一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统

1.本发明涉及固体火箭发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统。


背景技术：

2.碳纤维增强树脂基复合材料(cfrp)凭借其高比模量、高比强度等优点，在航天航空、能源和汽车等领域应用广泛。复合材料纤维缠绕压力容器作为一种非常重要的能源储存装置，在固体火箭、飞行器、海洋船舶、汽车等领域有着广泛的应用。使用纤维缠绕技术作为复合材料压力容器的工艺成型技术，使得壳体满足了轻质化、高内压的要求，在结构上已经实现了大型化和低成本化。
3.目前针对固体火箭发动机壳体缠绕铺层的设计方法主要有网格理论和有限元方法这两种。将设计出的铺层方法进行精确化的建模是有限元分析结果准确性的前提条件。由于压力容器封头段缠绕层存在变角度、变厚度的现象，使得压力容器模型建模难度大且繁杂，并没有很好的方法可以实现既精确又快速模型建立。对于仿真工作者来说，这样的建模过程时间耗费巨大，特别是对于需要来回迭代计算的特殊模型结构，会在很大程度上阻碍产品设计的研发进展，延长产品更新周期。
4.基于构建出的固体火箭发动机壳体模型可以进行爆压分析以及损伤分析，以研究壳体的损伤失效形式。现有的壳体仿真分析大部分采用手动建模的方式对固体火箭发动机壳体进行建模，该方法不仅耗时多，并且建立的模型精度非常低，与实际缠出的壳体制品有较大的尺寸区别。《基于abaqus的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法及验证分析》中提出了一种基于abaqus的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法，其依赖外部缠绕软件生成缠绕数据文件，然后读取这些文件数据来寻找厚度生长点，在abaqus(abaqus仿真软件)中对固体火箭发动机壳体进行建模，模型精度取决于外部缠绕软件的建模精度，而且无法精确预测出极孔附近的缠绕层厚度，该方法建立的固体火箭发动机壳体模型，其缠绕层厚度与实际存在较大误差，未考虑实际工艺情况，模型精度低。
5.综上，针对目前固体火箭发动机壳体建模耗时长、精度低的问题，开发一种精确且快速建立固体火箭发动机壳体模型的方法尤为重要。


技术实现要素：

6.本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统，可精确且快速地建立固体火箭发动机壳体模型。
7.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
8.一种固体火箭发动机壳体建模方法，所述方法包括：
9.步骤s1：获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1；
10.步骤s2：针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长
起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；
11.步骤s3：根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；所述封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的；
12.步骤s4：将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线；
13.步骤s5：判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回步骤s1；若否，则获取转换半径和转换角度；所述转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数；
14.步骤s6：针对所述转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替所述缠绕层的轮廓曲线；所述斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为所述转换半径处所述缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为所述转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量；
15.步骤s7：根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及所述转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。
16.可选地，所述获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标，之前还包括：
17.获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型；
18.获取沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线；
19.根据沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。
20.可选地，所述根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，具体包括：
21.利用公式k2＝-(y
i+1-yi)/(x
i+1-xi)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(xi，yi)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。
22.可选地，所述根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，具体包括：
23.当k2为正数时，利用公式x＝xi+t*sin(arctan(k2))和y＝yi+t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；
24.当k2为负数时，利用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
25.可选地，所述方法还包括：
26.对封头段进行缠绕补强或碳布补强。
27.本发明还提供了如下方案：
28.一种固体火箭发动机壳体建模系统，所述系统包括：
29.厚度生长起始点的坐标获取模块，用于获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1；
30.厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块，用于针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；
31.下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；所述封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的；
32.b样条曲线拟合模块，用于将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线；
33.判断模块，用于判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回所述厚度生长起始点的坐标获取模块；若否，则获取转换半径和转换角度；所述转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数；
34.直线替换模块，用于针对所述转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替所述缠绕层的轮廓曲线；所述斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为所述转换半径处所述缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为所述转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量；
35.固体火箭发动机壳体模型构建模块，用于根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及所述转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。
36.可选地，所述系统还包括：
37.芯模模型获取模块，用于获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型；
38.芯模模型外轮廓曲线获取模块，用于获取沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线；
39.第1缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。
40.可选地，所述厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块具体包括：
41.厚度生长起始点之间曲线的法线斜率计算单元，用于利用公式k2＝-(y
i+1-yi)/(x
i+1-xi)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(xi，yi)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。
42.可选地，所述下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块具体包括：
43.k2为正数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为正数时，利用公式x＝xi+t*sin(arctan(k2))和y＝yi+t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；
44.k2为负数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为负数时，利
用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
45.可选地，所述系统还包括：
46.封头段补强模块，用于对封头段进行缠绕补强或碳布补强。
47.根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
48.本发明公开的固体火箭发动机壳体建模方法及系统，无需读取外部缠绕软件生成的缠绕数据来获取各缠绕层的厚度生长起始点的坐标，其考虑实际工艺情况，在abaqus中芯模模型外轮廓的基础上依次计算各缠绕层的厚度生长起始点的坐标，以此来进行快速建模，不依赖外部缠绕软件，避免了读取外部缠绕软件生成的缠绕数据建模造成的缠绕层厚度和实际误差比较大，模型精度低的问题，模型精度得到提升；同时，通过转换半径的方式，即针对转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线y＝k*x+(y0-k*x0)代替缠绕层的轮廓曲线，来精确预测封头段极孔附近的实际缠绕层厚度，避免了三次样条厚度预测公式无法准确预测极孔附近的实际缠绕层厚度的问题，可精确且快速地建立出固体火箭发动机壳体模型，解决目前固体火箭发动机壳体建模耗时长、精度低的问题。
附图说明
49.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
50.图1为固体火箭发动机壳体建模方法实施例一的流程图；
51.图2为本发明基于壳体封头补强设计的参数化快速建模方法原理流程图；
52.图3为纤维在复合材料壳体封头上缠绕示意图；
53.图4为转换半径和转换角度示意图；
54.图5为封头段缠绕层厚度增长示意图；
55.图6为草图预览效果图；
56.图7为b样条光滑曲线原理图；
57.图8为样条顶点控制原理图；
58.图9为本发明快速建模系统建立的壳体模型封头段效果图；
59.图10为本发明壳体模型封头段细节展示图；
60.图11为本发明快速建模系统gui界面展示图。
具体实施方式
61.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
62.本发明的目的是提供一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统，可精确且快速地
建立固体火箭发动机壳体模型。
63.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
64.实施例一
65.图1为本发明固体火箭发动机壳体建模方法实施例一的流程图。如图1所示，本实施例提供了一种固体火箭发动机壳体建模方法，包括以下步骤：
66.步骤s1：获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1。
67.该步骤s1之前还包括：
68.获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型。
69.获取沿芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线。
70.根据沿芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。
71.步骤s2：针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率。
72.该步骤s2具体包括：
73.利用公式k2＝-(y
i+1-yi)/(x
i+1-xi)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(xi，yi)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。
74.步骤s3：根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的。
75.该步骤s3具体包括：
76.当k2为正数时，利用公式x＝xi+t*sin(arctan(k2))和y＝yi+t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
77.当k2为负数时，利用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
78.步骤s4：将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线。
79.步骤s5：判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回步骤s1；若否，则获取转换半径和转换角度；转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数。
80.步骤s6：针对转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替缠绕层的轮廓曲线；斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为转
换半径处缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量。
81.步骤s7：根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。
82.该固体火箭发动机壳体建模方法还包括：
83.对封头段进行缠绕补强或碳布补强。
84.下面以一个具体实施例说明本发明的技术方案：
85.本发明固体火箭发动机壳体建模方法是一种基于abaqus(abaqus)二次开发的固体火箭发动机壳体快速建模方法。图2为本发明基于abaqus二次开发的固体火箭发动机壳体快速建模方法流程示意图，如图2所示，本发明基于abaqus二次开发的固体火箭发动机壳体快速建模方法主要包括以下步骤：
86.步骤1：在abaqus(abaqus仿真软件)中建立芯模模型，并沿着芯模(芯模模型)外轮廓选取轮廓曲线作为芯模特征集合。根据芯模特征集合即可得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。
87.步骤2：计算铺层方案中每层缠绕层(螺旋缠绕层)的封头段缠绕层厚度t。采用三次样条厚度预测公式预测封头段两个带宽(2倍带宽)内纤维缠绕层的厚度，原理公式如下：
88.纤维在复合材料壳体封头上缠绕时，如图3所示，纱线从筒身段缠绕到极孔处，与极孔圆相切，形成完整的缠绕层。从纱带a缠绕到纱带b，在封头上此范围内的所有的纱线厚度都叠加，其中在极孔一个带宽位置的厚度堆积严重。
89.考虑在筒身段所有纤维体积与极孔处的纤维体积相等，故而采用三次样条函数预测纤维缠绕复合材料壳体封头纤维厚度。给出三次样条函数表达式在[r0,r]范围内如下：
[0090]
t(ri)＝m1×ri0
+m2×ri1
+m3×ri2
+m4×ri3
[0091]
其中，r为壳体筒身半径；t(ri)为封头段缠绕层厚度；ri为缠绕位置的平行圆半径，即封头上第i个厚度生长点对应的平行圆半径，r
i0
、r
i1
、r
i2
、r
i3
中的0、1、2、3是指数，三次样条函数就是一元三次方程；mi(i＝1,2,3,4)为系数，根据以下条件求得：(1)极孔位置的纱线数与筒身段纱线数相等；(2)两个带宽处的厚度满足约束条件，即两个带宽处的厚度值和三次样条函数值相等；(3)在距极孔两个带宽处封头厚度曲线连续；(4)两个带宽范围内的纤维体积v
consat
保持不变，求得结果如下：
[0092]
[0093][0094][0095]
其中，r0、rb、r
2b
分别为极孔半径、一倍带宽处平行圆半径、两倍带宽处平行圆半径，nr为筒身段螺旋缠绕单层数，mr为筒身段纱片数，n0为极孔处缠绕单层数，m0为极孔处纱片数，tr为筒身段螺旋缠绕层厚度(缠绕层在筒身段的厚度)，t
p
为螺旋缠绕层单层厚度，α0为螺旋缠绕角大小，b为缠绕纱带宽度，r表示对r积分。
[0096]
在两个带宽以外的位置，根据纤维的连续缠绕，可知封头各平行圆处的纤维总量与筒身缠绕的纤维总量一致，由此可以得出各平行圆处的厚度公式：
[0097][0098]
其中，r和上面的ri是同一变量；nr为筒身段螺旋缠绕的层数；mr为经过赤道圆的纱片数；n0为极孔处缠绕的层数；m0为极孔处纱片数；w为纱片带宽；t
p
为纱带的单层厚度(螺旋缠绕层单层厚度)。
[0099]
如果因为工艺因素导致两个带宽之内的厚度和实际工艺情况相差较大，可以引入转换半径rf：在转换半径以内用户可以采用调整缠绕层仰角θ(即转换角度θ)的方式定义缠绕层收尾方式，根据实际工艺情况进行自行定义纤维收尾方式，具体实施方式如下：
[0100]
将转换半径以内的缠绕层轮廓曲线采用直线代替，直线斜率为：
[0101]
k＝tanθ
[0102]
直线方程为：
[0103]
y＝k*x+(y0-k*x0)
[0104]
其中，x0，y0为平行圆半径(转换半径)rf处对应缠绕层轮廓上厚度生长点(厚度生长起始点)坐标。转换半径和转换角度示意图如图4所示。
[0105]
三次样条预测厚度公式是本领域公知的，本发明引用该公式对封头段进行了厚度预测。一般来说，三次样条厚度预测公式都不能准确预测极孔附近实际厚度(缠绕层厚度)。由于现有封头厚度预测方法，如三次样条厚度预测方法均不能很好地预测出极孔附近缠绕层厚度，本发明新增了一种极孔厚度处理方法，即采用转换半径的方式来预测封头段厚度。
[0106]
基于现有壳体封头段缠绕层厚度预测公式大多都很难精准预测出极孔附近的缠绕层厚度，本发明提出转换半径的概念，在转换半径以内，用户可以采用调整仰角(缠绕层仰角)的方式定义缠绕层收尾方式，以便极孔附近纤维厚度更贴近实际工艺情况。用户凭借自己的工作经验自行调整壳体极孔附近缠绕层的厚度，更能贴近实际壳体制品。
[0107]
步骤2为循环步骤，铺层方案中的螺旋缠绕都需要经历步骤2，其中计算的是铺层方案中每层螺旋缠绕层的封头段缠绕层厚度。
[0108]
步骤3：根据步骤2中计算的封头段缠绕层厚度t勾画铺层的外轮廓曲线。根据芯模的外轮廓曲线，利用abaqus二次开发python语言在芯模的外轮廓曲线上获取封头段缠绕层厚度生长起始点(厚度生长起始点数量一般为60个以上)坐标和厚度生长起始点曲率(目的是为了能够在芯模外轮廓上画出下一层纤维缠绕层的外轮廓曲线)，在厚度生长起始点曲线的垂直方向增长缠绕层厚度，如图5所示，增长厚度公式如下：
[0109]
k2＝-(y
i+1-yi)/(x
i+1-xi)
[0110]
其中，k2为曲线(缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率)法线斜率，(x
i+1
,y
i+1
)、(xi,yi)为相邻厚度生长起始点坐标。
[0111]
当k2为正数时，得到下一层缠绕层厚度生长起始点坐标为：
[0112]
x＝xi+t*sin(arctan(k2))
[0113]
y＝yi+t*cos(arctan(k2))
[0114]
其中，t为缠绕层厚度。
[0115]
当k2为负数时，得到下一层缠绕层厚度生长起始点坐标为：
[0116]
x＝x
i-t*sin(arctan(k2))
[0117]
y＝y
i-t*cos(arctan(k2))
[0118]
将得到的下一层厚度生长起始点采用b样条曲线进行拟合，得到下一层缠绕层的外轮廓，后续缠绕铺层的画法以此类推，可得到如图6所示的草图，图6示出了转换角度为0度(即0度直线)时的草图预览效果图。
[0119]
其中，b样条曲线方程为：
[0120][0121]
其中，ci(i＝0,1,...,n)为控制顶点，n
i,k
(u)(i＝0,1,...,n)为k次规范b样条基函数，最高次数是k。基函数表示如下：
[0122][0123]
其中，n
i,k
(u)的下标i代表序号，下标k代表阶次。如确定第i个k次b样条n
i,k
(u)，需要求出ui，u
i+1
，
…
，u
i+k+1
。这里把[ui,u
i+k+1
]定义为n
i,k
(u)的支承区间。通过上式即可计算b样条曲线上对应u值的曲线上的坐标点。
[0124]
b样条光滑曲线原理如图7所示，图7示出了b样条数据处理原理。
[0125]
k次的b样条n
i,k
(u)是由k-1次的b样条n
i,k-1
(u)和n
i+1,k-1
(u)递推所求，然后依次递推。基函数组合系数分别是和这两个系数的分母就是k-1次b样条n
i,k
(u)的支撑区间长度，分子是参数u把第i个k次b样条的支撑区间[ui,u
i+k+1
]划分两部分的长度。
[0126]
当两节点为同一位置时，递推公式中组合系数在特殊情况时会出现分子分母均为
0的现象，这种情况直接令系数为0即可。
[0127]
该曲线(即图8中的曲线)在区间[ui,u
i+k+1
]中某一点p(u)是由k+1个顶点cj(j＝i-k，i-k+1，
…
，i)和基函数决定，与其它顶点无关，如图8所示。移动第i个控制顶点，最多只会对区间(ui,u
i+k+1
)上的局部曲线产生影响，而其它区间的b样条曲线不会受到干预。故阶次越高，b样条函数会拟合出的数据点越光滑，但是递推函数计算量就越大。
[0128]
第i个k次b样条n
i,k
(u)的支承区间为[ui,u
i+k+1
]，b样条的阶次k次大小与支承区间的左端点ui下标不相关，与支承区间的右端点u
i+k+1
有关，即可说明支承区间具有的节点区间数与阶次k是相关的，k次b样条曲线包含的节点区间个数为k+1。故在参数u轴上任意一点u上，最多只有k+1个非0的k次b样条n
j,k
(u)，其中j为(i-k，i-k+1，
…
，i)，在此区间上其他k阶b样条均为0。由b样条定义可知，b样条曲线具有局部性，k阶b样条曲线在定义域内上的一点至多与k+1个顶点cj有关，不影响其他顶点。
[0129]
b样条曲线方程是本领域公知的，本发明引用b样条曲线方程进行拟合，得到封头段缠绕层的轮廓曲线。上述b样条曲线介绍中涉及的公式及各参数含义均为本领域公知的，因此不再赘述。
[0130]
步骤3是循环步骤，勾画铺层方案中每层铺层的外轮廓曲线。
[0131]
步骤4：根据壳体爆破位置要求，一般要求壳体在筒身爆破，但由于壳体自身结构等原因，封头处强度一般都比较弱，需要进行封头补强。根据实际补强工艺情况，快速建模补强方法需有两种，分别为缠绕补强和碳布补强，用户需要根据实际工艺情况自行选择两种补强方式。当选择进行缠绕补强时，补强层的厚度是根据步骤2厚度预测公式计算出的；当进行碳布补强时，补强层的厚度在封头段是均匀分布的，且碳布补强层的厚度值是给定的参数，该厚度不需要用户自己计算。两种补强方式缠绕轮廓画法和步骤3一致(得到补强厚度后再利用步骤3的画法步骤进行封头补强)。
[0132]
步骤4的封头补强，是指在壳体封头段强度不足时加入的铺层，具体的顺序需要根据工艺情况来确定，一般是加在两层螺旋缠绕层之间。本发明固体火箭发动机壳体建模方法为一种基于壳体封头补强设计的参数化快速建模方法，利用abaqus二次开发功能实现固发壳体的快速建模，采用b样条拟合缠绕层外轮廓曲线，使缠绕层外轮廓更加贴近实际工艺情况，并且能够根据实际需求对封头进行精确补强。本发明基于壳体封头补强设计的参数化快速建模方法原理流程图如图2所示。
[0133]
步骤5：对每一层缠绕层模型封头部分进行切分，切分数量60份以上，切分完成之后，编写代码对各切分部分分别进行材料属性的赋予。
[0134]
单层缠绕层建模结束后就进行步骤5的切分。
[0135]
步骤6：若铺层方案所述的缠绕方法都完成了建模，则进行步骤7；若铺层方案所述的缠绕方法还未完成建模，则继续从步骤2开始进行。
[0136]
步骤7：将建好的每层缠绕层进行装配来实现壳体外轮廓的更新。利用python语言编写abaqus快速建模脚本，按照铺层方案所给的铺层顺序在芯模外轮廓依次建模(步骤1至步骤5是单层缠绕层的建模过程，步骤7是将建好的每层缠绕层进行装配来实现壳体外轮廓的更新得到最终壳体模型)，实现模型的轮廓更新，并利用b样条曲线对厚度不均匀表面进行平滑处理，得到最终壳体模型(固体火箭发动机壳体模型)。本发明快速建模系统建立的壳体模型封头段效果图如图9所示，壳体模型封头段细节展示如图10所示。最终的壳体模型
建立好后编写gui可视化界面，为建模脚本建立参数接口，如图11所示。图11中，封头切片数：对应前述的厚度生长点数目；封头转换角度：对应前述转换半径内缠绕层仰角；缠绕层建模参数：对应铺层方案。
[0137]
本发明建好的壳体模型可以进行爆压分析以及损伤分析，以研究壳体的损伤失效形式。
[0138]
针对目前固体火箭发动机壳体建模(包括手动建模和读取外部缠绕软件数据建模)过程中存在的各种问题，本发明利用abaqus二次开发功能，可以实现固体火箭发动机壳体模型的快速建立，大大缩减仿真分析的前处理过程，对复合材料压力容器设计具有重要的工程实用意义。本发明还开发了多种缠绕方式的建模，对于复杂壳体也能很好的建立出精确的模型，本发明固体火箭发动机壳体建模方法可以根据用户自己设计的铺层方案来进行快速建模，可以实现多种纤维缠绕方式的铺层方案建模，如螺旋缠绕、环向缠绕、封头补强、扩孔缠绕、非测地线螺旋缠绕、非测地线扩孔缠绕，不用依赖外部缠绕软件生成缠绕数据，降低了对外部缠绕软件的依赖性。现有技术依赖外部缠绕软件生成缠绕数据，然后读取这些文件在abaqus中进行建模，由于读取外部缠绕软件生成的数据文件，模型精度取决于缠绕软件的建模精度，而且无法精确预测出极孔附近的缠绕层厚度，本发明不读取外部文件数据来寻找厚度生长点，而是在abaqus中芯模模型外轮廓的基础上获取厚度生长点，相比现有技术建立的模型是读取的外部缠绕软件的数据，其缠绕层厚度和实际误差比较大，本发明考虑实际工艺情况，模型精度得到提升，解决了固体火箭发动机壳体建模耗时长，精度低的问题，大大降低了科研的时间成本，对于航天发动机设计和发展具有重要参考意义。
[0139]
实施例二
[0140]
为了执行上述实施例一对应的方法，以实现相应的功能和技术效果，下面提供了一种固体火箭发动机壳体建模系统，该系统包括如下模块：
[0141]
芯模模型获取模块，用于获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型。
[0142]
芯模模型外轮廓曲线获取模块，用于获取沿芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线。
[0143]
第1缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据沿芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。
[0144]
厚度生长起始点的坐标获取模块，用于获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1。
[0145]
厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块，用于针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率。
[0146]
下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的。
[0147]
b样条曲线拟合模块，用于将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线。
[0148]
判断模块，用于判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回厚度生长起始点
的坐标获取模块；若否，则获取转换半径和转换角度；转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数。
[0149]
直线替换模块，用于针对转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替缠绕层的轮廓曲线；斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为转换半径处缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量。
[0150]
固体火箭发动机壳体模型构建模块，用于根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。
[0151]
其中，厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块具体包括：
[0152]
厚度生长起始点之间曲线的法线斜率计算单元，用于利用公式k2＝-(y
i+1-yi)/(x
i+1-xi)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(xi，yi)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。
[0153]
下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块具体包括：
[0154]
k2为正数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为正数时，利用公式x＝xi+t*sin(arctan(k2))和y＝yi+t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
[0155]
k2为负数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为负数时，利用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。
[0156]
该固体火箭发动机壳体建模系统还包括：
[0157]
封头段补强模块，用于对封头段进行缠绕补强或碳布补强。
[0158]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0159]
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种固体火箭发动机壳体建模方法，其特征在于，所述方法包括：步骤s1：获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1；步骤s2：针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；步骤s3：根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；所述封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的；步骤s4：将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线；步骤s5：判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回步骤s1；若否，则获取转换半径和转换角度；所述转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数；步骤s6：针对所述转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替所述缠绕层的轮廓曲线；所述斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为所述转换半径处所述缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为所述转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量；步骤s7：根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及所述转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体建模方法，其特征在于，所述获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标，之前还包括：获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型；获取沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线；根据沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体建模方法，其特征在于，所述根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，具体包括：利用公式k2＝-(y
i+1-y
i
)/(x
i+1-x
i
)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(x
i
，y
i
)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机壳体建模方法，其特征在于，所述根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，具体包括：当k2为正数时，利用公式x＝x
i
+t*sin(arctan(k2))和y＝y
i
+t*cos(arctan(k2))计算
封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；当k2为负数时，利用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体建模方法，其特征在于，所述方法还包括：对封头段进行缠绕补强或碳布补强。6.一种固体火箭发动机壳体建模系统，其特征在于，所述系统包括：厚度生长起始点的坐标获取模块，用于获取封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，h为正整数，h的初始值为1；厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块，用于针对封头段第h缠绕层任意两相邻厚度生长起始点，根据相邻两厚度生长起始点的坐标，得到封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据封头段第h缠绕层各厚度生长起始点的坐标、封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及封头段第h缠绕层厚度，得到封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标；其中，第h+1缠绕层覆盖第h缠绕层；第h+1缠绕层厚度生长起始点的数量与第h缠绕层厚度生长起始点的数量相同；所述封头段第h缠绕层厚度是采用三次样条厚度预测方法得到的；b样条曲线拟合模块，用于将封头段第h+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用b样条曲线进行拟合，得到封头段第h+1缠绕层的轮廓曲线；判断模块，用于判断h是否小于预设值；若是，则令h＝h+1，并返回所述厚度生长起始点的坐标获取模块；若否，则获取转换半径和转换角度；所述转换半径为极孔h倍带宽位置处平行圆半径；其中，h为大于或等于2的正整数；直线替换模块，用于针对所述转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线代替所述缠绕层的轮廓曲线；所述斜率为tanθ的直线的方程为y＝k*x+(y0-k*x0)；其中，(x0，y0)为所述转换半径处所述缠绕层的轮廓曲线上厚度生长起始点的坐标，θ为所述转换角度，k为斜率，k＝tanθ，y表示因变量，x表示自变量；固体火箭发动机壳体模型构建模块，用于根据封头段各缠绕层的轮廓曲线以及所述转换半径以内的各斜率为tanθ的直线，构建固体火箭发动机壳体模型。7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体建模系统，其特征在于，所述系统还包括：芯模模型获取模块，用于获取abaqus仿真软件中建立的芯模模型；芯模模型外轮廓曲线获取模块，用于获取沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线；第1缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块，用于根据沿所述芯模模型外轮廓选取的轮廓曲线，得到封头段第1缠绕层各厚度生长起始点的坐标。8.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体建模系统，其特征在于，所述厚度生长起始点之间曲线的法线斜率得到模块具体包括：厚度生长起始点之间曲线的法线斜率计算单元，用于利用公式k2＝-(y
i+1-y
i
)/(x
i+1-x
i
)计算封头段第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率；其中，k2为封头段
第h缠绕层相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率，(x
i
，y
i
)为封头段第h缠绕层厚度生长起始点的坐标，(x
i+1
，y
i+1
)为与封头段第h缠绕层厚度生长起始点相邻的厚度生长起始点的坐标。9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机壳体建模系统，其特征在于，所述下一缠绕层厚度生长起始点的坐标得到模块具体包括：k2为正数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为正数时，利用公式x＝x
i
+t*sin(arctan(k2))和y＝y
i
+t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；k2为负数时下一缠绕层厚度生长起始点的坐标计算单元，用于当k2为负数时，利用公式x＝x
i-t*sin(arctan(k2))和y＝y
i-t*cos(arctan(k2))计算封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标；其中，t为封头段第h缠绕层厚度，(x，y)为封头段第h+1缠绕层厚度生长起始点的坐标。10.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体建模系统，其特征在于，所述系统还包括：封头段补强模块，用于对封头段进行缠绕补强或碳布补强。

技术总结
本发明公开一种固体火箭发动机壳体建模方法及系统，涉及固体火箭发动机技术领域，方法包括：根据封头段第H缠绕层各厚度生长起始点的坐标、相邻两厚度生长起始点之间曲线的法线斜率以及第H缠绕层厚度，得到第H+1缠绕层各厚度生长起始点的坐标，采用B样条曲线拟合，得到轮廓曲线，重复步骤直至H达到预设值；针对转换半径以内的任一缠绕层的轮廓曲线，采用斜率为tanθ的直线Y＝k*X+(y0-k*x0)代替缠绕层的轮廓曲线；根据各轮廓曲线以及各直线，构建固体火箭发动机壳体模型。本发明可精确且快速地建立固体火箭发动机壳体模型。建立固体火箭发动机壳体模型。建立固体火箭发动机壳体模型。


技术研发人员：张骞 祖磊 吴勇培 吴玉坤 张桂明 扶建辉 吴乔国 周立川 王华毕 李德宝 金增
受保护的技术使用者：合肥工业大学
技术研发日：2023.06.02
技术公布日：2023/8/6