推力室

使推進劑按一定流量和混合比進入燃燒室霧化、混合和燃燒，對燃燒效率和燃燒穩定性有重要影響。噴注器按噴注方式分為直流式、離心式和同軸式三種。噴注器上有時還裝有隔板、聲腔等抑制燃燒不穩定性的裝置（見火箭發動機燃燒不穩定性），對非自燃推進劑還裝有點火裝置。
　　①直流式噴注器：有很多小直流通孔，推進劑通過小孔形成霧狀小錐角射流噴入燃燒室。直流式噴注器常由兩股或多股射流相互撞擊，以促進霧化和混和。相應的噴注器分別稱為二擊式、三擊式或多擊式噴注器。推進劑相同組元射流相撞的稱為自擊式，推進劑不同組元射流相撞的稱為互擊式，平行射流互不相撞的稱為淋浴式，射流噴射到濺板上的稱為濺板式（圖2a）。直流式噴注器結構簡單緊湊，適用於大推力室。 　②離心式噴注器：由許多作為基本噴注單元的噴嘴組成。在噴嘴內裝有渦流器或在噴嘴側壁上鑽有切向孔（圖2b），可以使推進劑在噴嘴中形成旋渦流動，噴入燃燒室以造成較大角度的錐形噴霧，藉以改善霧化和混合效能。這種噴注器的霧化效果較好,但結構較複雜,尺寸較大。
　　③同軸式噴注器：由許多同軸的噴嘴組成（圖2c），適用於液氧液氫發動機。同軸式噴注器的內噴嘴噴出液氧，它可以是離心式的或直流式的。液氫經推力室的冷卻套加熱氣化後，由同軸噴嘴的環形空隙噴出，與液氧混合後燃燒。 ^[1] 

　　 推進劑霧化、混合和燃燒的容腔。燃燒室承受高温燃氣壓力，通常為圓柱形。它連同噴管一起做成各種形式的冷卻套，如管束式（由許多變截面管釺焊而成）、波紋板式（由內外壁和中間的波紋形板釺焊而成）、銑槽式（銑槽內壁和外壁直接釺焊而成）等。推進劑中的一種組元從冷卻套流過，帶走高温燃氣傳給壁的熱量，同時還可採用薄膜冷卻，以保證燃燒室的可靠工作（見發動機冷卻）。 ^[1] 

　　 將燃燒產物的熱能轉變為動能，以產生高速射流。火箭發動機的噴管都是超音速噴管。噴管面積比根據發動機的要求選擇,一般在10以上，最大的可達400。噴管應保證氣流流動損失小，出口氣流盡量與軸線平行，並且重量輕。常用的形狀有錐形和鐘形。錐形噴管制造方便，而鐘形噴管可以縮短噴管長度。噴管除採用再生冷卻外，對單壁結構的噴管延伸段還可採用渦輪排氣薄膜冷卻、輻射冷卻和燒蝕冷卻等。其他新型噴管如塞式噴管、膨脹偏轉噴管、迴流噴管、平流噴管等尚處於研究階段。 ^[1] 

發動機的推力室就是發動機本身。

藥柱形狀對推力變化有影響。

推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成，見圖。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經霧化，蒸發，混合和燃燒等過程生成燃燒產物，以高速（2500一5000米/秒）從噴管中衝出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓（約20MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷卻。 ^[2] 

液體火箭發動機推力室釺焊過程熱固耦合分析 ^[3]  《焊接學報》2011年第10期

液體火箭發動機推力室結構與冷卻設計 ^[3]  《清華大學》 2012年

氫氧發動機推力室化學反應流場計算 ^[4]  《北京航空航天大學學報》 1998年06期

單組元發動機推力室在軌温度數值仿真 ^[5]  《推進技術》2003, 24(3)

液發推力室和渦輪泵故障監測與診斷技術研究 ^[6]  《北京航空航天大學學報》 1999年05期

航天飛機軌道飛行器RCS主推力室直動閥的設計改進 ^[7]  《火箭推進》 1997年06期

過氧化氫/煤油雙組元推力室催化分解點火研究 ^[8]  《火箭推進》2003年 第6期

液氧/煤油火箭發動機推力室冷卻計算 ^[9] 

推力室多條內冷卻環帶近壁燃氣混合比計算新模型 ^[10]  《火箭推進》 2002年04期

過氧化氫單組元推力室最新發展 ^[11]  《火箭推進》2001（1）

變推力液體火箭發動機燒蝕推力室的設計計算 ^[12]  《推進技術》 1986年03期

RBCC推進系統主火箭發動機氣氧/煤油推力室研究 ^[13]  《火箭推進》2009第6期

渦流冷壁推力室傳熱模型分析計算 ^[14]  《計算機仿真》 2011年04期

層板發汗冷卻推力室的傳熱特性 ^[15]  《燃燒科學與技術》2006年05期

飛船推進系統推力室工作過程數值仿真 ^[16]  《指揮技術學院學報》 2001年05期

鈮鉿合金推力室身部表面高温防護塗層的工藝技術研究 ^[17]  《火箭推進》2016第42（4）期

中國矢量推力航空發動機已進行測試採用3D打印技術 ^[18]