空投裝備緩沖氣囊匹配設(shè)計與仿真計算研究

洪煌杰，王紅巖，李建陽，呂哲源，芮強(qiáng)

?

空投裝備緩沖氣囊匹配設(shè)計與仿真計算研究

洪煌杰1，王紅巖2，李建陽3，呂哲源2，芮強(qiáng)2

（1.工程兵科研一所，江蘇 無錫 214035；2.裝甲兵工程學(xué)院 機(jī)械工程系，北京 100072；3.裝備學(xué)院 昌平士官學(xué)校，北京 102249）

目的解決緩沖氣囊的研制周期長、成本高而設(shè)計效果卻不夠理想的問題。方法針對這個問題，對緩沖氣囊的著陸緩沖過程進(jìn)行解析建模，然后通過參數(shù)的無量綱化，將緩沖氣囊的解析計算模型轉(zhuǎn)化成無量綱動力學(xué)模型。借助緩沖氣囊參數(shù)匹配圖，根據(jù)試驗(yàn)需求對氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行匹配設(shè)計，然后采用有限元方法對氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行建模分析。結(jié)果搭建了氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)，進(jìn)行了氣囊跌落緩沖試驗(yàn)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了參數(shù)匹配方法的有效性，并利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對有限元仿真計算結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，配重平臺最大加速度和氣囊最大壓強(qiáng)的誤差分別為1.6%和3.1%。結(jié)論有限元仿真的精度可以滿足分析要求，基本反映了實(shí)際的氣囊緩沖特性。

緩沖氣囊；參數(shù)匹配圖；有限元方法；跌落緩沖試驗(yàn)

由于緩沖氣囊具有緩沖效果好、結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、折疊體積小、可回收利用、成本低廉等優(yōu)點(diǎn)，在裝備空投中得到了廣泛的應(yīng)用。我國主要經(jīng)過反復(fù)的跌落試驗(yàn)來確定緩沖氣囊參數(shù)，使得緩沖氣囊的研制周期長、成本高而設(shè)計效果卻不夠理想。如果能在初始設(shè)計時計算出緩沖氣囊參數(shù)的匹配范圍，并對設(shè)計的緩沖氣囊進(jìn)行仿真分析，就能有效減少跌落試驗(yàn)次數(shù)，提高緩沖氣囊設(shè)計效率和匹配成功率。因此，有必要對緩沖氣囊匹配設(shè)計與仿真計算方法進(jìn)行研究，使緩沖氣囊能較好地保護(hù)裝備。

最早對緩沖氣囊的研究是從試驗(yàn)研究開始的，通過以投放為主的試驗(yàn)研究氣囊緩沖性能，檢驗(yàn)氣囊緩沖系統(tǒng)是否有效。Wright-Patterson空軍基地對三種桶型緩沖氣囊進(jìn)行了試驗(yàn)測試，對緩沖效果進(jìn)行評估與對比，并通過35次圓柱形緩沖氣囊的投放試驗(yàn)得到變排氣孔面積緩沖氣囊比固定排氣孔面積緩沖氣囊緩沖效率高的結(jié)論[1—2]。為了更方便快捷地研究氣囊的緩沖特性，國內(nèi)外專家學(xué)者采用解析方法建立了緩沖氣囊的解析分析模型，對緩沖氣囊進(jìn)行了大量的研究。北京航空航天大學(xué)的楊春信等人基于熱力學(xué)方法建立了氣囊緩沖過程仿真模型，并且考慮了在實(shí)際緩沖過程中緩沖氣囊的壓縮變形情況和排氣孔面積大小的變化，仿真計算了緩沖過程中的最大過載、緩沖時間等緩沖特性[3]。有限元技術(shù)隨著計算技術(shù)的發(fā)展在氣囊緩沖特性分析中被廣泛地采用。美國的Taylor采用顯式有限元方法對重裝空投的氣囊緩沖技術(shù)進(jìn)行了仿真分析[4]。湖南大學(xué)的文桂林等人建立了雙氣室新型緩沖氣囊的有限元模型，并以氣囊體積為優(yōu)化目標(biāo)，對氣囊的設(shè)計參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計[5]。從國內(nèi)外的研究現(xiàn)狀來看，對氣囊緩沖技術(shù)的研究主要采用三種方法：試驗(yàn)方法、解析方法和有限元方法。試驗(yàn)方法能最直接和最真實(shí)地反映氣囊緩沖特性，但是對于大型裝備緩沖氣囊的試驗(yàn)測試難度大、重復(fù)性差、成本高、周期長、安全性低，而且有些極端工況無法通過試驗(yàn)來實(shí)現(xiàn)。解析方法是通過分析緩沖氣囊壓縮過程中內(nèi)部氣體參數(shù)的變化規(guī)律來研究氣囊緩沖特性，該方法簡便易行，計算精度能滿足一般工程需要，但無法準(zhǔn)確計算緩沖氣囊的變形。有限元方法通過對緩沖氣囊劃分網(wǎng)格，計算緩沖氣囊壓縮過程中任意時刻的變形，以及變形引起的內(nèi)部氣體參數(shù)的變化。該方法建模復(fù)雜、運(yùn)算量大，但是計算較準(zhǔn)確，可以模擬緩沖氣囊的變形情況，而且可以計算在特殊著陸工況下氣囊的緩沖特性。

文中基于解析方法對空投裝備的緩沖氣囊參數(shù)進(jìn)行匹配設(shè)計，并建立氣囊緩沖系統(tǒng)的有限元模型進(jìn)行仿真計算，然后采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對模型進(jìn)行驗(yàn)證。

1 緩沖氣囊參數(shù)匹配方法

1.1 著陸緩沖過程的解析計算模型

裝備經(jīng)過空投著陸，緩沖氣囊首先著地并被迅速壓縮，緩沖氣囊內(nèi)氣體壓強(qiáng)升高，從而產(chǎn)生內(nèi)外壓差，使裝備減速，起到緩沖作用。排氣孔在滿足條件時開啟，緩沖氣囊開始向外排氣，以防止內(nèi)部壓力過高，裝備仍繼續(xù)下落，直至完成整個工作過程[6]。

緩沖氣囊著陸緩沖過程的解析建模一般采用以下假設(shè)[7—8]：

1）緩沖氣囊內(nèi)氣體遵從理想氣體狀態(tài)方程。

2）由于氣囊壁導(dǎo)熱較差，而且著陸緩沖過程時間極短，認(rèn)為著陸緩沖過程為絕熱壓縮過程。

3）由于緩沖氣囊內(nèi)各處氣體壓強(qiáng)相差不大，假設(shè)緩沖氣囊內(nèi)各處氣體壓強(qiáng)始終處處相等。

4）由于氣囊壁漏氣量極小，假設(shè)緩沖氣囊內(nèi)氣體僅從排氣孔流出。

5）在低速情況下氣動阻力極小，可以忽略不計。

根據(jù)上述假設(shè)，可以將單個緩沖氣囊簡化為類似汽缸的容器。

著陸緩沖過程裝備受到緩沖氣囊內(nèi)氣體壓力、大氣環(huán)境壓力和重力的作用，因此裝備的平衡方程為：

式中：e為裝備質(zhì)量；為裝備加速度；為氣囊壓強(qiáng)；c為大氣環(huán)境壓強(qiáng)；t為裝備底部與緩沖氣囊頂部的接觸面積；為重力加速度。

緩沖氣囊內(nèi)任意時刻氣囊壓強(qiáng)為：

式中：0為氣囊初始壓強(qiáng)；為氣囊內(nèi)氣體質(zhì)量；0為氣囊內(nèi)氣體初始質(zhì)量；為氣囊內(nèi)氣體體積；0為氣囊內(nèi)氣體初始體積。

緩沖氣囊通過排氣孔排氣的過程可以近似為氣體壓縮經(jīng)薄壁小孔排出，是可壓縮流體的絕熱流動[9]。

式中：為比熱比；為流量系數(shù)；v為排氣孔面積；為氣體常數(shù)；0為緩沖氣囊內(nèi)氣體初始溫度。

在臨界流動狀態(tài)下，氣囊壓強(qiáng)繼續(xù)增加時，排氣孔處氣體流速仍為聲速，排氣孔處氣體壓強(qiáng)v等于臨界壓強(qiáng)cr，大于大氣環(huán)境壓強(qiáng)c，存在著一個壓差，即排氣孔外存在一個擾動。因?yàn)榇藭r排氣孔處氣體流速已達(dá)聲速，擾動不能穿越聲速面，所以不能影響排氣孔處氣體的流動，此時排氣孔處氣體的狀態(tài)稱為超臨界狀態(tài)[10]。氣流自排氣孔流出后，遇到低壓氣流將會繼續(xù)膨脹，使壓強(qiáng)由排氣孔處的臨界壓強(qiáng)降低到大氣環(huán)境壓強(qiáng)。此時的排氣孔流量公式仍為式（4）。

1.2 無量綱動力學(xué)模型

緩沖氣囊參數(shù)匹配是通過緩沖氣囊參數(shù)（包括氣囊尺寸和排氣孔面積）的組合搭配使氣囊緩沖性能滿足實(shí)際要求。在參數(shù)的組合搭配中，由于各個參數(shù)量綱不同而不便于計算分析，因此，在緩沖氣囊參數(shù)匹配中可以進(jìn)行無量綱化處理。這樣使得運(yùn)算更為簡單，進(jìn)行數(shù)值計算更為方便，便于進(jìn)行數(shù)學(xué)處理。

在對緩沖氣囊的計算中，排氣孔流量大小與任意時刻緩沖氣囊內(nèi)氣體減少的質(zhì)量相等，即：

式中：v為排氣孔處氣體密度；b為氣囊底面積。

式中：c為大氣環(huán)境密度；為氣囊內(nèi)外壓強(qiáng)比。

式中：為時間因子；為氣囊剩余高度比；0為著陸初速度。

式中：c為大氣環(huán)境溫度。

式中：為排氣孔面積因子；，，為以為自變量的函數(shù)。

(11)

式中：為氣囊高度因子；為物體質(zhì)量因子。

1.3 緩沖氣囊參數(shù)匹配范圍

在無量綱動力學(xué)模型中，物體質(zhì)量因子、氣囊高度因子和排氣孔面積因子為三個最主要的輸入?yún)⒘?，根?jù)設(shè)計要求則可以得到最大加速度因子max、著陸末速度比1和緩沖時間因子1。對于最大加速度因子，為滿足減速要求，最大加速度應(yīng)大于一定值，而為控制沖擊，最大加速度不應(yīng)過大，因此一般應(yīng)在4~20之間，即4≤max≤20。對于著陸末速度比，通常著陸末速度應(yīng)不超過著陸初速度的一半，即1≤0.5。對于緩沖時間因子，一般有1≤3。

對于給定的物體質(zhì)量因子，將不同氣囊高度因子和排氣孔面積因子的組合輸入無量綱動力學(xué)仿真模型進(jìn)行求解計算，可以求得坐標(biāo)圖區(qū)域相應(yīng)的最大加速度因子、著陸末速度比和緩沖時間因子，可在同一坐標(biāo)圖中標(biāo)示出最大加速度因子、著陸末速度比和緩沖時間因子的等值曲線。當(dāng)最大加速度因子、著陸末速度比和緩沖時間因子均在限定范圍內(nèi)時，由邊界等值曲線圍成的坐標(biāo)圖區(qū)域?yàn)榫彌_氣囊參數(shù)匹配范圍，此圖為緩沖氣囊參數(shù)匹配圖。物體質(zhì)量因子為16.78時的緩沖氣囊參數(shù)匹配如圖1所示。

對于給定的物體質(zhì)量，可以從緩沖氣囊參數(shù)匹配范圍中選取合適的氣囊高度因子和排氣孔面積因子的組合，然后轉(zhuǎn)化為實(shí)際尺寸的氣囊高度和排氣孔面積。圖1中所標(biāo)五角星為某型空投裝備緩沖氣囊的參數(shù)組合位置，可以看出該參數(shù)組合位置位于緩沖氣囊參數(shù)匹配范圍中，但著陸末速度偏大，較可能與地面產(chǎn)生較大沖擊，若設(shè)置較嚴(yán)格的邊界條件如1≤0.4，該參數(shù)組合將位于緩沖氣囊參數(shù)參數(shù)匹配范圍外。

圖1 W為16.78時的緩沖氣囊參數(shù)匹配

2 氣囊緩沖系統(tǒng)設(shè)計與有限元建模

2.1 氣囊緩沖系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)緩沖氣囊參數(shù)匹配方法設(shè)計一套滿足小質(zhì)量配重跌落緩沖要求的緩沖氣囊系統(tǒng)。設(shè)定環(huán)境壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓（101 325 Pa），溫度為293.15 K，總配重質(zhì)量為440 kg，著陸初速度為6 m/s，要求著陸末速度不大于2 m/s，著陸緩沖過程沖擊加速度不大于15。在上述條件下對氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計。

為保證氣囊緩沖系統(tǒng)的穩(wěn)定性，氣囊緩沖系統(tǒng)由四個獨(dú)立、相同的緩沖氣囊組成，對稱分布地連接于配重下方。每個緩沖氣囊均為長方體形充氣式緩沖氣囊，緩沖氣囊上開設(shè)進(jìn)氣孔和排氣孔。進(jìn)氣孔設(shè)于緩沖氣囊頂部，通過配重上安裝的進(jìn)氣閥由氣瓶充氣。排氣孔由圓形鋼圈與爆破膜組成，設(shè)于緩沖氣囊外側(cè)面中部。

假定緩沖氣囊與配重接觸面積c為900 mm×360 mm，結(jié)合單氣囊配重質(zhì)量110 kg，可以由物體質(zhì)量因子公式得到物體質(zhì)量因子為30.45。根據(jù)緩沖氣囊參數(shù)匹配方法可以得到物體質(zhì)量因子為30.45時的緩沖氣囊參數(shù)匹配圖，如圖2所示。

圖2 W為30.45時的緩沖氣囊參數(shù)匹配

參考著陸末速度不大于2 m/s，著陸緩沖過程沖擊加速度不大于15的設(shè)計要求，并以0.8的安全系數(shù)考慮，所需求的緩沖氣囊參數(shù)匹配區(qū)域?yàn)橛蒻ax=4，max=12，1=0.3以及1=3四條等值曲線包圍而成的區(qū)域。在該區(qū)域中選取=0.1143，=0.8785的參數(shù)組合，如圖3中的五角星位置，該位置點(diǎn)的參數(shù)組合滿足設(shè)計要求。

由于緩沖氣囊外側(cè)面的排氣孔由圓形鋼圈與爆破膜組成，為防止配重與圓形鋼圈在著陸緩沖過程中的碰撞，緩沖氣囊外側(cè)應(yīng)超出配重側(cè)面。因此緩沖氣囊的底面積b應(yīng)大于緩沖氣囊與配重的接觸面積c，設(shè)計為900 mm×480 mm。根據(jù)氣囊高度因子與排氣孔面積因子的公式，可以得到氣囊高度0與排氣孔面積v，如式（13）和式（14）所示。

(14)

因此通過緩沖氣囊參數(shù)匹配可以得到氣囊尺寸為900 mm×480 mm×420 mm，排氣孔直徑為100 mm。

2.2 緩沖氣囊有限元建模

緩沖氣囊的有限元建模中最早使用且最常用的方法是控制體積法[11]。控制體積法將緩沖氣囊定義為不斷變化的控制體積，如圖3所示。與解析方法相同，控制體積法假設(shè)控制體積內(nèi)的氣體為理想氣體，且與外部環(huán)境沒有熱交換，在任意時刻控制體積內(nèi)各處的壓強(qiáng)和溫度是均一的?？刂企w積內(nèi)的氣體狀態(tài)方程與解析方法是一致的。

圖3 控制體積法

控制體積法中控制體積為控制表面包圍的體積，控制表面則由氣囊織物進(jìn)行網(wǎng)格劃分所得到的殼單元組成。在時刻，緩沖氣囊的控制體積可以由氣囊壁單元的位置、方向和表面積通過格林定理計算得到，即：

將時刻緩沖氣囊內(nèi)氣體的均勻壓力作用于氣囊壁內(nèi)表面，結(jié)合其他受力條件，可以計算得到緩沖氣囊的變形。根據(jù)變形情況又可以計算出下一時刻緩沖氣囊的控制體積。

文中研究氣囊緩沖系統(tǒng)的著陸緩沖過程，對于空投前緩沖氣囊的折疊狀態(tài)與空投過程中緩沖氣囊的展開過程不予考慮，只需建立已展開狀態(tài)的緩沖氣囊。實(shí)際的緩沖氣囊含有進(jìn)氣孔和排氣孔，但格林定理的應(yīng)用需采用閉合表面，所以將孔洞處理為有限元單元，使單個緩沖氣囊的有限元模型為封閉的模型，各面殼單元的法向方向均指向緩沖氣囊外側(cè)。劃分有限元網(wǎng)格后的氣囊緩沖系統(tǒng)如圖4所示。

圖4 配重平臺-氣囊緩沖系統(tǒng)的有限元模型

2.3 接觸模型

接觸和碰撞問題是一個典型且復(fù)雜的非線性力學(xué)問題，經(jīng)常同時涉及到材料非線性、幾何非線性和狀態(tài)非線性三種非線性[12]。接觸和碰撞問題的復(fù)雜主要在于接觸碰撞中，邊界條件不但是未知的，而且是不斷變化的，需要在計算求解過程中確定，接觸力的法向分量只能是壓力、接觸界面的摩擦條件和接觸物體不可相互侵入這一些接觸條件更是有別于普通約束條件。氣囊緩沖系統(tǒng)在著陸緩沖過程中正存在這樣的接觸和碰撞問題，對接觸模型的定義顯得尤為重要。

由于緩沖氣囊被固定在裝備下面，假設(shè)裝備與氣囊緩沖系統(tǒng)上表面的連接是完全固定的，相互之間無滑動，可以采用綁定接觸[13]對其進(jìn)行描述。從嚴(yán)格意義上講，綁定接觸更大程度上是一種節(jié)點(diǎn)運(yùn)動約束。裝備底部定義為主表面，氣囊緩沖系統(tǒng)上表面定義為從表面。從表面上的一系列從節(jié)點(diǎn)被剛性連接到主表面上。從節(jié)點(diǎn)的力和力矩被轉(zhuǎn)移到主表面上，并根據(jù)主表面的運(yùn)動強(qiáng)制運(yùn)動，從節(jié)點(diǎn)的位移與主表面保持一致。

在著陸緩沖過程中，各個緩沖氣囊會發(fā)生較大的壓縮變形，各個緩沖氣囊的不同部分以及鄰近的緩沖氣囊之間都會發(fā)生接觸，從而影響緩沖氣囊各個時刻的變化形狀，進(jìn)而影響氣囊體積、氣囊壓強(qiáng)以及裝備速度。采用點(diǎn)面接觸對各個緩沖氣囊的不同部分以及鄰近的緩沖氣囊之間的接觸關(guān)系進(jìn)行描述。對于不同的緩沖氣囊，緩沖氣囊之間互為主從表面。對于同一個緩沖氣囊，緩沖氣囊的各部分既是主表面又是從表面，其接觸又可稱為自接觸[14]。另外，考慮到緩沖氣囊與裝備的其他部位可能產(chǎn)生的接觸，對緩沖氣囊側(cè)面與裝備側(cè)面較接近的部位同樣定義點(diǎn)面接觸，以相對較硬的部分裝備側(cè)面為主表面。

上述點(diǎn)面接觸采用罰函數(shù)法[15]進(jìn)行求解。采用參考距離用于判斷從節(jié)點(diǎn)是否與主表面發(fā)生接觸，一般為主表面占據(jù)的厚度空間。當(dāng)從節(jié)點(diǎn)穿透到主表面由參考距離決定大小的空間里，就認(rèn)為該主表面和該從節(jié)點(diǎn)發(fā)生了接觸，而從節(jié)點(diǎn)在參考空間之外時則不做任何處理。一旦接觸發(fā)生，罰函數(shù)法就從發(fā)生接觸的從節(jié)點(diǎn)在主表面的投影點(diǎn)上向該從節(jié)點(diǎn)施加一個使從節(jié)點(diǎn)向外離開參考空間的法向接觸力。這個力的大小與從節(jié)點(diǎn)侵入?yún)⒖伎臻g的深度、主面剛度成正比：

式中：n為法向接觸力；為穿透深度；n為主表面的外法線單位矢量；k為主表面的剛度。

3 氣囊跌落緩沖試驗(yàn)與驗(yàn)證

3.1 氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)

直接進(jìn)行氣囊緩沖系統(tǒng)空投試驗(yàn)的周期長且成本巨大，因此采用根據(jù)參數(shù)匹配方法設(shè)計緩沖氣囊，配合小質(zhì)量配重平臺進(jìn)行緩沖氣囊的室內(nèi)跌落緩沖試驗(yàn)，對仿真建模方法以及緩沖氣囊設(shè)計方案進(jìn)行驗(yàn)證。

整個氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)由試驗(yàn)對象、懸掛釋放裝置、試驗(yàn)測試系統(tǒng)以及高速攝像系統(tǒng)四個部分組成。其中試驗(yàn)對象包括氣囊緩沖系統(tǒng)和配重平臺。

根據(jù)緩沖氣囊參數(shù)匹配得到的氣囊尺寸對緩沖氣囊進(jìn)行加工制作。緩沖氣囊由兩層織物制成，內(nèi)層材料為涂層錦絲綢，透氣量小，主要用于減少緩沖氣囊內(nèi)氣體通過氣囊壁泄漏。外層材料為錦絲帆綢，強(qiáng)度較大，主要用于使氣囊壁能承受較大的壓力。緩沖氣囊外層縫有加強(qiáng)帶，用以加強(qiáng)氣囊織物的強(qiáng)度。

配重平臺為長方體構(gòu)型，鋼板結(jié)構(gòu)，中心位于平臺幾何中心。平臺設(shè)置吊掛裝置，通過四條吊繩與吊點(diǎn)連接，吊點(diǎn)在重心上方以保持配重平臺姿態(tài)平衡。平臺底部為長方形平面，連接固定四個均布的緩沖氣囊。平臺上四角布置并固定配重塊，用于配重平臺重量的調(diào)節(jié)。平臺上還設(shè)有四個進(jìn)氣閥，連接四個緩沖氣囊頂部的進(jìn)氣孔，用于分別對四個緩沖氣囊充氣。

跌落緩沖試驗(yàn)在光線照明充足的室內(nèi)進(jìn)行，室內(nèi)環(huán)境為常溫常壓無風(fēng)環(huán)境。氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)各部分連接如圖5所示。

圖5 氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)

3.2 有限元仿真結(jié)果驗(yàn)證

采用配重質(zhì)量為435 kg、著陸初速度為6 m/s、充氣情況為基本滿的工況進(jìn)行仿真計算，可以得到配重平臺加速度和氣囊壓強(qiáng)的仿真曲線，并與相同工況的試驗(yàn)曲線進(jìn)行對比，如圖6和圖7所示。

可以看出，配重平臺加速度和氣囊壓強(qiáng)的仿真曲線與試驗(yàn)曲線的一致性較好。有限元仿真中配重平臺最大加速度和氣囊最大壓強(qiáng)分別為13.51和0.1315 MPa，其試驗(yàn)值分別為13.30和0.1275 MPa，誤差分別為1.6%和3.1%。同樣地，對不同配重質(zhì)量、著陸初速度的工況進(jìn)行驗(yàn)證，氣囊緩沖特性試驗(yàn)各工況誤差對見表1。

可以看出各工況的誤差很小，有限元仿真的精度可以滿足分析要求，基本反映了實(shí)際的氣囊緩沖特性。仿真的誤差的產(chǎn)生主要來自于以下幾點(diǎn)。

1）有限元仿真模型經(jīng)過了一定的簡化處理，與實(shí)際的配重平臺-氣囊緩沖系統(tǒng)有一定的差異，且為控制有限元仿真模型的規(guī)模，有限元網(wǎng)格劃分控制在可接受程度。

2）仿真計算中假設(shè)排氣孔面積為設(shè)計大小，未對可能影響排氣孔面積大小的個別情況加以考慮。在試驗(yàn)中可能出現(xiàn)爆破膜未完全沖開的情況，導(dǎo)致排氣孔面積大小與設(shè)計大小不一致。

3）試驗(yàn)中配重平臺-氣囊緩沖系統(tǒng)仍存在極小的姿態(tài)，不可能與仿真計算一樣純垂直下落，對緩沖氣囊的緩沖效果造成一定的影響。

圖6 配重平臺加速度曲線對比

圖7 氣囊壓強(qiáng)曲線對比

表1 氣囊跌落緩沖試驗(yàn)各工況誤差

4 結(jié)論

1）對緩沖氣囊的著陸緩沖過程進(jìn)行了解析建模，然后通過參數(shù)的無量綱化，將緩沖氣囊的解析計算模型轉(zhuǎn)化成無量綱動力學(xué)模型。借助緩沖氣囊參數(shù)匹配圖，得到適合給定物體質(zhì)量因子的氣囊高度因子和排氣孔面積因子的可能參數(shù)組合。

2）利用緩沖氣囊參數(shù)匹配方法，根據(jù)試驗(yàn)需求對氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行了匹配設(shè)計。搭建了氣囊跌落緩沖試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了氣囊跌落緩沖試驗(yàn)。

3）進(jìn)行了氣囊緩沖系統(tǒng)的有限元仿真分析。采用有限元方法對氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行建模分析，并利用相同工況的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對仿真結(jié)果進(jìn)行了對比驗(yàn)證。結(jié)果表明，有限元仿真的精度可以滿足分析要求，基本反映了實(shí)際的氣囊緩沖特性。

[1] MADAFER C. Evaluation of Three Types of Airbag Decelerators by Drop Tests[R]. Ohio: Wright Patterson AFB, 1953.

[2] TOMCSAK S. Decelerator Bag Study[R]. Ohio: Wright Patterson AFB, 1960.

[3] 王亞偉, 楊春信, 柯鵬, 等. 貨臺空投系統(tǒng)氣囊緩沖過程仿真[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報, 2007, 19(14): 3176—3179.

[4] [4] ANTHONY P T. Investigation of the Application of Airbag Technology to Provide a Softlanding Capability for Military Heavy Airdrop[J]. AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, 2016, 16: 2001—2045.

[5] 文桂林, 樂永祥, 尹漢鋒, 等. 雙氣室緩沖氣囊多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化[J]. 湖南大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版), 2010, 37(7): 27—31.

[6] 李建陽, 王紅巖, 芮強(qiáng), 等. 自充氣式氣囊緩沖特性試驗(yàn)研究[J]. 振動與沖擊, 2014, 33(4): 119—123.

[7] 李建陽, 王紅巖, 芮強(qiáng), 等. 空投緩沖氣囊有限元模型修正方法[J]. 兵工學(xué)報, 2015, 36(4): 752—757.

[8] ZHANG Jun-yuan, JIN Yang, XIE Li-zhe, et al. Establishment and Validation for the Theoretical Model of the Vehicle Airbag[J]. Chinese Journal of Mechanical Engineering. 2015, 28(3): 487—495.

[9] 羅惕乾. 流體力學(xué)[M]. 北京: 機(jī)械工業(yè)出版社, 2003.

[10] 何立明, 趙罡, 程邦勤. 氣體動力學(xué)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2009.

[11] WANG J T, NEFSKE J. A New CAL3D Airbag Inflation Model [R]. SAE Paper No 880654, 1988.

[12] 王勖成. 有限單元法[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2003.

[13] 歐賀國, 方獻(xiàn)軍, 洪清泉. RADIOSS理論基礎(chǔ)與工程應(yīng)用[M]. 北京: 機(jī)械工業(yè)出版社, 2013.

[14] 馬志雄. 轎車臺車試驗(yàn)方法及側(cè)面約束系統(tǒng)數(shù)學(xué)仿真技術(shù)研究[D]. 武漢: 武漢理工大學(xué), 2008.

[15] WANG Hong-yan, HONG Huang-jie, HAO Gui-xiang, et al. Characteristic Verification and Parameter Optimization of Airbags Cushion System for Airborne Vehicle[J]. Chinese Journal of Mechanical Engineering, 2014, 27(1): 50—57.

Matching Design and Simulating Calculation of Airbag for Airdropping Equipment

HONG Huang-jie1, WANG Hong-yan2, LI Jian-yang3, LYU Zhe-yuan2, RUI Qiang2

(1.Wuxi First Research Institute, Wuxi 214035, China; 2.Department of Mechanical Engineering, Academy of Armored Force Engineering, Beijing 100072, China; 3.Academy of Equipment, Beijing 102249, China)

Objective To solve the problem of long development cycle, high cost and unsatisfactory design effect of airbag. Methods In view of this problem, the cushioning process of airbag was modeled by analytical method. Through the non dimensional parameters, the analytical model was transformed into a non dimensional dynamical model. By means of the airbag parameter matching chart, the airbag cushion system was designed for matching based on test requirement. Then the model of airbag cushion system was established and analyzed by the Finite Element Method. Results The airbag cushion test system was built to carry out the drop test. The parameter matching method and simulation result were validated by the drop test. The error of maximum acceleration of counterweight platform and Maximum pressure of airbag were 1.6% and 3.1% respectively. Conclusion The accuracy of the finite element simulation can meet the analysis requirements, basically reflects the accrual airbag buffer characteristics.

airbag; parameter matching chart; finite element method; drop test

10.7643/ issn.1672-9242.2017.04.001

TJ02；V244

A

1672-9242(2017)05-0001-07

2016-11-15；

2016-12-23

洪煌杰（1985—），男，福建人，博士，工程師，主要從事工程裝備研究。