一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法

摘要

本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法。药柱三维模型导入到ANSYS软件，通过坐标极值获取几何尺寸，根据夹角及长度尺寸切割药柱，得到约束面、加载面和筛选头尾两部分的线条数量；确定药柱的翼槽位置和翼槽轮廓线的起始线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，并沿轮廓线将翼槽切割下来，进而划分网格，形成药柱仿真模型；对仿真模型赋予材料属性、载荷施加处理操作，求解计算后，得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。本发明有较好的通用性，降低了药柱结构完整性仿真的难度，减少了仿真时间，明显提高了发动机的论证速度。

说明书

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法。

背景技术

美国NASA《空间飞行器设计规范》指出：引起热试车或发射失败的原因主要是由于结构完整性的破坏。大量的发动机解剖试验表明，药柱结构破坏是固体火箭发动机完整性破坏的关键形式之一。因此，固体火箭发动机的药柱结构完整性与发动机整机的性能紧密关联。目前，固体动力飞行器的应用范围越来越广，固体发动机的研制任务量逐年增加，这就对固体发动机的论证速度和论证效率提出了更高的要求。工程上常采用三维建模软件进行药柱几何设计，再将设计好的几何模型转为中间格式，最后导入到商业有限元软件中进行仿真计算，从而确定药柱结构完整性。但这种方式要求药柱设计师必须具备一定的仿真工作经验，各种文件格式的转换和前处理操作也费时费力，难以满足快速论证的要求。部分工程师采取在仿真软件中直接建模的方式，从而实现几何模型的参数化，进而可以较方便地进行仿真的前后处理操作；但仿真软件的建模操作过于繁琐，部分复杂的几何特征甚至无法创建，为满足设计和加工的需要，设计师还必须在三维建模软件中重新绘制模型，形成制造必需的图样，导致实际的工作量增加了一倍以上，反而降低了论证效率。鉴于上述原因，本发明采用二次开发的方式基于ANSYS软件开发了一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法，可以自动识别已导入的药柱模型中的几何特征，并进一步对各个特征进行几何前处理、网格划分、载荷施加、求解计算和结果后处理等一系列仿真操作，完全不需要人为干预就可以实现药柱的结构完整性仿真，极大提高了设计师的工作效率，为固体火箭发动机的快速论证提供了重要的技术支撑。

目前，工程上主要采取手动操作的方式在商业有限元软件中进行药柱结构完整性仿真。

采用现有技术对药柱进行结构完整性仿真时存在的缺点如下：首先，将几何模型转化为中间格式，导入到商业仿真软件中，再手动进行药柱结构完整性仿真操作，要求操作者具有一定的仿真工程经验，非仿真专业的结构设计师上手困难；其次，进行一次药柱结构完整性仿真大体需要经过前处理、求解计算和后处理等三个步骤，期间需要进行多次的筛选、切割、删除等操作，仿真流程过于繁琐，时间成本过高，难以满足快速论证的需求；再次，受限于不同设计师的设计习惯，不同药柱的几何拓扑结构也存在差异，在仿真软件中直接建立几何模型难度极大且不具备通用性，因而不能满足实际的工程应用；最后，由于缺乏开展药柱结构完整性快速仿真的条件，设计师在进行方案论证时，为了在短时间内完成方案设计，不得不人为地将设计裕量加大，从而保证结构的安全性和可靠性，但这样又会降低发动机整体的性能。综上所述，该项技术瓶颈已经成为制约发动机研发水平有效提升的关键因素之一了。

发明内容

本发明解决的技术问题

本发明提供一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法，嵌入到ANSYS软件中后，可实现对导入ANSYS软件中的药柱几何模型一键简化，自动完成网格划分、载荷施加、求解计算以及结果后处理，不需要人为干预即可快速完成药柱的结构完整性仿真，具有较好的通用性，为固体火箭发动机的快速论证提供了技术支持。

为解决技术问题采用的技术方案

一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法，所述步骤如下：

S1：药柱三维模型导入到ANSYS软件，通过坐标极值获取几何尺寸，包括外径、夹角和长度；

S2：根据夹角创建切割刀具曲面，将外径尺寸折算为人工脱粘缝深度，沿径向切割药柱，得到约束面和加载面；根据长度尺寸沿轴向切割药柱，筛选头尾两部分的线条数量；

S3：由两侧线条数量确定药柱的翼槽位置和翼槽轮廓线的起始线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，并沿轮廓线将翼槽切割下来，进而划分网格，形成药柱仿真模型；

S4：对仿真模型赋予材料属性，对导入的三维模型进行几何简化、网格划分、载荷施加等前处理操作，得到固体火箭发动机药柱仿真模型；

S5：固体火箭发动机药柱等效应变分布，求解计算后，得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。

进一步地，所述S3步骤为：

S31：将工作平面移动到药柱轴向中点处，将药柱沿轴向从中点处切割为头尾两部分，对比头部两个侧面上的线条数量筛选，通过线条数量判断是否存在前后翼槽；

S32：翼槽起点所在直线一定处于药柱内孔位置，即药柱最小径向坐标处，根据坐标位置进行筛选，获得翼槽起点对应的线号；

S33：先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，直至线组中线条数量不增加，翼槽轮廓线全部筛选完毕。

有益效果

本发明可嵌入到ANSYS软件中，不需要仿真经验就能一键操作，自动对导入的药柱几何模型进行识别和简化，快速完成前处理、求解计算和后处理等步骤，具有较好的通用性，降低了进行药柱结构完整性仿真的难度，减少了仿真所需的时间，明显提高了发动机的论证速度，在一定程度上缩短了发动机产品的研制周期，对发动机设计技术的提升和发展有重要的指导意义。

附图说明

图1： 固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法流程；

图2 ：药柱结构完整性分析建模方法入口；

图3 ：固体火箭发动机药柱几何模型；

图4：固体火箭发动机药柱仿真模型；

图5 ：固体火箭发动机药柱等效应变分布云图。

具体实施方式

下面结合附图及本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部所得实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法流程。药柱三维模型导入到ANSYS软件中，首先将ANSYS软件切换到柱坐标系下，借助软件的*GET命令获取几何模型的径向、环向和轴向坐标的最大值和最小值，径向最小值即为药柱内孔半径，径向最大值即为药柱的外轮廓半径；环向最大坐标和最小坐标之差即为药柱几何模型的夹角；轴向最大坐标和最小坐标之差即为药柱长度。人工脱粘缝深度通常为药柱外径的9/10，将外径尺寸折算为人工脱粘缝深度后，根据药柱夹角创建切割刀具曲面，通过布尔运算中的“由面切曲面”命令，将药柱几何模型切割为加载面和约束面两部分。将工作平面移动到药柱轴向中点处，通过布尔运算中的“由工作平面切曲面”命令将药柱沿轴向从中点处切割为头尾两部分，对比头部两个侧面上的线条数量，若数量一致，说明不存在前翼槽，否则说明存在前翼槽，同理可以判断药柱是否存在后翼槽。由于翼槽起点所在直线一定处于药柱内孔位置，即药柱最小径向坐标处，可以根据坐标位置进行筛选，进一步获得翼槽起点对应的线号。先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取药柱翼槽轮廓线组，直至线组中线条数量不增加，说明翼槽轮廓线全部筛选完毕。复制该线组，将组中所有线条合并为一条完整曲线，并将该曲线沿环向旋转一定角度，确保旋转角大于药柱夹角，从而保证旋转生成的曲面能够完整包络药柱结构。通过布尔运算中的“由面切割体”命令，将翼槽切割下来，进而对翼槽部分和药柱其他部分划分网格，形成药柱仿真模型。对仿真模型赋予材料属性，对加载面施加合适的压力载荷，对约束面施加全位移约束，求解计算即可将药柱在压力载荷作用下的结构响应情况保存到仿真结果文件中，最后通过后处理提取等效应变云图用于评价药柱结构完整性。

如图2所示，药柱结构完整性分析建模方法入口。将固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法封装到ANSYS软件中后，用户只需点击ANSYS工具栏上的“GRAIN”按钮，软件即可自动完成药柱结构完整性仿真，不需要人为干预。

如图3所示，固体火箭发动机药柱几何模型。借助ANSYS软件的导入功能，将三维建模软件绘制得到的药柱几何模型直接导入到ANSYS软件中。

如图4所示，固体火箭发动机药柱仿真模型。对导入的三维模型进行几何简化、网格划分、载荷施加等前处理操作，得到固体火箭发动机药柱仿真模型。

如图5所示，固体火箭发动机药柱等效应变分布云图。求解计算后，可以得到药柱在压力载荷作用下的等效应变分布。

具体实施时，①首先启动ANSYS软件，选择工作目录；②通过ANSYS软件导入药柱几何模型；③点击ANSYS工具栏上的“GRAIN”按钮，即可自动开始药柱结构完整性仿真，仿真模型和仿真结果自动保存在ANSYS软件的工作目录中。