[发明专利]一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统，属于固体火箭发动机壳体设计领域。方法包括：采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；将作用在壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；计算每个载荷增量步内的内压载荷；按照载荷增量步，将内压载荷依次加载在有限元模型上；求解当前载荷增量步内的线性节点位移；根据线性节点位移计算有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；根据纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；若失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为壳体的爆破压力；若未失效，则加载下一个内压载荷。本发明提高了爆破压力预测的效率。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机壳体设计领域，特别是涉及一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统。

背景技术

固体火箭发动机常用于火箭、导弹等航空航天飞行器，作为飞行器的动力装置，固体火箭发动机具有结构简单、方便存储和维护等优点，适用范围较为广泛。作为动力系统的核心部分，固体火箭发动机壳体主要承受推进剂燃烧过程中产生的内压载荷，是发动机结构的主承力结构件，因此，飞行器的结构性能与固体火箭发动机壳体的强度密切相关。

为了减轻飞行器的总体质量，目前各国先进的固体火箭发动机壳体均采用比强度高和比刚度高的碳纤维复合材料制造而成，由于固体火箭发动机壳体具有轴对称的结构特点，目前壳体常由碳纤维与树脂结合采用缠绕工艺成型后经过高温固化形成。

固体火箭发动机壳体一般由前后封头和筒身段组合而成，根据缠绕原理，纤维在封头段会发生厚度堆积以及缠绕角变化，在对固体火箭发动机壳体进行爆破压力预测工作时，必须对壳体复合材料层进行精确的建模才能得到正确的结果。目前工业界常采用商业有限元软件进行手动建模，这个过程往往要花费很长时间，并且当铺层方案发生改变时会大大减慢设计进度。因此，目前的爆破压力预测方法存在分析效率低的问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统，以解决现有技术中的爆破压力预测方法存在预测效率低的问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，包括：

采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；

将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；

计算每个所述载荷增量步内的内压载荷；

按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上；

求解当前载荷增量步内的线性节点位移；

根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；

根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；

若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力；

若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。

可选地，所述采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型，具体包括：

根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程；所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度；

将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标；

将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标；