阅读说明：本技术 固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件 (Software of solid rocket engine shell static test load determining and checking method ) 是由 张富强 刘鑫生 栗永锋 于光明 于 2019-08-27 设计创作，主要内容包括：本发明涉及固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件,分为金属壳体计算软件模块和复合材料壳体计算软件模块二部分,金属壳体计算模块由金属壳体临界载荷计算模块、复合载荷下屈曲校核模块、焊缝强度校核模块和螺纹强度校核模块组成；复合材料壳体计算模块由复合材料壳体临界载荷计算模块和复合载荷下屈曲校核模块组成。本发明通过对工程分析方法、工具软件以及规范化的设计流程的组件化封装,使传统孤立的设计模块整合成一个有机的整体,形成面向专业流程的计算软件包,使得模块之间的数据自动完成传递和计算,大幅提高了固体发动机壳体静力试验载荷计算过程效率和准确性,达到了快速设计的目标。(The invention relates to software of a method for determining and checking static test load of a solid rocket engine shell, which is divided into a metal shell calculation software module and a composite material shell calculation software module, wherein the metal shell calculation module consists of a metal shell critical load calculation module, a buckling checking module under composite load, a welding line strength checking module and a thread strength checking module; the composite shell calculation module consists of a composite shell critical load calculation module and a buckling check module under a composite load. According to the invention, through the modularized packaging of the engineering analysis method, the tool software and the standardized design flow, the traditional isolated design modules are integrated into an organic whole to form a professional flow-oriented calculation software package, so that the data between the modules are automatically transferred and calculated, the efficiency and the accuracy of the static test load calculation process of the solid engine shell are greatly improved, and the aim of rapid design is achieved.)

固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的计算软件。

背景技术

随着导弹工作环境越来越复杂,在固体火箭发动机飞行过程中, 不同时刻发动机壳体承受不同的飞行载荷。弹总体对固体发动机提供大量的飞行载荷数据，数据包括轴向力、剪力和弯矩，为了满足弹总体的外载荷，需要对大量的载荷数据进行分析，从而得到固体发动机的设计载荷。进一步通过试验来考核是否满足设计要求。

目前，主要通过采用不同自编程序进行计算，未能集成到一个通用软件。

采用现有技术存在诸多缺点：首先，固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法是一个所标，内容较多，学习规范，需要大量的时间；其次，壳体的静力载荷确定是一个复杂的过程，需要大量手动操作，才能完成；最后，对壳体试验载荷的校核需要手动操作，未能实现自动。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件，以解决提高固体发动机壳体静力试验载荷计算过程效率和准确性，达到快速设计的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件，包括金属壳体计算模块，所述金属壳体计算模块是对固体火箭发动机金属壳体静力试验载荷确定及校核方法的计算，由金属壳体临界载荷计算模块、复合载荷下屈曲校核模块、焊缝强度校核模块和螺纹强度校核模块组成，

所述金属壳体临界载荷计算模块通过输入包括圆筒的半径、圆筒的壁厚、圆筒段的长度、内压、药柱的弹性模量、金属材料弹性模量和金属材料泊松比这些参数进行计算，完成金属壳体临界载荷的计算；

所述复合载荷下屈曲校核模块通过输入包括轴压力、弯曲载荷、扭转载荷、横向剪应力和外压这些参数进行计算，完成金属壳体复合载荷下屈曲校核；

所述焊缝强度校核模块通过输入轴向力、焊缝抗拉强度、焊缝的高度、裙的半径这些参数进行计算，完成金属壳体焊缝强度校核；

所述螺纹强度校核模块通过输入包括拉伸载荷、螺距、螺纹直径和螺栓个数这些参数进行计算，完成金属壳体螺纹强度校核。

特别地，本发明固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法的软件还包括复合材料壳体计算模块，所述复合材料壳体计算模块是对固体火箭发动机复合材料壳体静力试验载荷确定及校核方法的计算，由复合材料壳体临界载荷计算模块和复合载荷下屈曲校核模块组成，所述复合材料壳体临界载荷计算模块通过输入包括纱团数、纱片环向宽度、纱片纵向宽度、环向层数、纵向层数、纤维体积含量、弹性模量、缠绕角这些参数进行计算，完成复合材料壳体临界载荷计算；所述复合载荷下屈曲校核模块通过输入包括轴压载荷、弯曲载荷、扭转剪切载荷、横向剪切载荷这些参数进行计算，完成复合材料壳体复合载荷下屈曲校核。

本发明的固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法计算软件通过流程向导、友好的界面化参数输入等操作指导工程技术人员完成固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法计算过程。

本发明根据国内固体火箭发动机行业高效化、信息化的发展趋势，立足发动机壳体研制过程的需求，开发了固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法计算软件，力求提高固体发动机壳体结构设计计算效率，节省人力、物力和财力, 缩短产品研制周期，对于固体发动机设计技术的提升与发展具有重要的指导意义。

本发明通过采用计算机以及面向对象的编程技术开发,由此获得固体发动机壳体外载荷是否满足设计要求，大幅提升了固体火箭发动机壳体外载荷分析的效率和精度，进而能为固体火箭发动机壳体设计提供重要的参考依据。

本发明将壳体静力试验载荷确定及校核方法的规则和方法，封装为具有标准形式的组件．使得工程人员能够通过“搭积木”的方式快速完成载荷设计工作。从而实现了传统的手动设计模式向“基于流程驱动”的设计模式转变，提高设计的效率和质量。

有益效果

本发明通过对工程分析方法、工具软件以及规范化的设计流程的组件化封装，使传统孤立的设计模块整合成一个有机的整体，形成面向专业流程的计算软件包，使得模块之间的数据自动完成传递和计算，大幅提高了固体发动机壳体静力试验载荷计算过程效率和准确性，达到了快速设计的目标。

附图说明

图1 固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法计算软件系统总体架构；

图2 固体火箭发动机金属壳体静力试验载荷计算软件系统主界面；

图3固体火箭发动机复合材料壳体计算软件系统主界面；

图4 XXX固体火箭发动机金属壳体计算数据输入界面；

图5 XXX固体火箭发动机金属壳体临界载荷计算结果；

图6 XXX固体火箭发动机金属壳体复合载荷校核计算结果；

图7 XXX固体火箭发动机复合材料壳体计算数据输入界面；

图8 XXX固体火箭发动机复合材料壳体临界载荷计算结果；

图9 XXX固体火箭发动机复合材料壳体复合载荷校核计算结果。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。

如图1所示，固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法计算软件总体框架。软件划分为二个模块：金属壳体计算和复合材料壳体计算。金属壳体计算用于对在空壳、内压或装药条件下金属材料壳体静力试验载荷确定及校核方法的计算模块；复合材料壳体计算用于对在空壳或装药条件下复合材料材料壳体静力试验载荷确定及校核方法的计算模块。

如图2所示，固体火箭发动机金属壳体静力试验载荷计算软件系统主界面。该界面由金属壳体临界载荷计算模块、复合载荷下屈曲校核模块、焊缝强度校核模块和螺纹强度校核模块组成。金属壳体静力试验载荷模块计算数据输入界面。在该界面左上角中，须设置圆筒半径、圆筒壁厚、圆筒段的弹性模量、泊松比等参数完成金属壳体临界载荷计算。在该界面左下角中，须设置试验载荷：轴向力、弯曲载荷、扭转载荷、横向剪应力等参数完成金属壳体复合载荷下屈曲校核。在该界面右上角中，须设置轴向力、焊缝抗拉强度、焊缝的高度、裙半径等参数完成金属壳体焊缝强度校核计算。在该界面右下角中，须设置拉伸载荷、螺距、螺纹直径、螺栓个数等参数完成金属壳体螺纹强度校核计算。

如图3所示，复合材料壳体静力试验载荷模块计算数据输入界面。在该界面左侧中，须设置复合材料缠绕需要的纱团数、纱片环向宽度、纱片纵向宽度、环向层数、纵向层数、纤维体积含量、弹性模量、缠绕角等参数完成复合材料壳体临界载荷计算。在该界面右侧中，须设置试验载荷：轴向力、弯曲载荷、扭转载荷、横向剪应力等参数完成复合材料壳体复合载荷下屈曲校核。

具体实施时：金属壳体计算模块，①首先启动计算软件，进入软件系统主界面；②启动金属壳体计算软件模块，输入金属壳体计算数据并通过计算获得金属壳体临界载荷关键参数；③在金属壳体计算软件模块，输入试验载荷计算数据并通过计算获得复合载荷下屈曲校核系数；④在金属壳体计算软件模块，输入焊缝参数计算数据并通过计算获得焊缝的结构强度；⑤在金属壳体计算软件模块，输入裙上螺纹结构计算数据并通过计算获得螺纹的结构强度。

复合材料模块：①首先启动计算软件，进入软件系统主界面；②启动复合材料壳体计算软件模块，输入复合材料壳体计算数据并通过计算获得复合材料壳体临界载荷关键参数；③在复合材料壳体计算软件模块，输入试验载荷计算数据并通过计算获得复合载荷下屈曲校核系数。

以某固体火箭发动机壳体为例。第一步，启动软件系统；第二步，启动金属壳体（复合材料壳体）计算软件模块，输入壳体参数计算数据，见图4、图7，并触发计算按钮获得壳体临界载荷计算结果，见图5，图8；第三步，输入试验载荷计算数据并触发“校核计算”按钮，获得金属壳体（复合材料壳体）在复合载荷下屈曲校核计算结果，见图6、图9；第四步，输入金属壳体焊缝参数，并触发“计算”获得焊缝的强度校核，第五步，输入金属壳体螺纹参数，并触发“计算”获得螺纹的强度校核。最后完成固体火箭发动机壳体静力试验载荷确定及校核方法过程计算。