[发明专利]一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统

说明书

本发明公开一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统，涉及固体火箭发动机技术领域，方法包括：根据封头段第H缠绕层各厚度生长起始点的坐标、相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及第H缠绕层厚度，得到第H+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用B样条曲线拟合，得到轮廓曲线，重复步骤直至H达到预设值；针对转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线Y＝k*X+(y0‑k*x0)代替缠绕层的轮廓曲线；根据各轮廓曲线以及各直线，构建固体火箭发动机壳体模型。本发明可精确且快速地建立固体火箭发动机壳体模型。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统。

背景技术

碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)凭借其高比模量、高比强度等优点，在航天航空、能源和汽车等领域应用广泛。复合材料纤维缠绕压力容器作为一种非常重要的能源储存装置，在固体火箭、飞行器、海洋船舶、汽车等领域有着广泛的应用。使用纤维缠绕技术作为复合材料压力容器的工艺成型技术，使得壳体满足了轻质化、高内压的要求，在结构上已经实现了大型化和低成本化。

目前针对固体火箭发动机壳体缠绕铺层的设计方法主要有网格理论和有限元方法这两种。将设计出的铺层方法进行精确化的建模是有限元分析结果准确性的前提条件。由于压力容器封头段缠绕层存在变角度、变厚度的现象，使得压力容器模型建模难度大且繁杂，并没有很好的方法可以实现既精确又快速模型建立。对于仿真工作者来说，这样的建模过程时间耗费巨大，特别是对于需要来回迭代计算的特殊模型结构，会在很大程度上阻碍产品设计的研发进展，延长产品更新周期。

基于构建出的固体火箭发动机壳体模型可以进行爆压分析以及损伤分析，以研究壳体的损伤失效形式。现有的壳体仿真分析大部分采用手动建模的方式对固体火箭发动机壳体进行建模，该方法不仅耗时多，并且建立的模型精度非常低，与实际缠出的壳体制品有较大的尺寸区别。《基于ABAQUS的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法及验证分析》中提出了一种基于ABAQUS的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法，其依赖外部缠绕软件生成缠绕数据文件，然后读取这些文件数据来寻找厚度生长点，在ABAQUS(ABAQUS仿真软件)中对固体火箭发动机壳体进行建模，模型精度取决于外部缠绕软件的建模精度，而且无法精确预测出极孔附近的缠绕层厚度，该方法建立的固体火箭发动机壳体模型，其缠绕层厚度与实际存在较大误差，未考虑实际工艺情况，模型精度低。

综上，针对目前固体火箭发动机壳体建模耗时长、精度低的问题，开发一种精确且快速建立固体火箭发动机壳体模型的方法尤为重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统，可精确且快速地建立固体火箭发动机壳体模型。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种固体火箭发动机壳体建模方法，所述方法包括：

步骤S1：获取封头段第H缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，H为正整数，H的初始值为1；

步骤S2：针对封头段第H缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第H缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；

步骤S3：根据封头段第H缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第H缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第H缠绕层厚度，得到封头段第H+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第H+1缠绕层覆盖第H缠绕层；第H+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第H缠绕层厚度生长起始点的数量相同；所述封头段第H缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的；

步骤S4：将封头段第H+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用B样条曲线进行拟合，得到封头段第H+1缠绕层的轮廓曲线；