一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法技术

本发明专利技术涉及一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法，首先模拟出关键工装的理想轮廓线离散点坐标序列；然后在ANSYS中读取坐标文件生成关键点，在此基础上生成推力架初级有限元模型；再后导出节点坐标和单元‑节点拓扑机构信息到数据文件，应用正则表达式解析数据结构转存到Sqlserver数据库模型，进行节点模型的几何识别和轮廓节点的规划；建立推力架有限元分析模型，施加边界条件求解问题。本发明专利技术解决了传统方法带来的不足与缺陷，大大缩短了设计周期，显著提高了工装设计效率和计算精度，大大提升试验工装的可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法
本专利技术涉及一种基于ANSYS的APDL语言的工装设计方法，特别涉及基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法。
技术介绍
目前我们设计一般都是采用经验和理论计算相结合的方法进行，先通过PROE等绘图软件进行建模，然后再导入ANSYS软件进行数值计算，设计过程中参数的修改，需要设计人员重新对结果进行计算，期间会做大量重复性工作，极其费时繁琐，使得设计过程不够灵活。在进行理论计算时，增加了设计过程中的人为不确定因素，并且设计过程中也无法得到试验工装整体各部位的应力及变形情况，不能直观的反映整体的力学特性，会造成很多设计上的盲点。因此，针对解决上述问题，现迫切需要建立新的工装设计方法来弥补传统方法中的诸多不足，使得设计人员在设计过程中不再单纯依靠经验和理论计算，将工装设计的不确定性降低至最低。目前，在固体火箭发动机工装设计领域所采用的方法都是先对发动机重量与试验量级进行评估，然后通过PROE进行建模，接着再将模型导入ANSYS等软件中对关键参数进行计算，最后通过仿真对结果进行验证、修改。虽然传统方法在单次建模操作时具有一定的优越性，但是当进行工装的结构优化设计时就会凸显出其缺点，每次都需要重新建模以及边界条件的建立，这样势必会造成效率的降低和资源的浪费，同时还增加了许多人为不确定因素，会使结果产生一定的不确定性，如发生错误造成结构实效，必然导致试验的失败。因此，现急需一种新的工装设计方法来弥补上述不足。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法，以解决固体火箭发动机工装设计，并在工装设计过程中任何参数的修改都能迅速的得到相应的模型，直观的获得工装的力学特性，消除设计上的盲点，实现试验工装参数化设计，进行三维有限元精细建模以及边界条件的施加的问题。为解决存在的技术问题，本专利技术采用的技术方案为：一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法，其步骤为：首先模拟出关键工装的理想轮廓线离散点坐标序列，输出接点坐标到Sqlserver数据库；然后在ANSYS中读取坐标文件生成关键点，以此样条拟合关键点生成完整的轮廓线，在此基础上生成推力架初级有限元模型；再后导出节点坐标和单元-节点拓扑机构信息到数据文件，应用正则表达式解析数据结构转存到Sqlserver数据库模型，进行节点模型的几何识别和轮廓节点的规划；最后采用优化方法按分析求解，应用分级剖分法和多点约束边界法细化关键区域网格，建立推力架有限元分析模型，施加边界条件求解问题。有益效果本专利技术针对目前固体火箭发动机工装设计领域存在的设计周期长、效率低下、人为不确定因素多、试验可靠性低等诸多缺陷，专利技术了一种高效可靠的基于ANSYS的APDL语言固体火箭发动机工装设计方法，解决了上述传统方法带来的不足与缺陷，大大缩短了设计周期，显著提高了工装设计效率和计算精度，大大提升试验工装的可靠性。本专利技术通过模型验证，能够符合目前工装设计技术指标的要求，并且大大提高了设计效率，增加了工装设计的可靠性，使得设计人员在设计过程中不再单纯依靠经验和理论计算，将工装设计的不确定性降低至最低。并在工装设计过程中任何参数的修改都能迅速的得到相应的模型，直观的获得工装的力学特性，消除设计上的盲点，实现试验工装参数化设计，进行三维有限元精细建模以及边界条件的施加。附图说明：图1推力架有限元建模过程原理流程图；图2推力架参数化程序界面。具体实施方式：下面结合具体实施例对本专利技术进一步详细阐述。本专利技术的技术方案可概括为：根据固体火箭发动机工装设计应用需求，提出基于ANSYS的APDL语言固体火箭发动机工装设计方法，通过试验工装的参数化建模、网格过渡建模、参数化建模分析和结果分析等技术手段，完成工装设计技术指标，具体步骤为：首先模拟出关键工装的理想轮廓线离散点坐标序列（关键工装包括推力架，板簧，小车，龙门和转接板等，理想轮廓线包括圆弧、螺旋线等一切具有数学表达式的曲线，无表达式的曲线也可通过二次插入等方法进行求解），输出接点坐标到Sqlserver数据库。然后在ANSYS中读取坐标文件生成关键点，以此样条拟合关键点生成完整的轮廓线，在此基础上生成推力架初级有限元模型，模型的生成需要对端面轮廓进行几何建模，接着进行端面网格划分和三维网格划分，最后删除实体特征，应用正则表达式对数据节后进行识别。再后导出节点坐标和单元-节点拓扑机构信息到数据文件，应用正则表达式解析数据结构转存到Sqlserver数据库模型，进行节点模型的几何识别和轮廓节点的规划。最后采用优化方法按分析求解，应用分级剖分法和多点约束边界法细化关键区域网格，建立推力架有限元分析模型，施加边界条件求解问题。本专利技术主要技术指标如下：1、实现推力架精确建模，确保模型不失真。2、模型的关键区域网格畸变率为0。3、推力架模型网格质量及疏密程度对结果的影响低于1%。4、计算结果与理论结果的误差低于5%。按照上述步骤，对某型号发动机推力架进行建模分析，具体流程图如图1所示，图1为应用基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计软件进行推力架有限元建模过程现实原理流程图，首先对推力架外围完整轮廓线进行求解，然后通过端面轮廓几何建模、端面网格划分等步骤建立初级有限元模型，接着通过节点模型几何识别、轮廓节点规划等步骤建立Sqlserver数据库节点模型，最后建立推力架网格细化模型。图2为应用基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计软件进行推力架建模的参数化程序界面，通过输入之前计算好的工装尺寸等参数，软件直接通过计算，便可完成工装建模。最终通过软件分析计算可得出推力架最大应力和最大位移等关键参数。经过分析对比，在施加一定载荷条件下，该推力架最大应力和最大位移分别为66.512MPa和0.123mm，同样条件下，通过理论计算可知相同位置处的最大应力和最大位移分别为65.24MPa和0.119mm，模拟分析结果与理论计算结果之间的误差分别为1.95%和3.36%，误差范围均在5%以内，并且通过此方法大大提高了设计效率，具体如表1所示。表1有限元计算结果与理论结果对比参数名称有限元计算结果理论计算结果误差位移（mm）0.12300.12270.2%应力（MPa）66.51264.1383.7%时间占比占设计周期10%占设计周期50%0通过本专利技术对推力架进行设计，有限元计算结果与理论结果对比如表1示，在施加一定载荷条件下，该推力架最大应力和最大位移分别为66.512MPa和0.123mm，同样条件下，通过理论计算可知相同位置处的最大应力和最大位移分别为65.24MPa和0.119mm，模拟分析结果与理论计算结果之间的误差分别为1.95%和3.36%，误差范围均在5%以内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法，其步骤为：首先模拟出关键工装的理想轮廓线离散点坐标序列，输出接点坐标到Sqlserver数据库；然后在ANSYS中读取坐标文件生成关键点，以此样条拟合关键点生成完整的轮廓线，在此基础上生成推力架初级有限元模型；再后导出节点坐标和单元‑节点拓扑机构信息到数据文件，应用正则表达式解析数据结构转存到Sqlserver数据库模型，进行节点模型的几何识别和轮廓节点的规划；最后采用优化方法按分析求解，应用分级剖分法和多点约束边界法细化关键区域网格，建立推力架有限元分析模型，施加边界条件求解问题。

【技术特征摘要】
1.一种基于ANSYS的APDL语言的固体火箭发动机工装设计方法，其步骤为：首先模拟出关键工装的理想轮廓线离散点坐标序列，输出接点坐标到Sqlserver数据库；然后在ANSYS中读取坐标文件生成关键点，以此样条拟合关键点生成完整的轮廓线，在此基础上生成推力架初级有限元模型；再后导出节点坐标和单元-节点拓扑机构信息到数据文件，应用正则表达式解析数据结构转存到Sqlserver数据库模型，进行节点模型的...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄家骥，程博，宋宇龙，云杰，王世辉，张昱，巩红艳，石鹏，
申请(专利权)人：内蒙航天动力机械测试所，
类型：发明
国别省市：内蒙古,15