用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室的制作方法

本发明涉及用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室，属于液氧煤油、液氧甲烷、液氧液氢、过氧化氢等火箭发动机技术领域。

背景技术

火箭发动机的发展方向是通过简化结构等技术措施较大幅度提高可靠性，根据火箭发射任务需要不断增大推力，根据大大降低火箭发射成本需要从一次性使用转变为多次重复使用。为此，本人提出了″一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室″(发明专利申请201711201099.1)。这一组火箭推力室具有结构较简单、通用性好、零件数少、头部强度高和刚性大、能有效抑制高频不稳定燃烧等优点。但也存在推力室直径取到1.7米过大、推进剂未含液氧甲烷、隔板分区面积不等、隔板有端头零件、氢氧推力室用富氧气不实际、有的集合器多余等缺点。现把推力室直径定在0.3-1.5米，增加液氧甲烷推进剂，用等面积分区隔板，取消隔板端头零件，氢氧推力室只用富氢气，有内集合器处不设外集合器。以此再次申请发明专利。

技术实现要素：

针对本人前已申请的上述专利存在六个缺点，为了克服这些缺点从而给出更好更实用更多推进剂的中型、大型和超大型火箭推力室，本发明给出用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室。

一种基本型火箭推力室，由头部、身部和隔板组成并焊接一体。头部和这三部分的连接件包括承力座、法兰盘、多孔内锥壳、外锥壳、涡轮排气引入管、第一承力连接件、第二承力连接件、第三承力连接件、连接集合环、喷注器盘、喷注弧段板组、喷注径向板、头身连接搭板、点火燃料集合器和点火燃料进入管。头部是把厚的喷注器盘用各承力连接件与多孔内锥壳连接一体的高强度头部。从涡轮排气引入管进入的是全部液氧与少量煤油或甲烷进行燃烧产生温度不超过800k的富氧气。多孔内锥壳、外锥壳和涡轮排气引入管组成涡轮排气输入装置。身部是圆柱段内径为1.05-1.5m和用煤油或甲烷再生冷却并有冷却剂进入管的传统身部。隔板是用煤油或甲烷从内部流过并排放的冷却排放隔板。厚度宜取10％直径的喷注器盘按等面积划分为中心圆形区、6个第一圈扇形区、12个第二圈扇形区和18个第三圈扇形区。各区内按同心圆双排和单排密集开有气轴向孔、隔板两边气轴向孔和外圈气轴向孔用来喷注涡轮排气。喷注弧段板组和喷注径向板双排和单排开有流体自击对、流体小轴向孔和外圈流体斜孔，用来喷注煤油或甲烷。一个自击角0-30度的流体自击对与一个气轴向孔组成自击互击喷注单元，一个外圈流体斜孔与一个外圈气轴向孔组成互击角0-30度的互击喷注单元。连接集合环沿圆周均匀开有点火燃料斜孔、冷却剂输送孔和环形缝隙。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧煤油或甲烷推力室。

对于基本型火箭推力室，冷却排放隔板由第一周向隔板、第二周向隔板、第三周向隔板、6块第一圈径向隔板、12块第二圈径向隔板和18块第三圈径向隔板组成并焊接一体。第一周向隔板的内半径r与各径向隔板长度h的数值关系为r＝0.61h，以此把隔板划分成等面积的37区。各隔板单排或双排均匀开有细长输送盲孔和双排开有端头喷注斜孔，用来把流过隔板的煤油或甲烷喷注到推力室内并与隔板两边气轴向孔喷注的富氧气进行混合燃烧。第三圈径向隔板最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔。端头喷注斜孔和小直径端头喷注斜孔的倾斜角都为5-20度。各隔板的高度相等和宜取80-100mm。各隔板连同喷注弧段板组和喷注径向板与喷注器盘开的径向槽组和环形槽组中的相应槽相配合并用角焊或入槽角焊或翻边钎焊连接固定。

对于基本型火箭推力室，环形缝隙开在连接集合环的缝隙内壁和缝隙外壁之间。缝隙外壁沿圆周均匀开有小径向孔。从小径向孔流入的煤油或甲烷进入环形缝隙后转角九十度喷注而成为推力室内冷却的改进方式。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区和第三承力连接件而成的缩小头部。12个第二圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔改为外圈气轴向孔及相应增加外圈流体斜孔。身部是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用煤油或甲烷再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板和18块第三圈径向隔板而成的等面积19区燃料冷却排放隔板。第二圈径向隔板最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型液氧煤油或甲烷推力室即第一种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区、12个第二圈扇形区、第三承力连接件和第二承力连接件而成的再缩小头部。6个第一圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔改为外圈气轴向孔及相应增加外圈流体斜孔。身部是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用煤油或甲烷再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板、第二周向隔板、18块第三圈径向隔板和12块第二圈径向隔板而成的等面积7区燃料冷却排放隔板。第一圈径向隔板最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型液氧煤油或甲烷推力室即第二种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部的涡轮排气引入管进入的富氧气改为少量液氧与气氢或液氢燃烧产生温度不超过800k的富氢气。喷注器盘的外圈气轴向孔予以取消及相应的外圈流体斜孔改为外圈流体小轴向孔。连接集合环改为取消冷却剂输送孔的连接集合环a并在其外侧增加一个液氧进入管，使得流体自击对、流体小轴向孔和外圈流体小轴向孔喷注的是液氧。头身连接搭板改为有孔的头身连接搭板并在其上增设冷却剂输出管。身部是圆柱段内径为1.05-1.5m和用液氢再生冷却的传统身部并使吸热转变成低温气氢的大部分从冷却剂输出管输出和一小部分从环形缝隙喷出。隔板是用液氧冷却喷注的等面积37区冷却排放隔板，并把第三圈径向隔板最外边开的两个小直径端头喷注斜孔改为一个外圈流体小轴向孔。取消点火燃料集合器和点火燃料进入管而改在承力座和喷注器盘的中央设置电点火器管道。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧液氢推力室即第三种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区和第三承力连接件而成的缩小头部。12个第二圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔予以取消及喷注弧段板组的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔。身部是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用液氢再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板和18块第三圈径向隔板而成的等面积19区液氧冷却排放隔板。第二圈径向隔板最外边开的是一个外圈流体小轴向孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型液氧液氢推力室即第四种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区、12个第二圈扇形区、第三承力连接件和第二承力连接件而成的再缩小头部。6个第一圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔予以取消及喷注弧段板组的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔。身部是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用液氢再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板、第二周向隔板、18块第三圈径向隔板和12块第二圈径向隔板而成的等面积7区液氧冷却排放隔板。第一圈径向隔板最外边开的是一个外圈流体小轴向孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型液氧液氢推力室即第五种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部的涡轮排气引入管进入的富氧气改为分解中等浓度70％-79％过氧化氢产生温度322-485摄氏度的富氧气。喷注器盘的外圈气轴向孔予以取消及相应的外圈流体斜孔改为外圈流体小轴向孔。流体自击对的自击角范围增大到0-60度。连接集合环改为取消冷却剂输送孔的连接集合环a并在其外侧增加一个燃料进入管，使得流体自击对、流体小轴向孔和外圈流体小轴向孔喷注的是煤油或液氢或与过氧化氢自燃的nhmf燃料。改用有孔的头身连接搭板并在其上增设冷却剂输出管。身部是圆柱段内径为1.05-1.5m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部，并使该过氧化氢的大部分从冷却剂输出管输出和一小部分从环形缝隙喷出。隔板是用煤油、液氢、nhmf等燃料冷却喷注的等面积37区冷却排放隔板，并把第三圈径向隔板最外边开的两个小直径端头喷注斜孔改为一个外圈流体小轴向孔。取消点火燃料集合器和点火燃料进入管而改在承力座和喷注器盘的中央设置电点火器管道。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型过氧化氢推力室即第六种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区和第三承力连接件而成的缩小头部。12个第二圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔予以取消及喷注弧段板组的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔。身部是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板和18块第三圈径向隔板而成的等面积19区燃料冷却排放隔板。第二圈径向隔板最外边开的是一个外圈流体小轴向孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型过氧化氢推力室即第七种衍生型推力室。

对于基本型火箭推力室，头部是取消18个第三圈扇形区、12个第二圈扇形区、第三承力连接件和第二承力连接件而成的再缩小头部。6个第一圈扇形区外圈的隔板两边气轴向孔予以取消及喷注弧段板组的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔。身部是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部。隔板是取消第三周向隔板、第二周向隔板、18块第三圈径向隔板和12块第二圈径向隔板而成的等面积7区燃料冷却排放隔板。第一圈径向隔板最外边开的是一个外圈流体小轴向孔。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型过氧化氢推力室即第八种衍生型推力室。

本发明用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室的有益效果和优点是：

1.推力室结构较简单。直流式头部强度高和刚性大。用直流喷孔替代现用的同轴式喷嘴，使推力室零件数大大减少。液氧推力室采用0-30度的喷注自击角和互击角，既能保护喷注器面不被烧蚀，又能保证推进剂组元雾化混合质量。端头喷注斜孔的倾斜角只有5-20度也是同样道理。有双锥壳的涡轮排气输入装置整流好。冷却排放隔板的结构简单，冷却可靠，等面积分区合理，端头喷注斜孔与隔板两边气轴向孔形成又一种喷注单元，能有效抑制高频不稳定燃烧。用传统身部的技术继承性好。

2.推力室结构通用性好。适用于液氧煤油或甲烷、液氧液氢、中等浓度70-79％过氧化氢煤油或液氢或nhmf燃料等三种类型共六种无毒化双组元推进剂。每一种类型推进剂又分别包含中型(推力30-150吨)、大型(推力150-400吨)、超大型(推力400-800吨)等三种推力室。一种基本结构或再添加两个进出液接管嘴，适用于由基本型和八种衍生型组成的系列火箭推力室。几乎涵盖了所有常用的无毒化双组元推进剂火箭推力室。

3.给出环形缝隙的内冷却改进方式，以适应加大内冷却流量和把单个发动机可靠性提高到0.9999。这种内冷却结构使得内冷却液膜或气膜更均匀和贴壁，内冷却效果好。可使液氧煤油推力室取消其传统的三道冷却环带，简化结构。

4.给出两种点火方式。一种是从点火燃料斜孔喷出专用点火燃料，用于液氧煤油、液氧甲烷等推力室点火。另一种是在推力室中央设置电点火器用管道，供电点火器喷出起动火矩用，用于液氧液氢、过氧化氢等推力室点火。

5.系列火箭推力室都能满足火箭发动机多次重复使用的要求。液氧推力室的燃烧温度高达3200-3500摄氏度，重复使用次数要少一些：液氧煤油10次，液氧甲烷25次，液氧液氢50次。中等浓度过氧化氢推力室的燃烧温度只有1958-2228摄氏度，这种过氧化氢的冷却性能好和流量大，重复使用次数可多达200次。

本发明用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室适用于可较大幅度提高可靠性和多次重复使用的液氧煤油或甲烷、液氧液氢、中等浓度过氧化氢煤油或液氢或nhmf燃料等双组元推进剂火箭发动机。推力范围：中型30-150吨，大型150-400吨，超大型400-800吨。

附图说明

图1基本型火箭推力室简图

图2基本型火箭推力室头部和隔板侧视剖面的四分之一

图3基本型火箭推力室头部和隔板喷注面的六分之一

图4基本型火箭推力室隔板等与喷注器盘的连接图

图4-1周向隔板与喷注器盘的角焊连接图

图4-2径向隔板与喷注器盘的入槽角焊连接图

图4-3喷注径向板与喷注器盘的角焊连接图

图4-4喷注弧形板与喷注器盘的翻边钎焊连接图

图5第四、七种衍生型推力室头部和隔板侧视剖面的四分之一

图6第四、七种衍生型推力室头部和隔板喷注面的六分之一

图7第一、四、七种衍生型推力室多孔内锥壳正视图的四分之一

图8第五、八种衍生型推力室头部和隔板侧视剖面的四分之一

图9第五、八种衍生型推力室头部和隔板喷注面的六分之一

具体实施方式

图1至图9是本发明用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室的优选实施例。

如图1、图2、图3和图4所示，一种基本型火箭推力室，由头部1、身部2和隔板3组成并焊接一体。头部1和这三部分的连接件包括承力座4、法兰盘5、多孔内锥壳6、外锥壳7、涡轮排气引入管8、第一承力连接件9、第二承力连接件9a、第三承力连接件9b、连接集合环10、喷注器盘11、喷注弧段板组12、喷注径向板13、头身连接搭板14、点火燃料集合器15和点火燃料进入管16。头部1是把厚的喷注器盘11用各承力连接件与多孔内锥壳6连接一体的高强度头部1a1。从涡轮排气引入管8进入的是全部液氧与少量煤油或甲烷进行燃烧产生温度不超过800k的富氧气。多孔内锥壳6、外锥壳7和涡轮排气引入管8组成涡轮排气输入装置。身部2是圆柱段内径为1.05--1.5m和用煤油或甲烷再生冷却并有冷却剂进入管17的传统身部2a1。隔板3是用煤油或甲烷从内部流过并排放的冷却排放隔板3a1。厚度宜取10％直径的喷注器盘11按等面积划分为中心圆形区18、6个第一圈扇形区19、12个第二圈扇形区19a和18个第三圈扇形区19b。各区内按同心圆双排和单排密集开有孔径宜小于10mm的气轴向孔20、隔板两边气轴向孔20a和外圈气轴向孔20b用来喷注涡轮排气。弧段板组12和喷注径向板13双排和单排开有液体孔径宜小于2mm的流体自击对21、流体小轴向孔22和外圈流体斜孔23用来喷注煤油或甲烷。一个自击角0-30度的流体自击对21与一个气轴向孔20组成自击互击喷注单元及一个外圈流体斜孔23与一个外圈气轴向孔20b组成互击角0-30度的互击喷注单元。连接集合环10沿圆周均匀开有点火燃料斜孔24、冷却剂输送孔25和环形缝隙26。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧煤油或甲烷推力室。

如图2、图3和图4所示，对于基本型火箭推力室，冷却排放隔板3a1由第一周向隔板27、第二周向隔板27a、第三周向隔板27b、6块第一圈径向隔板28、12块第二圈径向隔板28a和18块第三圈径向隔板28b组成并焊接一体。第一周向隔板27的内半径r与各径向隔板长度h的数值关系为r＝0.61h把隔板划分成等面积的37区。各隔板单排或双排均匀开有细长输送盲孔29和双排开有端头喷注斜孔30用来把流过隔板的煤油或甲烷喷注到推力室内并与隔板两边气轴向孔20a喷注的富氧气进行混合燃烧。第三圈径向隔板28b最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔30a，端头喷注斜孔30和小直径端头喷注斜孔30a的倾斜角都为5-20度。各隔板的高度相等和宜取80-100mm。各隔板连同喷注弧段板组12和喷注径向板13与喷注器盘11开的径向槽组31和环形槽组32中的相应槽相配合并用角焊或入槽角焊或翻边钎焊连接固定。

如图2和图3所示，对于基本型火箭推力室，环形缝隙26开在连接集合环10的缝隙内壁33和缝隙外壁34之间。缝隙外壁34沿圆周均匀开有小径向孔35。从小径向孔35流入的煤油或甲烷进入环形缝隙26后转角九十度喷注而成为推力室内冷却的改进方式。

如图2、图3、图5、图6和图7所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b及第三承力连接件9b而成的缩小头部1a2。12个第二圈扇形区19a外圈的隔板两边气轴向孔20a改为外圈气轴向孔20b及相应增加外圈流体斜孔23。身部2是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用煤油或甲烷再生冷却的传统身部2a2。隔板3是取消第三周向隔板27b和18块第三圈径向隔板28b而成的等面积19区燃料冷却排放隔板3a2。第二圈径向隔板28a最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔30a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型液氧煤油或甲烷推力室即第一种衍生型推力室。

如图2、图3、图8和图9所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b、12个第二圈扇形区19a、第三承力连接件9b和第二承力连接件9a而成的再缩小头部1a3。6个第一圈扇形区19外圈的隔板两边气轴向孔20a改为外圈气轴向孔20b及相应增加外圈流体斜孔23。身部2是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用煤油或甲烷再生冷却的传统身部2a3。隔板3是取消第三周向隔板27b、第二周向隔板27a、18块第三圈径向隔板28b和12块第二圈径向隔板28a而成的等面积7区燃料冷却排放隔板3a3。第一圈径向隔板28最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔30a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型液氧煤油或甲烷推力室即第二种衍生型推力室。

如图2、图3、图5和图6所示，对于基本型火箭推力室，头部1的涡轮排气引入管8进入的富氧气改为少量液氧与气氢或液氢燃烧产生温度不超过800k的富氢气而成为头部1b1。喷注器盘11的外圈气轴向孔20b予以取消及相应的外圈流体斜孔23改为外圈流体小轴向孔22a。连接集合环10改为取消冷却剂输送孔25的连接集合环a10a并在其外侧增加一个液氧进入管36使得流体自击对21、流体小轴向孔22和外圈流体小轴向孔22a喷注的是液氧。头身连接搭板14改为有孔的头身连接搭板14a并在其上增设冷却剂输出管37。身部2是圆柱段内径为1.05-1.5m和用液氢再生冷却的传统身部2c1并使吸热转变成低温气氢的大部分从冷却剂输出管37输出和一小部分从环形缝隙26喷出。隔板3是用液氧冷却喷注的等面积37区冷却排放隔板3c1并把第三圈径向隔板28b最外边开的两个小直径端头喷注斜孔30a改为一个外圈流体小轴向孔22a。取消点火燃料集合器15和点火燃料进入管16而改在承力座4和喷注器盘11的中央设置电点火器管道38。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧液氢推力室即第三种衍生型推力室。

如图2、图3、图5至图7所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b和第三承力连接件9b而成的缩小头部1b2。12个第二圈扇形区19a外圈的隔板两边气轴向孔20a予以取消及喷注弧段板组12的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔22a。身部2是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用液氢再生冷却的传统身部2b2。隔板3是取消第三周向隔板27b和18块第三圈径向隔板28b而成的等面积19区液氧冷却排放隔板3b3。第二圈径向隔板28a最外边开的是一个外圈流体小轴向孔22a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型液氧液氢推力室即第四种衍生型推力室。

如图2、图3、图8和图9所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b、12个第二圈扇形区19a、第三承力连接件9b和第二承力连接件9a而成的再缩小头部1b3。6个第一圈扇形区19外圈的隔板两边气轴向孔20a予以取消及喷注弧段板组12的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔22a。身部2是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用液氢再生冷却的传统身部2b3。隔板3是取消第三周向隔板27b、第二周向隔板27a、18块第三圈径向隔板28b和12块第二圈径向隔板28a而成的等面积7区液氧冷却排放隔板3b3。第一圈径向隔板28最外边开的是一个外圈流体小轴向孔22a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型液氧液氢推力室即第五种衍生型推力室。

如图2、图3、图5和图6所示，对于基本型火箭推力室，头部1的涡轮排气引入管8进入的富氧气改为分解中等浓度70％-79％过氧化氢产生温度322-485摄氏度的富氧气而成为头部1c1。喷注器盘11的外圈气轴向孔20b予以取消及相应的外圈流体斜孔23改为外圈流体小轴向孔22a。流体自击对21的自击角范围增大到0-60度。连接集合环10改为取消冷却剂输送孔25的连接集合环a10a并在其外侧增加一个燃料进入管36a使得流体自击对21、流体小轴向孔22和外圈流体小轴向孔22a喷注的是煤油或液氢或与过氧化氢自燃的nhmf燃料。改用有孔的头身连接搭板14a并在其上增设冷却剂输出管37。身部2是圆柱段内径为1.05-1.5m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部2c1并使该过氧化氢的大部分从冷却剂输出管37输出和一小部分从环形缝隙26喷出。隔板3是用煤油、液氢、nhmf等燃料冷却喷注的等面积37区冷却排放隔板3c1并把第三圈径向隔板28b最外边开的两个小直径端头喷注斜孔30a改为一个外圈流体小轴向孔22a。取消点火燃料集合器15和点火燃料进入管16而改在承力座4和喷注器盘11的中央设置电点火器管道38。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型过氧化氢推力室即第六种衍生型推力室。

如图2、图3、图5至图7所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b和第三承力连接件9b而成的缩小头部1c2。12个第二圈扇形区19a外圈的隔板两边气轴向孔20a予以取消及喷注弧段板组12的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔22a。身部2是圆柱段内径缩小至0.65-1.05m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部2c2。隔板3是取消第三周向隔板27b和18块第三圈径向隔板28b而成的等面积19区燃料冷却排放隔板3c2。第二圈径向隔板28a最外边开的是一个外圈流体小轴向孔22a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的大型过氧化氢推力室即第七种衍生型推力室。

如图2、图3、图8和图9所示，对于基本型火箭推力室，头部1是取消18个第三圈扇形区19b、12个第二圈扇形区19a、第三承力连接件9b和第二承力连接件9a而成的再缩小头部1c3。6个第一圈扇形区19外圈的隔板两边气轴向孔20a予以取消及喷注弧段板组12的最外圈相应增加外圈流体小轴向孔22a。身部2是圆柱段内径缩小至0.3-0.65m和用中等浓度70％-79％过氧化氢再生冷却的传统身部2c3。隔板3是取消第三周向隔板27b、第二周向隔板27a、18块第三圈径向隔板28b和12块第二圈径向隔板28a而成的等面积7区燃料冷却排放隔板3c3。第一圈径向隔板28最外边开的是一个外圈流体小轴向孔22a。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的中型过氧化氢推力室即第八种衍生型推力室。