1.本发明涉及固体火箭发动机壳体设计领域，特别是涉及一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统。
背景技术：2.固体火箭发动机常用于火箭、导弹等航空航天飞行器，作为飞行器的动力装置，固体火箭发动机具有结构简单、方便存储和维护等优点，适用范围较为广泛。作为动力系统的核心部分，固体火箭发动机壳体主要承受推进剂燃烧过程中产生的内压载荷，是发动机结构的主承力结构件，因此，飞行器的结构性能与固体火箭发动机壳体的强度密切相关。
3.为了减轻飞行器的总体质量，目前各国先进的固体火箭发动机壳体均采用比强度高和比刚度高的碳纤维复合材料制造而成，由于固体火箭发动机壳体具有轴对称的结构特点，目前壳体常由碳纤维与树脂结合采用缠绕工艺成型后经过高温固化形成。
4.固体火箭发动机壳体一般由前后封头和筒身段组合而成，根据缠绕原理，纤维在封头段会发生厚度堆积以及缠绕角变化，在对固体火箭发动机壳体进行爆破压力预测工作时，必须对壳体复合材料层进行精确的建模才能得到正确的结果。目前工业界常采用商业有限元软件进行手动建模，这个过程往往要花费很长时间，并且当铺层方案发生改变时会大大减慢设计进度。因此，目前的爆破压力预测方法存在分析效率低的问题。
技术实现要素：5.本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统，以解决现有技术中的爆破压力预测方法存在预测效率低的问题。
6.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
7.一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，包括：
8.采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；
9.将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；
10.计算每个所述载荷增量步内的内压载荷；
11.按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上；
12.求解当前载荷增量步内的线性节点位移；
13.根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；
14.根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；
15.若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力；
16.若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。
17.可选地，所述采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型，具体
包括：
18.根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程；所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度；
19.将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标；
20.将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标；
21.将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元；
22.计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角；
23.根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵；
24.根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数；
25.根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵；
26.根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵；
27.根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。
28.可选地，所述求解当前载荷增量步内的线性节点位移，具体包括：
29.利用公式∑k0·
δi＝e求解当前载荷增量步内的线性节点位移；其中，k0为线性刚度矩阵，δi为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移；e为施加在结构离散单元上的当前节点载荷向量之和。
30.可选地，所述根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中结构离散单元内各缠绕层的纤维方向应变，具体包括：
31.根据所述线性节点位移计算节点不平衡力；
32.根据所述节点不平衡力计算节点位移增量；
33.根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移；
34.判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛；
35.若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变；
36.若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。
37.可选地，所述根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效，具体包括：
38.判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变；
39.若所述纤维方向应变小于或等于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效；
40.若所述纤维方向应变大于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。
41.一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，包括：
42.模型构建模块，用于采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模
型；
43.等分模块，用于将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；
44.载荷计算模块，用于计算每个所述载荷增量步内的内压载荷；
45.加载模块，用于按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上；
46.节点位移计算模块，用于求解当前载荷增量步内的线性节点位移；
47.应变计算模块，用于根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；
48.失效判断模块，用于根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；
49.第一执行模块，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力；
50.第二执行模块，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。
51.可选地，所述模型构建模块，包括：
52.经线方程建立单元，用于根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程；所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度；
53.等距划分单元，用于将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标；
54.径向坐标计算单元，用于将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标；
55.结构离散单元，用于将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元；
56.铺层参数计算单元，用于计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角；
57.弹性矩阵计算单元，用于根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵；
58.位移场函数确定单元，用于根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数；
59.函数矩阵确定单元，用于根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵；
60.相关矩阵确定单元，用于根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵；
61.模型建立单元，用于根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。
62.可选地，所述节点位移计算模块，包括：
63.节点位移计算单元，用于利用公式∑k0·
δi＝e求解当前载荷增量步内的线性节点位移；其中，k0为线性刚度矩阵，δi为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移；e为施加在结构离散单元上的当前节点载荷向量之和。
64.可选地，所述应变计算模块，包括：
65.不平衡力计算单元，用于根据所述线性节点位移计算节点不平衡力；
66.位移增量计算单元，用于根据所述节点不平衡力计算节点位移增量；
67.修正单元，用于根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移；
68.收敛判断单元，用于判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛；
69.第一执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变；
70.第二执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。
71.可选地，所述失效判断模块，包括：
72.失效判断单元，用于判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变；
73.第一结果确定单元，用于若所述纤维方向应变小于或等于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效；
74.第二结果确定单元，用于若所述纤维方向应变大于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。
75.根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
76.本发明的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，通过采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型，大大减少建立高精度有限元模型的时间，快速对设计人员提出的壳体设计方案进行爆破压力预测，缩短产品的设计周期，提高爆破压力预测的效率。
附图说明
77.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
78.图1为本发明提供的一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法的流程图；
79.图2为本发明提供的固体火箭发动机壳体经线示意图；
80.图3为本发明提供的结构离散单元示意图；
81.图4为本发明提供的复合材料层示意图；
82.图5为本发明提供的收敛判断流程图；
83.图6为本发明的爆破压力预测方法在实际应用中的流程图；
84.图7为本发明提供的一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统的结构图。
具体实施方式
85.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于
本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
86.本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统，以解决现有技术中的爆破压力预测方法存在预测效率低的问题。
87.固体火箭发动机壳体由金属接头、内绝热层、复合材料纤维缠绕层等部分组成，其中壳体内部推进剂燃烧过程中产生的内压载荷主要由纤维缠绕层承担。与传统的固体火箭发动机壳体爆破压力预测方法相比，本发明可以大大减少建立高精度有限元模型的时间，快速对设计人员提出的壳体设计方案进行爆破压力预测，缩短产品的设计周期，同时本发明的实施对计算机的性能和操作人员的技术水平要求很低，不需要升级现有设备以及进行额外的人员培训。
88.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
89.图1为本发明提供的一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法的流程图，如图1所示，方法包括：
90.步骤101：采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型。
91.在一个具体实施方式中，所述步骤101，具体包括：
92.步骤1011：根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程。所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度。
93.在实际应用中，根据待设计壳体(固体火箭发动机壳体)的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程如下式所示：
[0094]094]
或
[0095]
r＝r,
[0096]
其中，r为筒身半径，l为筒身长度，z1为前封头高度，z2为后封头高度，b为封头短半轴长度，z为轴向坐标，r为对应轴向位置处的平行圆半径(径向坐标)，壳体经线示意图和坐标系如图2所示。
[0097]
步骤1012：将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标。
[0098]
步骤1013：将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标。
[0099]
步骤1014：将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元。
[0100]
在实际应用中，将壳体轴向坐标(z方向)进行等距划分并代入到经线方程得到对应的径向坐标(r方向)，由此得到节点坐标，将得到的相邻的节点连线获得如图3所示的结构离散单元，完成壳体的结构离散，图中为节点位移，u、w为单元内部位移场函数。
[0101]
步骤1015：计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角。
[0102]
在实际应用中，根据缠绕方案计算各结构离散单元的复合材料铺层参数，包括各
缠绕层的缠绕厚度和缠绕角，其中为了减小计算量，单元内部的铺层参数假设为定值(这里只是说某一层应该是变角度、变厚度的，然后为了简便计算在单元内部令其为定值；如果其他层在筒段的缠绕角和厚度不一样的话，单元内每一层的缠绕角和厚度自然也不同)，采用经典公式法和测地线方程计算单元中点处复合材料层的缠绕角和缠绕厚度作为各结构离散单元的铺层参数。所述缠绕角和缠绕厚度的预测公式为：
[0103][0104]
其中，α表示单元中点(例如，图3中1、2点组成的结构离散单元的中点)处的缠绕角；r表示单元中点处的平行圆半径(径向坐标)；r表示筒身半径；tf表示单元中点处缠绕层的缠绕厚度；α0表示缠绕层在筒身段的缠绕角；t
fα
表示缠绕层在筒身段的缠绕厚度。
[0105]
步骤1016：根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵。
[0106]
步骤1017：根据各结构离散单元的复合材料铺层参数，采用经典层合板理论计算各单元复合材料层的弹性矩阵。所述弹性矩阵的计算公式为：
[0107][0108]
其中，如下图所示，n表示单元内复合材料层数，zk和z
k-1
分别表示以单元经线为中面的第k层复合材料的上表面和下表面坐标，复合材料层示意图如图4所示，表示第k层复合材料的偏轴刚度矩阵,
[0109][0110]aij
表示面内刚度矩阵，b
ij
表示耦合刚度矩阵，d
ij
表示弯曲刚度矩阵；t
σ
表示应力转换矩阵；t
ε
表示应变转换矩阵；m＝cosα；n＝sinα；m’＝(1-v1v2)-1
；e1表示纵向弹性模量；e2表示横向弹性模量；表示横向弹性模量；为由σ1引起的纵向应变，为由σ1引起的横向应变，为由σ2引起的纵向应变，为由σ2引起的横向应变，g
12
表示面内剪切模量；σ1为单向板在做0
°
拉伸实验时沿纤维方向的应力值；σ2为单向板做90
°
拉伸实验时垂直于纤维方向的应力值。(本步骤的公式和铺层参数的关系为为：在计算偏轴刚度矩阵时需要用到每一层的缠绕角，这里的zk则跟每一层的厚度有关)。
[0111]
步骤1018：根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数。
[0112]
得到由节点映射的单元内部位移场函数为：
[0113][0114]
其中，n、n
′1、n
′2为单元内部插值函数，λ为u、w组成的局部坐标和为单元内部插值函数，λ为u、w组成的局部坐标和组成的全局坐标的转换矩阵，ae表示假设的节点位移。
[0115]
步骤1019：根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵。
[0116]
步骤10110：根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵。
[0117]
在实际应用中，基于结构离散单元内的节点位移场函数u、w，提取得到形函数矩阵、几何函数矩阵，结合复合材料层的弹性矩阵计算线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵。
[0118]
所述形函数矩阵计算公式如下所示：
[0119]
n＝[n
′1λ n
′2λ]
[0120]
其中
[0121][0122][0123][0124]
式中ξ＝s/l，ξ表示正则化后单元内部的特征坐标点。s表示单元局部坐标系(从左往右的第一个节点是局部坐标系的原点)下的节点坐标，如图3所示，取值范围为0-l，l表示结构离散单元的长度。φ表示单元与轴向方向的夹角。n
′1和n
′2表示局部坐标系下的形函数矩阵，为节点处的位移。
[0125]
所述几何函数矩阵计算公式如下所示：
[0126][0127]
其中
[0128][0129][0130]
同样将b的第二项中的g拆分为与b第一项中一样的两部分形式为
[0131]
g＝[g1λ g2λ]
[0132][0133][0134]
c＝gae[0135]
式中ae表示假设的节点位移。
[0136]
所述线性刚度矩阵k0，初位移矩阵k
l
，初应力矩阵k
σ
计算公式如下所示：
[0137][0138]
式中，b0表示线性应变矩阵；b
l
大位移应变矩阵；m为将节点位移向量提到右侧而产生的中间变量。
[0139][0140]
其中σ表示结构的应力。
[0141]
步骤10111：根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。
[0142]
步骤102：将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步。
[0143]
步骤103：计算每个所述载荷增量步内的内压载荷。
[0144]
在实际应用中，采用等步长的方法将作用在固体火箭发动机壳体上的内压载荷即设计爆破压力分为若干载荷增量步，每个载荷增量步内的内压载荷计算公式如下所示：
[0145][0146]
其中p表示设计爆破压强(总内压载荷)，n'表示总的载荷增量步数，i表示当前载荷增量步数。
[0147]
单个结构离散单元两个节点处的节点载荷计算公式如下所示:
[0148][0149]
式中p＝[0 pi]
t
，pi为当前载荷增量步的内压载荷，r表示单元内任一点处的平行圆半径。对于两相邻单元的共用节点，其节点载荷则为两相邻单元在该共用节点处的载荷叠加。
[0150]
步骤104：按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上。
[0151]
步骤105：求解当前载荷增量步内的线性节点位移。
[0152]
在实际应用中，按照划分的载荷增量步将当前载荷增量步的内压载荷pi依次加载在结构离散单元上(沿单元法线方向加载在单元上)，根据线性刚度矩阵k0求解当前载荷增量步内的线性节点位移，所述线性节点位移δi的计算公式为：
[0153]
∑k0·
δi＝e
[0154]
其中，k0为复合材料壳体结构的线性刚度矩阵，δi为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移，e为施加在结构上的当前节点载荷向量之和(即是总的节点载荷，其为两个结构离散单元在共用节点上的的叠加值)。
[0155]
步骤106：根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变。
[0156]
在一个具体实施方式中，所述步骤106，具体包括：
[0157]
步骤1061：根据所述线性节点位移计算节点不平衡力。
[0158]
在实际应用中，将线性节点位移代入结构抗力矩阵求解节点不平衡力，所述节点不平衡力的计算公式为：
[0159][0160]
其中，b为几何函数矩阵，bd为几何函数矩阵的变分，d为弹性矩阵。
[0161]
步骤1062：根据所述节点不平衡力计算节点位移增量。
[0162]
步骤1063：根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移。
[0163]
在实际应用中，根据节点不平衡力计算节点位移增量并修正线性节点位移，所述公式为：
[0164][0165]
其中，k
t
为结构的切线刚度阵(此处的切线刚度阵即为线性刚度矩阵，初位移矩阵和初应力矩阵之和)，δ
i+1
为修正后的线性节点位移，δδ
i+1
为节点位移修正增量(节点位移增量)。
[0166]
步骤1064：判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛。在实际应用中，收敛判断流程图如图5所示。
[0167]
步骤1065：若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变。
[0168]
在实际应用中，根据求解得到的修正后的线性节点位移计算复合材料壳体各单元内缠绕层的纤维方向应变，所述计算公式如下所示。
[0169][0170]
式中，α表示单元内第k层的缠绕角，zk表示单元内铺层厚度方向上第k层的中面坐标，坐标原点建立在单元内复合材料层合板厚度方向上的中点处。应变矩阵[ε
s ε
θ k
s k
θ
]
t
＝b
×
δ
i+1
，从而得到根据单元节点位移计算单元各个位置处的应变值，其中b为几何函数矩阵，δ
i+1
为当前载荷增量步求解得到的修正后的线性节点位移。
[0171]
步骤1066：若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。
[0172]
在实际应用中，采用位移收敛准则判断当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛，如果不收敛，则将δ
i+1
代入到公式再算节点不平衡力进行下一次非线性迭代。所述位移收敛准则的判断公式为：
[0173][0174]
其中，ε一般取10-2～10-5，j表示节点编号。
[0175]
步骤107：根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效。若是，执行步骤108；若否，执行步骤109。
[0176]
在一个具体实施方式中，所述步骤107，具体包括：
[0177]
步骤1071：判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变。
[0178]
步骤1072：若是，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效。
[0179]
步骤1073：若否，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。
[0180]
步骤108：将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力。
[0181]
步骤109：返回“步骤104”。
[0182]
在实际应用中，采用最大应变准则判断壳体复合材料层是否失效，如果没有失效发生，则施加下一个载荷增量步继续从线性节点位移开始计算，如果有失效发生，则将当前载荷增量步对应的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力，所述失效判据为：
[0183]
εf≤εu[0184]
其中εf为复合材料的纤维方向应变，εu为复合材料的纤维方向最大伸长应变。
[0185]
图6为本发明的爆破压力预测方法在实际应用中的流程图，如图6所示，首先通过确定课题几何结构、单元划分、刚度组装以及构建徐工方程等步骤建立有限元模型，然后设定载荷条件，根据载荷条件将内压载荷(载荷增量)施加在有限元模型中，判断复合材料壳体是否失效，若是，则将当前内压载荷作为爆破压力，若否，施加下一个内压载荷。
[0186]
图7为本发明提供的一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统的结构图，如图7所示，系统包括：
[0187]
模型构建模块701，用于采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型。
[0188]
等分模块702，用于将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步。
[0189]
载荷计算模块703，用于计算每个所述载荷增量步内的内压载荷。
[0190]
加载模块704，用于按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上。
[0191]
节点位移计算模块705，用于求解当前载荷增量步内的线性节点位移。
[0192]
应变计算模块706，用于根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变。
[0193]
失效判断模块707，用于根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效。
[0194]
第一执行模块708，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力。
[0195]
第二执行模块709，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。
[0196]
在一个具体实施方式中，所述模型构建模块701，包括：
[0197]
经线方程建立单元，用于根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程。所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度。
[0198]
等距划分单元，用于将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标。
[0199]
径向坐标计算单元，用于将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标。
[0200]
结构离散单元，用于将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元。
[0201]
铺层参数计算单元，用于计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角。
[0202]
弹性矩阵计算单元，用于根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵。
[0203]
位移场函数确定单元，用于根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数。
[0204]
函数矩阵确定单元，用于根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵。
[0205]
相关矩阵确定单元，用于根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵。
[0206]
模型建立单元，用于根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。
[0207]
在一个具体实施方式中，所述节点位移计算模块705，包括：
[0208]
节点位移计算单元，用于利用公式∑k0·
δi＝e求解当前载荷增量步内的线性节点位移。其中，k0为线性刚度矩阵，δi为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移；e为施加在结构离散单元上的当前节点载荷向量之和。
[0209]
在一个具体实施方式中，所述应变计算模块706，包括：
[0210]
不平衡力计算单元，用于根据所述线性节点位移计算节点不平衡力。
[0211]
位移增量计算单元，用于根据所述节点不平衡力计算节点位移增量。
[0212]
修正单元，用于根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移。
[0213]
收敛判断单元，用于判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛。
[0214]
第一执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变。
[0215]
第二执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。
[0216]
在一个具体实施方式中，所述失效判断模块707，包括：
[0217]
失效判断单元，用于判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变。
[0218]
第一结果确定单元，用于若所述纤维方向应变小于或等于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效。
[0219]
第二结果确定单元，用于若所述纤维方向应变大于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。
[0220]
本发明利用高效的有限单元法实现固体火箭发动机壳体的爆破压力预测，该方法采用参数化建模实现高精度的固体火箭发动机壳体的有限元模型的建立，相比于传统的爆破压力预测，该方法不需要进行复杂的几何建模和网格划分，对计算机的性能要求更低，因此可以大大减少计算时间，提高设计人员的工作效率，对固体火箭发动机壳体设计方案进行可行性分析，快速得到产品的爆破压力。
[0221]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0222]
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说
明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
技术特征：1.一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，其特征在于，包括：采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；计算每个所述载荷增量步内的内压载荷；按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上；求解当前载荷增量步内的线性节点位移；根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力；若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，其特征在于，所述采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型，具体包括：根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程；所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度；将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标；将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标；将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元；计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角；根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵；根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数；根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵；根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵；根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，其特征在于，所述求解当前载荷增量步内的线性节点位移，具体包括：利用公式∑k0·
δ
i
＝e求解当前载荷增量步内的线性节点位移；其中，k0为线性刚度矩阵，δ
i
为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移；e为施加在结构离散单元上的当前节点载荷向量之和。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，其特征在于，所述根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中结构离散单元内各缠绕层的纤维方向应变，具体包括：根据所述线性节点位移计算节点不平衡力；根据所述节点不平衡力计算节点位移增量；
根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移；判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛；若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变；若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法，其特征在于，所述根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效，具体包括：判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变；若所述纤维方向应变小于或等于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效；若所述纤维方向应变大于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。6.一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，其特征在于，包括：模型构建模块，用于采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；等分模块，用于将作用在所述固体火箭发动机壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；载荷计算模块，用于计算每个所述载荷增量步内的内压载荷；加载模块，用于按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上；节点位移计算模块，用于求解当前载荷增量步内的线性节点位移；应变计算模块，用于根据所述线性节点位移计算所述有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；失效判断模块，用于根据所述纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；第一执行模块，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为固体火箭发动机壳体的爆破压力；第二执行模块，用于若所述固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效，则返回“按照所述载荷增量步，将所述内压载荷依次加载在所述有限元模型上”的步骤。7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，其特征在于，所述模型构建模块，包括：经线方程建立单元，用于根据所述固体火箭发动机壳体的几何特征参数建立复合材料壳体的经线方程；所述几何特征参数包括筒身半径、筒身长度、前封头高度、后封头高度和封头短半轴长度；等距划分单元，用于将壳体轴向坐标进行等距划分，得到多个壳体轴向坐标；径向坐标计算单元，用于将多个所述壳体轴向坐标代入到所述经线方程，得到多个壳体径向坐标，形成多个节点坐标；结构离散单元，用于将相邻两个所述节点坐标连线，得到多个结构离散单元；铺层参数计算单元，用于计算每个所述结构离散单元的复合材料铺层参数；所述复合材料铺层参数包括缠绕厚度和缠绕角；
弹性矩阵计算单元，用于根据所述复合材料铺层参数计算每个所述结构离散单元的复合材料层的弹性矩阵；位移场函数确定单元，用于根据所述结构离散单元，确定节点位移场函数；函数矩阵确定单元，用于根据所述节点位移场函数，确定形函数矩阵和几何函数矩阵；相关矩阵确定单元，用于根据所述形函数矩阵、所述几何函数矩阵和所述弹性矩阵，确定线性刚度矩阵、初位移矩阵和初应力矩阵；模型建立单元，用于根据所述线性刚度矩阵、所述初位移矩阵和所述初应力矩阵建立有限元模型。8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，其特征在于，所述节点位移计算模块，包括：节点位移计算单元，用于利用公式∑k0·
δ
i
＝e求解当前载荷增量步内的线性节点位移；其中，k0为线性刚度矩阵，δ
i
为当前载荷增量步内第i个迭代步的线性节点位移；e为施加在结构离散单元上的当前节点载荷向量之和。9.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，其特征在于，所述应变计算模块，包括：不平衡力计算单元，用于根据所述线性节点位移计算节点不平衡力；位移增量计算单元，用于根据所述节点不平衡力计算节点位移增量；修正单元，用于根据所述节点位移增量修正所述线性节点位移，得到修正后的线性节点位移；收敛判断单元，用于判断所述当前载荷增量步内的修正后的线性节点位移是否收敛；第一执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述纤维方向应变；第二执行单元，用于若所述修正后的线性节点位移未收敛，则根据所述修正后的线性节点位移计算所述节点不平衡力。10.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体的爆破压力预测系统，其特征在于，所述失效判断模块，包括：失效判断单元，用于判断所述纤维方向应变是否小于或等于纤维方向最大伸长应变；第一结果确定单元，用于若所述纤维方向应变小于或等于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层未失效；第二结果确定单元，用于若所述纤维方向应变大于纤维方向最大伸长应变，则固体火箭发动机壳体的复合材料层失效。
技术总结本发明涉及一种固体火箭发动机壳体的爆破压力预测方法及系统，属于固体火箭发动机壳体设计领域。方法包括：采用参数化建模方法建立固体火箭发动机壳体的有限元模型；将作用在壳体上的总内压载荷等分成若干个载荷增量步；计算每个载荷增量步内的内压载荷；按照载荷增量步，将内压载荷依次加载在有限元模型上；求解当前载荷增量步内的线性节点位移；根据线性节点位移计算有限元模型中各结构离散单元内缠绕层的纤维方向应变；根据纤维方向应变判断固体火箭发动机壳体的复合材料层是否失效；若失效，则将所述当前载荷增量步内的内压载荷作为壳体的爆破压力；若未失效，则加载下一个内压载荷。本发明提高了爆破压力预测的效率。本发明提高了爆破压力预测的效率。本发明提高了爆破压力预测的效率。
技术研发人员：王鑫 张骞 祖磊 冯翔 牟星
受保护的技术使用者：合肥工业大学
技术研发日：2022.07.29
技术公布日：2022/12/1
