为适应日益密集的航天任务对液体火箭发动机设计工作短周期、低成本的要求，方便设计人员，提高设计效率，课题组开发了“液体火箭发动机推力室一体化设计”平台。该平台集成了用Visual C++开发的基于MFC的多个模块程序，可引导设计人员一步步完成所需要的推力室的设计。推力室结构与冷却设计是该平台下的一个组成模块，基于推力室构型设计模块计算得出的推力室基本尺寸和燃气参数等设计结果，选择适宜的冷却方法和壁结构形式并进行详细设计，通过分析校核后确定能满足工作状况下的传热和强度要求则设计成功。对成功设计的案例能够通过Pro/E软件输出推力室的三维模型。论文中所使用的设计理论和方法主要来源于相关教材和文献资料。本文首先对其进行了归纳，整理出简洁有效适用的公式和数据，然后参照世界上主流发动机推力室结构和冷却设计的实践，把这些理论模型以编程的方式实现，完成该模块的功能。在冷却设计方面，根据不同类型发动机推力室的性能和要求，可选择应用再生冷却、膜冷却、烧蚀冷却、辐射冷却等方式中的一种。再生冷却涉及参数和约束条件较多，并可与其他方法组合使用，是冷却设计的重点部分。再生冷却通道结构可分为铣槽式结构、波纹板式结构和管束式结构，对于每一种结构都可进行详细的尺寸设计并选择材料的种类。设计输入参数确定后程序会对整个推力室进行传热和强度计算并显示计算结果。本文重现了三种国内外典型的发动机推力室的构型设计，它们是航天飞机主发动机推力室、长征二号丙火箭一级发动机推力室和R-4D小推力空间发动机推力室。推力室构型设计结果与原始设计方案差别较小，结构与冷却设计的结果能满足发动机工作要求，其验证了该平台的实用性和有效性。本文还利用设计平台研究了冷却液流量、通道形式、室壁材料、燃烧室压力等因素对推力室设计的影响。通过小型推力室的设计过程发现，提高室压的同时比冲能够提高，但传热情况更加恶劣，在液膜结合辐射冷却的情况下壁温会逐渐升高。存在室压设计的极限值，当超过该极限值后，室壁温度会超过现有材料允许的工作范围。