CN112035933A - 考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法 - Google Patents

考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括S1:建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析；S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界；S3：建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。该方法丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。

Description

考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法。
背景技术
固体火箭发动机(Solid Rocket Motor，SRM)是一种采用固体推进剂的化学火箭动力装置，其结构简单、发展成熟、可靠性高的特点使其在导弹武器、运载火箭和宇宙飞行器中都有广泛采用。航天技术与武器系统攻防对抗要求的不断升级，对固体发动机提出了“高能化、大型化、高过载、宽适应”的要求。面对为满足新一代战略导弹的远射程、强突防、高生存要求而生的高能推进剂带来的喷管热防护问题，喷管热结构的数值分析在提高发动机设计效率、降低发动机设计成本方面具有不可替代的作用。
发动机工作过程中，喷管热防护结构工作环境特殊，兼具高温(可达3000℃甚至更高)、高压(可达15MPa甚至更高)、高速(可达800-1500m/s)特征，工程层面上，对其热结构的数值分析，除了考虑高温、高压载荷作用以外，热防护各组件之间的粘接、接触边界在力-热载荷下易产生结构间隙，形成接触传热、接触摩擦等非线性现象，也需要综合考虑。因此，需要建立一套固体火箭发动机喷管接触非线性热结构顺序耦合分析方法。
发明内容
为解决上述问题，本发明的目的在于提供一种考虑结构间隙引起的接触热阻、接触摩擦等现象的固体火箭发动机喷管非线性热结构顺序耦合分析方法，以进一步丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。
为实现上述目的，本发明提供了如下的技术方案。
考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括以下步骤：
S1：建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置的截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析，获得沿喷管轴向任一截面上的燃气温度T、压力P及马赫数Ma，确定压力边界和温度边界：
Figure BDA0002665295320000021
Figure BDA0002665295320000022
Figure BDA0002665295320000023
式中，T0为燃烧室总温，P0为总压，At为喷管喉部面积，A为沿喷管轴向的当地截面积，k为燃气的比热比；
S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界：
Figure BDA0002665295320000024
式中：h为强制对流换热系数；C为修正系数，亚音速流时C＝0.026，超音速流时C＝0.023；dt为喉部直径；cp为定压比热；μ为气体的粘性系数；Pr为普朗特数；
Figure BDA0002665295320000025
为燃气的质量流率；Rc为喉部曲线段的曲率半径；σ为考虑边界层参数变化引起的修正系数；
其中，修正系数σ：
Figure BDA0002665295320000026
式中，Tw为喷管壁面的温度；T0为燃气总温；k为燃气的比热比；Ma为沿喷管轴向的当地流动马赫数；
其中，定义燃气恢复温度Tr：
Figure BDA0002665295320000031
其中，普朗特数Pr和燃气粘性系数μ：
Figure BDA0002665295320000032
Figure BDA0002665295320000033
式中，
Figure BDA0002665295320000034
为燃气的平均摩尔质量；
S3：进行前处理工作，包括建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；
S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；
S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。
优选地，所述S3包括以下几个步骤：
S3.1：在ANSYS Workbench中建立所述喷管热结构数值分析项目，包括模型模块、材料参数模块、传热模块和热应力模块；
S3.2：在所述模型模块中新建或导入喷管热防护结构二维轴对称模型，并将模型对称轴调整为Y轴；
S3.3：根据喷管热防护结构各部分材料组成，分别在材料参数模块输入密度、热膨胀系数、弹性参数、热传导系数和比热参数，建立喷管热防护结构的材料模型。
优选地，所述S4包括以下几个步骤：
S4.1：在所述传热模块中，进入传热数值分析设置Mechanical界面，进入左侧项目树中的Geometry，设置Definition中2DBehavior为Axisymmetric；
S4.2：在所述传热模块中的Geometry树下，分别指定喷管各结构组件的材料；
S4.3：进入Connections-Contacts，设置所有接触对，设置Type为Frictional，FrictionCoefficient为0.2，设置ThermalConductance为Manual，ThermalConductanceValue为1000W/(m2·K)；
S4.4：进入Mesh，根据喷管结构尺寸，修改合适的ElementSize；选择Update，开始划分网格；
S4.5：进入AnalysisSettings，根据发动机实际工作时间设置StepEndTime，AutoTimeStepping设置为off，DefineBy设置为Substeps，NumberofSubsteps设置为100；
S4.6：选择喷管内壁面，添加Convection边界；将FilmCoefficient和AmbientTemperature均设置为TabularData，选择EditDataFor为AmbientTemperature，设置IndependentVariable为Y，输入由喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度；选择EditDataFor为FilmCoefficient，设置IndependentVariable为Y，输入沿喷管轴向的所述对流换热系数；选择喷管最外层壳体直接与空气接触部分，添加Convection，设置FilmCoefficient为5W/(m2·℃)；
S4.7：进入Solution，选择Solve，进行喷管热防护结构传热的数值分析；
S4.8：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管温度场分布图。
优选地，所述S5包括以下几个步骤：
S5.1：在所述热应力模块中，进入AnalysisSettings，设置StepEndTime为1s，AutoTimeStepping为off，DefineBy为Time，TimeStep为1s；
S5.2：选择ImportedLoad下的Suppress，选择喷管内壁面，添加Pressure边界，输入喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压强；选择喷管最外层金属件与燃烧室连接处沿径向方向边界，添加Displacement边界，并将其轴向位移设置为0；
S5.3：在Transient下插入Commands，输入求解命令；进入Solution，选择Solve，开始喷管热防护结构热应力的数值分析；
S5.4：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管热应力云图。
本发明有益效果：
1、本发明考虑喷管热防护材料在高温、高压载荷下的性能响应，建立了温度相关、各向异性的材料模型，较为全面地描述了材料性能的退化历程；
2、本发明考虑由于喷管粘接剂失效、组件配合关系引起的结构间隙问题，引入接触热阻、接触摩擦技术，建立喷管热结构顺序耦合数值分析方法，较为全面地描述了发动机工作过程中喷管结构组件的边界条件。
以下结合附图及实施例对本发明作进一步的说明。
附图说明
图1是本发明实施例的分析流程图；
图2是本发明实施例的热结构数值分析项目结构图；
图3是本发明实施例的模型图；
图4是本发明实施例的材料设定的状态图；
图5是本发明实施例的网格划分结果图；
图6是本发明实施例的流体温度设置图；
图7是本发明实施例的对流换热系数设置图；
图8是本发明实施例的自然对流设置图；
图9是本发明实施例的工作结束时刻喷管温度场分布图；
图10是本发明实施例的内压边界设置图；
图11是本发明实施例的螺栓位置固置边界设置图；
图12是本发明实施例的喉衬径向应力图；
图13是本发明实施例的喉衬轴向应力图；
图14是本发明实施例的喉衬环向应力图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例
考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，如图1-14所示，包括以下步骤，流程图如图1所示：
S1：建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置的截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析，获得沿喷管轴向任一截面上的燃气温度T、压力P及马赫数Ma，确定压力边界和温度边界：
Figure BDA0002665295320000061
Figure BDA0002665295320000062
Figure BDA0002665295320000063
式中，T0为燃烧室总温，P0为总压，At为喷管喉部面积，A为沿喷管轴向的当地截面积，k为燃气的比热比；
S2：燃气进入喷管后，流动急剧加速，湍流效应明显增加，大大增强对壁面的对流，形成高速强迫对流换热。故采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界：
Figure BDA0002665295320000071
式中：h为强制对流换热系数；C为修正系数，亚音速流时C＝0.026，超音速流时C＝0.023；dt为喉部直径；cp为定压比热；μ为气体的粘性系数；Pr为普朗特数；
Figure BDA0002665295320000072
为燃气的质量流率；Rc为喉部曲线段的曲率半径；σ为考虑边界层参数变化引起的修正系数；
其中，修正系数σ：
Figure BDA0002665295320000073
式中，Tw为喷管壁面的温度；T0为燃气总温；k为燃气的比热比；Ma为沿喷管轴向的当地流动马赫数；
其中，考虑到燃气流动在喷管壁面具有滞止效应，为了充分考虑附面层内流动造成的影响，定义燃气恢复温度Tr：
Figure BDA0002665295320000074
其中，普朗特数Pr和燃气粘性系数μ：
Figure BDA0002665295320000075
Figure BDA0002665295320000076
式中，
Figure BDA0002665295320000077
为燃气的平均摩尔质量；
据此，以喷管内流场准一维等熵流动分析结果为输入，求解得到沿喷管轴向的对流换热系数h。
至此，喷管热结构数值分析所需要的压力边界(P)、温度边界(T)、对流换热系数边界(h)均已知。
S3：喷管热结构数值分析流程建立：
进行前处理工作，包括建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；
S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；
S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。
进一步的，S3包括以下几个步骤：
S3.1：在ANSYS Workbench中建立喷管热结构数值分析工程，如图2所示，包括模型模块、材料参数模块、传热模块和热应力模块：
S3.2：双击“模型”模块A2环节，在模型模块中新建或导入喷管热防护结构二维轴对称模型，如图3所示，并将模型对称轴调整为Y轴；
S3.3：双击“材料参数”模块D2环节，根据喷管热防护结构各部分材料组成，分别在材料参数模块输入密度(温度相关)、热膨胀系数(温度相关、各向异性)、弹性参数(模量、泊松比等，温度相关、各向异性)、热传导系数(温度相关、各向异性)和比热参数(温度相关)，建立喷管热防护结构的材料模型。
较佳的，S4包括以下几个步骤：
S4.1：在传热模块中，进入传热数值分析设置Mechanical界面，进入左侧项目树中的Geometry，设置Definition中2DBehavior为Axisymmetric；
S4.2：在传热模块中的Geometry树下，分别指定喷管各结构组件的材料，材料设定的状态图如图4所示；
S4.3：进入Connections-Contacts，设置所有接触对，设置Type为Frictional，FrictionCoefficient为0.2，设置ThermalConductance为Manual，ThermalConductanceValue为1000W/(m2·K)；
S4.4：进入Mesh，根据喷管结构尺寸，修改合适的ElementSize；选择Update，开始划分网格，网格划分结构图如图5所示；
S4.5：进入AnalysisSettings，根据发动机实际工作时间设置StepEndTime，AutoTimeStepping设置为off，DefineBy设置为Substeps，NumberofSubsteps设置为100；
S4.6：选择喷管内壁面，添加Convection边界；将FilmCoefficient和AmbientTemperature均设置为TabularData，选择EditDataFor为AmbientTemperature，设置IndependentVariable为Y，输入由喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度，流体温度设置图如图6所示；选择EditDataFor为FilmCoefficient，设置IndependentVariable为Y，输入沿喷管轴向的对流换热系数，如图7所示；选择喷管最外层壳体直接与空气接触部分，添加Convection，设置FilmCoefficient为5W/(m2·℃)(即默认的空气与物体之间自然对流换热系数)，如图8所示；
S4.7：进入Solution，选择Solve，进行喷管热防护结构传热的数值分析；
S4.8：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管温度场分布图，如图9所示，在该云图中，可以明显看出，在喷管结构组件交界面处，由于有接触热阻的存在，温度梯度较大，易产生较大的应力集中。这与未考虑接触问题获得的温度云图存在明显差异。另外，本方法考虑接触热阻这一因素，更接近于实际情况，求解得到的温度云图也更接近于喷管实际温度传递，结果更真实可靠，对发动机设计具有指导作用。
进一步的，S5包括以下几个步骤：
S5.1：在热应力模块中，进入AnalysisSettings，设置StepEndTime为1s，AutoTimeStepping为off，DefineBy为Time，TimeStep为1s；
S5.2：选择ImportedLoad下的Suppress，选择喷管内壁面，添加Pressure边界，输入喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压强，内压边界设置图如图10所示；选择喷管最外层金属件与燃烧室连接处沿径向方向边界，添加Displacement边界，并将其轴向位移设置为0，螺栓位置固置边界设置图如图11所示；
S5.3：在Transient下插入Commands，输入求解命令；进入Solution，选择Solve，开始喷管热防护结构热应力的数值分析；
S5.4：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管热应力云图，如图12-14所示，分别为喉衬径向应力图、喉衬轴向应力图和喉衬环向应力图，一方面，由于接触热阻使得喷管组件界面之间的温度梯度增大，使得喉衬应力增大；另一方面，实践表明，考虑组件之间的接触摩擦以后，喉衬边界应力大小分布既有增加也有减小情况。考虑接触摩擦情况下的喷管热结构分析，更接近于喷管工作实际，得到的组件应力分布更真实可靠，对发动机设计具有指导作用。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置的截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析，获得沿喷管轴向任一截面上的燃气温度T、压力P及马赫数Ma，确定压力边界和温度边界：
Figure FDA0002665295310000011
Figure FDA0002665295310000012
Figure FDA0002665295310000013
式中，T0为燃烧室总温，P0为总压，At为喷管喉部面积，A为沿喷管轴向的当地截面积，k为燃气的比热比；
S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界：
Figure FDA0002665295310000014
式中：h为强制对流换热系数；C为修正系数，亚音速流时C＝0.026，超音速流时C＝0.023；dt为喉部直径；cp为定压比热；μ为气体的粘性系数；Pr为普朗特数；
Figure FDA0002665295310000015
为燃气的质量流率；Rc为喉部曲线段的曲率半径；σ为考虑边界层参数变化引起的修正系数；
其中，修正系数σ：
Figure FDA0002665295310000016
式中，Tw为喷管壁面的温度；T0为燃气总温；k为燃气的比热比；Ma为沿喷管轴向的当地流动马赫数；
其中，定义燃气恢复温度Tr：
Figure FDA0002665295310000021
其中，普朗特数Pr和燃气粘性系数μ：
Figure FDA0002665295310000022
Figure FDA0002665295310000023
式中，
Figure FDA0002665295310000024
为燃气的平均摩尔质量；
S3：进行前处理工作，包括建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；
S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；
S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。
2.根据权利要求1所述的考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，其特征在于，所述S3包括以下几个步骤：
S3.1：在ANSYS Workbench中建立所述喷管热结构数值分析项目，包括模型模块、材料参数模块、传热模块和热应力模块；
S3.2：在所述模型模块中新建或导入喷管热防护结构二维轴对称模型，并将模型对称轴调整为Y轴；
S3.3：根据喷管热防护结构各部分材料组成，分别在材料参数模块输入密度、热膨胀系数、弹性参数、热传导系数和比热参数，建立喷管热防护结构的材料模型。
3.根据权利要求2所述的考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，其特征在于，所述S4包括以下几个步骤：
S4.1：在所述传热模块中，进入传热数值分析设置Mechanical界面，进入左侧项目树中的Geometry，设置Definition中2DBehavior为Axisymmetric；
S4.2：在所述传热模块中的Geometry树下，分别指定喷管各结构组件的材料；
S4.3：进入Connections-Contacts，设置所有接触对，设置Type为Frictional，FrictionCoefficient为0.2，设置ThermalConductance为Manual，ThermalConductanceValue为1000W/(m2·K)；
S4.4：进入Mesh，根据喷管结构尺寸，修改合适的ElementSize；选择Update，开始划分网格；
S4.5：进入AnalysisSettings，根据发动机实际工作时间设置StepEndTime，AutoTimeStepping设置为off，DefineBy设置为Substeps，NumberofSubsteps设置为100；
S4.6：选择喷管内壁面，添加Convection边界；将FilmCoefficient和AmbientTemperature均设置为TabularData，选择EditDataFor为AmbientTemperature，设置IndependentVariable为Y，输入由喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的温度；选择EditDataFor为FilmCoefficient，设置IndependentVariable为Y，输入沿喷管轴向的所述对流换热系数；选择喷管最外层壳体直接与空气接触部分，添加Convection，设置FilmCoefficient为5W/(m2·℃)；
S4.7：进入Solution，选择Solve，进行喷管热防护结构传热的数值分析；
S4.8：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管温度场分布图。
4.根据权利要求3所述的考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，其特征在于，所述S5包括以下几个步骤：
S5.1：在所述热应力模块中，进入AnalysisSettings，设置StepEndTime为1s，AutoTimeStepping为off，DefineBy为Time，TimeStep为1s；
S5.2：选择ImportedLoad下的Suppress，选择喷管内壁面，添加Pressure边界，输入喷管准一维流动获得的沿喷管轴向的压强；选择喷管最外层金属件与燃烧室连接处沿径向方向边界，添加Displacement边界，并将其轴向位移设置为0；
S5.3：在Transient下插入Commands，输入求解命令；进入Solution，选择Solve，开始喷管热防护结构热应力的数值分析；
S5.4：求解完毕后，在Solution中添加后处理项，获取工作结束时刻喷管热应力云图。
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