非均匀装药的复杂燃面退移与内弹道性能预示

非均匀装药的复杂燃面退移与内弹道性能预示是固体火箭发动机设计的核心问题。建立非均匀装药燃烧的燃面退移数学模型,提出一种采用有限元法通过求解泊松方程逼近程函方程黏滞解的新方法(PEF)。所提方法可将燃面退移问题转化为特殊的稳态热传导问题,实现对几何形状不规则且燃速分布复杂的三维装药燃面退移的计算。考虑燃烧室压力变化等实际因素,在平衡压力假设下,形成了内弹道性能预示的4种计算模型。完成了二维星型装药、三维翼柱型装药和含金属丝的双推进剂装药的计算。计算结果表明:所提方法不仅可以高精度地适应多种推进剂构成的复杂交界面,而且可以直接在商业有限元软件的稳态热传导模块上应用和求解,充分利用商业有限元软件成熟的计算机辅助设计(CAD)建模、前处理、后处理及二次开发能力,实现了复杂燃面退移与内弹道性能预示方法的通用化和实用化。

基于Pro/E的参数化驱动固体发动机模装设计

为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成,以Pro/E族表技术为核心,利用WinForm框架和XML等技术,提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径,实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配,实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化。该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统,系统中包含29个发动机零件,通过灵活设定结构参数,可自动化构建多达720种不同结构形式的发动机结构实体模型,实现平行层燃面退移,得到发动机工作过程中的动态结构质量特性,同时计算出发动机的内弹道性能,并且具有可扩展性。该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础。

固体火箭发动机总体设计集成系统的研究与开发

固体火箭发动机性能与结构方案总体设计是发动机设计工作的第一步,对发动机研制的技术路线有深远影响。为了解决现有集成设计系统“软件功能难定制、算法模块少协作、数据结构扁平化”三大问题,本文使用算法模块动态组合思想设计开放的算法模块接口规范体系,在此基础上,以“功能解耦,模块独立,算法重用”为原则,根据固体火箭发动机设计理论,开发包括热力计算、总体参数优化、设计指标分配、装药设计在内的30个算法模块和2个对外接口。使用并行轮循计算方法实现算法模块的集成与协作,在算法模块并行解耦的基础上显著提高了计算速度。并基于算法层、应用层、用户界面层和表现层的四层系统架构开发出适于工程应用的集成设计软件系统SRM-PASCOD。使用该系统复现“长征一号”第三级FG-02固体火箭发动机的设计过程,梳理出含有四百余条数据的全系统数据字典。将设计结果与实际对比,性能偏差和尺寸偏差在10%以内,满足工程需要。通过对算法模块的灵活组合,又完成了某战术导弹双推力长尾喷管发动机的设计,体现了软件的实用性、可定制性和可扩展性。本文建立的设计方法、开发的算法库和集成规范可以灵活支撑固体火箭发动机性能与结构方案总体设计,所形成的层次化的发动机数据字典为工程应用提供了数据支持。

固体火箭发动机三维装药的逆向设计与形状优化

固体火箭发动机装药逆向设计是指寻求最优的装药形状以匹配给定的内弹道性能曲线,可用于指导新型装药的设计。装药逆向设计正从尺寸优化阶段迈向形状优化与拓扑优化阶段。形状优化问题往往自由度大且高度非线性,这就对燃面退移的计算效率提出了极高的要求,而现有的椭圆算法难以满足需要。为此有必要开发燃面退移的高效椭圆算法,并将其应用于三维装药的逆向设计。首先,将程函方程线性化,推导出亥姆霍兹方程和泊松方程,形成了一系列求解燃面退移的快速热传导(Fast Heat Conduction,FHC)方法。其中f-FHC方法采用空腔体积分数分布来描述不规则装药,使用LDL分解法求解线性方程组,实现了“一次分解,处处回代”,显著提高了计算效率。然后,系统地分析了三维装药逆向设计的关键问题,包括目标函数的选取、待优化自变量的取值范围、孤立孔洞识别、浇铸工艺性要求等。运用进化神经网络方法开发了装药逆向智能设计(Grain Reverse and Intelligent Design,GRID)系统。计算结果表明,fFHC方法可以将三维装药燃面退移的计算时间缩短至1 s以内。以双推力装药的燃面变化规律或内弹道性能曲线为目标,GRID系统成功设计出含有复杂三维内孔的新型装药。所得装药符合浇铸工艺条件,芯模可采用3D打印工艺制造。所提出的算法和开发的软件系统可以为新型装药的设计提供支撑。