CN109271660B - 火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法 - Google Patents

火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设计一种火箭发动机喷管活连接结构；步骤二、火箭发动机状态高空模拟试车；步骤三、建立喷管活连接可靠性评估模型；步骤四、喷管活连接模拟件载荷冲击试验；步骤五、喷管活连接模拟件热循环试验；步骤六、对喷管活连接结构可靠性评估。本发明具有以下优点：1)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；2)缩短火箭发动机研制周期；3)低碳减排，绿色环保。

Description

火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法
技术领域
本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法。
背景技术
发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。喷管是火箭发动机的核心部件，将燃烧室内高温燃气的热能转化为动能，使发动机产生推力。为了提高火箭发动机的性能，通常需要采取增大喷管面积比方法，即采用喷管延伸段。喷管活连接结构是指喷管延伸段采用法兰结构与推力室连接，即可实现连接结构紧固，又可实现高温燃气可靠密封。
喷管活连接结构的可靠性评估工作至关重要，喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩不足，会导致密封失效，引起高温燃气泄漏，火箭动力系统比冲性能降低，同时产生侧向分力影响姿控。发动机在轨多次点火工作过程中，喷管活连接结构的可靠性主要受热交变载荷和推力交变载荷影响：1)发动机点火前，身尾连接处结构温度处于深冷背景下热平衡温度；2)发动机开机过程中，发动机推力由0迅速上升到额定推力，喷管活连接结构的温度由环境温度逐渐上升至热平衡温度；3)发动机稳定工作过程中，发动机推力稳定，喷管活连接结构的温度稳定；4)发动机关机过程，发动机推力由额定推力迅速下降至0，发动机身尾连接处的温度由热平衡温度缓慢的下降至环境温度。
纵观国内外技术现状，火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法多采多子样发动机整机高空模拟热试车考核。多子样发动机整机高空模拟热试车考核的方法虽有利于喷管活连接结构的可靠性验证的充分性和真实性，但具有以下不足：1)试验成本高昂；2)试验周期很长；3)易引入低层次质量问题；4)大量的推进剂燃烧，增加大气碳排放，不利于大气环境保护，对于常规推进剂，会产生大量有毒气体。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，可以用于火箭发动机喷管活连接结构可靠性指标验证，识别薄弱环节，为结构改进提供方向，可靠性评估结果还可以用于支持型号选用产品时的风险权衡。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，包括如下步骤：
步骤1、根据型号任务需求和发动机产品特点，设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤2、火箭发动机状态开展高空模拟试车，考核验证所述火箭发动机喷管活连接结构的方案合理性，试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩未见明显变化，说明这种火箭发动机喷管活连接结构设计合理，否则，返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤3、建立喷管活连接可靠性评估模型-威布尔分布模型；
步骤4、喷管活连接模拟件载荷冲击试验
根据发动机喷管活连接的实际结构，设计尺寸完全一致的喷管活连接模拟件，根据步骤2的结果确定载荷大小和加载速度，开展喷管活连接模拟件载荷冲击试验，试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤5、根据步骤2的结果确定热循环试验的低温、高温、升温速率和降温速率，开展喷管活连接模拟件热循环试验，试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤6、对喷管活连接结构进行可靠性评估
在步骤3所构建的威布尔分布模型中选取形状参数，以发动机启动次数为特征量，分别评估推力交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R1和热交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R2，可靠性评估结果R＝R1×R2。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1)显著减少高空模拟试车次数和高空模拟试车子样，进而降低火箭发动机可靠性试验验证成本；2)相对多子样高空模拟热试车，载荷冲击试验和热循环试验可以显著缩短火箭发动机研制周期；3)显著减少高空模拟试车次数，有利于低碳减排，绿色环保。
本发明拓展性强，可以用于火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估，对于火箭发动机中局部焊缝可靠性评估也有一定的借鉴意义。
附图说明
图1是本发明实施例火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法的操作流程图。
图2为本发明实施例中一种火箭发动机喷管活连接结构示意图。
图3为本发明实施例中喷管活连接模拟件结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1为火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法的操作流程图，现结合图1描述本发明的具体实施案例中的步骤。
步骤1、设计一种火箭发动机喷管活连接结构；参见图1，采用法兰连接，均布多个连接螺栓，严格控制螺栓的拧紧力矩，保证高温燃气密封可靠和法兰连接紧固。
步骤2、火箭发动机状态高空模拟试车。
图1所示的发动机在轨工作过程中，喷管活连接结构可靠性主要受热载荷和推力影响。高空模拟试车过程：1)发动机点火前，喷管活连接结构温度约为15℃(处于深冷背景下热平衡温度)；2)开机过程中，发动机推力由0N迅速(0.5s)上升到5000N，喷管活连接结构的温度由15℃逐渐(90s)上升至500℃；3)发动机稳定工作过程中，发动机推力5000N，喷管活连接结构的温度500℃；4)发动机关机过程，发动机推力由5000N迅速(2s)下降至0N，喷管活连接结构的温度由500℃缓慢(远大于5h)的下降至环境-20℃。发动机整机高空模拟试车结束后，检查喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩，未见明显变化，说明这种火箭发动机喷管活连接结构设计合理。
步骤3、建立喷管活连接可靠性评估模型
喷管活连接结构的主要故障模式为耗损性故障模式，难以用单个参数表征工作状态，选用威布尔分布模型作为可靠性评估模型。
步骤4、喷管活连接模拟件载荷冲击试验
根据发动机喷管活连接的实际结构，设计尺寸完全一致的喷管活连接模拟件，如图3所示。开展喷管活连接模拟件载荷冲击试验，共3套喷管活连接模拟件，加载块的外型面与喷管内型面尺寸一致。根据步骤2的结果，确定加载块重量150kg，模拟1500N推力。加载块升降平稳，升降高度1cm，加载持续时间1min，加载间隔时间30s，载荷冲击循环次数350次，载荷冲击试验后，按编号复测并记录螺栓拧紧力矩数值。若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构。
步骤5、喷管活连接模拟件热循环试验
将3套喷管活连接模拟件堆叠在一起，放入真空加热炉中，要求20min内试验件达到500℃热平衡；持续高温时间10min；真空加热炉填充氩气冷却至常温，喷管活连接模拟件共须进行63次热循环试验。热循环试验后，从真空加热炉中取出试验件，按编号复测并记录螺栓拧紧力矩数值。若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构。
步骤6、对喷管活连接结构进行可靠性评估
在所构建的威布尔分布模型中选取形状参数m为3.0，置信度为0.7，根据发动机启动次数21次的指标，评估推力交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R1＝0.99991，评估热交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R2＝0.98525，火箭发动机喷管活连接结构可靠性的评估结果R＝R1×R2＝0.98516。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (1)

1.火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、根据型号任务需求和发动机产品特点，设计一种火箭发动机喷管活连接结构；步
骤2、火箭发动机状态开展高空模拟试车，考核验证所述火箭发动机喷管活连接结构的方案合理性，试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩未见明显变化，说明这种火箭发动机喷管活连接结构设计合理，否则，返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
高空模拟试车过程：1)发动机点火前，喷管活连接结构温度约为15℃；2)开机过程中，发动机推力由0N迅速上升到5000N，喷管活连接结构的温度由15℃逐渐上升至500℃；3)发动机稳定工作过程中，发动机推力5000N，喷管活连接结构的温度500℃；4)发动机关机过程，发动机推力由5000N迅速下降至0N，喷管活连接结构的温度由500℃下降至环境-20℃；
步骤3、建立喷管活连接可靠性评估模型-威布尔分布模型；
步骤4、喷管活连接模拟件载荷冲击试验
根据发动机喷管活连接的实际结构，设计尺寸完全一致的喷管活连接模拟件，根据步骤2的结果确定载荷大小和加载速度，开展喷管活连接模拟件载荷冲击试验，试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤5、根据步骤2的结果确定热循环试验的低温、高温、升温速率和降温速率，开展喷管活连接模拟件热循环试验，将3套喷管活连接模拟件堆叠在一起，放入真空加热炉中，要求20min内试验件达到500℃热平衡；持续高温时间10min；真空加热炉填充氩气冷却至常温，喷管活连接模拟件共须进行63次热循环试验,热循环试验后，从真空加热炉中取出试验件，按编号复测并记录螺栓拧紧力矩数值,试验结束后，若喷管活连接结构处螺栓拧紧力矩发生明显变化，须返回步骤1，重新设计一种火箭发动机喷管活连接结构；
步骤6、对喷管活连接结构进行可靠性评估
在步骤3所构建的威布尔分布模型中选取形状参数，以发动机启动次数为特征量，分别评估推力交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R1和热交变载荷影响下喷管活连接结构可靠性R2，可靠性评估结果R＝R1×R2。
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