CN114595604B - 火箭发动机阀门密封性能指标计算方法、装置及电子设备 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了火箭发动机阀门密封性能指标计算方法、装置及电子设备，涉及航天技术领域，具体为：对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流‑固‑热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到火箭发动机阀门密封时的密封比压；基于所述密封比压，计算火箭发动机阀门的泄漏量。本申请基于数值仿真和理论模型对泄漏量进行计算，可以得到较高精度的泄漏量，降低设计成本。
Description
技术领域
本申请涉及航天技术领域，尤其是涉及火箭发动机阀门密封性能指标计算方法、装置及电子设备。
背景技术
在现有的火箭发动机阀门设计中，对于阀门密封性能的设计一般是在设计阶段通过经验公式进行估算，通过试验对密封性能进行测试，如若泄漏量超标，则使用经验公式进行再次修正后进行试验，不断迭代，直至满足要求。
目前来看，这种使用经验公式进行估算，再进行试验校核的方法误差过大，一般是密封性能冗余过多或密封不足。原因是经验公式的提出往往是基于一定假设，这将限制经验公式的使用，既针对不同对象，经验公式的适用性不强。另一方面，使用试验的方式来校核经验公式得到的阀门密封性能，成本较高。
发明内容
有鉴于此，本申请提供了火箭发动机阀门密封性能指标计算方法、装置及电子设备，
第一方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，包括：
对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到阀门密封时的密封比压；
基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量。
进一步的，对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理，包括：去除火箭发动机阀门的几何模型中的作动装置、弹簧、支撑环以及部分的孔洞、倒角及圆角。
进一步的，对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；包括：
分割出火箭发动机阀门的几何模型中的流体压力作用面，将流体压力作用面划分为：流体域入口面、流体域出口面、流体域与固体域交界面、阀门端口绝热面、固固交界面和阀门外表面；
分别对火箭发动机阀门的几何模型中的流体域和固体域划分网格；
在边界条件设定中，定义固固交界面为Coup l e面，定义流固交界面为Interface面，定义流体域入口面为压力入口边界条件，定义流体域出口为质量流量出口边界条件，定义阀门端口绝热面，设定阀门外表面对流边界条件；
基于F l uent软件对火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热计算，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布。
进一步的，对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到阀门密封时的密封比压；包括：
基于火箭发动机阀门的几何模型，建立流固热耦合仿真有限元模型；
对于流固交界面上网格节点数据进行插值，将阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布映射到流固热耦合仿真的有限元模型，得到固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据；
将固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据导入流固热耦合仿真有限元模型；
基于预先定义的固体域材料力学性能参数，对流固热耦合仿真有限元模型进行有限元分析计算，获得密封面上的密封比压。
进一步的，预先定义的固体域材料力学性能参数，包括：
当固体域采用理想弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝0，σ＞σs；
其中，σ为结构某处的等效应力值，σs为材料的屈服强度，ε为应变；
当固体域采用双线性弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝ETAN，σ＞σs；
其中，ETAN是双线性弹塑性本构模型中的切向模量；
当固体域采用指数硬化弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
σ＝kεn，σ＞σs；
当固体域采用多线性弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝Ei，σ＞σs
其中，Ei为材料屈服后第i个阶段的弹性模量。
进一步的，基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量，包括：
根据密封环形面的直径d，计算并联泄漏通道的个数N：
ld为界面接触形成的泄漏路径三角形横截面的底边长，h为三角形横截面的高，αm为三角形的底角；
计算单个流道的流导C1：
当h逐渐减小到h1时，流导C1变为：
其中，R表示通用气体常数，T表示气体的绝对温度，M表示气体的分子质量；温度修正系数KT＝T-n，n的取值范围为(0.5，1)；
基于：
得到泄漏量Cl：
式中，p表示阀门密封时的密封比压，单位为MPa，Rc是反应接触中软材料密封性能的系数，单位为MPa。
第二方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机阀门密封性能指标计算装置，包括：
预处理单元，用于对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
流动传热仿真单元，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
密封比压获取单元，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到阀门密封时的密封比压；
阀门泄漏量计算单元，用于基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量。
第三方面，本申请实施例提供了一种电子设备，包括：存储器、处理器和存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本申请实施例的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现本申请实施例的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
本申请基于数值仿真和理论模型对泄漏量进行计算，迭代周期短，误差较小，可以得到较高精度的泄漏量，降低设计成本
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法的流程图；
图2为本申请实施例提供的阀门结构示意图；
图3为本申请实施例提供的Roth泄漏模型示意图；
图4为本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算装置的功能结构图；
图5为本申请实施例提供的电子设备的结构图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
首先对本申请实施例的设计思想进行简单介绍。
目前，对密封性能参数使用经验公式进行估算，再进行试验校核的方法误差过大，一般是密封性能冗余过多或密封不足。原因是经验公式的提出往往是基于一定假设，这将限制经验公式的使用，既针对不同对象，经验公式的适用性不强。另一方面，使用试验的方式来校核经验公式得到的阀门密封性能，成本较高。
为解决上述技术问题，本申请提供了一种火箭发动机阀门的密封性能评估方法，包含两个主要阶段，密封比压的获取以及泄漏量的计算。该计算方法首次使用流固热耦合的方法进行密封比压的获取，然后结合密封比压、介质属性以及工况等参数，应用修正后的Roth公式进行泄漏量的计算，完成密封性能的计算。
本申请基于数值仿真和理论模型对泄漏量进行计算，迭代周期短，误差较小，能够一定程度上降低设计成本。
在介绍了本申请实施例的应用场景和设计思想之后，下面对本申请实施例提供的技术方案进行说明。
如图1所示，本申请实施例提供了一种火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，包括：
步骤101：对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
对于火箭发动机来说，其中涉及数量众多、功能各异的阀门组件，其内部流道复杂，零件众多，往往包含复杂的密封结构以完成可靠密封。阀门中一些对计算结果影响不大的结构的存在，将大大加大仿真模型的处理难度，因此进行火箭发动机密封性能的评估时，需要首先对实际复杂的阀门结构进行处理。保留对密封结构受力产生显著影响的结构，忽略其余次要结构。这样做的目的是最大程度降低仿真模型的复杂程度，同时保证计算准确度。
结构预处理包括：去除阀门几何结构中作动装置、弹簧、支撑环以及对计算结果影响不大的孔洞、倒角及圆角。
步骤102：对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
对阀门进行流动传热仿真计算，目的是得到阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，也就是进行流固热耦合仿真获取温度场和压力场。
首先，对火箭发动机的阀门几何结构模型进行进一步处理：
第一步，分割出阀门结构中的流体压力作用面。如图2所示，对于此阀门，需要对法兰的右端面、阀芯的右端面、支座的左端面以及螺栓的圆柱段进行一定的分割处理，目的是为保证进行压力作用面的选取时能够准确选中所需表面。
第二步，需要进行面组的设定，既将同一类面设定为一组。本实施例中，将阀门中的所有面分为6类，分别为：流体域入口面、流体域出口面、流体域与固体域交界面、阀门端口绝热面、固固交界面、阀门外表面。
第三步，对流体域和固体域划分网格；
第四步，在边界条件设定中，定义固固交界面为Coup l e面，定义流固交界面为Interface面，定义流体域入口面为压力入口边界条件，定义流体域出口为质量流量出口边界条件，定义阀门端口绝热面，设定阀门外表面对流边界条件。
第五步，基于F l uent软件对火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热计算，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布。
步骤103：对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到阀门密封时的密封比压；
对阀门结构进行流-固-热耦合有限元分析，目的是得到阀门密封结构的密封比压，为进行密封性能的评估做准备。
第一步，基于火箭发动机阀门的几何模型，建立流固热耦合仿真有限元模型；
第二步，对于流固交界面上网格节点数据进行插值，将阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布映射到流固热耦合仿真的有限元模型，得到固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据；
对流固交界面及密封区域进行局部插值加密，以提高计算精度。
此外，对于火箭发动机的阀门组件，需要约束阀门与其他部件连接处的自由度。对于法兰处螺栓载荷的施加，需要施加对于螺柱的拉伸载荷。
第三步，将固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据导入流固热耦合仿真有限元模型；
第四步，基于预先定义的固体域材料力学性能参数，对流固热耦合仿真有限元模型进行有限元分析计算，获得密封面上的密封比压。
对于线弹性性材料需要定义弹性模量E和泊松比ν，对于非线性各向同性材料需要定义材料的各向同性弹塑性本构模型。各向同性弹塑性本构模型有：
当固体域采用理想弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝0，σ＞σs；
其中，σ为结构某处的等效应力值，σs为材料的屈服强度，ε为应变；
当固体域采用双线性弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝ETAN，σ＞σs；
其中，ETAN是双线性弹塑性本构模型中的切向模量；
当固体域采用指数硬化弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
σ＝kεn，σ＞σs；
当固体域采用多线性弹塑性材料，则弹性模量E的取值为：
E＝Ei，σ＞σs
其中，Ei为材料屈服后第i个阶段的弹性模量。
步骤104：基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量；
密封性能的评价指标包括密封比压和漏率，本步骤在步骤103中进行的流固热耦合仿真结果基础上，使用修正后的Roth泄漏模型，对泄漏量进行计算，以阀门的密封性能评估。包含了两部分内容，分别是密封机理的简化以及修正的漏率计算模型。
首先进行密封机理的简化。金属表面的细微“峰”和“谷”区都是随机不规则的，但可以定义这些泄漏通道的典型剖面。试验表明，可以通过“三角波”的形状，很好的反应泄漏通道的剖面。在机械加工的表面上，90％以上的峰值具有1°-4°的斜率。按照这些值，A.Roth定出界面接触形成的泄漏路径横截面的典型形式是底角αm＝4°的等腰三角形，泄漏通道的长度等于密封面的宽度l。相邻三角形底边之间的部分为接触面之间的实际接触部分，如图3所示，这一典型形式即为Roth模型。
三角形通道的高即为h，底边长即为ld。h的初始大小取决于表面粗糙度。在密封工作的过程中，随着两个接触面之间的接触程度的加深，较软材料嵌入较硬材料的缝隙之中，三角形通道的高度h逐渐减小到h1：
式中，p表示接触表面平均压力，即步骤103中得到的密封比压，单位为MPa，Rc是反应接触中较软材料密封性能的系数，单位为MPa。
由于机械加工表面通常完全为波峰和波谷所覆盖，则可以根据密封环形面的直径，来求解并联泄漏通道的个数N，并联泄漏通道的个数N为：
然后建立修正的漏率计算模型：
流体在狭窄间隙中的流动主要表现为粘性流和分子流。由于金属密封在检漏条件下的设计漏率为1×10-6Pa·m3/s，则单个泄漏通道的漏率要远小于1×10-6Pa·m3/s。文献指出，漏率小于1×10-7Pa·m3/s时气流处于分子流状态。因此合理的安装方式应该将泄漏流体的流动控制在分子流状态。
分子流状态下，泄漏通道流导的计算公式为：
其中，Kh表示形状因数，当αm＝4°时，Kh＝1.7。式中A为流道的截面积，B表示包围流道面积A的周界。在三角形通道中，由高为h，底为ld，可得：
A＝hld/2＝h2ctg4° (4)
式(3)中，ua表示气体分子的平均速度，可由下式进行计算：
式中R表示通用气体常数，T表示气体的绝对温度，M表示气体的分子质量。
将式(4)、(5)和(6)代入式(3)中可得到单个流道的流导C1为：
当h逐渐减小到h1时，流导变为：
根据式(2)可得到整个密封环的流导Cl为：
把(1)式代入到(9)式中可得：
通过对比试验数据，发现使用此公式误差较大，主要体现在漏率随温度的变化趋势与试验测得不符，故由此对式(8)进行修正，添加温度修正系数KT对其进行修正。修正后的漏率公式为式(11)：
其中KT＝T-n，n的取值范围为(0.5，1)，结合试验测试数据进行n的确定。修正后的公式能够较好复合火箭发动机阀门密封工作特点，泄漏率的计算更加准确。
基于上述实施例，本申请实施例提供了一种火箭发动机阀门密封性能指标计算装置，参阅图4所示，本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算装置200至少包括：
预处理单元201，用于对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
流动传热仿真单元202，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
密封比压获取单元203，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到阀门密封时的密封比压；
阀门泄漏量计算单元204，用于基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量。
需要说明的是，本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算装置200解决技术问题的原理与本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法相似，因此，本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算装置200的实施可以参见本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法的实施，重复之处不再赘述。
如图5所示，本申请实施例提供的电子设备300至少包括：处理器301、存储器302和存储在存储器302上并可在处理器301上运行的计算机程序，处理器301执行计算机程序时实现本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
本申请实施例提供的电子设备300还可以包括连接不同组件(包括处理器301和存储器302)的总线303。其中，总线303表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线、外围总线、局域总线等。
存储器302可以包括易失性存储器形式的可读介质，例如随机存储器(RandomAccess Memory，RAM)3021和/或高速缓存存储器3022，还可以进一步包括只读存储器(ReadOn l y Memory，ROM)3023。
存储器302还可以包括具有一组(至少一个)程序模块3025的程序工具3024，程序模块3025包括但不限于：操作子系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
电子设备300也可以与一个或多个外部设备304(例如键盘、遥控器等)通信，还可以与一个或者多个使得用户能与电子设备300交互的设备通信(例如手机、电脑等)，和/或，与使得电子设备300与一个或多个其它电子设备300进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I nput/Output，I/O)接口305进行。并且，电子设备300还可以通过网络适配器306与一个或者多个网络(例如局域网(Loca l AreaNetwork，LAN)，广域网(Wi de Area Network，WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图5所示，网络适配器306通过总线303与电子设备300的其它模块通信。应当理解，尽管图5中未示出，可以结合电子设备300使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理器、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列(Redundant Arrays of I ndependentD i sks，RA I D)子系统、磁带驱动器以及数据备份存储子系统等。
需要说明的是，图5所示的电子设备300仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现本申请实施例提供的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。
Claims (8)
1.一种火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，其特征在于，包括：
对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到火箭发动机阀门密封时的密封比压；
基于所述密封比压，计算火箭发动机的阀门泄漏量；
其中，基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量，包括：
根据密封环形面的直径d，计算并联泄漏通道的个数：
为界面接触形成的泄漏路径三角形横截面的底边长，/>为三角形横截面的高，/>为三角形的底角；tg为tan（）函数；
计算单个流道的流导：
当逐渐减小到/>时，流导/>变为：
其中，R表示通用气体常数，T表示气体的绝对温度，M表示气体的分子质量；温度修正系数，n的取值范围为（0.5，1），/>表示接触面宽度，h1为接触面受到挤压变形后三角形横截面的高；
基于：
得到泄漏量：
式中，表示阀门密封时的密封比压，单位为MPa，/>是反应接触中软材料密封性能的系数，单位为MPa。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，其特征在于，对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理，包括：去除火箭发动机阀门的几何模型中的作动装置、弹簧、支撑环以及部分的孔洞、倒角及圆角。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，其特征在于，对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，包括：
分割出火箭发动机阀门的几何模型中的流体压力作用面，将流体压力作用面划分为：流体域入口面、流体域出口面、流体域与固体域交界面、阀门端口绝热面、固固交界面和阀门外表面；
分别对火箭发动机阀门的几何模型中的流体域和固体域进行网格划分；
在边界条件设定中，定义固固交界面为Couple面，定义流固交界面为Interface面，定义流体域入口面为压力入口边界条件，定义流体域出口为质量流量出口边界条件，定义阀门端口绝热面，设定阀门外表面对流边界条件；
基于Fluent软件对火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热计算，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，其特征在于，对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到火箭发动机阀门密封时的密封比压，包括：
基于火箭发动机阀门的几何模型，建立流固热耦合仿真有限元模型；
对于流固交界面上网格节点数据进行插值，将阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布映射到流固热耦合仿真的有限元模型上，得到固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据；
将固体域所有网格点的温度场数据和流固交界面上所有节点的压力场数据导入流固热耦合仿真有限元模型；
基于预先定义的固体域材料力学性能参数，对流固热耦合仿真有限元模型进行有限元分析计算，获得密封面上的密封比压。
5.根据权利要求4所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法，其特征在于，预先定义的固体域材料力学性能参数，包括：
当固体域采用理想弹塑性材料，则的取值为：
；
；
其中，为/>，/>为/>，/>为应变；
当固体域采用双线性弹塑性材料，则的取值为：
；
其中，是双线性弹塑性本构模型中的切向模量；
当固体域采用指数硬化弹塑性材料，则的取值为：
；
当固体域采用多线性弹塑性材料，则的取值为：
其中，为材料屈服后第i个阶段的弹性模量，k为硬化系数。
6.一种火箭发动机阀门密封性能指标计算装置，其特征在于，包括：
预处理单元，用于对火箭发动机阀门的几何模型进行结构预处理；
流动传热仿真单元，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流动传热仿真，得到火箭发动机阀门内部流过推进剂时，阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布；
密封比压获取单元，用于对预处理后的火箭发动机阀门的几何模型进行流-固-热耦合有限元分析，基于阀门流道的压力分布以及阀门固体域的温度分布，得到火箭发动机阀门密封时的密封比压；
阀门泄漏量计算单元，用于基于所述密封比压，计算阀门泄漏量；
其中，基于阀门密封时的密封比压，计算阀门泄漏量，包括：
根据密封环形面的直径d，计算并联泄漏通道的个数：
为界面接触形成的泄漏路径三角形横截面的底边长，/>为三角形横截面的高，/>为三角形的底角；tg为tan（）函数；
计算单个流道的流导：
当逐渐减小到/>时，流导/>变为：
其中，R表示通用气体常数，T表示气体的绝对温度，M表示气体的分子质量；温度修正系数，n的取值范围为（0.5，1），/>表示接触面宽度，h1为接触面受到挤压变形后三角形横截面的高；
基于：
得到泄漏量：
式中，表示阀门密封时的密封比压，单位为MPa，/>是反应接触中软材料密封性能的系数，单位为MPa。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器、处理器和存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1-5任一项所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现如权利要求1-5任一项所述的火箭发动机阀门密封性能指标计算方法。
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