发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化方法与流程

本发明涉及动力学，具体地，涉及发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化方法和系统。

背景技术：

1、随着飞行器长细比逐渐增大、固体火箭发动机质量比增加、复杂结构的双脉冲发动机应用推广，飞行器结构振动与固体火箭发动机内部燃烧室声压振荡及燃烧过程的耦合效应逐渐显现，导致飞行器设备所处振动环境恶化，严重者出现固体发动机空中熄火、飞行器结构破坏等严重后果。

2、此类发动机在地面静态试车时均正常工作，但在飞行试验中却问题频发。

3、实际飞行中随着发动机药量消耗，燃烧室逐渐演变为较大的中空结构，构成了声压振荡波动持续传播的声腔空间，特别是药量耗完时，薄壁壳体的燃烧室结构动态响应更为敏感，声腔频率与结构振动频率之间存在较多的重叠区域，结构振动与燃烧室内声压振荡更容易产生相互耦合作用，加剧了整个飞行器系统的不稳定耦合振动。

4、目前已有的研究大多局限于固体火箭发动机的发动机自身的燃烧室声压研究，而不是将发动机及结构视为一个整体，从而进行系统性的开展研究。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化方法和系统。

2、根据本发明提供的一种发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化方法，包括：

3、步骤s1：建立飞行器发动机壳体结构振动的结构动力学方程及有限元计算模型；建立飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程及有限元计算模型；

4、步骤s2：求解飞行器发动机壳体结构振动的结构动力学方程、飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程，分别得到飞行器各阶呼吸模态参数、飞行器发动机燃烧室各阶轴向声模态参数；

5、步骤s3：联立求解飞行器发动机壳体结构振动和飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程，得到声振耦合动力学方程，并进行质量归一化化简；

6、步骤s4：对简化后的声振耦合动力学方程进行求解，得到相应的频响函数及其分量的幅值表达式；

7、步骤s5：将所述飞行器各阶呼吸模态参数、飞行器发动机燃烧室各阶轴向声模态参数，带入所述频响函数及其分量的幅值表达式并作图得到图线；

8、步骤s6：从各频响函数及其分量的幅值表达式图线中找到谐振峰半功率带宽存在重叠所对应的频率比范围，该频率比范围即作为发动机壳体与发动机燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化值。

9、优选地，在所述步骤s3中，所述声振耦合动力学方程为：

10、

11、ms表示飞行器发动机壳体结构质量矩阵；

12、mas表示结构对声作用的惯性力质量矩阵；

13、ma表示燃烧室内轴向声模态质量矩阵；

14、qs表示广义位移；

15、qa表示广义声压；

16、¨分别表示一阶求导、二阶求导；

17、cs表示飞行器发动机壳体结构阻尼矩阵；

18、ca表示燃烧室内轴向声模态阻尼矩阵；

19、ks表示飞行器发动机壳体结构刚度矩阵；

20、ksa表示声对结构作用的弹性力刚度矩阵；

21、ka表示燃烧室内轴向声模态阻尼矩阵；

22、其中，mas、ksa这两项为结构与声互相作用的交叉项；

23、

24、

25、ρ为气体密度；

26、k0气体体积模量；

27、r0为燃烧室半径；

28、l为燃烧室长度；

29、φa为声模态振型；

30、ψs为结构呼吸模态振型；

31、x为发动机壳体轴向坐标。

32、所述简化后的声振耦合动力学方程为：

33、

34、ωs表示发动机壳体结构振动频率；

35、ωa表示燃烧室声振频率。

36、优选地，在所述步骤s4中，所述频响函数及其分量的幅值表达式：

37、

38、

39、

40、

41、

42、

43、ω为变量；

44、h11(ω)、h12(ω)、h21(ω)、h22(ω)分别是声振耦合方程的频响函数的分量。

45、根据本发明提供的一种预测方法，采用所述的发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化方法，在研制阶段对固体火箭发动机燃烧室轴向声模态频率与发动机壳体结构频率是否会耦合进行预测。

46、优选地，在研制阶段对固体火箭发动机燃烧室轴向声模态频率与发动机壳体结构频率是否会耦合，以及发声压振荡进行预测。

47、根据本发明提供的一种发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化系统，包括：

48、模块m1：建立飞行器发动机壳体结构振动的结构动力学方程及有限元计算模型；建立飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程及有限元计算模型；

49、模块m2：求解飞行器发动机壳体结构振动的结构动力学方程、飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程，分别得到飞行器各阶呼吸模态参数、飞行器发动机燃烧室各阶轴向声模态参数；

50、模块m3：联立求解飞行器发动机壳体结构振动和飞行器发动机燃烧室内轴向声振的结构动力学方程，得到声振耦合动力学方程，并进行质量归一化化简；

51、模块m4：对简化后的声振耦合动力学方程进行求解，得到相应的频响函数及其分量的幅值表达式；

52、模块m5：将所述飞行器各阶呼吸模态参数、飞行器发动机燃烧室各阶轴向声模态参数，带入所述频响函数及其分量的幅值表达式并作图得到图线；

53、模块m6：从各频响函数及其分量的幅值表达式图线中找到谐振峰半功率带宽存在重叠所对应的频率比范围，该频率比范围即作为发动机壳体与发动机燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化值。

54、优选地，在所述模块m3中，所述声振耦合动力学方程为：

55、

56、ms表示飞行器发动机壳体结构质量矩阵；

57、mas表示结构对声作用的惯性力质量矩阵；

58、ma表示燃烧室内轴向声模态质量矩阵；

59、qs表示广义位移；

60、qa表示广义声压；

61、¨分别表示一阶求导、二阶求导；

62、cs表示飞行器发动机壳体结构阻尼矩阵；

63、ca表示燃烧室内轴向声模态阻尼矩阵；

64、ks表示飞行器发动机壳体结构刚度矩阵；

65、ksa表示声对结构作用的弹性力刚度矩阵；

66、ka表示燃烧室内轴向声模态阻尼矩阵；

67、其中，mas、ksa这两项为结构与声互相作用的交叉项；

68、

69、

70、ρ为气体密度；

71、k0气体体积模量；

72、r0为燃烧室半径；

73、l为燃烧室长度；

74、φa为声模态振型；

75、ψs为结构呼吸模态振型；

76、x为发动机壳体轴向坐标。

77、所述简化后的声振耦合动力学方程为：

78、

79、ωs表示发动机壳体结构振动频率；

80、ωa表示燃烧室声振频率。

81、优选地，在所述模块m4中，所述频响函数及其分量的幅值表达式：

82、

83、

84、

85、

86、

87、

88、ω为变量；

89、h11(ω)、h12(ω)、h21(ω)、h22(ω)分别是声振耦合方程的频响函数的分量。

90、根据本发明提供的一种预测系统，采用所述的发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化系统，在研制阶段对固体火箭发动机燃烧室轴向声模态频率与发动机壳体结构频率是否会耦合进行预测。

91、优选地，在研制阶段对固体火箭发动机燃烧室轴向声模态频率与发动机壳体结构频率是否会耦合，以及发声压振荡进行预测。

92、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

93、1、本发明将发动机及飞行器结构视为一个整体，考虑发动机燃烧室轴向声模态与壳体结构呼吸模态频率比对声固耦合程度的影响；

94、2、本发明给出了发动机壳体与燃烧室声压振荡相互耦合作用的量化频率比的范围。

95、3、本发明能够在研制阶段对固体火箭发动机燃烧室轴向声模态频率与发动机壳体结构频率是否会耦合，并且触发声压振荡进行预测。