SRMStudio固体火箭发动机设计软件

发表于： 2019年9月12日 2023年7月11日
分类：设计与分析软件

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自主开发的固体火箭发动机设计专用软件；
采用VC2003.Net和Java程序设计语言；
采用Leadas约束求解技术；
采用ACIS图形引擎；
多种输入输出格式；
经过近30年的开发应用检验；
采用GPU技术实现装药装药的快速并行计算；
采用LevelSet实现不均匀燃烧计算；
可进行发动机火焰红外辐射特性的计算；
实现快速发动几何造型；
多种模型的内弹道计算；
与商业化软件具有良好的接口；
国内获得广泛应用

1 装药设计

总体设计阶段确定了装药的外形尺寸、肉厚、质量、体积、平均燃面等性能参数。但是，详细的装药构型和详细的燃面变化规律仍需要由本装药设计部分来完成，其中有：选择推进剂、构造装药外形、构造装药内腔、计算装药在燃烧过程中的燃面变化，其中最重要的是燃面计算问题。各问题简要介绍如下：

推进剂选择，从推进剂数据库中选择，如果调入的是总体设计的结果，该项工作已在总体设计中完成；
构造外形，尽管总体设计已经给出了装药的外形，但是由于燃烧室绝热层和装药在详细设计阶段仍需要调整，因此可以调整外形或重新构造；
构造内腔，针对装药设计的习惯以及装药的几何特征，将装药内腔分为回转形、翼形、楔形、星形、等截面拉伸和潜金属丝等六种形体。这些形体的组合可以构成很多装药，以后还可以根据用户的特殊需要增加更多的形体。通过有经验的设计人员合理地构造，可以很快获得满足性能要求的装药。系统提供一种交互式的方式来进行这一过程。
完善装药的数据处理方法，不仅能够增加系统的适应范围，而且能够获得较为精确的结果。

（1）基于ACIS装药设计流程

上图中，装药设计应用程序根据用户输入的装药结构草图以及约束，分别调用实体造型内核和约束求解内核来实现变量化设计和几何造型，设计结果返回到装药设计应用程序界面上来实时查看。

装药设计与燃面推移的一般流程如下：

装药变量化设计与仿真流程

（1）设计人员绘制装药截面草图的几何图元，并在变量化约束求解引擎的驱动下将几何图元进行精确定位；

（2）设计人员在约束好的二维草图上选取相应的连通区域定义装药特征；

（3）所有装药特征拼合，构成装药三维芯模；

（4）将基于壳体（绝热层）内表面成形的装药外轮廓实体与装药芯模特征依次进行布尔差运算，得到装药实体；

（5）在燃面推移过程中，首先根据给定肉厚，对特征截面的连通区域进行offset操作，求得其燃烧平行推移后的二维包络区域；

（6）根据不同的特征定义算法，将燃烧包络区域进行特征造型，得到给定肉厚条件下的特征实体；

（7）燃烧后的特征实体相互拼合，构成给定肉厚条件下的装药三维芯模；

（8）将装药外轮廓实体与燃烧之后的装药三维芯模特证实体依次进行布尔差运算，得到给定肉厚条件下的装药实体。

为便于针对性处理，将装药的结构分为装药外轮廓、回转体内腔、翼形内腔、星形和等截面拉伸内腔等部分。外轮廓直接由绝热层内表面构成；圆台体、扇锥、扇形孔等可归为回转体内腔，由设计者自由定义设计变量约束其形状；本文对翼形内腔的处理是预定义翼的个数、翼厚和倒圆半径等关键设计变量，翼的二维截面由设计者自由定义，最大限度地保证了设计的灵活性；星形和车轮形内腔的处理同翼形内腔类似，在下面结合工具栏图标进行分项介绍。

（2）基于实体造型方法的装药设计

实体造型法是近年来随着三维CAD软件在航天部门广泛应用发展起来的一种方法，主要思想是：

利用CAD软件建立代表装药外轮廓的实心体B_O和代表装药内腔的芯模Bi，芯模由各种不同形体组合而成，实心体“减去”芯模就得到装药的初始形状B，即：

\(B = {B_o} – \sum\limits_{i = 1}^n {{B_i}} \)

n为内腔形体个数，

根据平行层燃烧规律来模拟燃面退移，改变内腔芯模Bi的各形体控制参数使得变化后的各表面与初始表面等距，实心体B_O“减去”变化后的芯模Bi’，就得到新的装药形状B’。
利用CAD软件的统计功能计算出燃烧面积和药柱的形体特征和质量特征，得到燃面面积、质心、转动惯量等变化规律。

中构成装药内腔芯模的几何形体有圆柱形、星形、车轮形、翼槽形和扇锥形等等，通过形体间的组合可以满足不同药型的需求。

设计流程。

（3）基于GPU加速的体素离散化装药计算

为了实现对拥有任意几何结构、任意包覆形式或金属丝任意排布的复杂装药进行快速而精确的设计、仿真、分析与优化，只能将复杂装药进行高度的空间离散，并在每一步仿真计算过程中确定这些体素点的燃烧退移状态，从而动态的从计算网格中提取每一个燃烧时刻的燃烧表面和燃烧结构，进而对这些燃烧表面和燃烧结构进行定量的仿真、分析与优化。在这种情况下我们可以肯定，超过1亿个网格的计算量将是十分惊人的。这对大规模并行装药计算算法和大规模并行计算的硬件构架都提出了更为严格的要求。传统以CPU计算阵列为核心的超级计算中心在经济性和可配制性上都不满足本项目的要求。而近年来出现的通用可编程图形处理器（Graphics Process Units, GPU），利用其内部数以千计的可编程计算单元，使得即使PC工作站平台上也可以拥有每秒数万亿次的浮点处理能力。这正是本项目理想的大规模并行化硬件计算平台。因此，本项目的装药燃烧过程模拟和结构完整性分析算法都必须可大规模并行化的部署在以GPU计算阵列为核心的硬件平台之上。

装药燃烧过程模拟的系统总体框图如图 21装药体素离散化仿真与分析流程

所示。其中装药设计的结果以边界表达的装药实体模型和初始燃面几何模型作为输入，将其进行自动的三维体素网格离散。接下来，根据燃速与燃烧退移结构的耦合计算结果，确定每一个体素点的燃烧状态。然后，提取燃烧过程中的燃面和燃烧几何结构，用于内弹道计算，并将内弹道的计算结果用于确定下一步的燃速模型。依次迭代，仿真得到每一时刻的装药燃烧退移情况和弹道参数。

（4）装药计算与商业化CAD软件的集成

可以利用ProE和UG等商业化图形软件，构造装药实体，然后用GPU进行推移过程燃面计算。

（5）各种类型装药的燃面退移过程可视化仿真

详细装药设计请参见《装药设计原理及例程》。

2 内弹道计算

（1）单燃速零维内弹道计算

内弹道计算是发动机CAD的必不可少的一部分，在装药计算完成以后，结合喷管参数、推进剂数据来进行热力计算。影响内弹道计算精度的因素有很多，本系统在计算方法上采用常规的计算方法，但是综合考虑了燃烧室热损失、喷管效率、喉部烧蚀、压强上升、工作和拖尾段、单一燃速公式和多燃速公式等各种情况。这样的处理已基本上能满足初步设计精度要求。将装药设计结果直接为内弹道计算调用，并提供计算结果的数据报表和曲线的打印。

固相点火模型另一种是采用固相点火模型，求解如下的控制方程计算：

质量守恒方程：

\(\frac{d}{{dt}}\left( {{\rho _b}V} \right) = {M_b} + {M_{ig}} – {G_c}\)

式中：\({\rho _b}\) 为燃烧室混合气体密度，单位为：kg/m³

V为燃烧室自由容积，m³

M_b为主装药燃气生成率，kg/s

Mig为点火药燃气生成率，kg/s

Gc为经喷管流出的燃气秒流量，kg/s

当 P_b<P_i时

Gc=0

当 P_b>P_i 时

\({G_c} = \frac{{{P_c}{\eta _P}{A_t}\varphi }}{{{C^*}{\eta _c}}}\)

能量守恒方程：

\(\frac{d}{{dt}}(Cv \cdot {\rho _b} \cdot V \cdot {T_b}) = {M_b} \cdot {X_1} \cdot {C_{pb}} \cdot {T_{pb}} + {M_{ig}} \cdot {C_{pig}} \cdot {T_{pig}} – {G_c} \cdot {C_p}{T_b}\)

式中：Cv燃烧室内混合气体的定容比热，J/kg.K；

Cpb装药燃气的定压比热，J/kg.K；

Tpb 装药燃气的定压燃烧温度，K；

Cpig燃烧室内混合气体的定容比热，J/kg.K；

Tp点火药燃气的定压燃烧温度，K；

Cp喷管出口燃气的定压比热，J/kg.K；

还有状态方程和辅助的燃气掺混的组分方程，不再赘述，详细内容参见《固体发动机内弹道计算》

（2）双燃速零维内弹道计算

单室双推发动机经常采用两种燃速推进剂装药串装，来实现双推力，将两种装药分别进行计算，然后与喷管一起进行内弹道计算。燃气热力学参数采用重量成分法进行处理，详细内容参见《固体发动机内弹道计算》

（3）单燃速一维内弹道计算

考虑侵蚀对内弹道的影响必须进行一维内弹道计算。在装药计算完成以后，结合喷管参数、推进剂数据来进行热力计算。影响内弹道计算精度的因素有很多，本系统在计算方法上采用常规的计算方法，但是综合考虑了燃烧室热损失、喷管效率、喉部烧蚀、压强上升、工作和拖尾段等各种情况。这样的处理已基本上能满足初步设计精度要求。将装药设计结果直接为内弹道计算调用，并提供计算结果的数据报表和曲线的打印。

计算采用一维准定常模型，把计算通道分成n个单元体，每个单元体内建立连续方程、动量方程、能量方程和气体状态方程，利用装药设计和计算中获得的各个截面的通气面积和燃烧周长，进行时间步长上内弹道的迭代计算。详细内容参见《固体发动机内弹道计算》。

（4）双燃速一维内弹道计算

对于串装双燃速组合装药，如果长细比较大，可进行一维内弹道计算。计算采用一维准定常模型，把计算通道分成n1和n2个单元体，每个单元体内建立连续方程、动量方程、能量方程和气体状态方程。利用装药设计和计算中获得的各个截面的通气面积和燃烧周长，末端装药内部燃气热力学参数采用重量成分法，进行时间步长上内弹道的迭代计算。详细内容参见《固体发动机内弹道计算》。

其它还有三燃速零维内弹道计算和三燃速一维内弹道计算，请参见《固体发动机内弹道计算》

3 热力学计算

在研制固体火箭发动机时热力计算是一个很重要的环节。本程序应用GIBBS法对燃烧产物进行热力计算，并建立了一套数据库。热力计算是个费时费力的工作，它需要准备大量的数据，而且容易出错。为此，我们设计了一套数据库以使推进剂能利用数据库自动生成计算所需的数据文件。本文不在此详述数据库设计，简单介绍一下其工作原理。对所选的推进剂的各组分分子式进行分解，从中提取出组成推进剂的所有元素和各元素的原子数。根据组成推进剂的元素，从生成物数据库中提取出所有可能的生成物，从而自动生成所有的热力计算数据文件。

本热力计算设计了一个交互式的热力计算系统。其使用步骤是：首先从推进剂数据库中选择推进剂；然后生成所有可能的燃烧产物；再调整主元素的顺序；再调整燃烧产物的顺序；接下来输入热力计算的其它参数，如喷管参数等（此步骤可以在任何时候进行）；接下来保存数据，同时生成热力计算所需的所有的数据；此后便可进行热力计算。热力学计算提供燃烧室、喷管喉部和出口的成分分布，热力学参数，为内弹道计算和流动分析提供初始参数。详细参见《固体火箭发动机热力学计算用户手册》。

4 发动机总体设计

1）发动机总体流程化设计子模块方案

本软件平台根据发动机的战术技术性能要求，系统提供的壳体结构形式、喷管的结构形式，进行发动机总体的交互式评估，确定总体参数、确定结构参数，同时进行发动机总体性能的计算，配合装药的详细数据和可选数据可进行详细内弹道计算。

本子模块遵循以下设计流程完成发动机总体设计：

总体设计流程图

a.选择新建文件，用户选择总体设计模型：单室单推进剂单推力、单室单推进剂双推力、单室双推进剂双推力；也可以调入已有的发动机设计结果作为样板设计，尤其是对于改型设计。

b.输入战术技术性能要求。根据设计模型的不同，将弹出不同的对话框，用户需要输入性能要求、质量限制、几何尺寸限制，如果考虑弹道的要求，还需要输入弹道参数。

c.总体参数选择。根据设计模型的不同，将弹出不同的对话框。首选是从数据库中选择推进剂、选择壳体结构、选择喷管结构，然后选择燃烧室压强（也可以计算获得）、喷管膨胀比、喷管喉部面积壳体的长度等总体参数，然后选择诸如结构安全系数等参数，这些参数作为后续设计的基础，也可以随着设计过程的深入，而修改这些参数。

d.装药设计。根据发动机战术技术性能要求和选择的总体参数，进行初步装药量的计算，给出装药量、平均燃面、肉厚、体积等参数。在这一步的设计是非常粗糙的。

e.壳体设计。根据装药量和选择的燃烧室结构，输入壳体结构参数，选择或计算壳体厚度，然后计算壳体的性能和结构参数。

f.喷管设计。根据总体选定的喷管结构，较为详细地确定喷管参数。

g.点火器设计。这里主要是计算点火药量，输入结构质量和结构尺寸，计算总质量。

h.性能计算。根据初步的总体参数、装药设计、壳体设计、喷管设计和点火器设计，进行综合性能计算。首选选择推进剂比冲计算计算模型，然后选择比冲效率计算模型，再计算装药量，再计算内弹道，根据内弹道计算出的压力，初步计算壳体的厚度，对所计算出的厚度考虑到工艺安全系数的因素进行修正，然后计算整机的综合性能计算。将计算的结果与设计要求进行比较，如果满足要求，设计继续往下执行。如果不满足要求，通过计算结果的比较可以发现是什么原因引起的，分别可以从上述（c）、（d）、（e）、（f）、（g）步骤继续进行，直至满足战术技术性能要求为止。

i.参数优化，如果设计结果基本满足战术技术性能要求，可以对主要设计变量进行优化。选择设计变量、选择目标函数、选择约束条件、选择优化方法、执行参数优化，如果计算结果不收敛可以终止寻优过程。寻优过程结束，可以进行参数敏感性分析。最后对优化的结果进行修正。本步骤作为可选，如果用户不用优化参数，可以不执行该步。

j.装药详细设计，上述步骤设计出的装药，只是装药的大致数据，可以说是一种理想的装药，实际的装药形状仍需要详细设计。首选通过壳体设计结果获得装药的外形数据，然后进入专门的装药设计程序详细构造装药，要使装药在装药量、平均燃面和肉厚方面满足发动机总体的要求。

k.详细内弹道计算，在详细装药设计后可以进行内弹道计算，并与设计结果进行比较。

l.计算结果的输出，计算结果可以输出图形和数据文件，其中包括发动机工程数据，壳体数据文件、装药数据文件、点火器数据文件、喷管数据文件，这些数据文件，可以相应的专业设计模块调用，进行详细设计。

为了使得发动机总体设计部门能够以相对比较容易操作的方式提出动力系统设计方案，本设计软件的设计交互环境将采用向导式发动机设计流程。设计向导能够引导总体设计人员对动力系统设计需求进行设计参数分配、细化，并按照相对比较简单的发动机总体设计流程进行发动机总体设计，从而自动生成初步的发动机

三维设计模型。满足以上设计思路的发动机总体设计模块应该具有以下特点：

能够根据战术性能要求，进行发动机各部件结构形式、推进剂种类、关键设计参数的选择以及快速模样生成；
通常采用简化的发动机结构模型，关注于性能指标的计算；
由于只关心宏观稳态的发动机推力和压强方案，采用简化的零维数学模型；
能够快速出具总体方案报告及指导详细设计的技术文件。

下图展示了依据流程化、向导式的总体设计过程。

向导式设计

总体设计应用了基于模板的发动机流程化设计技术，快速构建发动机原型。

模板化特征

2)总体参数优化子模块方案

优化设计模块主要在两个阶段使用，一是在方案论证阶段，快速给出发动机优化参数，确定方案，二是在发动机设计初步确定，检查发动机是否处在最优状态，用以检验考核设计的质量。

优化设计流程

优化设计工作包括以下几部分内容：首先，将设计问题的物理模型转变为数学模型，即建立数学模型。建立数学模型时要选取设计变量，列出目标函数、给出约束条件。目标函数是设计问题所要求的最优指标与设计变量之间的函数关系式。其次，采用适当的最优化方法，求解数学模型。这部分内容可归结为给定的条件(约束条件)下求目标函数的极值或最优值问题。在求得优化结果之后，还要对优化结果进行鉴定，看它是不是全局最优点。因为在优化设计中，目标函数往往很复杂，会出现多峰值。这样所得优化结果就可能不是全局最优解，而只是局部最优化解。因此，如果鉴定出所得优化结果并非全局最优解，还应继续寻优。

优化设计的最后一个环节就是进行参数敏感性分析。参数分析就是有规律地改变其中某一个设计变量，而暂时固定其余变量，研究该设计变量偏离最优点时对目标函数及有关性能有何影响，以及影响程度的大小。这种分析在实际设计工作中很有价值，它可以为设计人员修改设计提供必要的依据。

5、发动机设计辅助工具

（1）发动机常用参数计算

本模块作为发动机设计的专门计算工具模块，它将固体火箭发动机设计的常用算法、公式综合起来，根据选择的计算项目，输入相应的参数，可计算出待求参数。

（2）绝热层设计与计算工具

内绝热层厚度的计算除了与绝热层暴露在燃气流中时间的长短有关以外，还与其所处的位置不同有关，例如前后封头部位有人工脱粘层，因此绝热层设计从耐烧蚀和功能两部分考虑。关于绝热层计算的模型很多，各有其适应范围。本文采用典型的三层模型，物理上采用一维不稳定热传导，采用误差函数的求解方法求解。下面将从机理、数学模型及其求解和使用等几方面介绍绝热层的交互式计算方法。

暴露在燃气中的内绝热层在燃气作用下形成三层：炭化层、热解层和没有变化的原始层。如果炭化层在燃气流作用下无侵蚀现象，则整个绝热层厚度保持不变。

根据内弹道计算和药柱详细几何分析可以确定各部分暴露时间，从而可以初步确定绝热层厚度分布。

（3）壳体强度计算工具

（4）比冲效率预估

在发动机设计过程中理论计算往往提供的是理论比冲，而实际发动机比冲是考虑各种损失后修正的结果，如果在理论预估能够较为准确地预估发动机实际比冲，可以大大节约研制成本。目前，理论上难以精确预示实际比冲，往往是根据现有的发动机根据回归分析或统计、拟合的处理方法给出这类发动机预估的经验公式，这些公式有一定的适用范围。