一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，其步骤包括：1、通过分段三次Hermite插值法构建喷管各组成部件的材料热物理参数模型；2、通过拉格朗日插值法构建喷管内壁的热力边界条件模型；3、通过完全热力耦合有限元法或顺序热力耦合有限元法分析考虑界面脱粘的复杂环境下喷管的温度分布和热应破坏应力；4、计算扩张段不同轴向长度和扩张段与喉衬接触面不同倾角下喷管在工作时间内的热应力曲线的峰值，得到喷管热应力最大值与扩张段轴向高度和扩张段与喉衬接触面倾角的关系，用于固体火箭发动机喷管的结构优化。本发明专利技术能在有效降低喷管热应力极值的同时，更加优化喷管结构的参数选择和设计。优化喷管结构的参数选择和设计。优化喷管结构的参数选择和设计。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机
，具体涉及一种固体火箭发动机喷管结构的热力耦合分析方法和结构优化设计方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机是一种采用固体推进剂的航天运载火箭和战略导弹的动力装置，其通过固态推进剂在燃烧室中燃烧，产生高温燃气，燃气通过发动机尾部连接喷管时急剧膨胀加速，并由音速加速到超音速，经过收敛段、喉衬后通过扩张段喷射至周围环境中产生推动力，实现化学能到动能的转变。在发动机工作过程中，喷管由于承受近3400℃的燃气温度和巨大的压强且有化学粒子的冲刷和腐蚀，因而工作环境极为恶劣，而喷管作为固体火箭发动机推重比大小的重要影响因素且喷管组件的设计及其采用的材料和加工工艺直接影响固体发动机的工作性能，因此对固体火箭发动机喷管结构进行热力耦合分析显得极为重要。而对固体火箭发动机喷管进行结构优化设计可以为喷管的设计阶段提供数值参考，从而降低设计、实验成本，在提升发动机的工作性能的同时提高喷管的安全可靠性。
[0003]目前已有相关通过有限元法分析固体火箭发动机喷管在工作时间内所受的结构失效行为，但是，相关技术存在如下问题：
[0004]1.对于复合材料在高温条件下的热力物理性能的不确定问题，缺乏有效的方法确定喷管材料性能随温度变化的特性；
[0005]2.对于喷管各交界面问题处理过于简化，认为始终处于牢固粘接状态，但在一定的高温和剪切力的条件下，胶粘层出现层间滑移，不在有力的传递，如果不考虑界面脱粘、胶层软化失效问题，则会引起较大的计算误差；
[0006]3.未能考虑喷管在工作时间内发生界面脱粘前后的接触状态，从而导致计算得到的热应力极值位置出现偏差，热应力极值出现错误的现象；
[0007]4.现有相关分析均采用顺序耦合分析方法计算喷管的热应力问题，没有对完全耦合分析方法和顺序耦合分析方法进行比较，当未考虑温度梯度和应力的相互影响时，采用顺序耦合方法将会引起计算误差；
[0008]目前结合热破坏应力极值进行喷管的优化设计方法较少，针对降低喷管在工作时间内的热应力极值，提高喷管的安全可靠性，如何能有效选择和优化喷管的几何参数等未有公开报导。

技术实现思路

[0009]本专利技术为了解决上述问题弥补上述现有技术存在的不足，提出一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，以期能在有效降低结构破坏热应力的同时，更加优化喷管结构几何参数的选择和设计，从而为固体火箭发动机喷管的安全可靠性分析和结构设计提供技术支撑。
[0010]本专利技术为解决技术问题采用如下方案：
[0011]本专利技术一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，所述固体火箭发动机喷管是由喉衬，外壳体，绝热层和扩张段构成，其特点是：所述优化设计的结构参数包括：扩张段与喉衬的接触倾角、扩张段的轴向长度和扩张段倒钩处的径向厚度；所述优化设计方法按如下步骤进行：
[0012]S1：按如式(1)所示的分段三次Hermite插值法建立固体火箭发动机喷管的材料参数插值模型，并得到材料参数值序列：
[0013][0014]式(1)中，m代表材料参数的种类，取值分别为1,2,3，依次对应为热导率、比热容和热膨胀系数，n代表分段总数，T表示温度变量，H
m
(T)表示由n个多项式组成的插值多项式组，T
i
表示第i+1个温度节点，表示第i组测量温度区间下的第m种材料参数的插值多项式，并有：
[0015][0016]式(2)中，为第i组测量温度T
i
下的第m种材料参数值，为通过有限差分法所得到的第m种材料参数值的导数，ΔT
i
表示第i组区间温度差，即ΔT
i
＝T
i
‑
T
i
‑1；
[0017]S2：通过Bartz对流换热公式和一维等熵流模型获得喷管内壁沿轴线方向上不同位置的燃气温度、对流换热系数和压强的参数值序列，并通过拉格朗日插值法建立燃气温度、对流换热系数和压强的解析场；
[0018]S3：初始化所述扩张段与喉衬的接触倾角θ为初始倾角θ0、所述扩张段的轴向长度h为初始轴向长度h0；其中，θ0∈[θ
min
,θ
max
]；θ
min
为最小倾角；θ
max
为最大倾角；
[0019]S4：根据接触倾角θ和轴向长度h，在三维建模软件中等比例建立喉衬，外壳体，绝热层和扩张段的二维轴对称模型并分别导入ABAQUS软件的part模块中，再通过几何约束进行装配，从而得到初始的喷管有限元分析模型；
[0020]根据步骤S1中不同种类材料参数的参数值序列分别构建喉衬，外壳体，绝热层和扩张段相对应的材料属性，并设置材料属性方向；
[0021]根据步骤S2中建立的燃气温度、对流换热系数和压强的解析场，通过坐标映射关系构建燃气温度、对流换热系数和压强的映射解析场；
[0022]S5：利用ABAQUS软件对喷管进行完全热力耦合有限元分析，包括：在ABAQUS软件中设定分析类型和分析时间，设定表面热交换条件和界面脱粘前后的接触类型，设定载荷和几何约束，设定喷管的初始状态，设定网格类型和网格大小，并计算获得热应力
‑
时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值；
[0023]S6：根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ+Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ>θ
max
为止，其中，Δθ表示增量；
[0024]S7：令θ为θ0后，根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段与喉衬的接触倾角θ为θ
‑
Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ<θ
min
为止；
[0025]S8：绘制不同接触倾角所对应的热应力
‑
时间历程曲线C22，并提取各热应力曲线C22中热应力的最大值，从而获得在所述扩张段的初始轴向长度h0之下，接触倾角与热应力最大值之间的关系曲线C33以及接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34；
[0026]S9：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值、所述接触面倾角与最大热应力之间的关系曲线C33、接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34，当扩张段倒钩处的厚度在满足结构强度的范围之内且热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的最优接触倾角θ
end
；
[0027]S10：令接触倾角θ为初始倾角θ0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段的轴向长度h为h+Δh后，返回步骤S4顺序执行，直至h＞h
max
为止，从而获得不同轴向长度所对应的热应力
‑
时间曲线C44，并提取各热应力曲线C44中热应力的最大值，进而获得在所述扩本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，所述固体火箭发动机喷管是由喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)构成，其特征是：所述优化设计的结构参数包括：扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角、扩张段(4)的轴向长度和扩张段(4)倒钩处的径向厚度；所述优化设计方法按如下步骤进行：S1：按如式(1)所示的分段三次Hermite插值法建立固体火箭发动机喷管的材料参数插值模型，并得到材料参数值序列：式(1)中，m代表材料参数的种类，取值分别为1,2,3，依次对应为热导率、比热容和热膨胀系数，n代表分段总数，T表示温度变量，H
m
(T)表示由n个多项式组成的插值多项式组，T
i
表示第i+1个温度节点，表示第i组测量温度区间下的第m种材料参数的插值多项式，并有：式(2)中，为第i组测量温度T
i
下的第m种材料参数值，为通过有限差分法所得到的第m种材料参数值的导数，ΔT
i
表示第i组区间温度差，即ΔT
i
＝T
i
‑
T
i
‑1；S2：通过Bartz对流换热公式和一维等熵流模型获得喷管内壁沿轴线方向上不同位置的燃气温度、对流换热系数和压强的参数值序列，并通过拉格朗日插值法建立燃气温度、对流换热系数和压强的解析场；S3：初始化所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为初始倾角θ0、所述扩张段(4)的轴向长度h为初始轴向长度h0；其中，θ0∈[θ
min
,θ
max
]；θ
min
为最小倾角；θ
max
为最大倾角；S4：根据接触倾角θ和轴向长度h，在三维建模软件中等比例建立喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)的二维轴对称模型并分别导入ABAQUS软件的part模块中，再通过几何约束进行装配，从而得到初始的喷管有限元分析模型；根据步骤S1中不同种类材料参数的参数值序列分别构建喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)相对应的材料属性，并设置材料属性方向；根据步骤S2中建立的燃气温度、对流换热系数和压强的解析场，通过坐标映射关系构建燃气温度、对流换热系数和压强的映射解析场；S5：利用ABAQUS软件对喷管进行完全热力耦合有限元分析，包括：在ABAQUS软件中设定分析类型和分析时间，设定表面热交换条件和界面脱粘前后的接触类型，设定载荷和几何约束，设定喷管的初始状态，设定网格类型和网格大小，并计算获得热应力
‑
时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值；S6：根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ+Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ>θ
max
为止，其中，Δθ表示增量；
S7：令θ为θ0后，根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ
‑
Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ<θ
min
为止；S8：绘制不同接触倾角所对应的热应力
‑
时间历程曲线C22，并提取各热应力曲线C22中热应力的最大值，从而获得在所述扩张段(4)的初始轴向长度h0之下，接触倾角与热应力最大值之间的关系曲线C33以及接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34；S9：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值、所述接触面倾角与最大热应力之间的关系曲线C33、接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34，当扩张段倒钩处的厚度在满足结构强度的范围之内且热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的最优接触倾角θ
end
；S10：令接触倾角θ为初始倾角θ0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)的轴向长度h为h+Δh后，返回步骤S4顺序执行，直至h＞h
max
为止，从而获得不同轴向长度所对应的热应力
‑
时间曲线C44，并提取各热应力曲线C44中热应力的最大值，进而获得在所述扩张段(4)与喉衬(1)的初始倾角θ0之...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑昌军，余志强，许凯，张光喜，校金友，王帅，
申请(专利权)人：合肥工业大学，
类型：发明
国别省市：