本发明公开了一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，其步骤包括：1、通过分段三次Hermite插值法构建喷管各组成部件的材料热物理参数模型；2、通过拉格朗日插值法构建喷管内壁的热力边界条件模型；3、通过完全热力耦合有限元法或顺序热力耦合有限元法分析考虑界面脱粘的复杂环境下喷管的温度分布和热应破坏应力；4、计算扩张段不同轴向长度和扩张段与喉衬接触面不同倾角下喷管在工作时间内的热应力曲线的峰值，得到喷管热应力最大值与扩张段轴向高度和扩张段与喉衬接触面倾角的关系，用于固体火箭发动机喷管的结构优化。本发明能在有效降低喷管热应力极值的同时，更加优化喷管结构的参数选择和设计。
1.一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，所述固体火箭发动机喷管是由喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)构成，其特征是：所述优化设计的结构参数包括：扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角、扩张段(4)的轴向长度和扩张段(4)倒钩处的径向厚度；所述优化设计方法按如下步骤进行：S1：按如式(1)所示的分段三次Hermite插值法建立固体火箭发动机喷管的材料参数插值模型，并得到材料参数值序列：式(1)中，m代表材料参数的种类，取值分别为1,2,3，依次对应为热导率、比热容和热膨m胀系数，n代表分段总数，T表示温度变量，H (T)表示由n个多项式组成的插值多项式组，Ti表示第i+1个温度节点， 表示第i组测量温度区间下的第m种材料参数的插值多项式，并有：式(2)中， 为第i组测量温度Ti下的第m种材料参数值， 为通过有限差分法所得到的第m种材料参数值 的导数，ΔTi表示第i组区间温度差，即ΔTi＝Ti‑Ti‑1；
S2：通过Bartz对流换热公式和一维等熵流模型获得喷管内壁沿轴线方向上不同位置的燃气温度、对流换热系数和压强的参数值序列，并通过拉格朗日插值法建立燃气温度、对流换热系数和压强的解析场；
S3：初始化所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为初始倾角θ0、所述扩张段(4)的轴向长度h为初始轴向长度h0；其中，θ0∈[θmin,θmax]；θmin为最小倾角；θmax为最大倾角；
S4：根据接触倾角θ和轴向长度h，在三维建模软件中等比例建立喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)的二维轴对称模型并分别导入ABAQUS软件的part模块中，再通过几何约束进行装配，从而得到初始的喷管有限元分析模型；
根据步骤S1中不同种类材料参数的参数值序列分别构建喉衬(1)，外壳体(2)，绝热层(3)和扩张段(4)相对应的材料属性，并设置材料属性方向；
根据步骤S2中建立的燃气温度、对流换热系数和压强的解析场，通过坐标映射关系构建燃气温度、对流换热系数和压强的映射解析场；
S5：利用ABAQUS软件对喷管进行完全热力耦合有限元分析，包括：在ABAQUS软件中设定分析类型和分析时间，设定表面热交换条件和界面脱粘前后的接触类型，设定载荷和几何约束，设定喷管的初始状态，设定网格类型和网格大小，并计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值；
S6：根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ+Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ>θmax为止，其中，Δθ表示增量；
S7：令θ为θ0后，根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ‑Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ<θmin为止；
S8：绘制不同接触倾角所对应的热应力‑时间历程曲线C22，并提取各热应力曲线C22中热应力的最大值，从而获得在所述扩张段(4)的初始轴向长度h0之下，接触倾角与热应力最大值之间的关系曲线C33以及接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34；
S9：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值、接触面倾角与最大热应力之间的关系曲线C33、接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34，当扩张段倒钩处的厚度在满足结构强度的范围之内且热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的最优接触倾角θend；
S10：令接触倾角θ为初始倾角θ0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)的轴向长度h为h+Δh后，返回步骤S4顺序执行，直至h＞hmax为止，从而获得不同轴向长度所对应的热应力‑时间曲线C44，并提取各热应力曲线C44中热应力的最大值，进而获得在所述扩张段(4)与喉衬(1)的初始倾角θ0之下，轴向长度与热应力最大值之间的关系曲线C55；
S11：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值，以及所述扩张段轴向长度与最大热应力之间的关系曲线C55，当热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的扩张段(4)的最优轴向长度hend。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，其特征在于，将所述S5替换为如下步骤：在ABAQUS软件中对喷管进行顺序热力耦合有限元分析，包括：
热传递分析：设定分析时间，设定表面热交换条件，设定界面脱粘前后的接触类型，设定几何约束，设定初始状态、网格类型和网格大小，计算喷管的温度场；
热应力分析：设定分析时间，设定载荷，耦合温度场，调整网格类型，并计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，其特征在于，所述步骤S5包括：S5.1a：对初始的喷管有限元分析模型创建瞬态温度‑位移分析模块，设定分析时间为t1，设定每步最大温度改变量为Temp_Max；
S5.2a：创建表面热交换类型为Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，设定喷管有限元分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
S5.3a：创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度为Ta，对喷管有限元模型的外壳体(2)设置几何约束；
S5.4a：设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并设定划分后的单元类型为温度‑位移耦合单元CAX8RT；
S5.5a：对划分后的喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘前的文件F1；
S5.6a：建立另一个相同的初始有限元分析模型分析模型并将S5.1a中的分析时间调整为(t2‑t1)，将S5.2a的喷管模型各交界面中扩张段(4)与绝热层(3)的交界面类型调整为表面接触类型，并设定切向和法向的接触属性，将S5.3a中的预定义场Predefined Field设定为初始状态类型并选择文件F1后，按照步骤S5.1a‑步骤5.4a的过程顺序执行，再对划分后的喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘后的文件F2，用于查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
4.根据权利要求2所述的固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，其特征在于，所述步骤S5包括：S5.1b：对初始的喷管有限元分析模型创建热传递分析模块，设定分析时间为t2，设定每步最大温度改变量为Temp_Max；
S5.2b：创建表面热交换类型Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，设定分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
S5.3b：在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度为Ta，对喷管有限元模型的外壳体(2)设置几何约束；
S5.4b：设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并设定划分后的单元类型为热传递单元DCAX8；
S5.5b：对划分后的喷管进行瞬态热传递分析，获得喷管温度场文件F3；
S5.6b：建立另一个相同的初始分析模型并创建静力学分析模块，设定分析时间为t1；
S5.7b：创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，在预定义场Predefined‑Field中创建初始状态类型并选择文件F3；
S5.8b：调整单元类型为轴对称应力单元CAX8R后，对喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘前文件F4；
S5.9b：将S5.6b中的分析时间调整为(t2‑t1)，在S5.7b中增加扩张段(4)与绝热层(3)的交界面类型为表面接触类型并设定切向和法向的接触属性，在S5.7b的预定义场Predefined Field中增加初始状态类型并选择文件F4后，对喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段喷管的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘后的文件F5，用于查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法
技术领域
[0001] 本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机喷管结构的热力耦合分析方法和结构优化设计方法。
背景技术
[0002] 固体火箭发动机是一种采用固体推进剂的航天运载火箭和战略导弹的动力装置，其通过固态推进剂在燃烧室中燃烧，产生高温燃气，燃气通过发动机尾部连接喷管时急剧膨胀加速，并由音速加速到超音速，经过收敛段、喉衬后通过扩张段喷射至周围环境中产生推动力，实现化学能到动能的转变。在发动机工作过程中，喷管由于承受近3400℃的燃气温度和巨大的压强且有化学粒子的冲刷和腐蚀，因而工作环境极为恶劣，而喷管作为固体火箭发动机推重比大小的重要影响因素且喷管组件的设计及其采用的材料和加工工艺直接影响固体发动机的工作性能，因此对固体火箭发动机喷管结构进行热力耦合分析显得极为重要。而对固体火箭发动机喷管进行结构优化设计可以为喷管的设计阶段提供数值参考，从而降低设计、实验成本，在提升发动机的工作性能的同时提高喷管的安全可靠性。
[0003] 目前已有相关通过有限元法分析固体火箭发动机喷管在工作时间内所受的结构失效行为，但是，相关技术存在如下问题：
[0004] 1.对于复合材料在高温条件下的热力物理性能的不确定问题，缺乏有效的方法确定喷管材料性能随温度变化的特性；
[0005] 2.对于喷管各交界面问题处理过于简化，认为始终处于牢固粘接状态，但在一定的高温和剪切力的条件下，胶粘层出现层间滑移，不在有力的传递，如果不考虑界面脱粘、胶层软化失效问题，则会引起较大的计算误差；
[0006] 3.未能考虑喷管在工作时间内发生界面脱粘前后的接触状态，从而导致计算得到的热应力极值位置出现偏差，热应力极值出现错误的现象；
[0007] 4.现有相关分析均采用顺序耦合分析方法计算喷管的热应力问题，没有对完全耦合分析方法和顺序耦合分析方法进行比较，当未考虑温度梯度和应力的相互影响时，采用顺序耦合方法将会引起计算误差；
[0008] 目前结合热破坏应力极值进行喷管的优化设计方法较少，针对降低喷管在工作时间内的热应力极值，提高喷管的安全可靠性，如何能有效选择和优化喷管的几何参数等未有公开报导。
发明内容
[0009] 本发明为了解决上述问题弥补上述现有技术存在的不足，提出一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，以期能在有效降低结构破坏热应力的同时，更加优化喷管结构几何参数的选择和设计，从而为固体火箭发动机喷管的安全可靠性分析和结构设计提供技术支撑。
[0010] 本发明为解决技术问题采用如下方案：
[0011] 本发明一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法，所述固体火箭发动机喷管是由喉衬，外壳体，绝热层和扩张段构成，其特点是：所述优化设计的结构参数包括：扩张段与喉衬的接触倾角、扩张段的轴向长度和扩张段倒钩处的径向厚度；所述优化设计方法按如下步骤进行：
[0012] S1：按如式(1)所示的分段三次Hermite插值法建立固体火箭发动机喷管的材料参数插值模型，并得到材料参数值序列：
[0013]
[0014] 式(1)中，m代表材料参数的种类，取值分别为1,2,3，依次对应为热导率、比热容和m热膨胀系数，n代表分段总数，T表示温度变量，H (T)表示由n个多项式组成的插值多项式组，Ti表示第i+1个温度节点， 表示第i组测量温度区间下的第m种材料参数的插值多项式，并有：
[0015]
[0016] 式(2)中， 为第i组测量温度Ti下的第m种材料参数值， 为通过有限差分法所得到的第m种材料参数值 的导数，ΔTi表示第i组区间温度差，即ΔTi＝Ti‑Ti‑1；
[0017] S2：通过Bartz对流换热公式和一维等熵流模型获得喷管内壁沿轴线方向上不同位置的燃气温度、对流换热系数和压强的参数值序列，并通过拉格朗日插值法建立燃气温度、对流换热系数和压强的解析场；
[0018] S3：初始化所述扩张段与喉衬的接触倾角θ为初始倾角θ0、所述扩张段的轴向长度h为初始轴向长度h0；其中，θ0∈[θmin,θmax]；θmin为最小倾角；θmax为最大倾角；
[0019] S4：根据接触倾角θ和轴向长度h，在三维建模软件中等比例建立喉衬，外壳体，绝热层和扩张段的二维轴对称模型并分别导入ABAQUS软件的part模块中，再通过几何约束进行装配，从而得到初始的喷管有限元分析模型；
[0020] 根据步骤S1中不同种类材料参数的参数值序列分别构建喉衬，外壳体，绝热层和扩张段相对应的材料属性，并设置材料属性方向；
[0021] 根据步骤S2中建立的燃气温度、对流换热系数和压强的解析场，通过坐标映射关系构建燃气温度、对流换热系数和压强的映射解析场；
[0022] S5：利用ABAQUS软件对喷管进行完全热力耦合有限元分析，包括：在ABAQUS软件中设定分析类型和分析时间，设定表面热交换条件和界面脱粘前后的接触类型，设定载荷和几何约束，设定喷管的初始状态，设定网格类型和网格大小，并计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值；
[0023] S6：根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段(4)与喉衬(1)的接触倾角θ为θ+Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ>θmax为止，其中，Δθ表示增量；
[0024] S7：令θ为θ0后，根据所述初始轴向长度h0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段与喉衬的接触倾角θ为θ‑Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ<θmin为止；
[0025] S8：绘制不同接触倾角所对应的热应力‑时间历程曲线C22，并提取各热应力曲线C22中热应力的最大值，从而获得在所述扩张段的初始轴向长度h0之下，接触倾角与热应力最大值之间的关系曲线C33以及接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34；
[0026] S9：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值、所述接触面倾角与最大热应力之间的关系曲线C33、接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34，当扩张段倒钩处的厚度在满足结构强度的范围之内且热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的最优接触倾角θend；
[0027] S10：令接触倾角θ为初始倾角θ0，在ABAQUS软件中调整所述扩张段的轴向长度h为h+Δh后，返回步骤S4顺序执行，直至h＞hmax为止，从而获得不同轴向长度所对应的热应力‑时间曲线C44，并提取各热应力曲线C44中热应力的最大值，进而获得在所述扩张段与喉衬的初始倾角θ0之下，轴向长度与热应力最大值之间的关系曲线C55；
[0028] S11：根据所述热应力曲线C11中热应力最大值，以及所述扩张段轴向长度与最大热应力之间的关系曲线C55，当热应力极值最小时，确定所述发动机喷管结构的扩张段的最优轴向长度hend。
[0029] 本发明所述的固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法的特也在于，将所述S5替换为如下步骤：
[0030] 在ABAQUS软件中对喷管进行顺序热力耦合有限元分析，包括：
[0031] 热传递分析：设定分析时间，设定表面热交换条件，设定界面脱粘前后的接触类型，设定几何约束，设定初始状态、网格类型和网格大小，计算喷管的温度场；
[0032] 热应力分析：设定分析时间，设定载荷，耦合温度场，调整网格类型，并计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值。
[0033] 所述步骤S5包括：
[0034] S5.1a：对初始的喷管有限元分析模型创建瞬态温度‑位移分析模块，设定分析时间为t1，设定每步最大温度改变量为Temp_Max；
[0035] S5.2a：创建表面热交换类型为Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，设定喷管有限元分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
[0036] S5.3a：创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度为Ta，对喷管有限元模型的外壳体设置几何约束；
[0037] S5.4a：设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并设定划分后的单元类型为温度‑位移耦合单元CAX8RT；
[0038] S5.5a：对划分后的喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘前的文件F1；
[0039] S5.6a：建立另一个相同的初始有限元分析模型分析模型并将S5.1a中的分析时间调整为(t2‑t1)，将S5.2a的喷管模型各交界面中扩张段与绝热层的交界面类型调整为表面接触类型，并设定切向和法向的接触属性，将S5.3a中的预定义场Predefined Field设定为初始状态类型并选择文件F1后，按照步骤S5.1a‑步骤5.4a的过程顺序执行，再对划分后的喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘后的文件F2，用于查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
[0040] 所述步骤S5包括：
[0041] S5.1b：对初始的喷管有限元分析模型创建热传递分析模块，设定分析时间为t2，设定每步最大温度改变量为Temp_Max；
[0042] S5.2b：创建表面热交换类型Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，设定分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
[0043] S5.3b：在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度为Ta，对喷管有限元模型的外壳体(2)设置几何约束；
[0044] S5.4b：设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并设定划分后的单元类型为热传递单元DCAX8；
[0045] S5.5b：对划分后的喷管进行瞬态热传递分析，获得喷管温度场文件F3；
[0046] S5.6b：建立另一个相同的初始分析模型并创建静力学分析模块，设定分析时间为t1；
[0047] S5.7b：创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，在预定义场Predefined‑Field中创建初始状态类型并选择文件F3；
[0048] S5.8b：调整单元类型为轴对称应力单元CAX8R后，对喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘前文件F4；
[0049] S5.9b：将S5.6b中的分析时间调整为(t2‑t1)，在S5.7b中增加扩张段与绝热层的交界面类型为表面接触类型并设定切向和法向的接触属性，在S5.7b的预定义场Predefined Field中增加初始状态类型并选择文件F4后，对喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段喷管的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘后的文件F5，用于查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
[0050] 与现有技术比较，本发明有益效果体现在：
[0051] 1.本发明通过数值插值模型解决了高温下复合材料的热物理性能参数的取值范围，能够有效的避免材料参数值的不确定问题；
[0052] 2.本发明方法通过改变界面脱粘前后的接触状态解决了高温下由于界面胶层软化产生的界面脱粘问题，避免了现有方法对界面问题的过于简化而造成的精度差等问题，更为准确的模拟固体火箭发动机喷管的工作状态，且本发明方法适用性高，适用于不同形状的固体火箭发动机喷管的热力耦合分析；
[0053] 3.本发明方法通过获得固体火箭发动机喷管最大热破坏应力与接触倾角和扩张段轴向长度的变化关系曲线，为喷管的结构设计提供可靠的依据，有利于实现最大化降低喷管所受的热破坏，从而提高了喷管的安全可靠性。
附图说明
[0054] 图1为本发明中所用的固体火箭发动机喷管有限元模型的二维剖面图；
[0055] 图2为本发明中固体火箭发动机喷管结构热力耦合分析流程图；
[0056] 图3为本发明中扩张段与喉衬的接触倾角与喷管最大环向应力的关系曲线；
[0057] 图4为本发明中扩张段倒钩处厚度与接触倾角的关系曲线；
[0058] 图中标号：1：喉衬，2：外壳体，3：绝热层，4：扩张段。
具体实施方式
[0059] 参见图1，本实施例中，固体火箭发动机喷管是由喉衬1，外壳体2，绝热层3和扩张段4构成；一种固体火箭发动机喷管结构参数的优化设计方法中，所优化设计的结构参数包括：扩张段4与喉衬1的接触倾角θ、扩张段4的轴向长度h和扩张段4倒钩处的径向厚度d；
[0060] S1：按如式(1)所示的分段三次Hermite插值法建立固体火箭发动机喷管的材料参数插值模型，并得到材料参数值序列：
[0061]
[0062] 式(1)中，m代表材料参数的种类，取值分别为1,2,3，依次对应为热导率、比热容和m热膨胀系数，n代表分段总数，T表示温度变量，H (T)表示由n个多项式组成的插值多项式组，Ti表示第i+1个温度节点， 表示第i组测量温度区间下的第m种材料参数的插值多项式，并有：
[0063]
[0064] 式(2)中， 为第i组测量温度Ti下的第m种材料参数值， 为通过有限差分法所得到的第m种材料参数值 的导数，ΔTi表示第i组区间温度差，即ΔTi＝Ti‑Ti‑1；
[0065] S2：通过Bartz对流换热公式和一维等熵流模型获得喷管内壁沿轴线方向上不同位置的燃气温度、对流换热系数和压强的参数值序列，并通过拉格朗日插值法建立燃气温度、对流换热系数和压强的解析场；
[0066] S3：初始化扩张段4与喉衬1的接触倾角θ为初始倾角θ0、扩张段4的轴向长度h为初始轴向长度h0；其中，θ0∈[θmin,θmax]；θmin为给定的最小倾角；θmax为给定的最大倾角；
[0067] S4：根据接触倾角θ和轴向长度h，在三维建模软件中等比例建立喉衬1，外壳体2，绝热层3和扩张段4的二维轴对称模型后，分别以草图的方式导入ABAQUS软件的part模块中，并在装配模块assembly中通过几何约束进行装配，从而得到初始的喷管有限元分析模型，如图1所示；
[0068] 在属性模块property中，根据步骤S1中不同种类材料参数的参数值序列分别构建喉衬1外壳体2，绝热层3和扩张段4相对应的材料属性，并设置材料属性方向；
[0069] 根据步骤S2中建立的燃气温度、对流换热系数和压强的解析场，通过坐标映射关系构建燃气温度、对流换热系数和压强的映射解析场；
[0070] S5：利用ABAQUS软件对喷管进行完全热力耦合有限元分析，包括：在ABAQUS软件分析模块step中设定分析类型和分析时间，在相互作用模块Interaction中设定表面热交换条件和界面脱粘前后的接触类型，在载荷模块Load中设定载荷、几何约束和喷管的初始状态，在网格模块mesh中设定网格类型和网格大小后，计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值。喷管完全热力耦合分析流程如图2所示；
[0071] 本实施例中，步骤S5具体包括：
[0072] S5.1a：在ABAQUS软件的step模块中对初始的喷管有限元分析模型创建瞬态温度‑位移分析模块Transient‑Coupled temp‑displacement，设定分析时间为t1，设定每步最大温度改变量Max.allowable temperature change per increment为人为给定的Temp_Max；
[0073] S5.2a：在Interaction模块中创建表面热交换类型为Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，将其分别对应为Surface film condition中的Definition和Sink definition，在Constraint中设定分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
[0074] S5.3a：在Load模块中创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，将其设置为Distribution，在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度Temperature为Ta，对喷管有限元模型的外壳体2设置几何约束为Symmetry/Antisymmetry/Encastre；
[0075] S5.4a：在Mesh模块中设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并在Element Type中设定划分后的单元类型为温度‑位移耦合CoupledTemperature‑Displacement二阶单元CAX8RT；
[0076] S5.5a：在Job模块中对划分后的喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘前的文件F1；
[0077] S5.6a：在ABAQUS软件的part模块中建立另一个相同的初始有限元分析模型分析模型并将S5.1a中的分析时间调整为(t2‑t1)，将S5.2a的喷管模型各交界面中扩张段4与绝热层3的交界面类型调整为表面接触类型，并设定切向和法向的接触属性，将S5.3a中的预定义场PredefinedField设定为初始状态类型并选择文件F1后，按照步骤S5.1a‑步骤5.4a的过程顺序执行，再对划分后的喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段的瞬态完全热力耦合分析，获得脱粘后的文件F2，在可视化模块visualization中查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
[0078] S6：根据初始轴向长度h0，在ABAQUS软件part模块中调整扩张段4与喉衬1的接触倾角θ为θ+Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ>θmax为止，其中，Δθ表示增量大小；
[0079] S7：令θ为θ0后，根据初始轴向长度h0，在ABAQUS软件part模块中调整扩张段4与喉衬1的接触倾角θ为θ‑Δθ后，返回步骤S4顺序执行，直到θ<θmin为止；
[0080] S8：依据步骤S6和S7的结果，绘制不同接触倾角所对应的热应力‑时间历程曲线C22，并提取各热应力曲线C22中热应力的最大值，从而获得在扩张段4的初始轴向长度h0之下，接触倾角与热应力最大值之间的关系曲线C33以及接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34；
[0081] S9：根据热应力曲线C11中热应力最大值、接触面倾角与最大热应力之间的关系曲线C33，如图3所示、接触倾角对应的扩张段倒钩处径向厚度之间的关系曲线C34，如图4所示，当扩张段倒钩处的厚度在满足结构强度的范围之内且热应力极值最小时，确定发动机喷管结构的最优接触倾角θend；
[0082] S10：令接触倾角θ为初始倾角θ0，在ABAQUS软件中part模块中调整扩张段4的轴向长度h为h+Δh后，返回步骤S4顺序执行，直至h＞hmax为止，其中，hmax为给定最大轴向长度，从而获得不同轴向长度所对应的热应力‑时间曲线C44，并提取各热应力曲线C44中热应力的最大值，进而获得在扩张段4与喉衬1的初始倾角θ0之下，轴向长度与热应力最大值之间的关系曲线C55；
[0083] S11：根据热应力曲线C11中热应力最大值，以及扩张段轴向长度与最大热应力之间的关系曲线C55，当热应力极值最小时，确定发动机喷管结构的扩张段4的最优轴向长度hend。
[0084] 具体实施中，步骤S5替换为如下步骤：
[0085] 在ABAQUS软件中对喷管进行顺序热力耦合有限元分析，从而与完全热力耦合有限元分析形成对比，以提升分析结果的可靠性，包括：
[0086] 先进行热传递分析：在分析模块step中设定分析时间，在相互作用模块Interaction中设定表面热交换条件、界面脱粘前后的接触类型，在载荷模块Load中设定几何约束、初始状态，在网格模块mesh中设定网格类型和网格大小后，计算喷管的温度场结果并导出；
[0087] 然后进行热应力分析：在分析模块step中设定分析时间，在载荷模块Load中设定载荷、耦合温度场，在网格模块mesh中调整网格类型后，计算获得热应力‑时间历程曲线C11，从而提取热应力曲线C11中热应力最大值。
[0088] 具体实施中，步骤S5具体包括：
[0089] S5.1b：在ABAQUS软件的step模块中对初始的喷管有限元分析模型创建热传递分析模块Transient‑Heat transfer，设定分析时间为喷管工作时间t2，设定每步最大温度改变量Max.allowable temperature change per increment为人为给定的Temp_Max；
[0090] S5.2b：在Interaction模块中创建表面热交换类型Surface film condition，并对喷管有限元分析模型施加对流换热系数和燃气温度，将其分别对应为Surface film condition中的Definition和Sinkdefinition，在Constraint中设定分析模型的各交界面为Tie绑定类型；
[0091] S5.3b：在预定义场Predefined‑Field中设置环境温度Temperature为Ta，对喷管有限元模型的外壳体2设置几何约束为Symmetry/Antisymmetry/Encastre；
[0092] S5.4b：在Mesh模块中设定面网格的尺寸后对喷管进行单元划分，并在Element Type中设定划分后的单元类型为热传递Heat Transfer二阶单元DCAX8；
[0093] S5.5b：在Job模块中对划分后的喷管进行瞬态热传递分析，获得喷管温度场文件F3；
[0094] S5.6b：建立另一个相同的初始分析模型并创建静力学分析模块，设定分析时间为t1；
[0095] S5.7b：在Load模块中创建载荷类型为Pressure，并对喷管有限元分析模型施加压强，将其设置为Distribution，在预定义场Predefined‑Field中创建初始状态类型并选择已经计算完成的喷管温度场文件F3；
[0096] S5.8b：调整单元类型为轴对称应力Axisymmetric Stress二阶单元CAX8R后，在Job模块中对喷管进行界面脱粘前所在的0～t1时间段的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘前文件F4；
[0097] S5.9b：将S5.6b中的分析时间调整为(t2‑t1)，在S5.7b中增加扩张段4与绝热层3的交界面类型为表面接触Contact类型并设定切向Tangential Behavior‑Penalty为0.25，设定法向为Normal Behavior，在S5.7b的预定义场Predefined Field中增加初始状态类型并选择文件F4后，在Job模块中对喷管进行界面脱粘所在的t1～t2时间段喷管的瞬态顺序热力耦合分析，获得脱粘后的文件F5，在可视化模块visualization查询0～t2时间内喷管装配体的热应力。
