靶機(jī)氣囊緩沖著陸過程中的沖擊特性

段文琪，蒲克強(qiáng)，方 雄，黨萬騰，龍舒暢，姚小虎

（1. 華南理工大學(xué)土木與交通學(xué)院，廣東 廣州 510640；2. 成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司技術(shù)中心，四川 成都 610092）

為了提高無人機(jī)的使用壽命，實現(xiàn)無人機(jī)的多次、可重復(fù)利用，無人機(jī)安全回收成為該領(lǐng)域研究的重要關(guān)注點之一?？紤]回收途徑簡捷、經(jīng)濟(jì)等因素，目前使用最多的仍是撞網(wǎng)、起落架緩沖、傘降以及傘降-氣囊緩沖回收。對于大型靶機(jī)而言，由于氣囊結(jié)構(gòu)簡單、占據(jù)空間小且能夠有效地降低負(fù)載，因此傘降-氣囊緩沖著陸技術(shù)是目前最合適的著陸緩沖技術(shù)。

早在20 世紀(jì)40 年代，氣囊緩沖概念便被提出來，美國地外星球探測器“火星探路者”著陸時便采用了氣囊緩沖著陸技術(shù)進(jìn)行軟著陸[1]。氣囊緩沖著陸技術(shù)主要是利用氣囊自身壓縮變形和內(nèi)部氣體排放，吸收和承受機(jī)體在著陸時釋放的能量，從而實現(xiàn)緩沖著陸。氣囊壓縮過程非常復(fù)雜，涉及織物與氣體的流固耦合過程。早期的研究中，一般通過理論計算，得出氣囊體積與回收質(zhì)量之間的近似關(guān)系。隨著有限元分析法的迅速發(fā)展，諸如控制體積法、流固耦合法以及近期提出的粒子法等多種方法均在該研究領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。

戈嗣誠等[2]以單氣囊為研究對象，理論推導(dǎo)了氣囊排氣孔面積的計算公式，并給出最優(yōu)回收物體質(zhì)量與氣囊的體積比。邵志建等[3]針對橫向圓柱排氣氣囊模型，基于氣體狀態(tài)方程和動力學(xué)推導(dǎo)其運(yùn)動微分方程，并用有限差分法計算其過載時程曲線和速度時程曲線。

Nefske[4]通過控制體積（Control volume, CV）法研究氣囊的緩沖作用，目前大多數(shù)氣囊的展開和緩沖相關(guān)計算均基于此方法。1988 年，Wang 等[5]改進(jìn)并提出了理想氣體均勻壓力模型，認(rèn)為氣囊內(nèi)各處的壓力均等，這是由理想氣體狀態(tài)方程決定的，該模型為CV 法的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。張紅英等[6]建立了某重型裝備氣囊緩沖系統(tǒng)模型，并應(yīng)用該模型進(jìn)行緩沖模擬計算，得到著陸裝備的速度歷程和加速度歷程曲線，且都滿足氣囊安全著陸的要求。周強(qiáng)等[7]利用 LS-DYNA 軟件分析了一種可控排氣式氣囊的著陸緩沖特性，結(jié)果發(fā)現(xiàn)排氣閥的開口面積和壓力閾值對緩沖性能影響很大。CV 法的優(yōu)點是理論成熟、參數(shù)設(shè)置簡單、計算效率高，并且經(jīng)過大量的試驗驗證，能滿足基本的氣囊緩沖模擬的要求。

Marklund 等[8]通過流固耦合法計算頭部撞擊氣囊問題，發(fā)現(xiàn)頭部加速度和速度的理論計算結(jié)果與相應(yīng)的實驗結(jié)果吻合較好。周默涵等[9]采用粒子法對圓柱筒式氣囊的緩沖過程進(jìn)行數(shù)值模擬，驗證了粒子法的可行性。流固耦合法的計算精度高但計算速度較慢，而粒子法的計算精度與速度較均衡，但設(shè)置參數(shù)較為復(fù)雜。

對于氣囊緩沖著陸問題的計算，考慮到CV 法更為簡便、高效，且本研究重點關(guān)注機(jī)身的響應(yīng)，故采用CV 法進(jìn)行模擬計算。以往的研究工作大多注重氣囊的參數(shù)設(shè)計，對于機(jī)身則采用等效質(zhì)量剛體代替，而未通過真實模型進(jìn)行計算。一方面，機(jī)身是柔性體，模型復(fù)雜不易于簡化；另一方面，機(jī)身在標(biāo)準(zhǔn)緩沖工況下落震試驗的結(jié)構(gòu)響應(yīng)一般都在設(shè)計要求之內(nèi)，服役前進(jìn)行實機(jī)試驗成本高且不易實施。此外，目前對于靶機(jī)特殊工況下氣囊緩沖著陸的分析研究還很少，所以本研究以氣囊緩沖著陸的大型靶機(jī)為對象，采用ABAQUS 軟件建立靶機(jī)-氣囊的緩沖動力學(xué)模型，基于動力顯式有限元求解算法與CV 法氣囊模型，著重研究靶機(jī)著陸時機(jī)身的動態(tài)響應(yīng)，并分析氣囊參數(shù)和靶機(jī)狀態(tài)對結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)的影響，為靶機(jī)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計和氣囊的參數(shù)設(shè)計提供指導(dǎo)。

1 氣囊緩沖原理

1.1 氣囊工作過程

首先，靶機(jī)保持穩(wěn)降速度接地，此時機(jī)體腹部中的氣囊為完全充氣狀態(tài)；靶機(jī)接地后，在機(jī)體重力和向下動能的作用下，氣囊開始被壓縮，氣囊中的氣體吸收能量；當(dāng)氣壓超過氣囊的排氣閾值時，氣囊排氣口打開，氣體排出直至放氣完全，靶機(jī)完成緩沖著陸。

1.2 流體腔均壓模型

在ABAQUS 軟件中，采用理想氣體壓力均勻的流體腔（Fluid cavity）模型模擬氣囊的充、放氣過程，原理與控制體積法相同，即假定氣囊內(nèi)部氣壓處處相等。在定義流體腔時，系統(tǒng)會自動生成流體單元，流體單元基于流體腔參考節(jié)點，參考節(jié)點需定義于流體腔內(nèi)部。氣囊內(nèi)外充放氣氣體為空氣，充氣完成后氣囊內(nèi)部氣壓為0.101 MPa（即環(huán)境壓強(qiáng)）。不考慮熱量交換，假定氣囊排氣是絕熱過程。流體腔氣囊模型放氣則通過定義排氣孔屬性實現(xiàn)?；跉饽曳艢鉃榈褥亓鲃拥募僭O(shè)，計算公式[10]為

式中： |m˙|為排氣速率，n為排氣系數(shù)，Sh為排氣孔面積，pab為氣囊絕對壓力，R為氣體常數(shù)，T為氣囊溫度，T0為絕對零度，q為壓力比，k為比熱容比，cp為定壓比熱容，cV為定容比熱容，pah為排氣孔絕對壓力。

2 數(shù)值模擬

2.1 有限元模型

如圖1 所示，靶機(jī)氣囊緩沖著陸有限元模型主要包含靶機(jī)、地面與氣囊、接觸形式、邊界條件4 個方面。

圖1 靶機(jī)氣囊緩沖著陸模型Fig. 1 Drone aircraft and airbag cushion landing model

2.1.1 靶機(jī)模型和材料

機(jī)體由前機(jī)身、中機(jī)身、后機(jī)身、機(jī)翼和尾翼組成，圖2 為部分機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。機(jī)身結(jié)構(gòu)主要包括機(jī)頭錐、機(jī)頭、機(jī)尾罩、蒙皮、支架、縱梁、框等，主要傳力結(jié)構(gòu)為上下縱梁（Beam）和各隔框（Frame）。上下梁、支架梁與隔框的交接處設(shè)置應(yīng)力采集點，標(biāo)記為梁號（隔框號）。氣囊放置于隔框4 與隔框5 之間，隨著氣囊被壓縮，接觸區(qū)逐漸擴(kuò)大至隔框3、隔框6 附近。如圖2(b)所示，中機(jī)身包括隔框4 至隔框9 中間區(qū)域，以及上中下大梁、加強(qiáng)筋及唇口進(jìn)氣道和外部蒙皮等。油箱位于隔框4 到隔框8 中間區(qū)域，油箱內(nèi)質(zhì)量采用質(zhì)量點施加在腹部殼單元節(jié)點上。機(jī)翼由前后大梁、肋板、蒙皮組成。

圖2 機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 2 Internal structure of fuselage

靶機(jī)有限元網(wǎng)格模型在Patran 中建立，單元類型主要為殼單元和梁單元。內(nèi)部主要傳力梁框設(shè)置為S4R、S3R 殼單元；加強(qiáng)筋、肋板采用偏置梁B31 單元；機(jī)翼、尾翼和機(jī)身采用共節(jié)點梁單元連接；部分梁與殼采用Coupling 耦合連接；其他設(shè)備簡化為質(zhì)量點，以保證與實際機(jī)身質(zhì)量相同，并與梁、殼采用耦合連接。

機(jī)體材料包括鋁合金、合金結(jié)構(gòu)鋼、玻璃纖維復(fù)合材料、碳纖維復(fù)合材料等，相關(guān)參數(shù)見表1。金屬材料采用彈塑性本構(gòu)模型，其他材料則采用彈性本構(gòu)模型。靶機(jī)機(jī)身長度4 749 mm，翼展長度3 400 mm，機(jī)身梁框、蒙皮等結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格尺寸約為15 mm，網(wǎng)格數(shù)量共計118 836 個，靶機(jī)總質(zhì)量267 kg。

表1 靶機(jī)材料的相關(guān)參數(shù)Table 1 Aircraft material parameters

2.1.2 氣囊與地面

靶機(jī)氣囊為圓柱狀，底面直徑570 mm，高640 mm，兩側(cè)排氣孔面積均為2 827.4 mm2。機(jī)身腹部前后各安裝一個氣囊，充氣后母線方向與機(jī)身縱向垂直，氣囊材料為550 錦絲綢，彈性模量為9.8 GPa，泊松比為0.35，采用M3D4R 膜單元，網(wǎng)格數(shù)量8 468 個。模擬地面采用離散剛體建模。

2.1.3 接觸形式

機(jī)身腹部與氣囊通過接觸對形式進(jìn)行力的傳遞，不考慮氣囊的充氣過程；氣囊與剛體地面也采用接觸對形式進(jìn)行接觸設(shè)置?？紤]到氣囊在排氣后的自身接觸行為，設(shè)置氣囊內(nèi)外表面為自接觸屬性。

2.1.4 設(shè)置邊界條件

飛機(jī)與氣囊采用預(yù)定義場的方法設(shè)置初始速度，并設(shè)置模型全局的重力加速度；剛體地面在參考點施加固定約束。另外，采用預(yù)定義場施加周圍環(huán)境大氣壓力和氣囊內(nèi)壓，氣囊排氣采用*Fluid exchange activation 關(guān)鍵字激活排氣口的排氣開關(guān)，幅值函數(shù)定義氣囊開啟排氣時間。

2.2 工況設(shè)置

為研究氣囊對靶機(jī)的緩沖效果，并探討氣囊設(shè)計參數(shù)對靶機(jī)減震著陸的影響，設(shè)置16 組工況分析氣囊的排氣孔面積、初始內(nèi)壓、排氣壓力閾值及靶機(jī)著陸速度等因素對氣囊緩沖效果的影響，如表2所示。其中，將工況1～工況4 的排氣口面積分別設(shè)置為0、1 696.4、2 827.4 和3 958.4 mm2，工況3 為標(biāo)準(zhǔn)工況；將工況5～工況7 的初始內(nèi)壓分別設(shè)置為0.106、0.108 和0.110 MPa；將工況8 和工況9 的排氣壓力分別設(shè)置為30.3 和50.5 kPa；將工況10～工況12 的著陸速度分別設(shè)置為4、5、7 m/s；工況13～工況16 為特殊工況（具有俯仰角）著陸，俯仰角分別為5°、?5°、8°和?8°。

表2 不同緩沖工況的相關(guān)參數(shù)Table 2 Relevant parameters of different cushion conditions

3 計算結(jié)果

實際試飛過程中，靶機(jī)在降落傘作用下減速至6 m/s 后，開始著陸。在緩沖標(biāo)準(zhǔn)工況3 中模擬該過程，得到靶機(jī)姿態(tài)、強(qiáng)度及氣囊等相關(guān)計算結(jié)果。

3.1 靶機(jī)姿態(tài)分析

靶機(jī)著陸過程中重心位置的速度變化曲線如圖3 所示，期間共出現(xiàn)3 個階段。

圖3 著陸過程中的質(zhì)心速度-時間變化曲線Fig. 3 Velocity-time curve of mass center during landing

(1) 加速階段。在0～0.037 s 時間（t）范圍內(nèi)，由著陸時的瞬時速度6.0 m/s 小幅加速到6.231 m/s（速度方向以垂直地面向上為正，著陸時速度方向向下則為負(fù)），此時氣囊對靶機(jī)的接觸作用力小于靶機(jī)的重力，靶機(jī)的加速度依舊為負(fù)。

(2) 減速階段。在0.037～0.126 s，靶機(jī)腹部氣囊與機(jī)身完全接觸，氣囊作用于機(jī)身的接觸力大于靶機(jī)自身的重力，靶機(jī)開始減速；加速度增大達(dá)到峰值后，氣囊排氣，接觸力減小，加速度隨之減小，速度降至0.085 m/s。

(3) 平穩(wěn)階段。在0.126～0.150 s，靶機(jī)速度在0.085 m/s 左右平穩(wěn)著陸，靶機(jī)接地速度小于1 m/s，氣囊實現(xiàn)緩沖。如圖4 所示，靶機(jī)減速到0.085 m/s后，由于氣囊放氣后的接觸面不平整，會出現(xiàn)小角度（1.857°）側(cè)偏，但不會出現(xiàn)整機(jī)傾側(cè)致機(jī)翼磕碰地面。

圖4 靶機(jī)著陸緩沖減速后的小角度側(cè)偏Fig. 4 Small angle cornering of drone aircraft after landing buffer deceleration

落震試驗采用與機(jī)身接觸面相似、等質(zhì)量的質(zhì)量塊以6 m/s 的速度進(jìn)行氣囊緩沖，模擬計算氣囊落震試驗重心位置的過載變化，如圖5 所示。模擬和試驗結(jié)果曲在過載峰值和變化趨勢上的一致性較好，過載峰值分別為13.975g和14.581g，滿足設(shè)備過載小于15g的要求。模擬計算得到：過載超過9g的時間為34.2 ms，著陸期間平均過載小于9g。曲線在0.04 s 之前存在一定的偏差，可歸因于著陸時氣囊與靶機(jī)的接觸及連接與實際不一致，且模型未能考慮氣囊充氣后的形狀變化。

圖5 落震試驗與模擬著陸過程中質(zhì)心處的過載曲線Fig. 5 Overload curves at the center of mass during landing process in simulation and drop test

3.2 靶機(jī)強(qiáng)度分析

如圖6 所示，靶機(jī)著陸0.084 s 時，靶機(jī)后氣囊與機(jī)身腹部接觸區(qū)域所受應(yīng)力最大，其峰值達(dá)到330.045 MPa。此處結(jié)構(gòu)材料為LY12MO 型鋁合金，屈服強(qiáng)度為325 MPa，模擬計算值大于屈服強(qiáng)度，此處應(yīng)適當(dāng)增加材料厚度。從機(jī)身的應(yīng)力分布可以看出，機(jī)身應(yīng)力較大區(qū)域主要集中在前后氣囊與機(jī)身腹部的接觸處、中機(jī)身、后機(jī)身尾部及機(jī)身機(jī)翼的連接處。接觸區(qū)域應(yīng)力較大是由于氣囊與靶機(jī)接觸的直接作用；后機(jī)身應(yīng)力較大則是由于發(fā)動機(jī)位于此處，且后機(jī)身背部尾端未設(shè)置加強(qiáng)肋板；中機(jī)身應(yīng)力較大是由于前后氣囊的接觸支撐，導(dǎo)致中機(jī)身截面彎矩最大。

圖6 靶機(jī)著陸0.084 s 時的Mises 應(yīng)力分布Fig. 6 Mises stress distribution of the drone aircraft landing at 0.084 s

圖7 為前機(jī)身腹部的應(yīng)力、應(yīng)變分布，應(yīng)力和應(yīng)變分布較一致，主要表現(xiàn)為隔框4 與隔框5 之間的機(jī)身側(cè)邊和隔框2 與隔框3 之間的區(qū)域應(yīng)力和應(yīng)變較大。接觸區(qū)域側(cè)邊應(yīng)力較大是由于氣囊被壓縮向兩端膨脹，出現(xiàn)圖3所示情況，即膨脹的氣囊兩端對機(jī)身兩側(cè)進(jìn)行擠壓。

圖7 前機(jī)身腹部的應(yīng)力和應(yīng)變分布Fig. 7 Stress and strain distribution of front fuselage underpart

圖8 為前、后機(jī)身梁上各應(yīng)力采集點的應(yīng)力變化。可以看出，前機(jī)身中部與氣囊接觸區(qū)域梁所受應(yīng)力明顯大于兩端，后機(jī)身梁的長度較短，且均處于接觸區(qū)域，故各點所受應(yīng)力相差較小。圖9 為中機(jī)身梁上各應(yīng)力采集點的應(yīng)力變化?？梢钥闯?，中機(jī)身上、下梁的中部位置應(yīng)力均大于端部，這是由于機(jī)身中部出現(xiàn)了最大彎矩。中間支架梁上應(yīng)力小于上下梁，這與其位置處于機(jī)身截面中部有關(guān)。機(jī)翼的前后梁類似于懸臂梁結(jié)構(gòu)，應(yīng)力從內(nèi)向外逐漸減小[11]。圖10 為中機(jī)身和機(jī)翼的應(yīng)力分布。圖10(a)為中機(jī)身的縱向應(yīng)力分布，機(jī)身背部和腹部分別出現(xiàn)了壓應(yīng)力和拉應(yīng)力；圖10(b)為中機(jī)身的Mises 應(yīng)力分布，最大值出現(xiàn)在后氣囊的最外圍接觸區(qū)域，其他區(qū)域應(yīng)力較?。粓D10(c)為機(jī)翼的Mises 應(yīng)力分布，高應(yīng)力區(qū)主要集中于機(jī)身-機(jī)翼連接處。

圖8 前、后機(jī)身上下梁上不同位置的應(yīng)力Fig. 8 Stress at upper and lower beams of front and rear fuselage

圖9 中機(jī)身和機(jī)翼梁上不同位置的應(yīng)力Fig. 9 Stress at upper and lower beams of middle fuselage and wing

圖10 中機(jī)身和機(jī)翼的應(yīng)力分布Fig. 10 Stress distribution of middle fuselage and wing

經(jīng)氣囊緩沖，靶機(jī)姿態(tài)可根據(jù)重心處速度變化一般分為3 個階段，最后達(dá)到安全著陸速度平穩(wěn)著陸。強(qiáng)度方面，機(jī)身的峰值應(yīng)力會在過載較大時刻出現(xiàn)，位置主要集中于機(jī)身與氣囊的直接接觸區(qū)域和大質(zhì)量設(shè)備與周圍結(jié)構(gòu)的連接處。需要特別注意的是，靶機(jī)與氣囊的接觸區(qū)域邊緣也會出現(xiàn)應(yīng)力較大點，機(jī)翼與機(jī)身的連接處是機(jī)翼應(yīng)力的主要集中區(qū)域。

3.3 氣囊壓力和接觸力分析

氣囊內(nèi)部的壓力（表壓）曲線如圖11(a)所示。氣囊排氣口設(shè)置為：當(dāng)內(nèi)外壓差達(dá)到10%時，即氣囊內(nèi)表壓達(dá)到0.010 MPa 時，氣囊排氣口處泄流膜片打開，氣囊開始排氣，并釋放吸收的靶機(jī)動能。模擬結(jié)果表明，前氣囊在39.45 ms 打開排氣閥門，后氣囊在41.70 ms 打開排氣閥門，壓力曲線在此處出現(xiàn)一個拐點，壓力增長速率輕微下降，直至達(dá)到峰值氣壓45.5 kPa，之后便隨著氣囊氣體的排盡，氣囊壓力逐漸減小至0.1 MPa。此外，還發(fā)現(xiàn)前氣囊較后氣囊更早達(dá)到氣壓峰值，這是因為前氣囊離靶機(jī)重心的距離較后氣囊更近。

圖11 著陸前后氣囊壓力和法向接觸力曲線Fig. 11 Pressure and normal contact force curves of front and rear airbags during landing

圖11(b)是著陸過程中靶機(jī)氣囊的接觸力曲線。由于氣囊內(nèi)壓、接觸力及靶機(jī)過載的內(nèi)在關(guān)聯(lián)性，故圖5、圖11(a)和圖11(b)的曲線形狀呈現(xiàn)一致性，均在0.09 s 附近達(dá)到峰值20 kN，計算法向接觸力合力與靶機(jī)質(zhì)量的比值，可得到靶機(jī)的過載為14.9g，該結(jié)果與模型計算得到的重心處過載峰值接近，進(jìn)一步驗證了模擬計算的準(zhǔn)確性。

4 討 論

氣囊設(shè)置參數(shù)和靶機(jī)降落狀態(tài)均對靶機(jī)在著陸過程中的結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)產(chǎn)生一定的影響。模擬計算得到不同工況下靶機(jī)的過載和應(yīng)力、應(yīng)變結(jié)果，并進(jìn)行對比分析，研究不同參數(shù)對靶機(jī)緩沖著陸效果的影響。

4.1 氣囊相關(guān)參數(shù)

4.1.1 排氣口面積

緩沖過程中氣囊排氣效果對靶機(jī)的吸能釋放起關(guān)鍵作用。研究表明，排氣口面積過大或過小均會對靶機(jī)的安全著陸產(chǎn)生影響，排氣口面積過大不利于氣囊的有效緩沖，排氣口面積過小則會使靶機(jī)產(chǎn)生較大的回彈從而造成反復(fù)碰撞[12]。圖12 為4 種不同排氣口面積（工況1～工況4）下靶機(jī)重心處的速度、過載曲線，圖13 為這4 種工況下氣囊峰值壓力與此時Mises 應(yīng)力的對比。排氣口面積對靶機(jī)緩沖著陸后的首次回彈速度影響顯著。工況1 中，排氣口面積為零，即不打開排氣孔，對應(yīng)實際著陸時氣囊的排氣閥門失靈情況，此時靶機(jī)經(jīng)歷一次氣囊緩沖后，靶機(jī)的動能并沒有獲得釋放。從圖12 可以看出，回彈時的接地速度達(dá)到6 m/s 左右，之后靶機(jī)氣囊與地面反復(fù)碰撞，此時靶機(jī)的過載峰值為27.367g，大于設(shè)計要求。圖13 中，工況1 對應(yīng)的Mises 應(yīng)力為524.546 MPa，大于材料屈服強(qiáng)度。圖12中，工況2 的反彈速度為1.854 m/s，工況3 和工況4 中緩沖后反彈現(xiàn)象不明顯，3 種工況的過載峰值和應(yīng)力均滿足要求。值得注意的是，工況4 中，靶機(jī)經(jīng)緩沖后的著陸速度較大，0.13 s 后氣囊內(nèi)氣體幾近排盡，靶機(jī)與地面發(fā)生碰撞，會出現(xiàn)一個較大的過載峰值，如圖12(b)所示。與過載峰值相同，4 種工況下氣囊的內(nèi)壓峰值也會隨著排氣口面積的增大而降低。

圖12 排氣口面積不同時靶機(jī)著陸過程中重心處速度 (a) 和過載 (b) 的變化曲線Fig. 12 Velocity (a) and overload (b) curves at the mass center of drone aircraft during landing with different exhaust port area

圖13 排氣口面積不同時靶機(jī)著陸過程中前后氣囊的壓力峰值與機(jī)身的Mises 應(yīng)力對比Fig. 13 Comparison of front and rear airbags’ peak pressure and Mises stress of fuselage during landing with different exhaust port areas

4.1.2 氣囊的初始內(nèi)壓和排氣壓力閾值

設(shè)置不同的排氣壓力閾值和初始充氣量可以改變氣囊在吸收、釋放能量時的整體等效剛度。工況5～工況7 設(shè)置了不同的初始內(nèi)壓，排氣壓力閾值均為10.1 kPa；工況8、工況9 設(shè)置了不同的排氣壓力閾值。

工況5～工況7 靶機(jī)緩沖后的著陸速度分別為0.072、0.069 和0.047 m/s，過載峰值均稍小于工況3（標(biāo)準(zhǔn)工況），說明初始內(nèi)壓的輕微增加對靶機(jī)緩沖著陸過程影響不大，著陸時氣囊充氣氣壓的小范圍浮動是允許的。

工況8、工況9 的排氣閾值較大，內(nèi)外壓差分別達(dá)到30%和50%，靶機(jī)最后的著陸速度分別為0.049 和0.443 m/s，產(chǎn)生輕微回彈，但回彈速度小于1 m/s，在可接受范圍內(nèi)。工況8、工況9 達(dá)到排氣閾值的時間晚于工況3，內(nèi)外壓差大于10%后，氣囊仍未排氣，氣囊未能釋放其吸收的動能，然而靶機(jī)的過載峰值會提前到達(dá)，且過載大于9g的持續(xù)時間增長，因此氣囊的緩沖效果降低。

氣囊的相關(guān)參數(shù)設(shè)置中，排氣口面積設(shè)置對靶機(jī)的緩沖效果影響較大，應(yīng)盡力避免排氣口面積過大或過小；靶機(jī)著陸可以適應(yīng)氣囊初始內(nèi)壓的小幅變化，但排氣壓力閾值不應(yīng)過大，閾值過大會使靶機(jī)的平均過載變大。

4.2 靶機(jī)狀態(tài)

4.2.1 靶機(jī)著陸的初始速度

受到環(huán)境等諸多因素的影響，靶機(jī)著陸時的速度可能有所不同。為明確氣囊參數(shù)設(shè)置對靶機(jī)著陸速度的適應(yīng)性，工況10～工況12 設(shè)置了3 組不同的靶機(jī)著陸速度。圖14 為3 種工況下靶機(jī)重心的速度變化曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)，靶機(jī)的初始著陸速度越大，靶機(jī)開始減速的時間越早，曲線的斜率越大，即過載越大，緩沖結(jié)束后的速度越小，且都在1 m/s 以內(nèi)，表明同一氣囊參數(shù)對靶機(jī)初始速度的適應(yīng)性較好。在過載峰值時刻3 種工況的機(jī)身應(yīng)力分別為168.473、261.249 和346.399 MPa，均隨著初始速度的增大而增大，因此有必要利用傘降有效減小靶機(jī)著陸的初始速度。

圖14 不同初始著陸速度下靶機(jī)重心的速度變化曲線Fig. 14 Velocity curves of drone’s center of gravity at different initial landing velocities

4.2.2 特殊工況著陸

如圖15 所示，靶機(jī)水平著陸時可能受前期傘降緩沖時正向迎風(fēng)的影響，導(dǎo)致靶機(jī)以一定的姿態(tài)角接地并開始緩沖著陸。設(shè)置4 組帶有俯仰角度的靶機(jī)緩沖著陸，即工況13～工況16，其著陸過程中的速度變化曲線如圖16 所示。

圖15 帶有俯仰角的靶機(jī)著陸示意圖Fig. 15 Sketch of drone aircraft landing with pitch angle

圖16 帶有俯仰角的靶機(jī)著陸過程中的速度變化曲線Fig. 16 Velocity curves of drone aircraft landing with pitch angle

經(jīng)過氣囊緩沖，靶機(jī)質(zhì)心處的速度最終均減速至0～1 m/s，且俯仰角越大，減速過程中質(zhì)心的過載峰值越小，但減速持續(xù)的時間越長。此外，由于具有一定的俯仰角度，靶機(jī)的前、后機(jī)身并不同時著陸接地。通過計算發(fā)現(xiàn)，一旦俯仰角過大，當(dāng)前著陸的機(jī)身減速到位時，后著陸機(jī)身的速度仍然較大，且機(jī)身剩余動能幾乎全部由單個氣囊吸收并釋放，導(dǎo)致后著陸機(jī)身接觸區(qū)部分位置的應(yīng)力過大。因此，靶機(jī)著陸時應(yīng)盡可能減小靶機(jī)接地前機(jī)身水平面內(nèi)的角度，避免正向或側(cè)向干擾，從而使機(jī)身保持水平著陸。

5 結(jié) 論

采用ABAQUS 軟件，基于顯式動力學(xué)算法，建立了靶機(jī)-氣囊動力學(xué)模型，模擬靶機(jī)-氣囊緩沖著陸過程。計算結(jié)果表明：在標(biāo)準(zhǔn)著陸工況下，靶機(jī)經(jīng)氣囊緩沖作用速度減小至0.085 m/s；緩沖過程中重心處的過載峰值為13.975g，與落震試驗值相近，小于設(shè)計過載要求；應(yīng)力分布合理，基本滿足靶機(jī)結(jié)構(gòu)材料強(qiáng)度的設(shè)計要求。此方法可用于類似機(jī)型的氣囊參數(shù)設(shè)計和試飛前的仿真預(yù)試驗。通過靶機(jī)-氣囊動力學(xué)模型模擬計算不同工況下靶機(jī)的著陸試驗，得出以下結(jié)論：

(1) 氣囊排氣口面積與靶機(jī)的緩沖效果關(guān)聯(lián)性較強(qiáng)，排氣口面積過大會影響靶機(jī)的緩沖效果，排氣口面積過小可導(dǎo)致靶機(jī)出現(xiàn)多次回彈；

(2) 氣囊的初始內(nèi)壓小幅波動對靶機(jī)的緩沖效果影響較小，增大氣囊的排氣壓力閾值會導(dǎo)致靶機(jī)出現(xiàn)回彈，不利于靶機(jī)減震；

(3) 同一氣囊參數(shù)對不同的靶機(jī)著陸初始速度的適應(yīng)性很好，緩沖后的速度也在要求范圍之內(nèi)；

(4) 機(jī)身以較大的俯仰角著陸時，后著陸的機(jī)身部位結(jié)構(gòu)應(yīng)力較大，著陸時應(yīng)盡量保持機(jī)身水平。