風(fēng)場作用下囊艙組合體相對姿態(tài)仿真研究

隋蓉 高樹義 盧齊躍

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風(fēng)場作用下囊艙組合體相對姿態(tài)仿真研究

隋蓉1,2高樹義1盧齊躍1

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）（2 北京市航空智能遙感裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100094）

對于使用緩沖氣囊的返回艙，著陸姿態(tài)是影響返回艙實現(xiàn)預(yù)期緩沖效果的重要因素。在降落傘-返回艙組合體的降落過程中，返回艙的著陸姿態(tài)經(jīng)常不理想，而加入氣囊后降落傘-返回艙-氣囊組合體相對于降落傘-返回艙組合體來講著陸姿態(tài)更易受擾動，此時對囊艙組合體運(yùn)動姿態(tài)的研究十分必要。為了研究風(fēng)場對囊艙組合體運(yùn)動姿態(tài)的影響，文章以帶有自吸式氣囊的回收系統(tǒng)作為研究對象，采用Hyperwork及LS_DYNA軟件，對基于流固耦合方法氣囊充氣狀態(tài)及囊艙組合體風(fēng)場作用下的運(yùn)動特性進(jìn)行了分析，計算了不同工況下囊艙組合體的相對姿態(tài)，分析了可能影響囊艙組合體相對姿態(tài)的因素。結(jié)果表明，氣囊內(nèi)壓與風(fēng)速會對囊艙組合體的相對姿態(tài)產(chǎn)生不同程度的影響：風(fēng)速越大氣囊擺角越大；增加氣囊內(nèi)壓會降低氣囊的擺角，提高氣囊的穩(wěn)定性。

著陸姿態(tài) 緩沖氣囊 風(fēng)場 流固耦合 航天返回

0 引言

由于降落傘的質(zhì)量和體積受到限制，返回式航天器經(jīng)過降落傘減速后，通常其著陸速度不能達(dá)到軟著陸的要求，為了將著陸沖擊過載限制在工程設(shè)計范圍之內(nèi)，還需要通過著陸緩沖裝置實現(xiàn)安全著陸[1]，緩沖氣囊作為飛行器和空投著陸緩沖系統(tǒng)常用的一種緩沖方式已經(jīng)開始應(yīng)用在我國的航天器回收系統(tǒng)中。

返回艙的著陸姿態(tài)是影響返回艙安全著陸的重要因素。在降落傘-返回艙組合體的降落過程中，返回艙的著陸姿態(tài)經(jīng)常不理想，國內(nèi)外許多學(xué)者對返回艙著陸姿態(tài)的相關(guān)問題做過研究[2-6]。而當(dāng)加入氣囊后，降落傘-返回艙-氣囊組合體相對于降落傘-返回艙組合體著陸姿態(tài)更易受擾動，著陸姿態(tài)更不明確。本文研究的返回艙配置了一個大型墊狀自吸式緩沖氣囊，它的著陸姿態(tài)角作為緩沖氣囊緩沖過程的一個初始條件對氣囊緩沖效果的影響很大[7-9]，囊艙組合體如果沒有以一個合理的姿態(tài)著陸有可能發(fā)生側(cè)翻或者受到較大的沖擊過載，因此氣囊相對返回艙有無姿態(tài)的偏移對整個著陸緩沖系統(tǒng)的安全性與有效性有重要的影響。

影響囊艙組合體運(yùn)動姿態(tài)的因素很多，例如風(fēng)場、降落傘的傘型、囊艙組合體的質(zhì)量等，本文主要研究了風(fēng)場對囊艙組合體姿態(tài)的影響。囊艙組合體中的氣囊為柔性織物材料，容易產(chǎn)生變形，風(fēng)場為流體，因此研究內(nèi)容可以概括為柔性充氣結(jié)構(gòu)的流固耦合問題。在求解柔性大變形物體的流固耦合數(shù)值計算方法中，常用LS_DYNA軟件中的任意拉格朗日-歐拉（Arbitrary Lagrangeian-Eulerian，ALE）方法求解降落傘的開傘過程[10-11]、氣囊的充氣展開過程[12]、柔性翼的氣動計算[13]。在對平流層飛艇的流固耦合計算中，常采用FLUENT與ABAQUS結(jié)合的非線性動態(tài)流體-結(jié)構(gòu)交錯積分耦合法[14-16]。ALE方法是目前求解流固耦合問題最常使用的一種方法，其數(shù)值求解結(jié)果的準(zhǔn)確性已在許多仿真算例中得到了驗證[10-13]。ALE方法具有操作方便、針對低速流場的流固耦合問題求解精度高的優(yōu)點。為了得到囊艙組合體姿態(tài)在風(fēng)場中的變化，選取Hyperwork軟件做仿真前處理，采用LS_DYNA軟件中的ALE方法進(jìn)行充氣結(jié)構(gòu)的流固耦合仿真計算，得到了不同工況條件下囊艙組合體在風(fēng)場中的姿態(tài)變化。

1 仿真計算

1.1 ALE方法

ALE方法在求解流固耦合問題時，針對結(jié)構(gòu)邊界運(yùn)動的處理具有Lagrange方法的特點，能夠有效跟蹤物質(zhì)結(jié)構(gòu)邊界的運(yùn)動；在流體網(wǎng)格的劃分上具有Euler方法的特點，流體網(wǎng)格獨立于物質(zhì)結(jié)構(gòu)而存在，但流體網(wǎng)格可以根據(jù)定義的參數(shù)在求解中調(diào)整位置，以致網(wǎng)格不會產(chǎn)生大的變形。

在ALE方法的描述中，假設(shè)用表示物質(zhì)結(jié)構(gòu)的速度，表示流體網(wǎng)格速度，則定義相對速度=-。在Lagrange和Euler坐標(biāo)系之外的任意參考坐標(biāo)系中，與參考坐標(biāo)系相關(guān)的物質(zhì)微商可以寫為

式中為Lagrange坐標(biāo)；為Euler坐標(biāo)；為相對速度；為時間

ALE方法的求解滿足質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒，其控制方程采用式（1）的形式可表示為

式中為密度；為應(yīng)力張量；為體積力；為內(nèi)能。

在LS_DYNA軟件中通過*CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID關(guān)鍵字來定義流固耦合關(guān)系，定義流場單元為主面，囊艙組合體結(jié)構(gòu)為從面，耦合約束方法采用罰函數(shù)法耦合系數(shù)，以實現(xiàn)力學(xué)參數(shù)從固體結(jié)構(gòu)到流體單元的傳遞，界面接觸耦合力為

式中為從面的穿透深度；為主面的剛度系數(shù)。

1.2 控制體積法

本文在求解氣囊的流固耦合問題時不考慮氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)外界交換，并假設(shè)氣囊內(nèi)部氣體壓強(qiáng)均勻分布，因此對氣囊充氣狀態(tài)采用控制體積法進(jìn)行設(shè)置，氣囊內(nèi)部氣體的壓強(qiáng)與體積的關(guān)系為

2 仿真模型的建立

仿真模型以采用自吸式氣囊實現(xiàn)著陸緩沖的返回艙為基礎(chǔ)，由于不研究氣囊的展開充氣與排氣過程，囊艙仿真模型未考慮蒙皮的空氣進(jìn)氣口與排氣口結(jié)構(gòu)。本文采用ProE軟件建立囊艙組合體及流場的幾何模型。

2.1 囊艙組合體模型參數(shù)

由于不考慮氣囊的折疊展開過程，為提高計算效率，對囊艙組合體的展開狀態(tài)進(jìn)行建模，囊艙組合體模型如圖1（a）所示。模型中自吸式氣囊包含骨架氣囊與蒙皮氣囊兩部分結(jié)構(gòu)，如圖1（b）所示。骨架氣囊利用自身攜帶的氣源裝置充氣展開并將蒙皮支撐成型，蒙皮氣囊底部設(shè)有空氣進(jìn)氣口，能在下降過程中利用大氣中的氣體給自己充氣。骨架氣囊的氣體狀態(tài)通過*AIRBAG_SIMPLE_PRESSURE_ VOLUME卡片進(jìn)行控制，充氣后的骨架氣囊應(yīng)力分布如圖1（c）所示。氣囊材料為柔性織物材料，蒙皮氣囊與骨架氣囊的厚度均為0.38mm，密度為7.3694×10–7kg/mm3，彈性模量為9.8GPa。返回艙設(shè)置為剛體屬性。氣囊與返回艙通過網(wǎng)格共結(jié)節(jié)點的方式實現(xiàn)固連，如圖2（a）所示。氣囊骨架結(jié)構(gòu)與蒙皮結(jié)構(gòu)同樣采用網(wǎng)格共結(jié)點的方式實現(xiàn)固連，如圖2（b）所示。通過設(shè)置骨架氣囊與蒙皮的接觸形式，可防止計算中出現(xiàn)骨架氣囊與蒙皮的穿透現(xiàn)象。

圖2 網(wǎng)格共結(jié)點示意

2.2 流場模型參數(shù)

考慮到流固耦合仿真的需要及計算機(jī)的計算能力，并盡可能模擬真實環(huán)境，流場域選定為長方體，共包含流場底部入口、流場出口、側(cè)風(fēng)來流入口，側(cè)風(fēng)出口，流場壁面和中心試驗區(qū)六大部分。流場域幾何參數(shù)如表1所示，幾何模型與網(wǎng)格模型如圖3所示。根據(jù)參考文獻(xiàn)[10-11]中降落傘流固耦合分析流場的網(wǎng)格劃分，綜合計算效率與計算精度，選定流場網(wǎng)格數(shù)量約31萬。

表1 流場域參數(shù)

Tab.1 The Parameter of the Fluid Domain

圖3 流場域幾何建模示意圖

流場域的入口通過*BOUNDARY_PRESCRIBED_MOTION_SET完成入口強(qiáng)制對流速度的設(shè)定，出口通過*BOUNDARY_NON_REFLECTING完成無反射邊界條件設(shè)定，流場域壁面滿足無滑移邊界條件，中心試驗區(qū)流場狀態(tài)參數(shù)通過*EOS_LINEAR_POLYNOMIAL來定義，滿足理想氣體狀態(tài)方程。

2.3 仿真工況參數(shù)

為了分析影響囊艙組合體姿態(tài)的因素，以氣囊的可控參數(shù)骨架氣囊內(nèi)壓、蒙皮氣囊內(nèi)壓以及外界條件參數(shù)底部來流速度、側(cè)風(fēng)來流速度為變量設(shè)計了共8種仿真工況，見表2，并將8種工況分成4組，見表3。通過四組工況的結(jié)果比較，可以分別得出側(cè)風(fēng)來流速度、底部來流速度、蒙皮內(nèi)壓、骨架氣囊內(nèi)壓對囊艙組合體姿態(tài)的影響。

表2 仿真工況參數(shù)

Tab.2 The parameter of the working conditions

表3 工況分組

Tab.3 The group of the working conditions

3 仿真結(jié)果與分析

將Hyperwork前處理得到的k文件提交至LS_DYNA進(jìn)行求解，仿真結(jié)果采用LS-PrePost軟件進(jìn)行后處理。本節(jié)對氣囊相對擺角、模型狀態(tài)與姿態(tài)影響因素進(jìn)行分析。

3.1 氣囊擺角時域曲線分析

定義氣囊軸線與返回艙軸線的夾角為氣囊擺角，得到8種工況下擺角與時間的關(guān)系曲線，如圖4所示?？梢钥闯觯瑲饽以陲L(fēng)場作用的初始時刻會產(chǎn)生擺動的現(xiàn)象。工況1與工況2的關(guān)系曲線相似；工況3與工況8的曲線相似，擺動現(xiàn)象較弱；工況4、5、6、7的曲線相似，氣囊的擺動時間較長。結(jié)合各工況的參數(shù)表可以發(fā)現(xiàn)，氣囊的擺動現(xiàn)象與蒙皮的內(nèi)壓有很大的關(guān)系，當(dāng)蒙皮內(nèi)壓值較小的時候，氣囊在風(fēng)場的作用下會出現(xiàn)較為明顯的擺動現(xiàn)象。擺動現(xiàn)象會因為蒙皮內(nèi)壓的增大而變?nèi)酢?/p>

其中工況7的氣囊姿態(tài)隨時間的變化如圖5所示，在0.1s時氣囊的擺角最大，氣囊的偏移最劇烈，隨后在0.15s時氣囊擺角趨于0°，0.22s氣囊擺角達(dá)到第二個峰值，0.5s后氣囊的擺角趨于穩(wěn)定值。

3.2 囊艙組合體在風(fēng)場中的穩(wěn)定狀態(tài)

8種工況計算穩(wěn)定狀態(tài)時的模型如圖6所示，可以看到，工況1與工況2的蒙皮氣囊內(nèi)外壓差為0，在風(fēng)場作用下能看到蒙皮有明顯的凹陷。工況3與工況8下蒙皮氣囊均設(shè)置了0.1MPa的壓差，充氣后氣囊形狀飽滿，其擺角受風(fēng)場的影響非常小，在20m/s的側(cè)風(fēng)下氣囊的擺角仍很小，處于一個姿態(tài)很穩(wěn)定的狀態(tài)；然而蒙皮的內(nèi)壓變大，氣囊沿高度方向的尺寸會增大，可能會影響氣囊著陸緩沖時的穩(wěn)定性；且由于內(nèi)部骨架氣囊的存在，自吸式氣囊的外形狀態(tài)呈橢球性，此時骨架氣囊會由于擠壓產(chǎn)生變形。工況8的骨架氣囊應(yīng)力分布如圖7所示，骨架氣囊與蒙皮接觸的區(qū)域以及骨架氣囊圓管連接處會產(chǎn)生應(yīng)力集中。工況4、5、6、7的模型狀態(tài)介于工況1、2與工況3、8之間。

圖6 囊艙組合體計算穩(wěn)定狀態(tài)的模型示意

3.3 囊艙組合體姿態(tài)影響因素分析

圖8為氣囊擺角比較的柱狀圖，通過四組工況的結(jié)果比較，可以分別得出側(cè)風(fēng)來流速度、底部來流速度、蒙皮內(nèi)壓、骨架氣囊內(nèi)壓對囊艙組合體姿態(tài)的影響。

第一組分析側(cè)風(fēng)風(fēng)速對擺角影響，如圖8（a）所示：工況1與工況2為蒙皮不填充氣體的狀態(tài)，此時氣囊擺角對風(fēng)場的速度比較敏感，容易受到側(cè)風(fēng)的作用產(chǎn)生較大的擺角。工況1中側(cè)風(fēng)7m/s的情況下氣囊擺角穩(wěn)定值在5.5°左右，工況2中側(cè)風(fēng)風(fēng)速10m/s的情況下氣囊擺角穩(wěn)定值在7.8°左右。工況3與工況8中，蒙皮氣囊內(nèi)壓較大，氣囊姿態(tài)受側(cè)風(fēng)的干擾影響很小，但擺角的仿真結(jié)果同樣顯示氣囊擺角隨著側(cè)風(fēng)來流速度的變大而變大。這是由于氣囊所受側(cè)風(fēng)來流動壓與來流速度的平方成正比，風(fēng)速越大，作用在氣囊上的動壓載荷越大，氣囊的變形也就越明顯。

第二組分析底部來流速度對擺角影響，如圖8（b）所示：工況4底部來流速度為6m/s，工況5底部來流速度為3m/s，兩者擺角相差只有0.3°，在氣囊展開后的囊艙組合體降落過程中下降速度一般不會超過6m/s，從仿真結(jié)果看在此速度范圍內(nèi)底部來流速度對擺角的影響非常小，相比較而言，氣囊的姿態(tài)受到側(cè)風(fēng)風(fēng)速的影響比較大。

圖8 四組工況氣囊擺角比較

第三組分析蒙皮內(nèi)壓對擺角影響，如圖8（c）所示：工況2、工況4、工況7與工況3的蒙皮氣囊所受內(nèi)外壓差依次增大，分別為0MPa、0.01MPa、0.02MPa，0.1MPa，在同樣的風(fēng)場作用下，氣囊擺角分別為7.8°、6.4°、3.7°、1.4°，氣囊擺角隨外側(cè)氣囊內(nèi)壓值的增大而變小，外側(cè)氣囊內(nèi)壓對擺角影響顯著，說明外側(cè)氣囊內(nèi)壓的提升能明顯增大氣囊整體的剛度，使氣囊抵抗變形的能力變強(qiáng)，在相同的載荷下產(chǎn)生的變形變小，因此氣囊的姿態(tài)也就越穩(wěn)定。

第四組分析骨架氣囊內(nèi)壓對擺角影響，如圖8（d）所示：工況4中骨架氣囊內(nèi)壓為0.2MPa,氣囊擺角約為6.4°；而工況6骨架氣囊內(nèi)壓為0.4MPa，氣囊擺角約5.4°，相比較工況4只減小了1°，說明氣囊擺角會隨著骨架內(nèi)壓的增大而變小，但是與蒙皮內(nèi)壓對氣囊姿態(tài)的影響相比，骨架內(nèi)壓對氣囊姿態(tài)的影響較小。

4 結(jié)束語

本文用ProE建立囊艙組合體及流場的幾何模型，用Hyperwork軟件進(jìn)行前處理設(shè)置，用LS_DYNA軟件的ALE方法對囊艙組合體在風(fēng)場作用下的流固耦合過程進(jìn)行求解，通過計算發(fā)現(xiàn)，風(fēng)場的作用會使囊艙組合中氣囊相對返回艙發(fā)生姿態(tài)的偏移，這種姿態(tài)的變化會影響氣囊著陸緩沖過程的輸入條件。通過研究仿真模型中有關(guān)參數(shù)對囊艙組合體姿態(tài)的影響，得到如下結(jié)論：

1）氣囊擺角隨著側(cè)風(fēng)來流速度的變大而變大，而底部來流速度對擺角的影響??；

2）增大骨架氣囊與蒙皮氣囊的內(nèi)壓值均會降低氣囊的擺角，提高氣囊的姿態(tài)穩(wěn)定性，蒙皮氣囊的內(nèi)壓值對氣囊姿態(tài)的穩(wěn)定性影響更大。

本文僅利用流固耦合方法對囊艙組合體的姿態(tài)進(jìn)行了初步的仿真研究，后續(xù)可通過試驗來對仿真結(jié)果做進(jìn)一步的驗證與優(yōu)化。在流固耦合仿真計算中，將風(fēng)場簡化為流體做恒定方向、恒定速度的運(yùn)動，而實際的風(fēng)場環(huán)境是隨機(jī)多變的，在未來的工作中，可以開展復(fù)雜風(fēng)場下的流固耦合仿真計算，結(jié)合物傘系統(tǒng)的運(yùn)動得到囊艙組合體在整個回收系統(tǒng)中的姿態(tài)變化。

[1] 王希季. 航天器進(jìn)入與返回技術(shù)(上下冊)[M]. 北京: 中國宇航出版社, 1991. WANG Xiji. Technology of Spacecraft Entry/Reentry[M]. Beijing: Astronautics Publishing House, 1991. (in Chinese)

[2] 廖前芳, 程文科, 宋旭民, 等. 風(fēng)場對艙-傘系統(tǒng)著陸姿態(tài)影響的仿真研究[J], 航天返回與遙感, 2005, 26(2): 6-10. LIAO Qianfang, CHENG Wenke, SONG Xumin, et al. The Simulation Study of Wind Influence on Attitude of Landing of Cabin-parachute Systems[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2005, 26(2): 6-10. (in Chinese)

[3] 劉敏, 榮偉, 王偉志. 蒙特卡洛方法在降落傘-返回艙系統(tǒng)中的應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2007, 28(1): 18-21. LIU Min, RONG Wei, WANG Weizhi. Monte Carlo Method for the Parachute-return Capsule System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2007, 28(1): 18-21. (in Chinese)

[4] STRIEPE S A, WAY D W, BALARAM J. Mars Smart Lander Simulations for Entry, Descent, and Landing[R]. AIAA Paper, 2002-4412, 2002.

[5] 劉敏, 榮偉. 反推發(fā)動機(jī)失效模式對返回艙著陸姿態(tài)的影響分析[J]. 航天返回與遙感, 2013, 22(1): 82-86. LIU Min, RONG Wei. Analysis of Retro-rocket Inactivation Effect on Return Capsule Landing Attitude[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 22(1): 82-86. (in Chinese)

[6] ZABOLOTNOV Y M. Statistical Analysis of Attitude Motion of A Light Capsule Entering the Atmosphere[J]. Cosmic Research, 2013, 51(3): 213-224.

[7] 洪煌杰, 王紅巖, 李建陽, 等. 空投裝備氣囊緩沖系統(tǒng)評價方法[J]. 機(jī)械工程學(xué)報, 2015, 51(4): 148-154. HONG Huangjie, WANG Hongyan, LI Jianyang, et al. Research on Assessment Method of Airbag Cushion System for Airdropping Equipment[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2015, 51(4): 148-154. (in Chinese)

[8] 戈嗣誠, 施允濤. 無人機(jī)回收氣囊緩沖特性研究[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 1999, 31(4): 458-463. GE Sicheng, SHI Yuntao. Study on Cushioning Characteristics of Airbags for RPV Recovery[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics ＆Astronautics, 1999, 31(4): 458-463. (in Chinese)

[9] 蔡文, 李斌, 溫金鵬, 等. 無人機(jī)軟著陸氣囊緩沖特性研究[J]. 兵工學(xué)報, 2014, 35(11): 1867-1875. CAI Wen, LI Bin, WEN Jinpeng, et al. Research on Cushioning Characteristics of UAV Soft Landing Airbags[J]. Acta Armamentarii, 2014, 35(11): 1867-1875. (in Chinese)

[10] 程涵, 余莉, 李勝全. 基于ALE的降落傘充氣過程數(shù)值仿真[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2012, 44(3): 290-293. CHENG Han, YU Li, LI Shengquan. Numerical Simulation of Parachute Inflation Process Based on ALE[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics, 2012, 44(3): 290-293. (in Chinese)

[11] 高興龍, 高慶玉, 張青斌, 等. 基于ALE方法的開縫降落傘充氣過程研究[J]. 航天返回與遙感, 2013, 34(1): 13-20. GAO Xinglong, GAO Qingyu, ZHANG Qingbin, et al. A Study on the Slots-parachute Inflation Based on ALE Method[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(1): 13-20. (in Chinese)

[12] 余莉, 程涵, 劉雄. 氣囊充氣過程流固耦合數(shù)值模擬[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2010, 42(4): 472-476. YU Li, CHENG Han, LIU Xiong. Numerical Simulation of Airbag During Deploying Process[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2010, 42(4): 472-476. (in Chinese)

[13] 孟令兵, 昂海松, 肖天航. 柔性翼微型飛行器流固耦合數(shù)值模擬[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2013, 45(5): 621-627. MENG Lingbing, ANG Haisong, XIAO Tianhang. Numerical Simulation of Fluid-structure Interaction for Flexible Wing MAV[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics. 2013, 45(5): 621-627. (in Chinese)

[14] 劉建閩. 平流層飛艇繞流場與膜結(jié)構(gòu)大變形的耦合計算[D]. 上海交通大學(xué), 2007. LIU Jianmin. Coupling Computation of the Flow Field and the Large Deformation of Membrane Structure of Stratosphere[D]. Shanghai Jiaotong University, 2007. (in Chinese)

[15] 王曉亮, 單雪雄, 陳麗. 平流層飛艇流固耦合分析方法研究[J]. 宇航學(xué)報, 2011, 32(1): 22-28. WANG Xiaoliang, SHAN Xuexiong, CHEN Li. Study on Fluid-structure Coupled Computational Method for Stratosphere Airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(1): 22-28. (in Chinese)

[16] 唐遜, 趙攀峰, 秦朝中. 高空飛艇的流固耦合數(shù)值研究[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2008(4): 18-22. TANG Xun, ZHAO Panfeng, QIN Zhaozhong. A Numerical Investigation on the Fluid-structure Interaction of High-altitude Airship[J]. Aeronautical Science and Technology, 2008(4): 18-22. (in Chinese)

[17] 白金澤. LS_DYNA3D理論基礎(chǔ)與實例分析[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2005. BAI Jinze. LS_DYNA 3D Basic Theory and Application Analysis[M]. Beijing: Science Press, 2005. (in Chinese)

[18] 李裕春, 時黨勇, 趙遠(yuǎn). ANSYS 11. 0/LS_DYNA基礎(chǔ)理論與工程實踐[M]. 北京: 中國水利水電出版社, 2008. LI Yuchun, SHI Dangyong, ZHAO Yuan. Ansys 11. 0/LS-DYNA Basic Theory and Engineering Application[M]. Beijing: China Water Power Press, 2008. (in Chinese)

（編輯：王麗霞）

Simulation Research on the Relative Attitude of Cushioning Airbag and Capsule in Wind Field

SUI Rong1,2GAOShuyi1LU Qiyue1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Engineering Technology Research Center of Aerial Intelligent Remote Sensing Equiment, Beijing 100094, China）

The landing attitude of return capsule with cushioning airbag is the main factor which affects achieving the expected buffering effect. During the landing process of parachute and return capsule, the attitude of return capsule is often unsatisfactory. After the addition of the cushioning airbag, the attitude of capsule and cushioning airbag is more susceptible to disturbance. So it is necessary to study the attitude of capsule and cushioning airbag assembly. This paper mainly studies the influence of wind field on the attitude of capsule and airbag assembly among lots of disturbing factors, which is relative with the attitude of capsule and cushioning airbag assembly. In this paper, the recovery system with self-priming airbag was used as the research object, and the analysis of fluid structure interaction and airbag inflation state were carried out by using Hyper work and LS_DYNA. The relative attitude of capsule and cushioning airbag assembly under different working conditions were calculated and the factors could influence the attitude were analyzed. The simulation result suggests that the pressure in the airbag and the wind speed affect the attitude differently. The oscillation angle of the cushioning airbag will increase with the increase of wind speed. Increasing the pressure of airbag can reduce airbag swing angle and improve airbag stability.

landing attitude; cushioning airbag; wind field; fluid structure interaction; spacecraft recovery

V445

A

1009-8518(2018)01-0019-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.01.003

隋蓉，女，1993年生，2015年獲南京航空航天大學(xué)飛行器設(shè)計與工程專業(yè)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)在中國空間技術(shù)研究院飛行器設(shè)計專業(yè)攻讀碩士學(xué)位。研究方向為航天器返回與著陸。E-mail: suirong2011@qq.com。

2017-11-15

國家重大科技專項工程