任加忍，魏 然

（西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，陜西 西安 710072）

0 引 言

固體火箭發(fā)動機大規(guī)模優(yōu)化試算［1］是一種基于發(fā)動機數(shù)字化設(shè)計構(gòu)建海量方案空間的設(shè)計方法，為發(fā)動機總體設(shè)計能力的提升提供了新的途徑。實現(xiàn)這一目的前提是能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動機多物理場仿真模型的自動化生成。由于藥柱燃面退移過程直接影響發(fā)動機的內(nèi)彈道性能，進而影響導(dǎo)彈的飛行性能［2］，因此有必要將燃面退移效應(yīng)與多物理場仿真模型進行耦合。在眾多模擬燃面退移方法中，實體造型法與藥形結(jié)構(gòu)的結(jié)合較為緊密，具有精度高、形象直觀、集成性好等優(yōu)點［3］。同時，先進的計算機技術(shù)和功能強大的計算機輔助設(shè)計（computer aided design，CAD）軟件保障了這一方法的可實現(xiàn)性［4］。本文選用的Creo軟件是一款基于參數(shù)化、全相關(guān)、特征設(shè)計思想的主流CAD 三維設(shè)計平臺，廣泛應(yīng)用于固體發(fā)動機設(shè)計中［5-11］。另外，Creo 平臺提供眾多二次開發(fā)接口，可滿足用戶的多種特殊需求［12-13］。

在發(fā)動機三維建模過程中，傳統(tǒng)的自底向上的設(shè)計思想忽視了部分與整體的聯(lián)系，違背了設(shè)計的思維邏輯，易使零件間裝配關(guān)系產(chǎn)生錯誤與混亂［14］。同時，發(fā)動機模型的繪制過程涉及大量的重復(fù)性工作，不利于快速獲得不同燃面退移距離的多物理場仿真模型。

綜合考慮以上因素，本文采用自上而下［14］的設(shè)計理念，基于Creo平臺構(gòu)建參數(shù)可驅(qū)動的固體火箭發(fā)動機骨架模板，避免零件裝配關(guān)系出錯的問題；運用實體造型法模擬燃面退移現(xiàn)象，并依據(jù)各物理場模型間的布爾運算關(guān)系生成各物理場模型；對Creo平臺進行二次開發(fā)，形成考慮燃面退移效應(yīng)的多物理場模型自動生成輔助應(yīng)用程序，為固體火箭發(fā)動機大規(guī)模試算提供了技術(shù)支持。

1 基于骨架模型的固體發(fā)動機參數(shù)化模板

自下而上是一種給定零件之間的集合約束關(guān)系，將設(shè)計好的零件裝配成產(chǎn)品的設(shè)計理念。但是，如果在后續(xù)的裝配過程中發(fā)現(xiàn)某些零件不符合要求，則需不斷地重新修改直至滿足要求。自上而下的設(shè)計理念則與之相反，在產(chǎn)品設(shè)計的最初階段，按照產(chǎn)品最基本的要求與功能，在設(shè)計頂層搭建一個頂層基本骨架（top basic skeleton，TBS），充當(dāng)零件與裝配體之間的紐帶，將零件間的位置關(guān)系進行精確定位。后續(xù)的設(shè)計完全基于此骨架模型基礎(chǔ)進行，避免了復(fù)雜的裝配關(guān)系造成的錯誤。

一般情況下，固體火箭發(fā)動機主要由裝藥、燃燒室、噴管以及點火器組成。利用固體發(fā)動機TBS提供的信息，分別建立裝藥、燃燒室、噴管以及點火器組件，在此基礎(chǔ)上進一步詳細設(shè)計，最后將各構(gòu)件裝配至發(fā)動機整機模板。對固體火箭發(fā)動機（solid rocket motor, SRM）模板設(shè)計過程如圖1所示。

圖1 基于骨架模型的自上向下設(shè)計過程Fig.1 The Top-down design process of SRM based on skeleton models

參數(shù)化設(shè)計是一種采用尺寸驅(qū)動方式改變幾何約束構(gòu)成幾何模型的設(shè)計方法［15］。將參數(shù)序列與幾何圖形的尺寸序列建立一一對應(yīng)的關(guān)系，當(dāng)作為參數(shù)的尺寸序列被賦予不同的數(shù)值時，其所對應(yīng)的三維圖形的尺寸也會隨之變化，同時驅(qū)動圖形生成符合尺寸要求的三維圖形。參數(shù)化設(shè)計的基本原理如圖2 所示。在發(fā)動機骨架模板的基礎(chǔ)上，將發(fā)動機裝藥、燃燒室、噴管以及點火器等部件進行參數(shù)化，可大大簡化重復(fù)性的設(shè)計工作，同時避免對復(fù)雜的CAD底層設(shè)計理論與設(shè)計技術(shù)的糾纏，對欠缺經(jīng)驗與相關(guān)領(lǐng)域知識的研發(fā)人員而言，節(jié)省了大量的學(xué)習(xí)成本，更具友好性。

圖2 參數(shù)化設(shè)計的基本原理Fig.2 The basic principle of the parametric design

2 固體火箭發(fā)動機仿真模型的設(shè)計流程

固體火箭發(fā)動機參數(shù)化的標準化流程，其核心在于建模過程遵循如圖3所示的發(fā)動機各零件間的約束關(guān)系及裝配關(guān)系。首先需要根據(jù)總體技術(shù)要求，初步確定發(fā)動機主要設(shè)計參數(shù)，并依據(jù)此參數(shù)確定如圖4、圖5 所示的發(fā)動機頂層骨架模型關(guān)鍵參數(shù)，建立某型固體火箭發(fā)動機的頂層骨架模型，同時將參數(shù)與尺寸進行關(guān)聯(lián)；其次，利用Creo平臺的發(fā)布幾何、復(fù)制幾何功能，將骨架模型分別與芯模、裝藥、燃燒室、噴管、點火器以及流場外輪廓、結(jié)構(gòu)外輪廓、聲場外輪廓建立約束，并對芯模的參數(shù)進行詳細設(shè)計；再將發(fā)動機各部件裝配至發(fā)動機整機模型；最后，為獲得固體火箭發(fā)動機裝藥、流場以及聲場文件，需要額外創(chuàng)建3個裝配體文件，并進行相應(yīng)的布爾運算操作。3 個裝配體文件中的布爾運算操作分別為裝藥外輪廓布爾減運算、流場外輪廓減去裝藥和場外輪廓減去裝藥，產(chǎn)生的新文件分別為裝藥、流場域以及聲場域；為獲得固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)文件，僅需外輪廓與裝藥文件進行裝配即可。基于骨架模型的某發(fā)動機參數(shù)化設(shè)計實例，如圖6所示。

圖3 各零件間的約束關(guān)系及裝配關(guān)系Fig.3 The basic principle of the parametric design

圖4 發(fā)動機模型參數(shù)Fig.4 Parametric of SRM

圖5 翼型與星型裝藥參數(shù)Fig.5 Parameters of finocyl grains and star grains

圖6 基于骨架模型的發(fā)動機參數(shù)化設(shè)計Fig.6 Parametric design of SRM based on the skeleton model

在進行發(fā)動機的工作仿真過程中，如考慮燃面退移時的發(fā)動機內(nèi)流場仿真、聲模態(tài)仿真以及藥柱完整性仿真時，往往需要獲取連續(xù)燃燒時刻的發(fā)動機裝藥模型。因此，需要對燃面退移位置進行精確追蹤，并且實現(xiàn)快速生成連續(xù)燃面退移距離的裝藥模型，以滿足發(fā)動機工作仿真的需求。

計算機圖形學(xué)技術(shù)的發(fā)展和大量商業(yè)化繪圖軟件的應(yīng)用，為復(fù)雜固體火箭發(fā)動機燃面退移現(xiàn)象的復(fù)現(xiàn)提供了一種快速的解決方案。本文基于平行層燃燒定律［16］對燃面退移進行研究，即：① 藥柱燃燒表面上各點的燃速均沿該點的法線方向；② 整個燃面同時點燃；③ 燃面上各點的燃速均相等。

平行層燃燒定律忽略了壓強、初溫、燃氣流沖刷等因素的影響，是一種理想假設(shè)前提下得到的燃燒定律，與實際燃燒過程存在偏差。但是實踐證明，平行層燃燒定律基本正確，為設(shè)計人員提供了方便。

如圖7 所示，用基本幾何體構(gòu)成代表藥柱外形的實心體和代表藥柱空腔的芯模，實心體“減去”芯模即得到藥柱的初始形狀。基于平行層燃燒定律，將芯模沿其法線方向“增加”燃燒過的厚度，實心體重新“減去”形狀變化后的芯模即可得到新的藥柱形狀。采用布爾減運算可實現(xiàn)這一目的，如式（1）所示。

圖7 基于特征組合方式的裝藥燃面退移仿真Fig.7 Typical TBS of SRM

式中：Sin為燃面；Sout為藥柱外形的實心體；Sgrain為實際藥柱。

為避免Sin實體在擴張中出現(xiàn)型面消失和形體自交的問題，可以將芯模分成一系列特征組合，再采用逐個求差的方式得到藥柱實體，表達式為

針對不同內(nèi)型面裝藥，燃面退移仿真流程如圖8所示，具體描述如下：

圖8 燃面退移仿真流程Fig.8 Simulation procedure of burning surface regression

1） 提煉出裝藥的特征形體，如內(nèi)孔回轉(zhuǎn)體、翼型、星孔型等，交互式繪制裝藥外輪廓與特征形體，并確定特征形體的參數(shù)以及約束。有時為加快與簡化運算，只需根據(jù)翼型、星型等旋轉(zhuǎn)對稱特征體的個數(shù)N繪制模型的1/N。典型裝藥特征形體的關(guān)鍵參數(shù)見表1。

表1 頂層骨架模型關(guān)鍵參數(shù)Tab.1 Critical Parameters of TBS of SRM

2） 生成裝藥外輪廓與特征形體的三維幾何實體。

3） 裝藥外輪廓依次與每個特征形體做布爾差運算，得到藥柱的初始形狀。

4） 燃面退移時，按照平行層燃燒定律假設(shè)，每次退移一定的肉厚，修改特征形體的參數(shù)變量，保持變化后的各形體表面與初始表面等距，外輪廓與更新后的特征形體重做布爾差運算，即得到一系列退移后的藥柱形狀。

上述方法采用幾何體間的布爾運算，并將裝藥特征型面進行分段處理，有效地避免了幾何拓撲關(guān)系變化引起的再生失敗現(xiàn)象。圖9給出了基于特征型面法的燃面退移仿真樣例。

圖9 基于特征型面法的燃面退移仿真樣例Fig.9 Simulation examples of burning regression based on the characteristic surface method

3 Creo平臺的二次開發(fā)過程

對固體火箭發(fā)動機進行基于骨架模型的參數(shù)化設(shè)計后，用戶可以通過直接修改參數(shù)驅(qū)動模型再生，快速獲得滿足新設(shè)計要求的發(fā)動機初步三維結(jié)構(gòu)。然而上述步驟需要手動控制參數(shù)的調(diào)整，如果需要獲取大量不同燃面退移距離的裝藥、流場域、聲場域以及結(jié)構(gòu)文件，同樣會帶來許多不必要的重復(fù)性工作。Creo／TOOLKIT 是Creo 平臺自帶的二次開發(fā)工具，可以直接針對Creo 平臺的最底層數(shù)據(jù)庫資源進行訪問，在原有軟件功能基礎(chǔ)上開發(fā)設(shè)計出用戶所需功能。基于Creo 平臺的二次開發(fā)功能，對修改參數(shù)、模型再生、保存文件等重復(fù)執(zhí)行的部分程序化，封裝成應(yīng)用程序，通過Creo 平臺調(diào)用應(yīng)用程序，則可實現(xiàn)固體火箭發(fā)動機參數(shù)驅(qū)動、文件導(dǎo)出等功能的自動化，規(guī)避了手動操作效率低、枯燥易錯的問題。

在發(fā)動機參數(shù)化CAD 模型基礎(chǔ)上，采用Creo／TOOLKIT 同步模式，開發(fā)了基于Creo 平臺的命令識別輔助應(yīng)用程序。該程序經(jīng)Creo 啟動，用戶通過CMD 命令行在“temp”文件夾下寫入相關(guān)命令，程序循環(huán)掃描并識別“temp”文件夾下的命令，將命令傳遞至Creo 平臺，Creo 平臺對模型進行修改參數(shù)、保存模型以及導(dǎo)出多種格式的模型等操作，實現(xiàn)自動化。如圖10 所示。

圖10 Creo平臺二次開發(fā)實現(xiàn)操作自動化Fig.10 Creo secondary development realizes the automation of operations

該輔助應(yīng)用程序的命令標識符見表2。用戶只需輸入相應(yīng)的命令標識符，即可對模型進行相應(yīng)功能的實現(xiàn)。該命令適用于任意一種基于Creo 平臺繪制的模型。調(diào)用此輔助應(yīng)用程序的一般流程如圖11所示。

表2 實現(xiàn)功能與其命令標識符Tab.2 Functions and identifier

圖11 輔助應(yīng)用程序的調(diào)用流程Fig.11 The called procedure of the auxiliary application program

4 結(jié)束語

本文基于Creo 平臺，提出一種采用自上而下設(shè)計理念的固體火箭發(fā)動機的參數(shù)化建模流程。采用實體造型法分析了不同內(nèi)型面裝藥的燃面退移仿真過程，并依據(jù)各物理場模型之間的布爾運算關(guān)系得到相應(yīng)的各物理場模型。同時利用Creo平臺的二次開發(fā)功能，開發(fā)了一套輔助應(yīng)用程序。調(diào)用該程序可自動獲得滿足新設(shè)計要求的發(fā)動機初步三維結(jié)構(gòu)、燃面退移仿真全過程以及相應(yīng)燃面肉厚的多物理場模型。本文可為固體火箭發(fā)動機大規(guī)模試算提供技術(shù)支持，能夠顯著提高相關(guān)設(shè)計人員的設(shè)計效率，縮短設(shè)計周期。