CN115825140A - 用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法；用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置包括密封壳以及设置于密封壳内的夹持构件、温度测量组件以及加热组件；夹持构件具有至少两个夹持部，相邻夹持部之间形成有夹持空间，夹持空间用于夹持待测试件；夹持部与待测试件具有相同的曲面，以使相邻夹持部以及夹持于相邻夹持部之间的待测试件能够模拟推力室的至少部分收敛段。综上，待测试件在每次试验时因不同的推力室结构需更换；在实际的使用过程中，密封壳在保护气充斥的环境下，利用加热组件对待测试件加热，并向第一冷却通道通入冷却剂模拟产生冷却效果，循环加载模拟真实推力室的内壁破坏过程。

Description

用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法。

背景技术

火箭是人类进入太空的最主要途径之一，其研发进展成为各国的重点内容之一，作为火箭的“心脏”——发动机，其开发更是重中之重。

以液体火箭为例，由于发动机推力室内高温高压的极端环境影响，一般金属都难以发挥效果，熔点3380℃的钨尚且可能被熔化，故常采用“再生冷却”的热防护方法来降低推力室壁面金属材料的温度。再生冷却原理如图1所示，在进入推力室1’(推力室1’具有收敛段5’)燃烧之前，存储于集液器4’内的低温推进剂作为冷却剂流经推力室中由内壁6’于外壁7’构成的冷却通道3’，对推力室的内壁6’进行对流冷却，同时预热升温，“再生”回更多能量。

再生冷却推力室的内壁面通常由高导热铜基合金制成，其厚度只有1～2mm，以实现内壁燃气侧与冷却剂侧温度的快速传递。且其内外温度极端，温差大，燃气温度有2000～3000K，冷却剂温度仅22～300K；内外压力大，压差大，燃烧室内压强可达20MPa，冷却剂侧压强甚至有30MPa。在此条件下，其内壁的材料结构会受低周疲劳、棘轮、高温蠕变和延性断裂等的影响，内壁沿冷却通道中心线逐渐凸起变薄，直到产生裂纹，贯通燃烧室与冷却剂通道，该破坏机理称为“狗窝效应”。

为了实现火箭的安全可重复使用，必须了解推力室材料的损伤机理，摸清破坏规律，探明其使用寿命和可靠性；进而改进再生冷却槽道设计。这些都必须通过地面试验来获得数据，指导设计和仿真工作。

目前，常见的有三种测试方法：

(1)地面试验方法为材料试验方法，采用试验机对标准试验件进行机械性能(强度、刚度、硬度等)、物理性能(比热容、热导率、电导率等)、化学性能等的测试，由此可以获得材料在特定环境或工作条件下的性能参数。对于此种方法而言，虽然其试验成本相对较低，但它仅能反映材料的性能，无法验证由该材料构成的具体推力室结构的响应，且材料试验也难以实现实际推力室内的极端环境条件，即无法完全模拟真实情况。

(2)推力室热试车方式，该方法是对组装完成的推力室按设计文件规定引入真实的工艺物料，进行预期的实验操作，以获得该部件在预定情况下试验时真实的工作参数。对于此种方法而言：1)推力室内壁面温度测点少，不能形成连续场，且测点离内壁有一定距离，是间接测量，具有一定误差。2)其热流密度等的数值来自于计算反推，即无法直接测量获得。3)虽然推力室内部能满足真实的燃气加热，模拟真实环境条件，但也同样难以令推力室外部室压达到火箭发射升空过程中真实的高压情况。4)热试车过程中无法测量内壁面形变，无法看到初始破坏及衍变过程，只能分析损伤后的试验件。5)热试车属于大型试验，其成本很高。

(3)热机疲劳面板试验方法，以推力室喉部的尺寸参数设计试验面板，通过激光加热模拟实际的燃气加热，通过该试验装置来探究狗窝破坏机理，便利设计与试验验证的过程。对于此种方法而言：1)对于热机疲劳面板试验，虽然能实现狗窝破坏过程，但由于推力室材料对激光的吸收率很低，需要在加热区域涂覆特殊的吸收涂层，会影响结构加热时的变形。且由于激光加热的局限性，试验面板并未考虑以下实际因素的影响：2)推力室轴向的拉瓦尔曲线弧度和周向的圆形弧度。3)周向结构的相互挤压。

因此，亟需一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法，在一定程度上以解决现有技术中存在的技术问题。

发明内容

本申请的目的在于提供一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法，以在一定程度上解决现有技术中存在的无法验证由该材料构成的具体推力室结构的响应的技术问题。

本申请提供了一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置及测试方法，包括密封壳以及设置于所述密封壳内的夹持构件、温度测量组件以及加热组件；

所述夹持构件具有至少两个夹持部，相邻所述夹持部之间形成有夹持空间，所述夹持空间用于夹持待测试件；所述夹持部与所述待测试件具有相同的曲面，以使相邻所述夹持部以及夹持于相邻所述夹持部之间的所述待测试件能够模拟推力室的至少部分收敛段；

所述加热组件朝向所述待测试件，且用于对所述待测试件加热；所述温度测量组件朝向所述待测试件，且用于检测所述待测试件的温度；所述待测试件的侧壁沿其延伸方向开设有用于通入冷却剂的第一冷却通道。

在上述技术方案中，进一步地，所述夹持构件包括夹持件以及端座；

所述夹持件设置有多个，相邻所述夹持件之间形成有所述夹持空间；

所述端座设置于所述夹持件远离所述待测试件的一端。

在上述技术方案中，进一步地，所述夹持件的侧壁沿其延伸方向开设有第二冷却通道；所述第二冷却通道用于模拟所述推力室的冷却通道。

在上述技术方案中，进一步地，所述夹持构件还包括支撑底座；

所述支撑底座设置于相邻所述夹持件之间，且用于支撑所述待测试件，以使所述待测试件与其相邻所述夹持件能够模拟所述推力室的至少部分所述收敛段。

在上述技术方案中，进一步地，温度测量组件为红外测温仪。

在上述技术方案中，进一步地，所述加热组件包括电磁线圈，所述电磁线圈能够对所述待测试件的表面进行单面电感加热。

本申请还提供一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，包括如下步骤：

准备步骤：利用夹持构件固定待测试件；将红外测温仪与电磁线圈间隔排布于待测试件的上方且均朝向待测试件；向密封壳内充入保护气体；

预冷步骤：打开红外测温仪，向第一冷却通道以及第二冷却通道内通入冷却剂；

热试步骤：预冷第一预设时间后，打开加热组件以对待测试件加热并使得待测试件由原始温度达到目标温度；

后冷步骤：维持目标温度在第二预设时间后，关闭加热组件，经过第三预设时间以将待测试件的温度降到原始温度；

松弛步骤：停止向第一冷却通道通入冷却剂，经过第四预设时间，直到待测试件的表面温度趋于稳定，完成对待测试件的一次试验循环。

在上述技术方案中，进一步地，所述预冷步骤还包括如下步骤：

导入步骤：通过输入管道向第一冷却通道导入冷却剂，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输入待测试件的冷却剂的质量流量、温度以及压力；

冷却步骤：冷却剂流经待测试件的第一冷却通道，以对待测试件进行预冷却；

导出步骤：流经第一管道的冷却剂通过输出管道流出，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输出待测试件的冷却剂的质量流量、温度以及压力。

在上述技术方案中，进一步地，所述松弛步骤之后还包括如下步骤：

循环步骤：N次依次重复准备步骤、预冷步骤、热试步骤、后冷步骤以及松弛步骤，观察待测试件的表面变化。

在上述技术方案中，进一步地，所述冷却剂为液氮。

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，包括密封壳以及设置于所述密封壳内的夹持构件、温度测量组件以及加热组件；

所述夹持构件具有至少两个夹持部，相邻所述夹持部之间形成有夹持空间，所述夹持空间用于夹持待测试件；所述夹持部与所述待测试件具有相同的曲面，以使相邻所述夹持部以及夹持于相邻所述夹持部之间的所述待测试件能够模拟推力室的至少部分收敛段；

所述加热组件朝向所述待测试件，且用于对所述待测试件加热；所述温度测量组件朝向所述待测试件，且用于检测所述待测试件的温度；所述待测试件的侧壁沿其延伸方向开设有用于通入冷却剂的第一冷却通道。

具体地，综上，待测试件在每次试验时因不同的推力室结构需更换；在实际的使用过程中，密封壳在保护气充斥的环境下，利用加热组件对待测试件加热，并向第一冷却通道通入冷却剂模拟产生冷却效果，循环加载模拟真实推力室的内壁破坏过程。

本申请还提供一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，包括如下步骤：

准备步骤：利用夹持构件固定待测试件；将红外测温仪与电磁线圈间隔排布于待测试件的上方且均朝向待测试件；向密封壳内充入保护气体；

预冷步骤：打开红外测温仪，向第一冷却通道内通入冷却剂；

热试步骤：预冷第一预设时间后，打开加热组件以对待测试件加热并使得待测试件由原始温度达到目标温度；

后冷步骤：维持目标温度在第二预设时间后，关闭加热组件，经过第三预设时间以将待测试件的温度降到原始温度；

松弛步骤：停止向第一冷却通道通入冷却剂，经过第四预设时间，直到待测试件的表面温度趋于稳定，完成对待测试件的一次试验循环。

综上，本申请模拟推力室收敛段的一部分代替整个推力室，利用加热组件对待测件加热以满足真实燃气作用下的高温条件，通过安全可控的液氮来对待测件进行冷却模拟真实情况的热防护措施，单面电磁线圈加热过程可反映待测件的表面温度的变化。

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为现有技术中的结构示意图；

图2为本申请实施例一提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置在第一视角下的结构示意图；

图3为本申请实施例一提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置在第二视角下的结构示意图；

图4为本申请实施例一提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置中支撑底座的结构示意图；

图5为本申请实施例二提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法中的第一冷却通道的参数结构示意图；

图6为本申请实施例二提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法的结构示意图。

附图标记：

1’-推力室；3’-冷却通道；4’-集液器；5’-收敛段；6’-内壁；7’-外壁；1-密封壳；2-待测试件；3-推力室；4-第一冷却通道；5-夹持件；6-端座；7-第二冷却通道；8-支撑底座；9-红外测温仪；10-电磁线圈；11-输入管道；12-输出管道；13-内壁；14-外壁；15-燃气侧；16-大气压侧；17-夹持构件；18-肋。

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。

通常在此处附图中描述和显示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。

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

下面参照图2至图4描述根据本申请提供的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置。

具体地，用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，包括密封壳1以及设置于密封壳1内的夹持构件17、温度测量组件以及加热组件；

更具体地，夹持构件17具有两个夹持部，相邻夹持部之间形成有夹持空间，夹持空间用于夹持待测试件2；夹持部与待测试件2具有相同的曲面，以使相邻夹持部以及夹持于相邻夹持部之间的待测试件2能够模拟推力室3的至少部分收敛段；待测试件2的侧壁沿其延伸方向开设有用于通入冷却剂的第一冷却通道4。进一步地，夹持部与待测试件具有相同的冷却通道构形。

更具体地，加热组件朝向待测试件2，且用于对待测试件2加热；优选地，加热组件包括电磁线圈10，电磁线圈10能够对待测试件2的表面进行单面电感加热。

更具体地，温度测量组件朝向待测试件2，且用于检测待测试件2的温度；优选地，温度测量组件为红外测温仪9。

综上，待测试件2在每次试验时因不同的推力室3结构需更换；在实际的使用过程中，密封壳1在保护气充斥的环境下，利用加热组件对待测试件2加热，并向第一冷却通道通入冷却剂模拟产生冷却效果，循环加载模拟真实推力室的内壁破坏过程。

具体地，夹持构件17包括夹持件5以及端座6；夹持件5设置有2个，相邻夹持件5之间形成有夹持空间；端座6设置于夹持件5远离待测试件2的一端。更具体地，端座6方便对夹持件5的调节，使得两个夹持件5能够夹紧待测试件2。

更具体地，夹持构件17还包括驱动件，例如驱动电机，驱动电机的输出轴与端座6连接，利用驱动电机驱动端座6，以使夹持件5能够夹紧待测试件2。

更具体地，夹持件5模拟部分推力室3的收敛段，即其壁面沿周向方向是弧形结构，沿轴向方向是一种渐缩结构。

具体地，夹持件5的侧壁沿其延伸方向开设有第二冷却通道7；第二冷却通道7用于模拟所述推力室3的冷却通道。在实际的使用过程中，第二冷却通道7并不通入冷却剂，第二冷却通道7开设的目的是模拟真实的推力室3的结构，使得在探究待测试件2的结构响应时，更能符合实际情况。

具体地，夹持构件17还包括支撑底座8；更具体地，结合图4所示，底座呈类梯形结构，其上底边呈弧形，能够与待测件的外侧壁相适配；更具体地，支撑底座8设置于相邻夹持件5之间，且用于支撑待测试件2，以使待测试件2与其相邻所述夹持件5能够模拟所述推力室3的至少部分收敛段。

除此之外，本申请还包括用于向第一冷却通道导入冷却剂的冷却剂输入组件以及将第一通道内冷却剂导出的冷却剂输出组件。

具体地，冷却剂输入组件包括输入管道、设置在输入管道上的质量流量计、设置在输入管道上的热电偶以及设置在输入管道上的压力计；进一步地，质量流量计用于测量待测试件2输入的冷却剂的质量流量，热电偶用于测量待测试件2输入的冷却剂的温度，压力计用于测量待测试件2输入的冷却剂的压力。

具体地，冷却剂输出组件包括输出管道、设置在输出管道上的量流量计、设置在输出管道上的热电偶以及设置在输出管道上的压力计；进一步地，质量流量计用于测量待测试件2输出的冷却剂的质量流量，热电偶用于测量待测试件2输出的冷却剂的温度，压力计用于测量待测试件2输出的冷却剂的压力。

综上，(1)相较于材料试验和热机疲劳面板试验，推力室结构试验的试验台设计更能体现完整推力室形貌结构的影响，所以其试验结果更能反映狗窝破坏情况。(2)它能体现材料所构成的推力室内壁的结构响应，但比起整个推力室的热试车，其成本大大降低。(3)由于试验件较小，在试验过程中，其结构表面温度、压力等可由测量仪器实时监控，所以可以看到试验件(面板)的破坏演变的细节，帮助研究者更深入了解破坏机理，构建预测性更好的材料结构破坏模型。

实施例二

结合图5和图6所示，本申请的实施例还提供一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法。

一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，包括如下步骤：

准备步骤100：利用夹持构件17固定待测试件2；将红外测温仪9与电磁线圈10间隔排布于待测试件2的上方且均朝向待测试件2；向密封壳1内充入保护气体。

具体地，步骤101：将夹持件5以及待测件的内壁13(其中内壁13内侧为燃气侧15，内壁13外侧为大气压侧16)材料选为无氧铜OFHC；设定第一冷却通道4以及第二冷却通道7的总的通道数为300条；设定推力室3的内壁13厚度t_in为0.94mm；设定推力室3的外壁14厚度t_out为6mm；设定相邻第一冷却通道4之间形成的肋18的厚度(此肋18与相邻第二冷却通道7之间形成的肋18参数相同)w₂为1.0mm；设定第一冷却通道4(第二冷却通道7)的高度h为6mm；设定第一冷却通道4(第二冷却通道7)的宽度w₁为1.1mm；

步骤102：将待测试件2固定在支撑底座8上；然后利用夹持件5夹持待测件的两端，以模拟推力室3的部分收敛段结构；将第一冷却通道4的一端连接输入管道11，且另一端连通输出通道；

步骤103：将红外测温仪9与电磁线圈10间隔排布于待测试件2的上方且均朝向待测试件2；

步骤104：向密封壳1内充入可以作为保护气体的氮气，以尽可能减少环境中水汽对待测试件2的影响。

预冷步骤200：打开红外测温仪9，采用向第一冷却通道4内通入冷却剂；

具体地，导入步骤201：通过输入管道11向第一冷却通道4导入冷却剂，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输入待测试件2的冷却剂的质量流量

温度T_in以及压力P_in；

冷却步骤202：冷却剂流经待测试件2的第一冷却通道4，以对待测试件2进行预冷却；

导出步骤203：流经第一冷却通道4的冷却剂通过输出管道12流出，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输出待测试件2的冷却剂的质量流量

温度T_out以及压力P_out。

无害处理步骤204：冷却剂通过输出管道12从待测试件2流出，并进行无害处理；进一步地，在输出管道12上设置有截止阀，通过截止阀控制流出到大气压侧16的流体压力。

值得注意的是：预冷步骤开始时即打开红外测温仪9，试验全程由红外测温仪9测量并反映待测试件2的加热区域周围的温度变化，作为中心区域温度参考。

热试步骤300：预冷3s后，打开加热组件以50-80kw的功率对待测试件2加热并使得待测试件2由原始温度达到目标温度，以达到模拟真实情况时的高温环境。

后冷步骤400：维持目标温度500s后，关闭加热组件，经过30s以将待测试件2的温度降到原始温度，试验过程中发现，待测试件2降温后的温度可能够会略高于原始温度；

松弛步骤500：停止向第一冷却通道4通入冷却剂，经过1000s时间，直到待测试件2的表面温度趋于稳定，完成对待测试件2的一次试验循环。

值得注意的是：准备步骤100、预冷步骤200、热试步骤300、后冷步骤400以及松弛步骤500之间的过渡时间均为1s。

循环步骤600：N次依次重复准备步骤、预冷步骤、热试步骤、后冷步骤以及松弛步骤，观察待测试件2的表面变化。

具体地，按照上述步骤进行循环测试，最终待测试件2的内壁13处将发生“狗窝破坏”。某一次循环结束后，可关闭用于火箭推力室3材料的寿命测试装置，打开密封壳1，观察待测试件2的表面形态，之后再继续循环的热加载，直至完成试验。

综上，本申请模拟推力室3收敛段的一部分代替整个推力室3，利用加热组件对待测件加热以满足真实燃气作用下的高温条件，通过安全可控的液氮(冷却剂还可以是液氢或液甲烷)来对待测件进行冷却模拟真实情况的热防护措施，单面电磁线圈10加热过程可反映待测件的表面温度的变化。

相较于现有技术能测量出待测试件2的结构的各种响应，但又不至于需要对整个推力室3组装完成后进行点火状态下的测试，所以大大降低了试验成本，同时，它能提供更全面的温度和变形测量，反映整个试验过程中待测试件2的状态演变，所以对研究其破坏机理由更好的帮助。

另外，待测试件2的结构表面温度、压力等可由测量仪器实时监控，所以可以看到待测试件2的破坏演变的细节，帮助研究者更深入了解破坏机理，构建预测性更好的材料结构破坏模型。

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。

Claims (10)

1.一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，包括密封壳以及设置于所述密封壳内的夹持构件、温度测量组件以及加热组件；

所述夹持构件具有至少两个夹持部，相邻所述夹持部之间形成有夹持空间，所述夹持空间用于夹持待测试件；所述夹持部与所述待测试件具有相同的曲面，以使相邻所述夹持部以及夹持于相邻所述夹持部之间的所述待测试件能够模拟推力室的至少部分收敛段；

所述加热组件朝向所述待测试件，且用于对所述待测试件加热；所述温度测量组件朝向所述待测试件，且用于检测所述待测试件的温度；所述待测试件的侧壁沿其延伸方向开设有用于通入冷却剂的第一冷却通道。

2.根据权利要求1所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，所述夹持构件包括夹持件以及端座；

所述夹持件设置有多个，相邻所述夹持件之间形成有所述夹持空间；

所述端座设置于所述夹持件远离所述待测试件的一端。

3.根据权利要求2所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，所述夹持件的侧壁沿其延伸方向开设有第二冷却通道；所述第二冷却通道用于模拟所述推力室的冷却通道。

4.根据权利要求2所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，所述夹持构件还包括支撑底座；

所述支撑底座设置于相邻所述夹持件之间，且用于支撑所述待测试件，以使所述待测试件与其相邻所述夹持件能够模拟所述推力室的至少部分所述收敛段。

5.根据权利要求1所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，温度测量组件为红外测温仪。

6.根据权利要求1所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试装置，其特征在于，所述加热组件包括电磁线圈，所述电磁线圈能够对所述待测试件的表面进行单面电感加热。

7.一种用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，其特征在于，包括如下步骤：

准备步骤：利用夹持构件固定待测试件；将红外测温仪与电磁线圈间隔排布于待测试件的上方且均朝向待测试件；向密封壳内充入保护气体；

预冷步骤：打开红外测温仪，向第一冷却通道内通入冷却剂；

热试步骤：预冷第一预设时间后，打开加热组件以对待测试件加热并使得待测试件由原始温度达到目标温度；

后冷步骤：维持目标温度在第二预设时间后，关闭加热组件，经过第三预设时间以将待测试件的温度降到原始温度；

松弛步骤：停止向第一冷却通道通入冷却剂，经过第四预设时间，直到待测试件的表面温度趋于稳定，完成对待测试件的一次试验循环。

8.根据权利要求7所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，其特征在于，所述预冷步骤还包括如下步骤：

导入步骤：通过输入管道向第一冷却通道导入冷却剂，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输入待测试件的冷却剂的质量流量、温度以及压力；

冷却步骤：冷却剂流经待测试件的第一冷却通道，以对待测试件进行预冷却；

导出步骤：流经第一管道的冷却剂通过输出管道流出，并利用质量流量计、热电偶以及压力计分别测量输出待测试件的冷却剂的质量流量、温度以及压力。

9.根据权利要求7所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，其特征在于，所述松弛步骤之后还包括如下步骤：

循环步骤：N次依次重复准备步骤、预冷步骤、热试步骤、后冷步骤以及松弛步骤，观察待测试件的表面变化。

10.根据权利要求7所述的用于火箭推力室材料结构的热机疲劳测试方法，其特征在于，所述冷却剂为液氮。

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