技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及固體火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)研究領(lǐng)域，具體涉及一種固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估軟件系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

當(dāng)今世界，各主要軍事大國正著力提高中遠(yuǎn)程非接觸精確打擊能力，以導(dǎo)彈為核心的現(xiàn)代兵器在軍事上得到了廣泛的運(yùn)用。由于固體導(dǎo)彈具有機(jī)動、可靠、反應(yīng)速度快、易于維護(hù)以及命中精度高等特點(diǎn)，已成為當(dāng)今戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈武器發(fā)展的主流。經(jīng)過四十多年的發(fā)展，我軍主戰(zhàn)導(dǎo)彈大部分已實現(xiàn)了從液體到固體的更新?lián)Q代。伴隨著固體導(dǎo)彈大批量裝備部隊，各種戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的可靠性問題日益凸顯。固體火箭發(fā)動機(jī)是固體導(dǎo)彈的動力裝置，是固體導(dǎo)彈的“心臟”，因此長期以來，固體發(fā)動機(jī)可靠性問題一直受到軍方與工業(yè)部門的高度重視。固體火箭發(fā)動機(jī)裝藥是發(fā)動機(jī)重要組成部分，也是發(fā)動機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，藥柱結(jié)構(gòu)失效是發(fā)動機(jī)最典型的失效模式，藥柱結(jié)構(gòu)完整性評價也一直是發(fā)動機(jī)行業(yè)最棘手的問題之一，雖然多年來利用有限元分析方法，結(jié)合應(yīng)力-強(qiáng)度干涉模型理論解決了藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估方法的有無問題，但其評價方法的準(zhǔn)確度一直飽受質(zhì)疑。本發(fā)明提供一種高效、高精度的藥柱結(jié)構(gòu)可靠性分析評估方法，解決固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)完整性與可靠性評價的問題，對于提升固體火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計水平具有重要的軍事意義。

固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價是發(fā)動機(jī)設(shè)計重要環(huán)節(jié)之一，現(xiàn)有技術(shù)是通過采用有限元方法分析發(fā)動機(jī)藥柱在惡劣工作條件下的變形情況，明確藥柱結(jié)構(gòu)薄弱位置處的應(yīng)力與應(yīng)變、以及受力最嚴(yán)重部位的應(yīng)力與應(yīng)變情況，將這些應(yīng)力與應(yīng)變值作為廣義應(yīng)力參數(shù)，將推進(jìn)劑在高溫、常溫及低溫條件下測試所得到的強(qiáng)度與延伸率等力學(xué)性能作為廣義強(qiáng)度參數(shù)，進(jìn)而基于廣義應(yīng)力-強(qiáng)度數(shù)學(xué)模型實現(xiàn)分析計算藥柱結(jié)構(gòu)可靠度的目的。

現(xiàn)有固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價過程是基于Ansys有限元分析軟件而實現(xiàn)的。分析時由于藥柱模型的不一致性，邊界約束條件、材料性能參數(shù)、載荷施加方法等因素設(shè)置的局限性等原因致使分析計算結(jié)果與發(fā)動機(jī)藥柱實際受力情況有較大偏差，導(dǎo)致藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價結(jié)果精度不高，嚴(yán)重影響到固體火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計質(zhì)量與可靠性。為了提升固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)設(shè)計質(zhì)量，工程設(shè)計人員甚至不得不多次返工，這樣直接導(dǎo)致了固體發(fā)動機(jī)設(shè)計周期延長，并增加了人力、物力、財力等成本的投入。該技術(shù)瓶頸已經(jīng)成為制約發(fā)動機(jī)研發(fā)水平有效提升的關(guān)鍵因素之一。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估軟件系統(tǒng)，以解決現(xiàn)有可靠性評價分析時由于藥柱模型的不一致性，邊界約束條件、材料性能參數(shù)、載荷施加方法等因素設(shè)置的局限性等原因致使分析計算結(jié)果與發(fā)動機(jī)藥柱實際受力情況有較大偏差的問題。

為解決存在的技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：一種固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估軟件系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括如下組成部分：

1）推進(jìn)劑參數(shù)輸入模塊

推進(jìn)劑參數(shù)輸入模塊為溫度轉(zhuǎn)移因子方程與推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程的常數(shù)項、一次項、二次項、三次項、四次項系數(shù)的輸入；

2）藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估參數(shù)輸入模塊

藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估參數(shù)輸入模塊包括輸入發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度、推進(jìn)劑應(yīng)變率、點(diǎn)火載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變均值及其標(biāo)準(zhǔn)差、硫化降溫載荷下推進(jìn)劑最大應(yīng)變均值及其標(biāo)準(zhǔn)差、參數(shù)抽樣次數(shù)、可靠性仿真次數(shù)、置信度的輸入；此外，推進(jìn)劑最大伸長率均值由發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度與推進(jìn)劑應(yīng)變率代入溫度轉(zhuǎn)移因子方程、推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程而自動計算并且顯示獲得，并根據(jù)推進(jìn)劑最大伸長率均值，輸入推進(jìn)劑最大伸長率的標(biāo)準(zhǔn)差；

3）推進(jìn)劑最大伸長率計算模塊

根據(jù)推進(jìn)劑參數(shù)輸入模塊輸入的參數(shù)及藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估參數(shù)輸入模塊輸入的發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度和推進(jìn)劑應(yīng)變率參數(shù)進(jìn)行推進(jìn)劑最大伸長率計算，推進(jìn)劑最大伸長率計算模塊使用溫度轉(zhuǎn)移因子方程和推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程計算獲得；

4）藥柱結(jié)構(gòu)可靠度計算模塊

根據(jù)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估參數(shù)輸入模塊輸入的參數(shù)進(jìn)行藥柱結(jié)構(gòu)可靠度計算，藥柱結(jié)構(gòu)可靠度計算模塊使用蒙特卡洛迭代仿真計算法。

本發(fā)明的固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估軟件系統(tǒng)除了主界面外，還包括推進(jìn)劑參數(shù)設(shè)置和發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估兩個主要界面。

本發(fā)明的固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估軟件系統(tǒng)，實現(xiàn)固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度仿真與預(yù)示。本發(fā)明基于低溫強(qiáng)沖擊條件下可靠性驗證試驗、廣義應(yīng)力與廣義強(qiáng)度數(shù)學(xué)模型以及蒙特卡洛仿真方法，采用面向?qū)ο蟮能浖幊碳夹g(shù)而開發(fā)實現(xiàn)，能夠?qū)腆w火箭發(fā)動機(jī)藥柱推進(jìn)劑在低溫條件下的最大伸長率進(jìn)行仿真計算，并考慮發(fā)動機(jī)藥柱在點(diǎn)火載荷與硫化降溫載荷同時作用下的最大應(yīng)變，即發(fā)動機(jī)藥柱在最惡劣工作條件下的最大應(yīng)變等其他仿真參數(shù)，從而完成固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度仿真與計算過程，并給出發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度。

有益效果

本發(fā)明的藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估軟件系統(tǒng)，基于低溫強(qiáng)沖擊條件下可靠性驗證試驗數(shù)據(jù)、蒙特卡洛仿真方法以及廣義應(yīng)力-強(qiáng)度數(shù)學(xué)模型而開發(fā)，力求實現(xiàn)發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估精確化，提升固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)設(shè)計計算效率，縮短產(chǎn)品研制周期，對于發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展具有重要的指導(dǎo)意義。

本發(fā)明根據(jù)國內(nèi)固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價工作開展的現(xiàn)狀，順應(yīng)仿真或分析計算手段便利化、高效化、信息化的發(fā)展趨勢，立足國內(nèi)固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價工作的現(xiàn)實需求，開發(fā)一套基于低溫強(qiáng)沖擊條件下可靠性驗證試驗數(shù)據(jù)、廣義應(yīng)力與廣義強(qiáng)度數(shù)學(xué)模型以及蒙特卡洛仿真方法的固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評價軟件系統(tǒng)，力求實現(xiàn)發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度仿真精確化，進(jìn)而提高固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)設(shè)計計算效率，節(jié)省計算時間，人力、物力和財力, 縮短產(chǎn)品研制周期，對于發(fā)動機(jī)設(shè)計技術(shù)的提升與發(fā)展具有重要的指導(dǎo)意義。

附圖說明

圖1 固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評估流程

圖2 方程系數(shù)設(shè)置界面

圖3 藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估軟件主界面

圖4 X發(fā)動機(jī)藥柱推進(jìn)劑方程系數(shù)設(shè)置

圖5 X發(fā)動機(jī)計算參數(shù)輸入并觸發(fā)計算功能

圖6 X發(fā)動機(jī)可靠度。

具體實施方式

如圖1所示，固體發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價流程圖。該流程描述了發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度計算的原理及軟件使用整個過程。

如圖2所示，溫度轉(zhuǎn)移因子方程與推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線系數(shù)設(shè)置界面。該界面用于設(shè)置推進(jìn)劑溫度轉(zhuǎn)移因子方程、應(yīng)變主曲線方程中的常數(shù)項、一次項、二次項、三次項、四次項系數(shù)。

如圖3所示，藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價軟件主界面。在該界面中，輸入發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度、推進(jìn)劑應(yīng)變率、點(diǎn)火載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變及其標(biāo)準(zhǔn)差、硫化降溫載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變及其標(biāo)準(zhǔn)差、蒙特卡洛仿真次數(shù)、可靠度仿真次數(shù)、置信度等參數(shù)信息，推進(jìn)劑最大伸長率是將發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度與推進(jìn)劑應(yīng)變率代入溫度轉(zhuǎn)移因子方程、推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程而獲得的。

本發(fā)明提供一種固體火箭發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價軟件系統(tǒng)，基于低溫強(qiáng)沖擊條件下可靠性驗證試驗數(shù)據(jù)、蒙特卡洛仿真方法以及廣義應(yīng)力-強(qiáng)度數(shù)學(xué)模型而開發(fā)。通過設(shè)置溫度轉(zhuǎn)移因子方程、推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程的常數(shù)項、一次項、二次項、三次項、四次項系數(shù)確定不同載荷與環(huán)境條件下推進(jìn)劑最大伸長率的計算方法，以此為基礎(chǔ)并根據(jù)固體發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度、點(diǎn)火建壓時刻推進(jìn)劑應(yīng)變速率計算推進(jìn)劑所能承受的最大伸長率及其標(biāo)準(zhǔn)差，在給定參數(shù)抽樣次數(shù)的情況下通過采用蒙特卡洛仿真方法對其進(jìn)行迭代仿真計算，從而獲得多個最大伸長率子樣數(shù)；以點(diǎn)火載荷條件下推進(jìn)劑的最大應(yīng)變與標(biāo)準(zhǔn)差、硫化降溫載荷條件下推進(jìn)劑的最大應(yīng)變與標(biāo)準(zhǔn)差為輸入?yún)?shù)，在給定參數(shù)抽樣次數(shù)的情況下通過采用蒙特卡洛方法分別對其進(jìn)行迭代計算，獲得點(diǎn)火載荷、硫化降溫載荷條件下推進(jìn)劑應(yīng)變值對應(yīng)的多個子樣數(shù)。以點(diǎn)火載荷與硫化降溫載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變值作為廣義應(yīng)力參數(shù)，以計算得到的推進(jìn)劑最大伸長率作為廣義強(qiáng)度參數(shù)，在給定置信度、可靠度仿真次數(shù)的情況下通過迭代計算得到藥柱結(jié)構(gòu)可靠度，完成發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠性評價過程。

具體實施時，①首先設(shè)置發(fā)動機(jī)藥柱推進(jìn)劑溫度轉(zhuǎn)移因子方程以及推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程的常數(shù)項、一次項、二次項、三次項、四次項系數(shù)。不同的發(fā)動機(jī)其藥柱推進(jìn)劑所對應(yīng)的系數(shù)不同。溫度轉(zhuǎn)移因子方程為dAlfaTs=fc -f1*ft+f2*ft2-f3*10-6*ft3+f4*10-8*ft4，其中fc為常數(shù)項，f1為一次項，f2為二次項，f3為三次項，f4為四次項；推進(jìn)劑應(yīng)變主曲線方程為dEpsilon=fz -fz1*dRalfa+fz2*dRalfa2-fz3*dRalfa3-fz4*dRalfa4，其中fz為常數(shù)項，fz1為一次項，fz2為二次項，fz3為三次項，fz4為四次項，該方程中的dRalfa參數(shù)由公式dRalfa=log10(1/fybl)-dAlfaTs計算得到，其中變量fybl為推進(jìn)劑應(yīng)變率、dAlfaTs為推進(jìn)劑溫度轉(zhuǎn)移因子。②輸入發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度以及推進(jìn)劑應(yīng)變率，自動計算并且顯示推進(jìn)劑最大伸長率。③分別輸入藥柱在點(diǎn)火載荷條件下與硫化降溫載荷條件下的最大應(yīng)變值及其對應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)差。④輸入?yún)?shù)抽樣次數(shù)即蒙特卡洛仿真次數(shù)、可靠度仿真次數(shù)、置信度。⑤觸發(fā)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度計算過程并得到結(jié)果。

以某發(fā)動機(jī)為例。首先設(shè)置推進(jìn)劑溫度轉(zhuǎn)移因子方程與應(yīng)變主曲線方程系數(shù)，如圖4所示。其次輸入發(fā)動機(jī)使用環(huán)境溫度、推進(jìn)劑應(yīng)變率、點(diǎn)火載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變及其標(biāo)準(zhǔn)差、硫化降溫載荷條件下推進(jìn)劑最大應(yīng)變及其標(biāo)準(zhǔn)差、蒙特卡洛仿真次數(shù)、可靠度仿真次數(shù)、置信度等參數(shù)信息，并觸發(fā)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評價計算功能，如圖5所示。最后得到XXX發(fā)動機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)可靠度，如圖6所示。

本發(fā)明的藥柱結(jié)構(gòu)可靠度評估軟件系統(tǒng)，已在航天科工六院41所內(nèi)部推廣使用，為發(fā)動機(jī)工程研制奠定堅實的基礎(chǔ)，極大地提高了發(fā)動機(jī)設(shè)計效率，應(yīng)用價值是顯而易見的。