对应不同工况。通过调节螺母204位置，可以调节施加弹簧力的大小，进而调节喷注压降。因此可以根据不同的任务需求，在试验前调节喷注压降，实现重复使用，提高产品利用率，显著降低固液火箭发动机试验成本。

在固液火箭发动机工作过程中，催化床支撑外壳4和前燃室壳体7上均覆盖有绝热层，可以实现良好的热防护效果，可以保证结构件在发动机恶劣的热环境下长时间工作不失效；在催化分解加强段501内，可以通过该段的高温分解气体的加热以及发动机前燃室向该段的传热，实现未完全分解液体氧化剂液滴的进一步分解，并有效阻隔发动机前燃室内的高温燃气向发动机催化床组件的流动和传热，从而保证催化床组件在长时间工作后不会因温度过高而失效；同时各组件密封处采用耐高温石墨密封圈，通过该密封方式可以实现发动机催化床结构的模块化，可以在保证密封效果的同时保证结构件在发动机恶劣的热环境下长时间工作不失效。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

Claims (2)

1.一种针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，其特征在于，包括发动机头盖、针栓式喷注面板、氧化剂催化床、催化床支撑外壳、前燃室壳体以及燃烧室壳体，其中：

所述发动机头盖与所述催化床支撑外壳可拆卸连接，所述催化床支撑外壳、所述前燃室壳体以及所述燃烧室壳体可拆卸连接；

所述针栓式喷注面板设置于所述发动机头盖中，所述发动机头盖与所述针栓式喷注面板可拆卸连接，所述发动机头盖与所述针栓式喷注面板之间形成氧化剂集液头腔；

所述氧化剂催化床设置在所述催化床支撑外壳中；

所述针栓式喷注面板包括喷注面板、针栓、弹簧以及螺母；

所述喷注面板为圆盘结构，所述针栓贯穿所述喷注面板，所述喷注面板的上侧进口为围绕所述针栓均布的斜孔，所述喷注面板的下侧出口为与所述斜孔贯通的直孔；

所述针栓包括上部螺纹段、中部定位段以及下部扩张段，所述中部定位段上设置有周向定位翼，所述周向定位翼与所述喷注面板上的所述直孔相匹配；

所述螺母设置在所述针栓的上部，所述弹簧的两端分别与所述螺母和所述喷注面板相抵接，通过调节所述螺母的旋入长度能调节所述弹簧对所述针栓施加的弹簧力。

2.根据权利要求1所述的针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构，其特征在于，所述氧化剂催化床包括催化床壳体、氧化剂催化网以及气体喷注面板，所述气体喷注面板上设置有氧化剂气体喷注孔；

所述气体喷注面板下方设置有催化分解加强段和调节环，所述调节环高度与氧化剂催化床直径之比为0.05-0.5；

还包括密封件，所述发动机头盖与所述催化床支撑外壳之间、所述催化床支撑外壳与所述前燃室壳体之间，以及所述前燃室壳体与所述燃烧室壳体之间，均通过所述密封件进行密封；

所述催化床支撑外壳中设置有催化床绝热层，所述前燃室壳体中设置有前燃室绝热层，所述催化床绝热层上设置有储胶槽；

所述发动机头盖的中心设置有氧化剂入口，所述燃烧室壳体内设置有固体药柱。

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