一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法

本发明涉及固体火箭发动机，具体涉及一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法。

背景技术：

1、随着各国之间开展空天探索对抗竞赛，空天飞行器的需求量快速增长，为飞行器提供动力的火箭发动机也进入快速发展时期。固体火箭发动机因使用年限长、维护期长、结构简单、低成本、高机动性等优点受到青睐，在大量军事用户和各类大小卫星上得到广泛的应用。

2、固体火箭发动机普遍用作各类航天器和运载火箭的动力装置，保证其在制造、储存和工作过程中的安全性非常重要，发动机存储和工作中有可能出现结构完整性问题，而这种问题是导致发射试验出现故障的主要原因之一。目前针对喷管结构完整性方面的研究大多采用试验与仿真相结合的方式，由于试验成本较高，因此在开展试验之前会进行大量的仿真设计和研究。

3、由于计算机技术、时间成本等各方面因素的限制，传统的喷管数值模型在仿真求解热结构时通常采用弱耦合的算法模式并将接触热阻定量考虑，而实际工作过程中，接触热阻受接触面温度及压强影响，造成仿真结果存在一定偏差。

4、在固体火箭发动机喷管热结构分析方面，现有分析技术和方法存在如下问题：首先在热结构仿真算法上，目前绝大部分喷管热结构仿真模型通常采用热-结构弱耦合算法，但喷管工作过程中热结构耦合本身是一个双向作用的过程，弱耦合无法准确探究喷管工作机理，存在一定误差；其次在接触边界问题上，喷管工作时各组件接触边界上的热结构求解受到接触热阻、结构间隙、接触摩擦等参数的影响，虽然目前有一部分模型将接触热阻等因素考虑在内，但均将以定量考量，未曾考虑参数受温度和压强等因素影响的非线性属性。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，以解决当前针对固体火箭发动机喷管热结构分析过程中存在的边界定义不准确的问题。

2、本发明解决上述技术问题的技术方案如下：

3、本发明提供一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，所述固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法包括：

4、s1：建立喷管热结构直接耦合分析模型；

5、s2：根据所述喷管热结构直接耦合分析模型，设置初始条件，其中，所述初始条件包括喷管喉衬接触对的设定以及接触对的初始接触热组；

6、s3：根据所述初始条件，在当前时间步下，利用ansys workbench进行喷管热防护结构应力的数值分析，得到当前时间步下的分析结果，其中，所述分析结果包括喷管温度和各向应力；

7、s4：获取当前时间步下喷管喉衬所有接触对的温度和压强；

8、s5：根据各接触对的温度和压强，利用拟合方程，计算所有接触对的接触热阻，得到拟合结果；

9、s6：根据拟合结果更新所述初始接触热阻，得到更新后的初始条件；

10、s7：判断发动机是否结束工作，若是，进入s8；否则，将下一个时间步作为当前时间步并返回s3；

11、s8：利用所述更新后的初始条件计算得到下一个时间步下的分析结果，得到最终分析结果；

12、s9：对所述最终分析结果进行后处理并进行可视化展示。

13、可选择地，所述s1中，所述喷管热结构直接耦合分析模型包括：在ansysworkbench中建立喷管热结构数值分析流程、喷管热防护结构的二维轴对称模型和喷管热防护结构的材料模型，

14、所述喷管热防护结构的材料模型包括喷管热防护各部分密度、热膨胀系数、弹性参数、热传导系数和比热参数。

15、可选择地，所述步骤s2中，所述初始条件包括：喷管各结构组件的材料性能参数、接触设置、网格划分、求解参数设置和边界条件设置；

16、所述接触设置包括设置接触类型、热传导方式及初始值、行为、算法和法向刚度；

17、所述求解参数设置包括：设置初始温度、参考温度，以及根据发动机实际工作时间，设置输入求解时间和时间步长；

18、所述边界条件设置包括：喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度边界、喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压力边界、沿喷管轴向的对流换热系数、空气与喷管之间自然对流换热系数和喷管最外层金属件与燃烧室连接处沿径向方向的位移约束边界。

19、可选择地，所述喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度边界和喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压力边界通过以下方式计算得到：

20、

21、

22、

23、其中，t为沿喷管轴向任一截面上的燃气温度，p为压力，ma为马赫数，t0为燃烧室总温，p0为总压，at为喷管喉部面积，a为沿喷管轴向的当地截面积，k为燃气的比热比。

24、可选择地，所述沿喷管轴向的对流换热系数利用巴兹公式得到：

25、

26、式中：h为强制对流换热系数；c为修正系数，亚音速流时c＝0.026，超音速流时c＝0.023；dt为喉部直径；cp为定压比热；μ为气体的粘性系数且为燃气的平均摩尔质量，pr为普朗特数且为燃气的质量流率；at为喷管的喉部截面积；rc为喉部曲线段的曲率半径；a为沿喷管轴向的当地截面积；σ为考虑边界层参数变化引起的修正系数且tw为喷管壁面的温度；t0为燃气总温；k为燃气的比热比；ma为沿喷管轴向的当地流动马赫数。

27、可选择地，所述s3中，所述喷管热应力包括：喉衬径向应力、喉衬轴向应力、喉衬环向应力、喷管金属件径向应力、喷管金属件轴向应力和喷管金属件环向应力。

28、可选择地，所述s5中，所述拟合方程为：

29、

30、其中，tcr为接触热阻拟合结果，t为接触对温度，p为接触对压力。

31、本发明具有以下有益效果：

32、本发明采用直接耦合分析方法，考虑结构组件之间的摩擦和间隙，引入变接触热阻参数，重点解决当前针对固体火箭发动机喷管热结构分析过程中存在的边界定义不准确的问题，以进一步丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。

技术特征：

1.一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法包括：

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述s1中，所述喷管热结构直接耦合分析模型包括：在ansys workbench中建立喷管热结构数值分析流程、喷管热防护结构的二维轴对称模型和喷管热防护结构的材料模型，

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述步骤s2中，所述初始条件包括：喷管各结构组件的材料性能参数、接触设置、网格划分、求解参数设置和边界条件设置；

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度边界和喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压力边界通过以下方式计算得到：

5.根据权利要求3所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述沿喷管轴向的对流换热系数利用巴兹公式得到：

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述s3中，所述喷管热应力包括：喉衬径向应力、喉衬轴向应力、喉衬环向应力、喷管金属件径向应力、喷管金属件轴向应力和喷管金属件环向应力。

7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，其特征在于，所述s5中，所述拟合方程为：

技术总结
本发明公开了一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，包括：S2：根据喷管热结构直接耦合分析模型，设置初始条件；S3：根据初始条件，在当前时间步下，进行喷管热防护结构应力的数值分析，得到当前时间步下的分析结果；S4：获取当前时间步下喷管喉衬所有接触对的温度和压强；S5：根据各接触对的温度和压强，计算所有接触对的接触热阻，得到拟合结果；S6：根据拟合结果更新所述初始接触热阻，得到更新后的初始条件；S7：判断发动机是否结束工作，若是，利用更新后的初始条件计算下一个时间步下的分析结果，得到最终分析结果并对最终分析结果进行后处理并进行可视化展示；否则，将下一个时间步作为当前时间步并返回S3。

技术研发人员：孙林,雷笑语,张微萌,罗嘉馨,贾慧银,鲍福廷,魏然,刘旸,惠卫华
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15