本发明涉及液体火箭发动机测试，尤其是涉及一种液体火箭发动机推力室可靠性试验方法及系统。
背景技术：
1、推力室结构可靠性试验是发动机研制中的重要内容，然而现有的可靠性试验中可测量的数据匮乏，一般只是冷却剂的温升和压降。一方面制约了对发动机性能和结构完整性的全面监控，另一方面这些有限的数据难以验证并修正推力室结构失效物理模型，制约了对结构可靠性的评估。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种液体火箭发动机推力室可靠性试验方法及系统，可以结合推力室的温度、压力和内壁变形情况，在开展发动机推力室可靠性试验的同时，提高了发动机可靠性失效物理仿真模型的准确性。
2、第一方面，本发明提供的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，包括以下步骤：
3、在热试试验中获取推力室的温度和压强；
4、根据所述推力室的温度和压强修正流动传热模型；
5、在热试试验后对所述推力室进行ct扫描，以获得所述推力室的喉部壁厚测试值；
6、修正所述推力室的内壁和外壁的材料应力应变关系；
7、重复多次热试试验直至所述推力室失效破坏，并得到对应的热试试验次数；
8、修正所述推力室的寿命预估模型。
9、结合第一方面，本发明提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述在热试试验中获取推力室的温度和压强的步骤包括：
10、获得所述推力室的冷却剂入口温度测试值和冷却剂入口压强测试值；
11、获得所述推力室的冷却剂出口温度测试值和冷却剂出口压强测试值；
12、获得所述推力室的喉部冷却剂温度测试值和喉部冷却剂压强测试值；
13、获得所述推力室的内壁温度测试值。
14、结合第一方面的第一种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述根据所述推力室的温度和压强修正流动传热模型的步骤包括：
15、依据冷却剂入口温度测试值和冷却剂入口压强测试值通过流动传热计算获得冷却剂出口处压强计算值和喉部冷却剂压强计算值；
16、若所述冷却剂出口处压强计算值与所述冷却剂出口压强测试值的第一偏差，以及所述喉部冷却剂压强计算值与所述喉部冷却剂压强测试值的第二偏差中至少其一超出预设偏差，则修正压力损失算式或修正压强计算值，直至所述第一偏差和所述第二偏差皆小于等于预设偏差。
17、结合第一方面的第一种可能的实施方式，本发明提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述根据所述推力室的温度和压强修正流动传热模型的步骤包括：
18、计算获得冷却剂出口温度计算值、喉部冷却剂温度计算值和内壁温度计算值；
19、对比所述冷却剂出口温度计算值与所述冷却剂出口温度测试值，以获得第三偏差；
20、对比所述喉部冷却剂温度计算值与所述喉部冷却剂温度测试值，以获得第四偏差；
21、对比所述内壁温度计算值与所述内壁温度测试值，以获得第五偏差；
22、若所述第三偏差、所述第四偏差和所述第五偏差至少其一超出预设偏差，则修正流动传热模型的换热，直至所述第三偏差、所述第四偏差和所述第五偏差皆小于等于预设偏差。
23、结合第一方面，本发明提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述修正所述推力室的内壁和外壁的材料应力应变关系的步骤包括：
24、建立所述推力室的热结构分析模型，并计算预设次数工作循环后的喉部壁厚计算值；
25、若所述喉部壁厚计算值与所述喉部壁厚测试值偏差超出预设偏差，则调整所述热结构分析模型，直至所述喉部壁厚计算值与所述喉部壁厚测试值的偏差小于等于所述预设偏差。
26、结合第一方面，本发明提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述修正所述推力室的寿命预估模型的步骤包括：
27、根据推力室寿命预估模型计算所述推力室失效破坏的预测工作次数；
28、根据公式，计算所述推力室的寿命分散系数，其中，为预测工作次数，为热试试验次数。
29、第二方面，本发明提供的液体火箭发动机推力室可靠性试验系统，包括：
30、温压测试模块，所述温压测试模块安装于推力室，用以获取所述推力室的温度和压强；
31、ct扫描设备，所述ct扫描设备用于对所述推力室进行扫描，以检测所述推力室的喉部壁厚测试值和所述推力室的失效损伤情况；
32、分析评估模块，所述温压测试模块和所述ct扫描设备分别与所述分析评估模块连接。
33、结合第二方面，本发明提供了第二方面的第一种可能的实施方式，其中，所述温压测试模块包括：冷却剂入口温度传感器、冷却剂出口温度传感器和冷却剂喉部温度传感器；
34、所述冷却剂入口温度传感器安装于所述推力室出口端的第一法兰盘上，所述冷却剂出口温度传感器安装于所述推力室入口端的第二法兰盘上，所述冷却剂喉部温度传感器安装于所述推力室的喉部。
35、结合第二方面，本发明提供了第二方面的第二种可能的实施方式，其中，所述温压测试模块包括：冷却剂入口压强传感器、冷却剂出口压强传感器和冷却剂喉部压强传感器；
36、所述冷却剂入口压强传感器安装于所述推力室出口端的第一法兰盘上，所述冷却剂出口压强传感器安装于所述推力室入口端的第二法兰盘上，所述冷却剂喉部压强传感器安装于所述推力室的喉部。
37、结合第二方面，本发明提供了第二方面的第三种可能的实施方式，其中，所述温压测试模块包括：第一内壁温度传感器和第二内壁温度传感器；
38、所述第一内壁温度传感器和所述第二内壁温度传感器分别由外向内插设于所述推力室的侧壁，用以分别检测所述推力室的内壁温度；
39、所述第一内壁温度传感器插设于所述推力室的径向深度尺寸与所述第二内壁温度传感器插设于所述推力室的径向深度尺寸具有差值。
40、本发明实施例带来了以下有益效果：在热试试验中获取推力室的温度和压强，在热试试验后对推力室进行ct扫描，以获得推力室的喉部壁厚测试值，通过重复多次热试试验直至推力室失效破坏，并得到对应的热试试验次数，能够根据推力室的温度和压强修正流动传热模型，并且可以修正推力室的内壁和外壁的材料应力应变关系，还可以修正推力室的寿命预估模型，实现了推力室的温度、压力和内壁变形情况的综合分析，提高了发动机推力室可靠性试验的准确性。
41、为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
1.一种液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，所述在热试试验中获取推力室的温度和压强的步骤包括：
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，所述根据所述推力室的温度和压强修正流动传热模型的步骤包括：
4.根据权利要求2所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，所述根据所述推力室的温度和压强修正流动传热模型的步骤包括：
5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，所述修正所述推力室的内壁和外壁的材料应力应变关系的步骤包括：
6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，其特征在于，所述修正所述推力室的寿命预估模型的步骤包括：
7.一种液体火箭发动机推力室可靠性试验系统，其特征在于，包括：
8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验系统，其特征在于，所述温压测试模块（100）包括：冷却剂入口温度传感器（110）、冷却剂出口温度传感器（120）和冷却剂喉部温度传感器（130）；
9.根据权利要求7所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验系统，其特征在于，所述温压测试模块（100）包括：冷却剂入口压强传感器（140）、冷却剂出口压强传感器（150）和冷却剂喉部压强传感器（160）；
10.根据权利要求7所述的液体火箭发动机推力室可靠性试验系统，其特征在于，所述温压测试模块（100）包括：第一内壁温度传感器（170）和第二内壁温度传感器（180）；
