[发明专利]一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统

说明书

本发明涉一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系，包括推进剂参数输入模块、药柱结构可靠度评估参数输入模块、推进剂最大伸长率计算模块及药柱结构可靠度计算模块下组成部分。系统包括推进剂参数设置和发动机药柱结构可靠度评估两个主要界面。本发明的药柱结构可靠度评估软件系统，基于低温强冲击条件下可靠性验证试验数据、蒙特卡洛仿真方法以及广义应力‑强度数学模型而开发，力求实现发动机药柱结构可靠度评估精确化，提升固体发动机药柱结构设计计算效率，缩短产品研制周期，对于发动机技术的发展具有重要的指导意义。

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药柱结构可靠性评估软件系统。

背景技术

当今世界，各主要军事大国正着力提高中远程非接触精确打击能力，以导弹为核心的现代兵器在军事上得到了广泛的运用。由于固体导弹具有机动、可靠、反应速度快、易于维护以及命中精度高等特点，已成为当今战略战术导弹武器发展的主流。经过四十多年的发展，我军主战导弹大部分已实现了从液体到固体的更新换代。伴随着固体导弹大批量装备部队，各种战略战术导弹的可靠性问题日益凸显。固体火箭发动机是固体导弹的动力装置，是固体导弹的“心脏”，因此长期以来，固体发动机可靠性问题一直受到军方与工业部门的高度重视。固体火箭发动机装药是发动机重要组成部分，也是发动机的薄弱环节，药柱结构失效是发动机最典型的失效模式，药柱结构完整性评价也一直是发动机行业最棘手的问题之一，虽然多年来利用有限元分析方法，结合应力-强度干涉模型理论解决了药柱结构可靠性评估方法的有无问题，但其评价方法的准确度一直饱受质疑。本发明提供一种高效、高精度的药柱结构可靠性分析评估方法，解决固体火箭发动机药柱结构完整性与可靠性评价的问题，对于提升固体火箭发动机设计水平具有重要的军事意义。

固体发动机药柱结构可靠性评价是发动机设计重要环节之一，现有技术是通过采用有限元方法分析发动机药柱在恶劣工作条件下的变形情况，明确药柱结构薄弱位置处的应力与应变、以及受力最严重部位的应力与应变情况，将这些应力与应变值作为广义应力参数，将推进剂在高温、常温及低温条件下测试所得到的强度与延伸率等力学性能作为广义强度参数，进而基于广义应力-强度数学模型实现分析计算药柱结构可靠度的目的。

现有固体火箭发动机药柱结构可靠性评价过程是基于Ansys有限元分析软件而实现的。分析时由于药柱模型的不一致性，边界约束条件、材料性能参数、载荷施加方法等因素设置的局限性等原因致使分析计算结果与发动机药柱实际受力情况有较大偏差，导致药柱结构可靠性评价结果精度不高，严重影响到固体火箭发动机设计质量与可靠性。为了提升固体发动机药柱结构设计质量，工程设计人员甚至不得不多次返工，这样直接导致了固体发动机设计周期延长，并增加了人力、物力、财力等成本的投入。该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。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统，以解决现有可靠性评价分析时由于药柱模型的不一致性，边界约束条件、材料性能参数、载荷施加方法等因素设置的局限性等原因致使分析计算结果与发动机药柱实际受力情况有较大偏差的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种固体发动机药柱结构可靠性评估软件系统，该系统包括如下组成部分：

1）推进剂参数输入模块

推进剂参数输入模块为温度转移因子方程与推进剂应变主曲线方程的常数项、一次项、二次项、三次项、四次项系数的输入；

2）药柱结构可靠度评估参数输入模块

药柱结构可靠度评估参数输入模块包括输入发动机使用环境温度、推进剂应变率、点火载荷条件下推进剂最大应变均值及其标准差、硫化降温载荷下推进剂最大应变均值及其标准差、参数抽样次数、可靠性仿真次数、置信度的输入；此外，推进剂最大伸长率均值由发动机使用环境温度与推进剂应变率代入温度转移因子方程、推进剂应变主曲线方程而自动计算并且显示获得，并根据推进剂最大伸长率均值，输入推进剂最大伸长率的标准差；