一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统的制作方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统。

背景技术：

当今世界，各主要军事大国正着力提高中远程非接触精确打击能力，以导弹为核心的现代兵器在军事上得到了广泛的运用。由于固体导弹具有机动、可靠、反应速度快、易于维护以及命中精度高等特点，已成为当今战略战术导弹武器发展的主流。经过四十多年的发展，我军主战导弹大部分已实现了从液体到固体的更新换代。伴随着固体导弹大批量装备部队，各种战略战术导弹的可靠性问题日益凸显。固体火箭发动机是固体导弹的动力装置，是固体导弹的“心脏”，因此长期以来，固体发动机可靠性问题一直受到军方与工业部门的高度重视。固体火箭发动机装药是发动机重要组成部分，也是发动机的薄弱环节，药柱结构失效是发动机最典型的失效模式，药柱结构完整性评价也一直是发动机行业最棘手的问题之一，虽然多年来利用有限元分析方法，结合应力-强度干涉模型理论解决了药柱结构可靠性评估方法的有无问题，但其评价方法的准确度一直饱受质疑。本发明提供一种高效、高精度的药柱结构可靠性分析评估方法，解决固体火箭发动机药柱结构完整性与可靠性评价的问题，对于提升固体火箭发动机设计水平具有重要的军事意义。

固体发动机药柱结构可靠性评价是发动机设计重要环节之一，现有技术是通过采用有限元方法分析发动机药柱在恶劣工作条件下的变形情况，明确药柱结构薄弱位置处的应力与应变、以及受力最严重部位的应力与应变情况，将这些应力与应变值作为广义应力参数，将推进剂在高温、常温及低温条件下测试所得到的强度与延伸率等力学性能作为广义强度参数，进而基于广义应力-强度数学模型实现分析计算药柱结构可靠度的目的。

现有固体火箭发动机药柱结构可靠性评价过程是基于Ansys有限元分析软件而实现的。分析时由于药柱模型的不一致性，边界约束条件、材料性能参数、载荷施加方法等因素设置的局限性等原因致使分析计算结果与发动机药柱实际受力情况有较大偏差，导致药柱结构可靠性评价结果精度不高，严重影响到固体火箭发动机设计质量与可靠性。为了提升固体发动机药柱结构设计质量，工程设计人员甚至不得不多次返工，这样直接导致了固体发动机设计周期延长，并增加了人力、物力、财力等成本的投入。该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。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统，以解决现有可靠性评价分析时由于药柱模型的不一致性，边界约束条件、材料性能参数、载荷施加方法等因素设置的局限性等原因致使分析计算结果与发动机药柱实际受力情况有较大偏差的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统，该系统包括如下组成部分：

1）推进剂参数输入模块

推进剂参数输入模块为温度转移因子方程与推进剂应变主曲线方程的常数项、一次项、二次项、三次项、四次项系数的输入；

2）药柱结构可靠度评估参数输入模块

药柱结构可靠度评估参数输入模块包括输入发动机使用环境温度、推进剂应变率、点火载荷条件下推进剂最大应变均值及其标准差、硫化降温载荷下推进剂最大应变均值及其标准差、参数抽样次数、可靠性仿真次数、置信度的输入；此外，推进剂最大伸长率均值由发动机使用环境温度与推进剂应变率代入温度转移因子方程、推进剂应变主曲线方程而自动计算并且显示获得，并根据推进剂最大伸长率均值，输入推进剂最大伸长率的标准差；

3）推进剂最大伸长率计算模块

根据推进剂参数输入模块输入的参数及药柱结构可靠度评估参数输入模块输入的发动机使用环境温度和推进剂应变率参数进行推进剂最大伸长率计算，推进剂最大伸长率计算模块使用温度转移因子方程和推进剂应变主曲线方程计算获得；

4）药柱结构可靠度计算模块

根据药柱结构可靠度评估参数输入模块输入的参数进行药柱结构可靠度计算，药柱结构可靠度计算模块使用蒙特卡洛迭代仿真计算法。

本发明的固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统除了主界面外，还包括推进剂参数设置和发动机药柱结构可靠度评估两个主要界面。

本发明的固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统，实现固体火箭发动机药柱结构可靠度仿真与预示。本发明基于低温强冲击条件下可靠性验证试验、广义应力与广义强度数学模型以及蒙特卡洛仿真方法，采用面向对象的软件编程技术而开发实现，能够对固体火箭发动机药柱推进剂在低温条件下的最大伸长率进行仿真计算，并考虑发动机药柱在点火载荷与硫化降温载荷同时作用下的最大应变，即发动机药柱在最恶劣工作条件下的最大应变等其他仿真参数，从而完成固体发动机药柱结构可靠度仿真与计算过程，并给出发动机药柱结构可靠度。

有益效果

本发明的药柱结构可靠度评估软件系统，基于低温强冲击条件下可靠性验证试验数据、蒙特卡洛仿真方法以及广义应力-强度数学模型而开发，力求实现发动机药柱结构可靠度评估精确化，提升固体发动机药柱结构设计计算效率，缩短产品研制周期，对于发动机技术的发展具有重要的指导意义。

本发明根据国内固体火箭发动机药柱结构可靠性评价工作开展的现状，顺应仿真或分析计算手段便利化、高效化、信息化的发展趋势，立足国内固体火箭发动机药柱结构可靠性评价工作的现实需求，开发一套基于低温强冲击条件下可靠性验证试验数据、广义应力与广义强度数学模型以及蒙特卡洛仿真方法的固体火箭发动机药柱结构可靠度评价软件系统，力求实现发动机药柱结构可靠度仿真精确化，进而提高固体发动机药柱结构设计计算效率，节省计算时间，人力、物力和财力, 缩短产品研制周期，对于发动机设计技术的提升与发展具有重要的指导意义。

附图说明

图1 固体发动机药柱结构可靠性评估流程

图2 方程系数设置界面

图3 药柱结构可靠度评估软件主界面

图4 X发动机药柱推进剂方程系数设置

图5 X发动机计算参数输入并触发计算功能

图6 X发动机可靠度。

具体实施方式

如图1所示，固体发动机药柱结构可靠性评价流程图。该流程描述了发动机药柱结构可靠度计算的原理及软件使用整个过程。

如图2所示，温度转移因子方程与推进剂应变主曲线系数设置界面。该界面用于设置推进剂温度转移因子方程、应变主曲线方程中的常数项、一次项、二次项、三次项、四次项系数。

如图3所示，药柱结构可靠性评价软件主界面。在该界面中，输入发动机使用环境温度、推进剂应变率、点火载荷条件下推进剂最大应变及其标准差、硫化降温载荷条件下推进剂最大应变及其标准差、蒙特卡洛仿真次数、可靠度仿真次数、置信度等参数信息，推进剂最大伸长率是将发动机使用环境温度与推进剂应变率代入温度转移因子方程、推进剂应变主曲线方程而获得的。

本发明提供一种固体火箭发动机药柱结构可靠性评价软件系统，基于低温强冲击条件下可靠性验证试验数据、蒙特卡洛仿真方法以及广义应力-强度数学模型而开发。通过设置温度转移因子方程、推进剂应变主曲线方程的常数项、一次项、二次项、三次项、四次项系数确定不同载荷与环境条件下推进剂最大伸长率的计算方法，以此为基础并根据固体发动机使用环境温度、点火建压时刻推进剂应变速率计算推进剂所能承受的最大伸长率及其标准差，在给定参数抽样次数的情况下通过采用蒙特卡洛仿真方法对其进行迭代仿真计算，从而获得多个最大伸长率子样数；以点火载荷条件下推进剂的最大应变与标准差、硫化降温载荷条件下推进剂的最大应变与标准差为输入参数，在给定参数抽样次数的情况下通过采用蒙特卡洛方法分别对其进行迭代计算，获得点火载荷、硫化降温载荷条件下推进剂应变值对应的多个子样数。以点火载荷与硫化降温载荷条件下推进剂最大应变值作为广义应力参数，以计算得到的推进剂最大伸长率作为广义强度参数，在给定置信度、可靠度仿真次数的情况下通过迭代计算得到药柱结构可靠度，完成发动机药柱结构可靠性评价过程。

具体实施时，①首先设置发动机药柱推进剂温度转移因子方程以及推进剂应变主曲线方程的常数项、一次项、二次项、三次项、四次项系数。不同的发动机其药柱推进剂所对应的系数不同。温度转移因子方程为dAlfaTs=fc -f1*ft+f2*ft2-f3*10-6*ft3+f4*10-8*ft4，其中fc为常数项，f1为一次项，f2为二次项，f3为三次项，f4为四次项；推进剂应变主曲线方程为dEpsilon=fz -fz1*dRalfa+fz2*dRalfa2-fz3*dRalfa3-fz4*dRalfa4，其中fz为常数项，fz1为一次项，fz2为二次项，fz3为三次项，fz4为四次项，该方程中的dRalfa参数由公式dRalfa=log10(1/fybl)-dAlfaTs计算得到，其中变量fybl为推进剂应变率、dAlfaTs为推进剂温度转移因子。②输入发动机使用环境温度以及推进剂应变率，自动计算并且显示推进剂最大伸长率。③分别输入药柱在点火载荷条件下与硫化降温载荷条件下的最大应变值及其对应的标准差。④输入参数抽样次数即蒙特卡洛仿真次数、可靠度仿真次数、置信度。⑤触发药柱结构可靠度计算过程并得到结果。

以某发动机为例。首先设置推进剂温度转移因子方程与应变主曲线方程系数，如图4所示。其次输入发动机使用环境温度、推进剂应变率、点火载荷条件下推进剂最大应变及其标准差、硫化降温载荷条件下推进剂最大应变及其标准差、蒙特卡洛仿真次数、可靠度仿真次数、置信度等参数信息，并触发药柱结构可靠度评价计算功能，如图5所示。最后得到XXX发动机药柱结构可靠度，如图6所示。

本发明的药柱结构可靠度评估软件系统，已在航天科工六院41所内部推广使用，为发动机工程研制奠定坚实的基础，极大地提高了发动机设计效率，应用价值是显而易见的。