一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法与流程

本申请涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法。

背景技术：

现有的可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计中，一般是给定预期目标性能及寿命要求后根据经验确定参数的大致范围，并从中选择一组进行设计，然后计算寿命，看能否满足条件，如果不行则需要重新设计之后再次计算寿命，如此反复。

在推力室冷却槽的寿命的计算方面，一种是较为普遍的有限元仿真计算方法，需要很大的计算量；另一种是使用经典塑性理论计算，步骤复杂且需要结合仿真结果，难以用于工程实践。

目前这种先设计参数后校核寿命的设计方法，过程繁琐，且由于参数组合众多往往得不到想要的寿命结果。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，在一定程度上以解决现有技术中先设计参数后校核寿命的设计方法过程繁琐的技术问题。

本申请提供了一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，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nt；

将n与nt进行对比；

当n<nt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n>nt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。

在上述技术方案中，进一步地，所述计算推力室内壁变薄的极限次数nt通过公式(1)计算得出：

nt＝750n^1.25(1)

其中，

其中，su为材料极限强度(pa)；sy为材料屈服强度(pa)。

在上述技术方案中，进一步地，所述当n<nt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δεp1；

根据所述冷却槽的轴向应变δεp1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。

在上述技术方案中，进一步地，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，dt为喉部直径，pr为冷却剂普朗特数，cp为燃气平均质量定压热容，pc为燃烧室压力，c^*为特征速度，r为喉部曲率半径，at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，prw为壁面处的冷却剂普朗特数，λf为冷却剂导热系数，de为水力直径。

在上述技术方案中，进一步地，所述冷却槽的轴向应变δεp1，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。

在上述技术方案中，进一步地，步骤所述根据所述冷却槽的轴向应变δεp1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，根据公式(5)计算得出：

其中，h为所述冷却槽的内壁厚度，l为所述冷却槽的冷却通道宽度，w为所述冷却槽的肋板厚度。

在上述技术方案中，进一步地，步骤所述根据所述冷却槽的内壁总变形δ，确定出拉伸不稳定失效时，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计算步骤如下：

根据所述冷却槽变形失效确定冷却槽的寿命n的表达式如公式(6)所示：

其中，e为常数；

将公式(5)代入公式(6)中，整理可得公式(7)：

在上述技术方案中，进一步地，所述当n>nt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包括以下步骤：

确定疲劳寿命参数关系式如公式(8)所示：

其中，表示最小截面有效应变，nf为推力室疲劳寿命，b、c均为与材料特性相关的常数；

由塑性变形公式，最小截面有效应变为公式(9)所示：

其中，ε1min和ε2min分别表示径向最小截面应变和轴向最小截面应变，ε1min如公式(10)所示，ε2min如公式(11)所示：

其中，ε1avg＝ε2min，

令

即得出疲劳寿命参数关系式如公式(12)所示：

在上述技术方案中，进一步地，将公式(12)获得的参数代入公式(7)中获得的结果大于nt。

在上述技术方案中，进一步地，当推力室内壁材料为narloy-z时，b＝0.549，c＝-0.4844；当推力室内壁材料为ofhc函数时，b＝0.1669，c＝-0.44。

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供的一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，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nt；

将n与nt进行对比；

当n<nt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n>nt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。

具体地，本申请根据给定寿命进而计算冷却槽参数，解决了现有技术中先设计冷却槽参数后校核冷却槽的寿命是否合格的繁琐步骤，本申请计算过程不需借助任何仿真计算过程，简单便捷有效，具有较强的工程实际意义。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，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为本申请提供的一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法的流程图。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

实施例一

集合图1所示，本申请提供的一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，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nt；

将n与nt进行对比；

当n<nt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。

具体地，在该实施例中选取某型大推力氢氧火箭发动机推力室为研究对象，其内壁材料为ofhc。

步骤100：预设所述冷却槽的寿命的n为100次；步骤200：计算nt，当n＝0.467时，nt＝750n^1.25＝750×0.467^1.25＝289；

步骤300：将n与nt进行对比，此时n<nt，即此时拉伸不稳定失效；

根据冷却槽变形失效的几何关系可以得到寿命n表达式如下:

其中，h为所述冷却槽的内壁厚度，l为所述冷却槽的冷却通道宽度，w为所述冷却槽的肋板厚度，δ为所述冷却槽的内壁总变形。

其中，内壁总变形的大小δ由内壁弯曲变形量δ1和剪切变形量δ2组成，p＝5.02×10⁶pa:

即有如下公式：

这里面的轴向应变δεp1的值，由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和热应力引起的轴向应变δε”p1构成，具体有如下公式：

当α＝1.71×10^-5，v＝0.3，e＝1.17×10¹¹，sy＝6.2×10⁷pa；时；

由推力室一维传热计算，k＝352为导热系数，t4＝76为冷却剂温度，t1＝3400为燃气温度，ma在喉部为1，可得：

当选取不同x的值时，得到对应的y的大小，可以将其拟合为二次函数关系，从而得到t2、t3的值：

t2＝(-0.6183x²+0.871x+0.1571)t1

通过整合上述步骤即可得到拉伸不稳定失效时的冷却槽的寿命表达式如下：

因此根据拉伸不稳定失效时的冷却槽的寿命表达式可以找到一组参数，例如：l＝1.8338mm；w＝1.2mm；h＝4mm；h＝0.337mm；综上实现了给定寿命进而计算冷却槽参数，且此过程不需借助任何仿真计算过程，简单便捷有效。

实施例二

本申请提供的一种可重复使用火箭发动机推力室冷却槽参数设计方法，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nt；

将n与nt进行对比；

当n>nt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。

步骤100：预设冷却槽的寿命n为800次；步骤200：计算nt，当n＝0.467时，nt＝750n^1.25＝750×0.467^1.25＝289；

步骤300：将n与nt进行对比，此时n>nt，即此时疲劳失效失效；

根据manson-coffin疲劳寿命公式如下：

由塑性变形公式，最小截面有效应变为：

其中，ε1min和ε2min分别表示径向最小截面应变和轴向最小截面应变,ε1min和ε2min如下所示：

其中，

由几何关系可以得到：

其中，δ、t2、t3的值与实施例一中的计算过程和结果是一样的。

通过整合上述步骤即可得出疲劳寿命参数表达式：

因此根据疲劳寿命参数表达式可以找到一组参数，例如：

l＝1.5338mm；w＝1.5mm；h＝6mm；h＝0.0.625mm。

综上实现了给定寿命进而计算冷却槽参数，且此过程不需借助任何仿真计算过程，简单便捷有效。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。