[发明专利]一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法

权利要求书

1.一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

预设冷却槽的寿命为N；

计算推力室内壁材料的变薄极限次数为N_T；

将N与N_T进行对比；

当NN_T时，表明拉伸不稳定失效，则按照拉伸不稳定失效的计算方法进行参数设计；当NN_T时，表明疲劳失效，则按照疲劳失效的计算方法进行参数设计。

2.根据权利要求1所述的可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，其特征在于，所述计算推力室内壁变薄的极限次数为N_T通过公式(1)计算得出：

N_T＝750n^1.25 (1)

其中，

其中，s_u为材料极限强度(Pa)；s_y为材料屈服强度(Pa)。

3.根据权利要求2所述的可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，其特征在于，所述当NN_T时，表明拉伸不稳定失效，则按照拉伸不稳定失效的计算方法进行参数设计包括以下步骤：

获取所述冷却槽的燃气侧内壁和冷却剂侧内壁的温度分别为T₂、T₃；

根据T₂和T₃确定所述冷却槽的内外壁不同热膨胀系数导致的轴向非弹性应变Δε'_p1以及所述冷却槽的热应力引起的轴向应变Δε”_p1，并根据Δε'_p1和Δε”_p1确定冷却槽的轴向应变Δε_p1；

根据所述冷却槽的轴向应变Δε_p1确定所述冷却槽的内壁弯曲变形量δ₁和剪切变形量δ₂，并根据所述冷却槽的内壁弯曲变形量δ₁和剪切变形量δ₂确定所述冷却槽的内壁总变形δ；

根据所述冷却槽的内壁总变形δ，确定拉伸不稳定失效时所述冷却槽的寿命N与参数H、L以及W之间满足的函数关系。

4.根据权利要求1所述的可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，其特征在于，步骤所述计算所述冷却槽的燃气侧内壁和冷却剂侧内壁的温度分别为T₂、T₃包括如下步骤：

由所述推力室的一维传热计算公式可得T₂，所述推力室的一维传热计算如公式(2)所示：

其中，

其中，

根据公式(3)计算出T₃：

其中，

其中，k为导热系数，T₄为冷却剂温度，T₁为燃气温度，h为冷却通道高度，Ma为马赫数，μ为燃气粘度，D_t为喉部直径，p_r为冷却剂普朗特数，c_p为燃气平均质量定压热容，p_c为燃烧室压力，c^*为特征速度，R为喉部曲率半径，A_t为喉部面积，A为轴向截面面积，γ为燃气比热比，h₁为对流换热系数；Re为雷诺数，p_rw为壁面处的冷却剂普朗特数，λ_f为冷却剂导热系数，d_e为水力直径。

5.根据权利要求4所述的可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，其特征在于，所述冷却槽的轴向应变Δε_p1，根据公式(4)计算得出：

其中，α为内壁热膨胀系数，v为泊松比，E为内壁弹性模量，是常数且等于0.35。