一种固体发动机壳体强度分析建模方法

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壳体强度分析建模方法。

背景技术

美国空军的洲际弹道导弹项目“陆基战略威慑”(Ground-Based StrategicDeterrent)将降低发动机成本作为战略固体火箭发动机研发的关键技术之一。金属壳体不仅加工工艺简单、产品性能可靠，还具有成本低廉的优点，已经大批量应用于低成本导弹动力系统中，也逐渐应用于运载火箭中。另一方面，随着固体火箭发动机研制任务量的增加，发动机的性能指标大幅提高，发动机的研制周期却被缩减，这就对固体发动机的论证速度和论证效率提出了更高的要求。发动机壳体结构简单，可简化为回转体，前处理时网格划分容易，金属材料又是典型的各向同性材料，仿真时不需考虑材料方向和铺层工艺，因此金属壳体更能满足快速论证需求。工程上常采用三维建模软件进行几何设计，再将设计好的几何模型转为中间格式，最后导入到商业有限元软件中进行仿真计算，从而确定壳体结构的强度性能。但这种方式要求壳体设计师必须具备一定的仿真工作经验，各种文件格式的转换和前处理操作也费时费力，难以满足快速论证的要求。有经验的仿真工程师可以通过ANSYS软件提供的APDL语言进行二次开发，将壳体仿真的操作过程加以总结，从而形成一套半自动化仿真程序。用户每次在使用时都需要专门对这套仿真程序进行修改，且能够适用于这套仿真程序的壳体模型拓扑结构也必须与仿真程序编制时所采用的模型一致，有明显的局限性。部分工程师采取在仿真软件中直接建模的方式，从而实现几何模型的参数化，进而可以较方便地进行仿真的前后处理操作。但仿真软件的建模操作过于繁琐，部分复杂的几何特征甚至无法创建，为满足设计和加工的需要，设计师还必须在三维建模软件中重新绘制模型，导致实际的工作量增加了一倍以上，反而降低了论证效率。鉴于上述原因，本发明采用二次开发的方式基于ANSYS软件开发了一种固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法，可以自动识别已导入的金属壳体模型中的零部件类型，并进一步对各个零部件进行几何前处理、网格划分、载荷施加、求解计算和结果后处理等一系列仿真操作，完全不需要人为干预就可以实现金属壳体的结构强度仿真，极大提高了设计师的工作效率，为固体火箭发动机的快速论证提供了重要的技术支撑。

采用现有技术对金属壳体进行结构强度仿真时存在的缺点如下：首先，将几何模型导入到商业仿真软件中或在商业仿真软件中直接建模，再进行壳体结构强度仿真操作，都要求操作者具有一定的仿真工程经验，非仿真专业的结构设计师上手困难；其次，进行一次壳体结构强度仿真大体需要经过前处理、求解计算和后处理等三个步骤，期间需要进行多次的筛选、合并、删除等操作，仿真流程过于繁琐，时间成本过高，难以满足快速论证的需求；第三，受限于不同设计师的设计习惯，不同壳体的几何拓扑结构也存在差异，导致基于拓扑结构开发的半自动化仿真程序每次使用都需要进行不同程度的修改，不具备通用性，因而不能满足实际的工程应用；最后，由于缺乏开展金属壳体结构强度快速仿真的条件，设计师在进行方案论证时，为了在短时间内完成方案设计，不得不人为地将设计裕量加大，从而保证结构的安全性和可靠性，但这样又会降低发动机整体的性能。综上所述，该项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了。

发明内容

本发明要解决的技术问题

本发明提供一种固体发动机壳体强度分析建模方法，以解决现有的壳体结构强度仿真所要求设计师专业度高，仿真不具备通用性，仿真流程繁琐耗时长等问题。

为解决技术问题本发明采用的技术方案

一种固体发动机壳体强度分析建模方法,所述步骤包括：

S1：金属壳体三维模型导入到ANSYS软件中；

S2：对三维模型进行一系列切割、合并和删除操作，将三维模型转化为二维模型；

S3：对二维模型赋予材料属性并划分四边形网格，得到二维有限元模型；

S4：根据几何模型的坐标特点筛选壳体前后接头的内孔线号，先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取壳体内侧线组，从而确定压力载荷的施加位置；

S5：将二维有限元模型旋转一定角度，扩展为三维模型；

S6：施加压力载荷后求解计算，最后提取等效应力用于评价金属壳体结构强度。

进一步地，所述S2的步骤为：

S21：将工作平面坐标恢复到与全局坐标系完全重合的位置，利用工作平面对三维模型进行切割，从而产生二维截面；

S22：直接删除所有体元素，至此几何模型不含任何体元素，仅包含点、线和面元素；

S23：通过位置筛选去除Z＝0的面元素，执行“删除面及面以下的元素”命令，则几何模型仅剩Z＝0处的点、线和面元素；

S24：通过位置筛选的方式保留Y>0的元素，删除Y<0的面及面以下元素；利用Glue命令和Merge命令将所有的面、线和点合并，从而在不同的面之间形成公共边。

进一步地，所述S4的几何坐标确定以壳体轴向中点作为基准，将壳体看作前后两个部分，那么前半部分的线元素最小径向坐标就是前极孔半径，后半部分线元素最小径向坐标就是后极孔半径。

进一步地，所述S5旋转角度为30°。

进一步地，所述S3的四边形网格划分采用自由模式，单元类型选择不参与求解的4节点MESH200单元。

本发明获得的有益效果

本发明提供了一种固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法，将金属壳体结构强度仿真过程的前处理、求解计算和后处理等几个主要步骤封装起来，形成统一的仿真方法，集成到商业有限元仿真软件ANSYS中，使得工程技术人员能够通过一种快速且通用的方式获得金属壳体的结构强度，为发动机金属壳体结构设计和性能仿真提供技术支撑。

本发明采用壳体零部件自动识别方法和待加载面筛选方法，将传统必须由人工操作的金属壳体结构强度仿真工作转化为自动化流程，大幅提高了工作效率，对固体火箭发动机快速论证起到了重要的支撑作用。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1：固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法流程；

图2：金属壳体结构强度分析建模方法入口；

图3：固体火箭发动机金属壳体模型；

图4：二维固体火箭发动机金属壳体仿真模型；

图5：三维固体火箭发动机金属壳体仿真模型；

图6：固体火箭发动机金属壳体等效应力分布云图。

具体实施方式

本发明提供了一种固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法，嵌入到ANSYS软件中后，可实现对导入ANSYS软件中的金属壳体几何模型一键简化，自动完成网格划分、载荷施加、求解计算以及结果后处理，不需要人为干预即可快速完成金属壳体的结构强度仿真，具有较好的通用性，为固体火箭发动机的快速论证提供了技术支持。

为使本发明所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本发明所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。

如图1所示，固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法流程。将金属壳体三维模型导入到ANSYS软件中，首先将工作平面坐标恢复到与全局坐标系完全重合的位置，利用工作平面对三维模型进行切割，从而产生二维截面；接下来直接删除所有体元素，至此几何模型不含任何体元素，仅包含点、线和面元素；然后通过位置筛选去除Z＝0的面元素，执行“删除面及面以下的元素”命令，则几何模型仅剩Z＝0处的点、线和面元素；进一步通过位置筛选的方式保留Y>0的元素，删除Y<0的面及面以下元素；利用Glue命令和Merge命令将所有的面、线和点合并，从而在不同的面之间形成公共边；至此，可将三维模型转化为二维模型。然后对二维模型赋予壳体金属材料属性，单元类型选择不参与求解的4节点MESH200单元，按照自由模式进行网格划分，从而得到二维有限元模型；与此同时，判断模型最小轴向坐标和最大轴向坐标，间接确定了壳体的轴向长度；以壳体轴向中点作为基准，将壳体看作前后两个部分，那么前半部分的线元素最小径向坐标就是前极孔半径，后半部分线元素最小径向坐标就是后极孔半径；根据前后极孔的坐标特点就可以筛选得到壳体前后接头的内孔线号。先后按照“依附于线的点”和“与点关联的线”循环选取壳体内侧线组，就实现了在GUI界面中选择线元素的Loop功能，可一次性选取连在一起的线元素，即压力载荷的施加线组；将二维有限元模型旋转一定角度，通常可旋转30°，单元扩展选项的单元类型选择为SOLID185单元，材料属性选择“来自于面”，单元数量选择15个，即可将二维模型通过旋转的方式扩展为三维模型；由压力载荷的施加线组选择与之关联的面元素，可确定待施加压力载荷的面元素，完成加载。根据模型最大径向坐标可筛选得到一部分外轮廓线，再选择轴向坐标最小的面，即为发动机壳体前裙端面，对其施加轴向约束；按照角度选择几何模型环向的截面，施加对称约束。分析类型选择静力学问题，求解计算，最后提取等效应力用于评价金属壳体结构强度。

如图2所示，金属壳体结构强度分析建模方法入口。将固体火箭发动机金属壳体结构强度分析建模方法封装到ANSYS软件中后，用户只需点击ANSYS工具栏上的“CASE”按钮，软件即可自动完成壳体结构强度仿真，不需要人为干预。

如图3所示，固体火箭发动机金属壳体模型。借助ANSYS软件的导入功能，将三维建模软件绘制得到的金属壳体几何模型直接导入到ANSYS软件中。

如图4所示，二维固体火箭发动机金属壳体仿真模型。对导入的三维模型进行切割、合并和删除等一系列操作，得到二维固体火箭发动机金属壳体仿真模型。

如图5所示，三维固体火箭发动机金属壳体仿真模型。将二维仿真模型旋转一定角度，扩展得到三维固体火箭发动机金属壳体仿真模型。

如图6所示，固体火箭发动机金属壳体等效应力分布云图。求解计算后，可以得到金属壳体在压力载荷作用下的等效应力分布。

具体实施时，①首先启动ANSYS软件，选择工作目录；②通过ANSYS软件导入金属壳体几何模型；③点击ANSYS工具栏上的“Case”按钮，即可自动开始金属壳体结构强度仿真，仿真模型和仿真结果自动保存在ANSYS软件的工作目录中。

本发明总结了固体火箭发动机金属壳体结构强度仿真的一般步骤，引入壳体零部件自动识别方法和待加载面筛选方法，将传统必须由人工操作的金属壳体结构强度仿真工作转化为自动化流程，不需要仿真经验就能一键操作，降低了进行金属壳体结构强度仿真的难度，大幅减少操作时间，明显提高了工作效率。此外，由于本发明可以对导入的金属壳体几何特征自动识别，对壳体的拓扑结构没有特定要求，具有较好的通用性。

该技术已应用于XX-59A型号，针对金属壳体结构强度仿真操作复杂的问题，采用壳体零部件自动识别方法和待加载面筛选方法，将传统必须由人工操作的金属壳体结构强度仿真工作转化为自动化流程，大幅提高了工作效率，对固体火箭发动机快速论证起到了重要的支撑作用。

本发明为固体火箭发动机快速论证提供了重要的技术支撑，极大提高设计效率，在一定程度上缩短了发动机的研制时间，应用价值明显。