火箭发动机阀门的寿命计算方法、装置及电子设备

1.本技术涉及航天技术领域，尤其是涉及火箭发动机阀门的寿命计算方法、装置及电子设备。


背景技术：

2.重复使用火箭发动机的使用能够降低发射成本，提升空天往返运输能力，发动机的重复使用将对其部组件有更高的要求，需要准确计算各个部组件的寿命。阀门是火箭发动机的关键部组件，控制和调节推进剂的流通。目前对于火箭发动机阀门的寿命评估往往是通过试验的手段。
3.使用试验的手段进行火箭发动机阀门的寿命评估，耗时耗力，成本较高。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本技术提供了火箭发动机阀门寿命计算方法、装置及电子设备，以解决使用试验的手段进行火箭发动机阀门的寿命评估，耗时耗力，成本较高的技术问题。
5.第一方面，本技术实施例提供了一种火箭发动机阀门寿命计算方法，包括：
6.基于预设的火箭发动机阀门的几何参数和材料属性参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；
7.基于ansys workbench对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行力热多循环有限元仿真分析，获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据；
8.基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，分别计算单次应力循环下低周疲劳损伤量和棘轮损伤量；
9.基于单次应力循环下的低周疲劳损伤量和棘轮损伤量，计算火箭发动机阀门寿命。
10.进一步的，基于预设的火箭发动机阀门的几何参数和材料属性参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；包括：
11.基于预设的火箭发动机阀门的几何参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；
12.基于预设的材料属性参数，对火箭发动机阀门各组件进行材料属性匹配；其中，材料属性参数包括：阀芯材料的弹性模量ee、阀芯材料的切向模量e
tan,e
、阀芯材料的比热容γe、阀芯材料的导热率λe、阀芯材料的泊松比μe、阀芯材料的屈服强度σ
s,e
、阀座材料的弹性模量eb、阀座材料的切向模量e
tan,b
、阀座材料的比热容γb、阀座材料的导热率λb、阀座材料的泊松比μb和阀座材料的屈服强度σ
s,b
；
13.设置火箭发动机阀门中各接触部件的接触关系，使用拉格朗日接触求解算法进行接触属性的定义；
14.对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行网格划分。
15.进一步的，基于ansys workbench对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行力热
多循环有限元仿真分析，获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场；包括：
16.对火箭发动机阀门的有限元分析模型施加载荷边界条件，包含温度循环载荷和压力循环载荷；
17.对温度载荷步和压力载荷步、时间步长及收敛控制参数进行设置；
18.通过迭代求解获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据，包括：阀门结构在循环载荷作用下，结构的应变响应的r个幅值：ε
t1
,ε
t2
,
…
,ε
tr
，以及各个应变幅值对应的出现次数n1,n2,
…
,nr，结构最大等效应力σ
n,max
，单次应力循环开始时危险部位的初始应变ε
begin
和单次应力循环结束后部件危险部位的残余应变ε
end
。
19.进一步的，基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，计算单次应力循环下低周疲劳损伤量，包括：
20.将结构的应变响应的第i个应变幅值ε
ti
带入下述公式：
[0021][0022]
计算得到第i个应变幅值对应的寿命
[0023]
式中，σf、εf、b和c分别表示阀门材料的疲劳强度系数、疲劳塑性系数、疲劳强度指数和疲劳塑性指数，e为阀门材料的弹性模量；
[0024]
则低周疲劳损伤d
lcf
为：
[0025][0026]
进一步的，基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，计算单次应力循环下棘轮损伤量，包括：
[0027]
计算单次应力循环下棘轮损伤量d
ratcheting
：
[0028][0029]
其中，εf为材料极限应变，由材料特性决定。
[0030]
进一步的，基于单次应力循环下的低周疲劳损伤量和棘轮损伤量，计算火箭发动机阀门寿命，包括：
[0031]
计算火箭发动机阀门单次应力循环下的线性损伤量d：
[0032]
d＝d
lcf
d
ratchetting
[0033]
当应力循环次数达到nt时，损伤累积值为1，则火箭发动机阀门的寿命为nt。
[0034]
第二方面，本技术实施例提供了一种火箭发动机阀门的寿命计算装置，包括：
[0035]
模型建立单元，用于基于预设的火箭发动机阀门的几何参数和材料属性参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；
[0036]
仿真单元，用于基于ansys workbench对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行力热多循环有限元仿真分析，获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据；
[0037]
损伤量计算单元，用于基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，分别计算单次应力循环下低周疲劳损伤量和棘轮损伤量；
[0038]
寿命计算单元，用于基于单次应力循环下的低周疲劳损伤量和棘轮损伤量，计算火箭发动机阀门寿命。
[0039]
第三方面，本技术实施例提供了一种电子设备，包括：存储器、处理器和存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本技术实施例的火箭发动机阀门的寿命计算方法。
[0040]
第四方面，本技术实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现本技术实施例的火箭发动机阀门的寿命计算方法。
[0041]
本技术能够在设计阶段对阀门进行寿命评估，降低了火箭发动机阀门研制成本和周期。
附图说明
[0042]
为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0043]
图1为本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法的流程图；
[0044]
图2为本技术实施例提供的火箭发动机阀门结构二分之一剖视图；
[0045]
图3为本技术实施例提供的火箭发动机阀门局部结构图；
[0046]
图4为本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算装置的功能结构图；
[0047]
图5为本技术实施例提供的电子设备的结构图。
具体实施方式
[0048]
为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
[0049]
因此，以下对在附图中提供的本技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本技术的范围，而是仅仅表示本技术的选定实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0050]
首先对本技术实施例的设计思想进行简单介绍。
[0051]
目前，对于火箭发动机阀门的寿命评估往往是通过试验的手段。使用试验的手段进行火箭发动机阀门的寿命评估，耗时耗力，成本较高。
[0052]
为解决上述技术问题，基于火箭发动机阀门失效的失效模式为疲劳失效，即多次循环加载后，产生疲劳裂纹，发生失效。本技术首次将累积损伤理论用于火箭发动机阀门寿命评估，对阀门寿命计算的思路是：基于结构有限元计算结果，获取危险区域的应力应变场数据，根据所用的疲劳准则，进行损伤的计算，最后利用累积损伤理论进行最终寿命的计算。
[0053]
本技术针对重复使用火箭发动机阀门进行的多循环力热有限元仿真计算流程，相比现有技术，能够降低由于几何非线性、材料非线性和边界非线性导致的误差。过程简单、
便捷且准确，具有较强的工程实践意义；将考虑低周疲劳损伤和棘轮损伤的累积损伤理论，用于的重复使用火箭发动机阀门寿命计算，解决了发动机阀门寿命计算问题。
[0054]
在介绍了本技术实施例的应用场景和设计思想之后，下面对本技术实施例提供的技术方案进行说明。
[0055]
如图1所示，本技术实施例提供了一种火箭发动机阀门寿命计算方法，包括：
[0056]
步骤101：基于预设的火箭发动机阀门的几何参数和材料属性参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；
[0057]
为提高计算效率，首先把一些对阀门结构受力影响不大的结构忽略，基于预设的火箭发动机阀门的几何参数，建立用于有限元分析的简化模型。
[0058]
然后，基于预设的材料属性参数，对火箭发动机阀门各组件进行材料属性匹配；其中，定义了阀门寿命计算过程中密切相关的材料性能参数，对于阀座和阀芯材料均使用双线性弹塑性本构模型，包括的材料属性参数有：阀芯材料的弹性模量ee、阀芯材料的切向模量e
tan,e
、阀芯材料的比热容γe、阀芯材料的导热率λe、阀芯材料的泊松比μe、阀芯材料的屈服强度σ
s,e
、阀座材料的弹性模量eb、阀座材料的切向模量e
tan,b
、阀座材料的比热容γb、阀座材料的导热率λb、阀座材料的泊松比μb和阀座材料的屈服强度σ
s,b
；
[0059]
设置火箭发动机阀门中各接触部件的接触关系，使用拉格朗日接触求解算法进行接触属性的定义；
[0060]
对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行网格划分。
[0061]
步骤102：基于ansys workbench对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行力热多循环有限元仿真分析，获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据；
[0062]
计算过程中考虑了材料非线性、几何非线性及边界非线性。
[0063]
施加载荷边界条件，包含温度循环载荷和压力循环载荷。循环载荷的施加使用apdl语句进行定义，总循环数定义为n，通过经过n次循环加载后，密封接触区域的累积塑性达到稳定，以此确定n的大小。
[0064]
定义相应载荷步、时间步长及收敛控制等参数；
[0065]
通过迭代求解获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据，包括：阀门结构在循环载荷作用下，结构的应变响应的r个幅值：ε
t1
,ε
t2
,
…
,ε
tr
，以及各个应变幅值对应的出现次数n1,n2,
…
,nr，结构最大等效应力σ
n,max
，单次应力循环开始时危险部位的初始应变ε
begin
和单次应力循环结束后部件危险部位的残余应变ε
end
。
[0066]
步骤103：基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，分别计算单次应力循环下低周疲劳损伤量和棘轮损伤量；
[0067]
首先，计算低周疲劳损伤：
[0068]
采用mason-coffin公式，建立液体火箭发动机阀门组件的低周寿命理论预测模型：
[0069][0070]
式中，δε
t
为火箭发动机阀门危险区域的应力应变幅值；σf、εf、b和c分别表示阀门材料的疲劳强度系数、延性系数(疲劳塑性系数)、疲劳强度指数和延性指数(疲劳塑性指数)，均为阀门材料的疲劳性能参数。e为阀门材料的弹性模量，n
l
为阀门低周疲劳失效的循
环数。
[0071]
由于阀门结构产生裂纹的萌生和扩展还受结构主应力的影响，使用swt对mason-coffin公式进行修正，得到的低周疲劳寿命模型如下：
[0072][0073]
将结构的应变响应的第i个应变幅值ε
ti
带入公式(2)，计算得到第i个应变幅值对应的寿命
[0074]
利用线性累积损伤理论，可以得到低周疲劳损伤d
lcf
：
[0075][0076]
接着，计算棘轮损伤：
[0077]
对于棘轮损伤，将棘轮应变定义为一次循环结束后的残余等效应变与当次循环的初始等效应变之差，其产生的破坏属于增量塑性变形破坏，机理是局部塑性变形的累积会加剧低周疲劳裂纹不断扩展，既棘轮效应。
[0078]
利用如下公式对棘轮损伤量进行计算：
[0079][0080]
式中，εf为材料极限应变，由材料特性决定。将ε
end-ε
begin
定义为棘轮应变量ε
ratcheting
。
[0081]
步骤104：基于单次应力循环下的低周疲劳损伤量和棘轮损伤量，计算火箭发动机阀门寿命；
[0082]
累积损伤理论原理是外界载荷作用结束后，结构产生残余应变，造成结构损伤，在多次载荷作用下，损伤逐渐累积，当累积值超过临界值后，结构发生失效，将这种不可逆作用利用数学物理模型表示出来，即为损伤累积模型，累积损伤模型的使用条件是拉伸载荷和压缩载荷对疲劳都会产生损伤。线性损伤累积模型，又称palmgran-miner模型(简称miner模型)，假设在大小一定的载荷历程下(应变幅值和应力均值相同)引起材料疲劳损伤的机理是相同的。定义结构在一个应力循环下的线性损伤量为：
[0083][0084]
式中nf为该应力循环作用下结构达到破坏时的循环数。根据迈因纳(miner)法则结构在整个载荷过程中的损伤量是每个循环应力作用下引起的损伤量的累积值，数学表达式如下：
[0085][0086]
式中n
fi
为不同应力循环作用下达到破坏时的循环数，n为整个载荷过程中某一应力循环作用的次数。当累积损伤量达到临界损伤量时，结构疲劳破坏，定义临界损伤量为1，即：
[0087]dcr
＝1
ꢀꢀꢀ
(7)
[0088]
液体火箭发动机阀门组件在一次启动关机过程中，会对部件造成低周疲劳损伤和
棘轮损伤，两者损伤量的线性累积即为一次循环下的损伤量：
[0089]
d＝d
lcf
d
ratchetting
ꢀꢀꢀ
(8)
[0090]
式中d为单次应力循环下的线性损伤量，d
lcf
为单次应力循环下低周疲劳损伤量，d
ratchetting
为单次应力循环下棘轮损伤量。
[0091]
当循环次数达到nt时，损伤累积值为1，则此时认为结构破坏失效，由此可计算出阀门组件的寿命次数。
[0092]
基于上述实施例，本技术实施例提供了一种火箭发动机阀门寿命计算方法装置，参阅图4所示，本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法装置200至少包括：
[0093]
模型建立单元201，用于基于预设的火箭发动机阀门的几何参数和材料属性参数，建立火箭发动机阀门的有限元分析模型；
[0094]
仿真单元202，用于基于ansys workbench对火箭发动机阀门的有限元分析模型进行力热多循环有限元仿真分析，获取火箭发动机阀门危险区域的应力应变场数据；
[0095]
损伤量计算单元203，用于基于火箭发动机阀门危险区域的应力应变场，分别计算单次应力循环下低周疲劳损伤量和棘轮损伤量；
[0096]
寿命计算单元204，用于基于单次应力循环下的低周疲劳损伤量和棘轮损伤量，计算火箭发动机阀门寿命。
[0097]
需要说明的是，本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算装置200解决技术问题的原理与本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法方法相似，因此，本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算装置200的实施可以参见本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法的实施，重复之处不再赘述。
[0098]
如图5所示，本技术实施例提供的电子设备300至少包括：处理器301、存储器302和存储在存储器302上并可在处理器301上运行的计算机程序，处理器301执行计算机程序时实现本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法。
[0099]
本技术实施例提供的电子设备300还可以包括连接不同组件(包括处理器301和存储器302)的总线303。其中，总线303表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线、外围总线、局域总线等。
[0100]
存储器302可以包括易失性存储器形式的可读介质，例如随机存储器(random access memory，ram)3021和/或高速缓存存储器3022，还可以进一步包括只读存储器(read only memory，rom)3023。
[0101]
存储器302还可以包括具有一组(至少一个)程序模块3025的程序工具3024，程序模块3025包括但不限于：操作子系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
[0102]
电子设备300也可以与一个或多个外部设备304(例如键盘、遥控器等)通信，还可以与一个或者多个使得用户能与电子设备300交互的设备通信(例如手机、电脑等)，和/或，与使得电子设备300与一个或多个其它电子设备300进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等)通信。这种通信可以通过输入/输出(input/output，i/o)接口305进行。并且，电子设备300还可以通过网络适配器306与一个或者多个网络(例如局域网(local area network，lan)，广域网(wide area network，wan)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图5所示，网络适配器306通过总线303与电子设备300的其它模块通信。应当理解，尽管图5中未
示出，可以结合电子设备300使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理器、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列(redundant arrays of independent disks，raid)子系统、磁带驱动器以及数据备份存储子系统等。
[0103]
需要说明的是，图5所示的电子设备300仅仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0104]
本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现本技术实施例提供的火箭发动机阀门寿命计算方法。
[0105]
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本技术方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
[0106]
尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
[0107]
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围。