[发明专利]固体火箭发动机螺纹强度精确校核方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机螺纹强度精确校核方法，该方法包括：以下建立每个螺纹承受载荷的数学模型，并且确定螺纹载荷分布比例；根据所述螺纹载荷分布比例确定每个螺纹承受的载荷；根据所述每个螺纹承受的载荷确定每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度；根据选用材料的特性确定材料许用的剪切强度和弯曲强度；根据每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度与材料许用的剪切强度和弯曲强度的比较关系，确定螺纹强度是否符合要求。本发明适用性更广，校核结果更准确，可以准确的获得校核结果，从而对设计起到更加准确的指导作用，避免因螺纹失效带来的损失。

技术领域

本发明属于固体火箭技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机螺纹强度精确校核方法。

背景技术

由于螺纹连接结构具有成本低、拆装方便且产生的连接力大等优点，而被广泛应用于固体火箭发动机中，现有技术中的螺纹一般为普通螺纹，在实际使用过程中，螺纹连接中的各个螺纹牙受力并不均匀，但在螺纹强度校核时，一般是按照机械设计手册推荐的方法进行螺纹牙强度校核，该方法认为螺纹牙受力是均匀的，与实际严重不符，因此容易发生连接螺纹牙的脱扣、疲劳断裂等故障，从而导致重复设计，耽误研制进度，造成经济损失。

发明内容

有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种固体火箭发动机螺纹强度精确校核方法。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

本发明实施例提供一种固体火箭发动机螺纹强度精确校核方法，该方法包括：

以下建立每个螺纹承受载荷的数学模型，并且确定螺纹载荷分布比例；

根据所述螺纹载荷分布比例确定每个螺纹承受的载荷；

根据所述每个螺纹承受的载荷确定每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度；

根据选用材料的特性确定材料许用的剪切强度和弯曲强度；

根据每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度与材料许用的剪切强度和弯曲强度的比较关系，确定螺纹强度是否符合要求。

上述方案中，所述确定螺纹载荷分布比例，具体为：根据公式

确定第i扣螺纹牙承担载荷比例r_i其中，E_b、E_n为螺栓和螺母的杨氏模量；A_b、A_n为螺栓和螺母的本体横截面积；λ_b、λ_n为螺栓和螺母无量纲系数，统一取0.2839；p为螺距；d为公称直径；d1为小径；d2为中径；δ₁、δ₂为与刚度物理量；h为螺纹牙的工作高度；i为螺纹扣数。

上述方案中，所述根据所述螺纹载荷分布比例确定每个螺纹承受的载荷，具体为：根据公式Fi＝Fr_i确定。

上述方案中，所述根据所述每个螺纹承受的载荷确定每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度，具体为：每个螺纹实际承受的剪切强度其中，τ为螺纹承受的剪切应力，D为螺纹大径，b为螺纹牙底宽度，P为螺距；所述的每个螺纹实际承受的弯曲强度其中：σ为螺纹承受的弯曲应力，h为螺纹工作高度。

上述方案中，所述根据每个螺纹实际承受的剪切强度、弯曲强度与材料许用的剪切强度和弯曲强度的比较关系，确定螺纹强度是否符合要求，具体为：如果每个螺纹实际承受的剪切强度τ＜材料许用的剪切强度[τ]且每个螺纹实际承受的弯曲强度σ＜材料许用的弯曲强度[σ]，则确定螺纹强度符合要求，反之，如果每个螺纹实际承受的剪切强度或者弯曲强度任意一个大于材料许用强度，则确定螺纹强度不符合要求。

与现有技术相比，本发明适用性更广，校核结果更准确，可以准确的获得校核结果，从而对设计起到更加准确的指导作用，避免因螺纹失效带来的损失。