[发明专利]一种固体火箭发动机药柱结构完整性分析建模方法

说明书

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。

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；