一种火箭发动机管路的寿命确定方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机管路疲劳寿命分析领域，特别设计一种火箭发动机管路的寿命确定方法。

背景技术

火箭发动机管路是提供各类液体、气体的通道，若火箭发动机管路出现裂纹甚至断裂，会造成火箭发动机故障。随着我国研发的液体火箭发动机推力的逐渐增大，火箭发动机管路需要不间断地承受交变振动载荷，在开、关机过程冲击载荷和飞行过程平稳段随机振动激励累积作用下的动力学损伤和疲劳故障问题日益突出，预估工作环境下的管路寿命对提高火箭发动机的可靠性具有重要意义。但火箭发动机管路的疲劳试验需要大量的工作，成本高。

目前针对上述问题的一种解决方案为采用疲劳寿命Dirlic经验公式计算管路结果的疲劳寿命参数，然后根据此参数判断管路结构是否处于安全状态，但该方案没有考虑影响管路疲劳寿命的材料表面加工影响，不适用于非平稳随机振动的时序载荷激励下的管路振动寿命预估。

另一种解决方案考虑了多轴振动疲劳分析和扭转疲劳两个工况。建立了振动疲劳有限元模型，进行了瞬态法振动疲劳分析，得到总疲劳损伤值，但没有考虑随机振动载荷的振动疲劳。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火箭发动机管路的寿命确定方法。以提供一种能够确定工作环境下火箭发动机管路的损伤情况，进而对火箭发动机管路的寿命进行预测的技术方案。

第一方面，本发明提供一种火箭发动机管路的寿命确定方法，应用于工作环境下的火箭发动机中，所述火箭发动机管路的寿命确定方法包括以下步骤：

获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱，获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱；

在有限元软件中，基于所述开机载荷谱和所述关机载荷谱，对所述火箭发动机管路进行瞬态动力学分析，得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值；

在所述有限元软件中，对所述火箭发动机管路进行谐响应分析，得到所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，并基于所述平稳段随机振动加速度载荷谱以及所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，得到所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值；

基于所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值以及所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值，通过损伤累积原理，得到所述火箭发动机管路在工作环境下的寿命损伤模型，并基于所述发动机的损伤模型确定所述发动机的寿命。

与现有技术相比，本发明提供的火箭发动机管路的寿命确定方法首先获取了火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，之后，基于所述开机载荷谱和所述关机载荷谱，对所述火箭发动机管路进行瞬态动力学分析，得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值；在所述有限元软件中，对所述火箭发动机管路进行谐响应分析，得到所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，并基于所述平稳段随机振动加速度载荷谱和所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，得到所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值。基于此，本发明将工作环境下火箭发动机管路的载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，进而利用开机载荷谱和关机载荷谱得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值。再将对所述火箭发动机管路进行谐响应分析，得到所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，并基于所述平稳段随机振动加速度载荷谱和所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，得到所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值，所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应用于表征火箭发动机管路在平稳段对随机振动加速度载荷的响应情况。因此，相对于现有技术，本发明考虑了开、关机过程中冲击载荷和飞行过程平稳段随机振动载荷，能够获得更准确损伤预测结果。

本发明还基于所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值以及所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值，通过损伤累积原理，得到所述火箭发动机管路在工作环境下的寿命损伤模型，并基于所述发动机的损伤模型确定所述发动机的寿命。本发明由于综合了对开机载荷谱和关机载荷谱进行瞬态动力学分析，以及对所述火箭发动机管路进行谐响应分析得到的所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，故，本发明获得的寿命损伤模型更为准确，进而利用寿命损伤模型确定的所述发动机的寿命也更为准确。

进一步的，在获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱之前，所述火箭发动机管路的寿命确定方法还包括：

基于所述发动机试车时的开关机时刻，将所述发动机的试车载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱。

进一步的，所述基于所述发动机的开关机时刻，将所述发动机的试车载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱包括：

获取所述火箭发动机管路的试车载荷谱；

基于所述发动机试车时的开关机时间，将所述试车载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱；

对所述平稳段载荷谱进行时域转频域处理，得到所述平稳段随机振动加速度载荷谱。

进一步的，在获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱之前，所述火箭发动机管路的寿命确定方法还包括：

利用有限元软件建立所述火箭发动机管路的有限元模型；

在有限元软件中，利用模态分析对所述火箭发动机管路的有限元模型进行分析，以使模态分析得到的火箭发动机管路的目标参数满足实际火箭发动机管路的目标参数；

其中，所述模态分析得到的火箭发动机管路的目标参数包括固有频率以及模态振型。

进一步的，在获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱之后，所述火箭发动机管路的寿命确定方法还包括：

在有限元软件中，基于所述平稳段载荷谱，对所述火箭发动机管路进行随机振动分析，得到所述火箭发动机管路在随机振动下的动强度薄弱位置。

进一步的，所述在有限元软件中，基于所述平稳段载荷谱，对所述火箭发动机管路进行随机振动分析，得到所述火箭发动机管路的动强度薄弱位置包括：

在所述有限元软件中，将所述平稳段载荷谱作用于所述火箭发动机管路的载荷输入位置，设置第一目标参数，得到所述火箭发动机管路在随机振动下的动强度薄弱位置。

进一步的，所述在有限元软件中，基于所述开机载荷谱和所述关机载荷谱，对所述火箭发动机管路进行瞬态动力学分析，得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值包括：

在有限元软件中，基于模态叠加法，将所述开机载荷谱和所述关机载荷谱作用在所述火箭发动机管路上，设置第二目标参数，对所述火箭发动机管路进行瞬态动力学分析，得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值。

进一步的，所述寿命损伤模型的表达式为：

；

其中，

进一步的，基于所述发动机的损伤模型确定所述发动机的寿命满足

其中，

进一步的，

其中，

；/>

；

；

；

；

其中，

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示出了本发明实施例提供的一种火箭发动机管路的寿命确定方法。

具体实施方式

以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

火箭发动机管路是提供各类液体、气体的通道，若火箭发动机管路出现裂纹甚至断裂，会造成火箭发动机故障。随着我国研发的液体火箭发动机推力的逐渐增大，火箭发动机管路需要不间断地承受交变振动载荷，在开、关机过程冲击载荷和飞行过程平稳段随机振动激励累积作用下的动力学损伤和疲劳故障问题日益突出，预估工作环境下的管路寿命对提高火箭发动机的可靠性具有重要意义。但火箭发动机管路的疲劳试验需要大量的工作，成本高。

目前针对上述问题的一种解决方案为采用疲劳寿命Dirlic经验公式计算管路结果的疲劳寿命参数，然后根据此参数判断管路结构是否处于安全状态，但该方案没有考虑影响管路疲劳寿命的材料表面加工影响，不适用于非平稳随机振动的时序载荷激励下的管路振动寿命预估。

另一种解决方案考虑了多轴振动疲劳分析和扭转疲劳两个工况。建立了振动疲劳有限元模型，进行了瞬态法振动疲劳分析，得到总疲劳损伤值，但没有考虑随机振动载荷的振动疲劳。

基于此，参照图1，本发明实施例提供了一种火箭发动机管路的寿命确定方法，应用于工作环境下的火箭发动机中，所述火箭发动机管路的寿命确定方法包括以下步骤：

S100、获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱，获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱。

具体的，先基于所述发动机试车时的开关机时刻，将所述发动机的试车载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱。

应理解，在对发动机进行试车，可以获取到火箭发动机管路的试车载荷谱，然后基于所述发动机试车时的开关机时间，将所述试车载荷谱分为开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱。也就是说，将试车载荷普根据开关机时间，截取为三段，第一段即开机时的载荷谱,第二段发动机运行平稳时的平稳段载荷谱，第三段即关机时的载荷谱。然后对所述平稳段载荷谱进行时域转频域处理，得到所述平稳段随机振动加速度载荷谱。

在实际中，在获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱之前，所述火箭发动机管路的寿命确定方法还包括：

利用有限元软件建立所述火箭发动机管路的有限元模型；具体的，根据火箭发动机管路结构的图纸建立火箭发动机管路的三维模型，将该火箭发动机管路的三维模型导入有限元软件中，进行管路材料、接触关系的设置和网格划分，得到管路结构的有限元模型。

在有限元软件中，利用模态分析对所述火箭发动机管路的有限元模型进行分析，以使模态分析得到的火箭发动机管路的第一目标参数满足实际火箭发动机管路要求。其中，所述模态分析得到的火箭发动机管路的第一目标参数包括固有频率以及模态振型。

具体的，在有限元软件中，结合火箭发动机管路的固有频率以及模态振型，进行火箭发动机管路的有限元模型的简化，对火箭发动机管路的有限元模型进行接触关系的修正、边界条件修正和网格划分的修正，使模态分析后得到的火箭发动机管路的固有频率以及模态振型满足实际火箭发动机管路的固有频率以及模态振型。也就是说模态分析后得到的火箭发动机管路的固有频率与实际火箭发动机管路的固有频率满足误差要求，模态分析后得到的火箭发动机管路的固有频率与实际火箭发动机管路的模态振型与实际火箭发动机管路的模态振型保持一致。基于此，本发明实施例中的火箭发动机管路的有限元模型更贴近于实际火箭发动机管路结构，以提高火箭发动机管路的损伤确定的准确性。

S200、在有限元软件中，基于所述开机载荷谱和所述关机载荷谱，对所述火箭发动机管路进行瞬态动力学分析，得到所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值。

具体的，在有限元软件中，基于模态叠加法，将开、关机的载荷谱作用在管路整体上，设置第三目标参数，其中，第三目标参数包括阻尼比和时间步长，进行有限元计算，得到火箭发动机管路在开、关机过程的损伤值。其中，阻尼比一般是火箭发动机管路的材料阻尼或者结构阻尼；时间步长是指时域计算时每一个时间步的长度。基于此，本发明实施例在发动机的开关机过程中，故对火箭发动机管路进行了瞬态动力学分析，得到了所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值，因此，可以更准确的计算火箭发动机管路的损伤情况。

具体的，将开、关机过程计算的应力时间历程结果文件导入疲劳分析软件，考虑表面加工影响，采用应力组合方法和平均应力修正方法。

根据标准件拉伸试验得到的材料S-N曲线设置材料映射，材料S-N曲线为：

（1）

其中，

在疲劳分析软件中计算得到开、关机过程的损伤值

S300、在所述有限元软件中，对所述火箭发动机管路进行谐响应分析，得到所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，并基于所述平稳段随机振动加速度载荷谱以及所述火箭发动机管路的幅频响应和相频响应，得到所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值。

具体的，首先对所述火箭发动机管路进行基于模态叠加法的谐响应分析，并设置合适的阻尼比和频率范围，分析得到管路结构的谐响应结果：幅频响应和相频响应。其中，阻尼比一般是火箭发动机管路的材料阻尼或者结构阻尼。

在实际中，管路结构的谐响应结果可以为x,y,z轴的谐响应结果。

在本发明实施例中，在获取所述火箭发动机管路的开机载荷谱、关机载荷谱以及平稳段载荷谱，并基于所述平稳段载荷谱获得所述火箭发动机管路的平稳段随机振动加速度载荷谱之后，所述火箭发动机管路的寿命确定方法还包括：

在有限元软件中，基于所述平稳段载荷谱，对所述火箭发动机管路进行随机振动分析，得到所述火箭发动机管路在随机振动下的动强度薄弱位置。

更为具体的，在所述有限元软件中，将所述平稳段载荷谱作用于所述火箭发动机管路的载荷输入位置、载荷传递位置以及与发动机的连接位置，设置第二目标参数，其中，第二目标参数为阻尼比，阻尼比一般是火箭发动机管路的材料阻尼或者结构阻尼。得到所述火箭发动机管路在随机振动下的动强度薄弱位置。

在本发明实施例中，基于模态叠加法的随机振动分析，将所述平稳段载荷谱作用于所述火箭发动机管路的载荷输入位置、载荷传递位置以及与发动机的连接位置，根据经验值设置阻尼比，分析得到管路在随机振动下的3σ等效应力云图，进而可以得到火箭发动机管路的动强度薄弱位置。在实际中，可以将火箭发动机管路的动强度薄弱位置作为火箭发动机管路容易发生损伤的部位，以在多种维度上对火箭发动机管路的寿命进行评估。

S400、基于所述火箭发动机管路在开关机过程中的损伤值以及所述火箭发动机管路在平稳段的损伤值，通过损伤累积原理，得到所述火箭发动机管路在工作环境下的寿命损伤模型，并基于所述发动机的损伤模型确定所述发动机的寿命。

具体的，开、关机过程对火箭发动机管路的损伤计算包括：

a、将开、关机过程计算的应力时间历程结果文件导入疲劳分析软件，考虑表面加工影响，采用应力组合方法和平均应力修正方法。其中，应力组合方法和平均应力修正方法都是有限元软件计算中提供的需要选择的方法，在软件中，应力组合方法中会提供几种方法去选择，平均应力修正方法也会提供几种方法去选择。

b、根据标准件拉伸试验得到的火箭发动机管路的材料S-N曲线设置材料映射，材料S-N曲线为：

（1）

其中，m、

c、在疲劳分析软件中计算得到开、关机过程的损伤值

平稳段随机振动疲劳计算：

d、将平稳段火箭发动机管路的幅频响应和相频响应结果导入疲劳分析软件。根据发火箭发动机管路的材料S-N曲线，设置材料映射，考虑表面加工影响，考虑应力组合方法和平均应力修正方法。

e、建立频域方法的损伤模型：

（2）

其中，

f、管路在平稳段的受到宽带随机振动载荷，采用Dirlik频域方法：

（3）

（4）

（5）

（6）/>

（7）

其中，

计算得到火箭发动机管路在平稳段的损伤值

h、采用线性损伤累积，Miner准则认为：导致试样疲劳破坏的原因是，试样能够吸收的能量达到极限值，在某一等幅循环载荷作用下，试件吸收的能量和载荷循环次数之间成正比关系，即

（8）

其中，

（9）

计算得到火箭发动机管路在平稳段的损伤值

h、采用线性损伤累积，得到管路在工作环境下一个工作周期的综合损伤

（10）

其中，

管路的综合寿命

（11）

其中，

在一个具体的示例中，火箭发动机管路的材料为S06钢，平稳段随机振动时间

（1）开、关机过程管路时域振动疲劳寿命计算：

a、将火箭发动机管路几何模型导入ansysworkbench中，赋予材料、边界条件，定义接触关系，进行网格划分，然后进行模态分析。通过与模态试验对比，模态修正的指标为管路动力学前三阶频率模态计算结果和试验结果误差不超过15%。

b、在ansys workbench中进行模态叠加法的瞬态分析，载荷为开、关机的时序振动载荷，设置好时间步长，得到应力时间历程。

c、将计算结果文件导入ncode中，计算得到开、关机过程管路最大疲劳损伤分别为9.699e-17、2.809e-10，位置为节点79735、节点79739。

（2）管路平稳段随机振动疲劳寿命计算：

a、将火箭发动机管路几何模型导入ansysworkbench中进行X、Y、Z方向的随机振动分析，分别得到三个方向火箭发动机管路的最大1σ等效应力。

b、进行X、Y、Z三个方向的谐响应分析，将结果导入ncode中，施加平稳段振动载荷谱，计算得到火箭发动机管路1s平稳段随机振动最大损伤

（3）管路综合寿命计算：

由公式（10）得火箭发动机管路一个工作周期的最大损伤为0.014985，综合寿命

尽管在此结合各实施例对本发明进行了描述，然而，在实施所要求保护的本发明过程中，本领域技术人员通过查看附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现公开实施例的其他变化。在权利要求中，“包括”（comprising）一词不排除其他组成部分或步骤，“一”或“一个”不排除多个的情况。单个处理器或其他单元可以实现权利要求中列举的若干项功能。相互不同的从属权利要求中记载了某些措施，但这并不表示这些措施不能组合起来产生良好的效果。

尽管结合具体特征及其实施例对本发明进行了描述，显而易见的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可对其进行各种修改和组合。相应地，本说明书和附图仅仅是所附权利要求所界定的本发明的示例性说明，且视为已覆盖本发明范围内的任意和所有修改、变化、组合或等同物。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。