基于AutoLISP的固体火箭发动机喷管参数化设计_王鼎.pdf

新技术新工艺 年第期 新技术新工艺 设计与计算基于 的固体火箭发动机喷管参数化设计王鼎，吴昊，朱力，霍亮，黎明（海军装备部驻西安地区军事代表局，陕西 西安 ；中国航天科工集团六院四十一所，内蒙古 呼和浩特 ；国防科技大学 空天科学学院，湖南 长沙 ）摘要：归纳并总结了固体火箭发动机喷管的设计规范与经验，梳理了表征喷管结构特征的一系列特性参数，建立了喷管的数学模型。基于 的二次开发工具 ，以所建立的喷管数字化模型为基础，编写了固定喷管的参数化设计程序，实现了固体火箭发动机喷管喉衬、背壁绝热层、喷管壳体、绝热扩散段、绝热套等基本零件的参数化设计。通过 对话框工具开发，形成了图像辅助设计及设计参数输入对话框，实现了喷管设计参数的获取，使喷管参数化设计工具具有了较好的人机交互。实现了固定喷管参数化设计的功能，使喷管设计师在快速方案论证中的工作效率有了大幅提升。关键词：发动机；喷管；参数化；中图分类号：；文献标志码：，（，；，；，）：，：，概述经过五十多年的发展，固体火箭发动机喷管的设计技术随导弹技术提升得到了充分发展，多数火箭发动机喷管结构拓扑形式相对稳定，喉衬、绝热层、扩散段壳体和复合材料扩散段的结构形式相近，仅结构尺寸随发动机需求不同相应调整。小幅度调整下的设计方案快速迭代成为了喷管设计工作的主流，传统的喷管方案设计方法因其手动操作任务多、迭代速度慢而成为制约喷管技术发展的瓶颈。传统的固体火箭发动机喷管设计流程为：发动机总体部门给出结构参数输入（喉径、扩张比、法兰尺寸、摆角等）和性能参数输入（总温、总压、凝聚相分子数等）；喷管设计人员首先根据输入结构参数，在 软件中绘制结构方案草图，并将模型导入 软件进行材料设置和网格划分等前处理工作；随后根据总体性能输入参数，利用一维等熵流公式计算喷管流场温度、压力和对流换热系数沿喷管轴向的分布规律，制作流场载荷分布文件；将载荷文件导入前处理模型，完成喷管温度场的计算，根据温度场计算结果，调整绝热层的厚度；结合温度场计算结果，进一步计算结构热应力，并以此为依据，调整结构尺寸和间隙，最终完成结构的初步设计。通过数字化建模工具的建立，可以将喷管设计师的设计参数直接转变为 形式的喷管方案。可以使喷管设计师不必再通过直线、圆弧等基础图形的绘制与修改等繁琐的步骤来得到最终的喷管设计方案，减少了喷管设计师的重复性劳动，提高工作效率。固体火箭发动机喷管的数字化模型喷管设计包括气动设计、热设计、结构设计个DOI:10.16635/ki.1003-5311.2023.02.014设计计算 新技术新工艺 设计与计算 方面。气动设计是根据总体技术要求，对喷管与燃气相接触的整个气动内型面进行设计，以满足总体对于喷管喉径、扩张比、喷管效率、喷管长度等各方面的要求。热设计是根据喷管的工作压强、工作时间、推进剂性质等热结构的工作条件，确定喉衬各部位耐烧蚀材料设计厚度及背壁绝热层、绝热套等绝热零件的绝热材料厚度的过程。结构设计是在热设计的基础上，根据喷管工作的热、力载荷环境，合理设计喷管各零件的结构形式，以保证喷管在工作中安全可靠，不会发生破坏。气动设计、热设计和结构设计是固体火箭发动机固定喷管设计中个有机结合的部分，在固定喷管的方案论证及建模过程中，也是依靠上述项内容所确定的各喷管特性参数进行的。依据上述个方面的已有基础，建立固定喷管的数字化模型。喷管气动型面的数字化模型喷管的气动型面设计是喷管方案论证中的核心环节。喷管气动型面设计的主要任务是设计与燃气接触的喷管内型面的形状，以便在满足其设计要求的条件下使化学能以最大实际可能转换成动能。喷管气动型面的设计实际上是一个迭代的过程。对于喷管内型面的设计，喷管设计师已有相关的设计经验，总结了固体火箭发动机喷管内型面设计参数与总体输入指标之间的数学关系，建立固体火箭发动机喷管内型面的数学模型。固体火箭发动机喷管均为渐缩渐扩的拉瓦尔喷管形式，其内型面一般由收敛段内型面、圆柱段、扩张段内型面组成。喷管收敛段内型面一般为椭圆弧形式，其内型面可由喷管喉部半径、椭圆长半轴、椭圆短半轴确定。喷管扩张段内型面一般选用三次曲线形式。针对三次曲线的扩张段内型面，已经形成了较为成熟的设计方法。当给定初始设计参数：喉部半径、下游圆弧半径、初始扩张半角、出口扩张半角、扩张比时，即可得到喷管气动型面的数字化模型（见图）。图喷管气动型面的数字化模型示意图三次曲线扩张段方程如下。）初始扩张段方程：（）（）式中，。）后扩张段方程：（）（）式 中，（），（），（），（），（）。喷管结构的数字化模型）喉衬的数字化模型。喉衬是固体火箭发动机喷管的核心零件，喉衬的结构设计，不仅要满足总体技术指标的要求，而且还要满足喷管对于气动型面、抗烧蚀性能、结构强度的需求。通过对四十一所已有型号的总结，提炼出反映喉衬结构特征的 个特性参数。其中，喉径为发动机总体输入参数，为喉衬柱段长度，、为喉衬不同部位的设计厚度，为喉衬与绝热扩散段交界面与轴线夹角，为喉衬与背壁绝热层交界面与轴线夹角，为喉衬头部与轴线夹角。）背壁绝热层的数字化模型。背壁绝热层是喷管的主要热防护结构之一，也是喷管热防护结构中唯一不与燃气直接接触的热防护结构。背壁绝热层的设计，主要是热设计，背壁绝热层需保证喷管壳体在发动机工作的整个过程中温度不会过高。在常规的背壁绝热层设计中，一般将背壁绝热层设计为喷管壳体筒段边缘处满足最小厚度，内型面则直接与喉衬相匹配。因此，背壁绝热层的位置尺寸、厚度尺寸是表征背壁绝热层结构特征的特性参数。）喷管壳体的数字化模型。喷管壳体是固体火箭发动机固定喷管的主承力结构，在固体火箭发动机工作的过程中，推进剂燃烧产生的燃气在燃烧室内部形成高压环境，喷管壳体一方面需要满足发动机工作过程中喷管强度的需要，另一方面，也要与发动机的后接口尺寸相适应，并满足喷管壳体外露长度的要求。通过对于现有喷管壳体设计经验的归纳和总结，提取出了反映喷管壳体特性的 个参数，其中，、为接口尺寸，、为位置尺寸，其他为新技术新工艺 年第期 新技术新工艺 设计与计算外形尺寸。结合上述尺寸之间的逻辑关系，建立了固定喷管壳体的数字化模型。）绝热扩散段的数字化模型。绝热扩散段是固体火箭发动机喷管的重要组成部分，高温高压燃气在绝热扩散段中膨胀做功，产生推力。绝热扩散段一方面要满足喷管气动型面的要求，另一方面要与喷管壳体的结构尺寸相配合，并满足外形尺寸的要求。本课题选用了一类扩散段外形面作为示例进行研究，外形面角度及 为外形面特性参数。）绝热套的数字化模型。绝热套是固体火箭发动机固定喷管主要的热防护结构之一，其功能为避免喷管壳体温度过高。绝热套内型面与喷管壳体外型面相配合，并应具有足够的厚度，保证喷管壳体温度不会过高；另一方面，绝热套也要满足发动机总体接口尺寸的要求。通过对于常规固定喷管绝热套结构形式特点的分析，归纳了个反映绝热套结构特点的特性参数。其中，、为接口参数，为绝热套厚度，其他为结构倒角参数。通过对于上述固定喷管各零件的数字化模型的整合、分析，集成为固定喷管的数字化模型（见图）。图固定喷管的数字化模型固定喷管参数化设计程序 设计数据获取与预处理喷管设计师所输入的参数是最基本的喷管设计参数，其量纲或表达方式与 程序参数化设计的参数之间存在着一定的差异。需要编制程序，对所读取的原始设计参数进行初步预处理，转换成内核程序可辨识的数字化设计、建模参数，供喷管参数化设计、建模程序使用。为此，在基于 二次开发的喷管参数化设计工具中加入一数据获取与预处理程序，帮助内核程序完成数据的初步转换，数据获取与预处理的子程序如图所示。固定喷管的参数化设计固定喷管的参数化设计，实际上就是将固定喷管的数字化模型转化为 程序、将设计参数转化为固定喷管结构参数的过程。基于本课题中所建立的固定喷管数字化模型，使用 语言，编写了固定喷管的参数化设计程序（见图）。固定喷管的程序化建模固定喷管的参数化设计是将内核程序所设计的固定喷管结构进行显性化的过程。通过固定喷管的参数化设计程序，利用直线段、椭圆弧、三次曲线等基本图元将固定喷管参数化设计程序所输出的结果绘制为喷管设计师可直观看到、并可编辑的 二维图形。在固定喷管的参数化设计程序中，使用几何位置关系结合固定喷管数字化模型进行了关键设计点位置的计算，使用 椭圆弧绘制了气动型面的收敛段型面、直线段绘制了喷管柱段的型面。通过 循环结合 三次曲线程序化建模技术实现了喷管气动型面的程序化建模，通过偏移、剪切、延伸、倒角、倒圆角等图形修改功能实现了固定喷管整体结构的建模。固定喷管的程序化建模程序如图所示。固定喷管参数化设计用户交互界面的搭建用户交互界面是喷管气动型面参数化设计工具内核程序与喷管设计师之间进行数据交流与信息沟通的唯一途径。喷管设计师需要通过用户交互界面输入喷管的设计参数，为固定喷管参数化设计与建设计计算 新技术新工艺 设计与计算 模的内核程序提供输入。用户交互界面主要由标题栏、数据栏和命令栏组成。其中，标题栏标明该工具的名称，使用户可以将本 工 具 与 其 他 工 具 或 命 令 显 著 区别。数据栏标明了进行固定喷管参数化设计及建模所需要输入的参数，是 核心程序获取设计参数的窗口。命令栏包括项命令：一项是“绘制喷管结构简图”命令，喷管设计师通过执行该命令，调用主程序完成固定喷管的参数化设计，并通过 绘图命令直接完成喷管结构的建模；另一项是“取消”命令，执行该命令后取消相关操作，用户交互界面消失。用户交互界面的效果图如图所示。图数据获取与预处理程序图固定喷管的参数化设计程序图固定喷管的程序化建模程序图固定喷管参数化设计工具用户交互界面效果图新技术新工艺 年第期 新技术新工艺 设计与计算程序的测试应用在数据输入窗口中输入喷管参数化设计所需要的参数，单击“绘制喷管结构简图”按钮，即可在 窗口中绘制出所输入特性参数所对应的喷管二维结构图。单击“取消”，则取消操作，关闭窗口。通过改变所输入的喷管参数，成功绘制出了调整设计参数之后的喷管简图（见图）。由此可见，该程序基本实现了预期效果，可通过输入设计参数实现固定喷管的快速参数化设计。）改变扩张比的自动化设计）改变喉径的自动化设计设计计算 新技术新工艺 设计与计算）改变外露长度的自动化设计图改变输入后的固定喷管参数化设计效果图通过喷管参数化设计平台的建立，使喷管设计师在该平台之下可以轻松实现喷管设计方案的快速迭代，使喷管设计师的工作效率提升了 以上。结语通过对于固体火箭发动机固定喷管的相关设计规范以及喷管设计师的相关设计经验进行归纳、总结，并对现有型号的固定喷管结构形式特点进行分析，提取出了反映固体火箭发动机固定喷管结构形式特点的特性参数。梳理各特性参数之间的逻辑关系，形成了固定喷管的喉衬、背壁绝热层、喷管壳体、绝热扩散段、绝热套等各零件的数字化模型，并集成为固定喷管的数字化模型，为固定喷管的参数化设计奠定了理论基础。在固定喷管数字化模型的基础上，编写了基于 的固定喷管参数化设计程序，突破了三次曲线喷管内型面的程序化建模、图形修改命令的程序化实现等关键技术，实现了输入数据的获取与预处理、固定喷管的参数化设计、固定喷管的程序化建模项基本功能，可以实现通过用户输入的设计参数自动处理数据、完成喷管设计并建立 二维喷管模型的功能。基于 对话框模块，建立了固定喷管参数化设计的用户交互界面。通过 图像辅助功能，实现了固定喷管结构数字化模型示意图的辅助设计，使用户可以根据图像辅助的提示，正确输入固定喷管参数化设计所需的设计参数，顺利完成喷管的参数化设计。本文通过对于基于 的二次开发工具 的固定喷管参数化设计工具进行了系统研究。测试标明，通过对于喷管参数化设计工具的使用，可使固定喷管方案论证的工作效率得到大幅提升。在研究的过程中，总结了数学模型建立的经验，以及 的各类绘图、图形修改命令的程序化表述语法。所总结的经验及掌握的技术不仅可以应用于固体火箭发动机固定喷管的参数化设计，而且在珠承喷管的数字化设计与建模、固体火箭发动机整体的快速方案论证中均可得到应用。参考文献吴永进，林美樱 基础篇北京：中国铁道出版社，刘咏梅，钱真用 画任意多