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    兩種充氣碟形囊體結(jié)構(gòu)力學(xué)性能比較研究*

    2022-01-06 13:15:38張清南李昂陳曉嵐范伯鈞李佳欣
    現(xiàn)代防御技術(shù) 2021年6期
    關(guān)鍵詞:囊體氣柱簾布

    張清南,李昂,陳曉嵐,范伯鈞,李佳欣

    (北京電子工程總體研究所,北京 100854)

    0 引言

    平流層飛艇是一種基于浮空原理從而實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間駐空的輕型飛行器,具有成本低、分辨率高等優(yōu)點(diǎn),是對(duì)地觀測(cè)、空中預(yù)警、通信導(dǎo)航等方面的有效平臺(tái),具有廣闊的應(yīng)用前景和巨大的軍事價(jià)值[1-6]。平流層飛艇的主體結(jié)構(gòu)是柔性充氣囊體,囊體通過(guò)內(nèi)部支撐或荷載拉伸后形成穩(wěn)定表面,承受一定荷載[5]。此外,為提高有效負(fù)載能力以及滿足滯留平流層的浮力,囊體須采用輕質(zhì)高強(qiáng)度材料,且體積足夠大[2,7]。由于囊體蒙皮具有較小的可壓縮性和抗彎剛度,當(dāng)其受到壓應(yīng)力作用時(shí),將會(huì)產(chǎn)生離面彎曲變形,形成褶皺[8-10]。平流層充氣囊體需要保證高精度高穩(wěn)定性,因此褶皺的出現(xiàn)將直接影響其形面精度、載荷路徑及薄膜剛度,進(jìn)而對(duì)整個(gè)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性及設(shè)計(jì)性能產(chǎn)生不利影響[11]。因此,如何通過(guò)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化減少褶皺的出現(xiàn)對(duì)于平流層飛艇的總體設(shè)計(jì)具有重要的意義。

    目前,國(guó)內(nèi)外對(duì)充氣囊體結(jié)構(gòu)特性及變形方面已開(kāi)展了相關(guān)研究。席俊波[12]采用大撓度四邊形薄板單元,對(duì)飛艇囊體分別進(jìn)行了線性和非線性有限元求解,發(fā)現(xiàn)非線性有限元法結(jié)果更為精確。麻震宇等[13]根據(jù)充氣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理論對(duì)充氣囊體結(jié)構(gòu)的最小壓差和應(yīng)力進(jìn)行計(jì)算,發(fā)現(xiàn)采用縱向和環(huán)向加強(qiáng)配置可顯著提高囊體結(jié)構(gòu)性能。沈克利等[14]利用數(shù)值方法研究了飛艇充氣囊體在不同壓差和重力下的變形,發(fā)現(xiàn)采取較大的充氣壓差對(duì)減小相對(duì)變形是有利的。但是他們均未考慮囊體不能抗壓的特點(diǎn),忽略了囊體的褶皺。陳宇峰等[15]分析了含懸掛屏飛艇結(jié)構(gòu)在只考慮壓差作用和考慮浮力重力下的結(jié)構(gòu)性能,發(fā)現(xiàn)懸掛屏懸索與囊體連接部位是飛艇的薄弱部位,囊體的內(nèi)外壓差和壓力梯度的大小對(duì)懸掛屏力學(xué)性能影響顯著。王飛等[16]計(jì)算比較了半硬式和軟式平流層囊體結(jié)構(gòu),對(duì)褶皺情況進(jìn)行分析,發(fā)現(xiàn)內(nèi)部具有剛性骨架的半硬式囊體,可以更好地協(xié)調(diào)整艇的結(jié)構(gòu)變形,有效地避免出現(xiàn)褶皺等失效狀態(tài)。綜上所述,當(dāng)前對(duì)于平流層充氣囊體結(jié)構(gòu)特性分析還處于探索階段,并且囊體形態(tài)和內(nèi)部結(jié)構(gòu)也多有不同,也需要進(jìn)一步比較分析。

    本文重點(diǎn)分析了2種碟形囊體結(jié)構(gòu),即主氣囊-分隔簾布組合及主氣囊-高壓氣柱-懸掛屏組合。從制造工藝上講,分隔簾布式囊體為單氣室充氣,而高壓氣柱式囊體為雙氣室,需分別給高壓氣柱和主氣囊充氣,充氣后的高壓氣柱起到支撐保形的作用,但充氣后二者的變形需匹配協(xié)調(diào)才能達(dá)到較好的成形效果。本文通過(guò)建立具有相同結(jié)構(gòu)外形尺寸的2種囊體結(jié)構(gòu)有限元模型,施加相同的約束和載荷,采用基于膜單元和非線性接觸算法的分析方法,經(jīng)過(guò)計(jì)算分析并與試驗(yàn)對(duì)照,探討褶皺變形及應(yīng)力分布情況,比較了2種囊體結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。

    1 充氣囊體結(jié)構(gòu)建模

    兩種囊體結(jié)構(gòu)模型如圖1所示。主氣囊外形均為碟形,其截面為橢圓,長(zhǎng)軸直徑為8 000 mm,短軸直徑為2 400 mm。分隔簾布式囊體內(nèi)部為輻射狀的簾布結(jié)構(gòu)(如圖1a)),高壓氣柱式囊體內(nèi)部為一環(huán)形高壓氣柱和一環(huán)形懸掛屏(如圖1b))。

    圖1 囊體模型及尺寸示意圖Fig.1 Illustration of the airbag model and dimension

    1.1 囊體結(jié)構(gòu)建模

    本文利用ABAQUS有限元軟件對(duì)充氣囊體結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模計(jì)算。平流層充氣囊體是一種大體積柔性膜結(jié)構(gòu),具有“大變形、小應(yīng)變”的特點(diǎn)。囊體結(jié)構(gòu)采用三維四節(jié)點(diǎn)四邊形膜單元M3D4建模(只能承受面內(nèi)力,無(wú)抗彎和橫向剪切剛度)。主氣囊、分隔簾布、高壓氣柱及懸掛屏均為0.1 mm厚的OP20-300蒙皮材料,面密度為90 g/cm2,彈性模量為10 GPa,抗拉強(qiáng)度為300 N/cm。囊體膜材料通常為非線性復(fù)合材料,但是在實(shí)際計(jì)算中仍假定其為線彈性材料進(jìn)行計(jì)算,這是因?yàn)樵谄搅鲗幽殷w的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中通常采用的安全系數(shù)大于或等于4,對(duì)于膜結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō)其設(shè)計(jì)應(yīng)力仍處于線彈性階段[5,14]。2種囊體結(jié)構(gòu)有限元模型如圖2所示。

    在邊界條件設(shè)置方面,為了保證囊體受力均勻且整體不發(fā)生偏移,約束囊體上下表面中心頂點(diǎn)處x方向的位移(圖2中A,B點(diǎn)),約束囊體及高壓氣柱對(duì)稱(chēng)面上中心軸線上點(diǎn)的y方向位移(圖2中C,D,E,F(xiàn)點(diǎn))。

    圖2 囊體結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.2 Finite-element model of airbag

    1.2 載荷施加

    平流層飛艇懸浮時(shí),囊體受到的載荷主要有內(nèi)外壓差及下掛吊艙載荷。其中,壓差載荷作為面力均勻地施加在囊體內(nèi)表面,而吊艙通過(guò)3根加載繩與囊體周邊連接,其載荷可簡(jiǎn)化為集中力作用在囊體上。對(duì)于2種囊體,主氣囊壓差載荷均為200 Pa,吊艙載荷均為60 kg。但對(duì)于高壓氣柱式囊體,除主氣囊受壓差作用外,高壓氣柱內(nèi)也需進(jìn)行充氣。這里,考慮了2種氣柱的充氣載荷,2 000 Pa和6 000 Pa。

    2 計(jì)算結(jié)果及分析

    2.1 囊體結(jié)構(gòu)變形與應(yīng)力

    在壓差及承載作用下,計(jì)算得到分隔簾布式囊體結(jié)構(gòu)、高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu)的變形及應(yīng)力分別如圖3~5所示。

    圖3 分隔簾布式囊體變形與應(yīng)力云圖Fig.3 Deformation and stress of airbag with separate-curtain

    圖4 高壓氣柱式囊體變形與應(yīng)力云圖 (氣柱表壓2 000 Pa)Fig.4 Deformation and stress of airbag with high-pressure air-tube (when the inflation pressure of air-tube is 2 000 Pa)

    圖5 高壓氣柱式囊體變形與應(yīng)力云圖 (氣柱表壓6 000 Pa)Fig.5 Deformation and stress of airbag with high-pressure air-tube (when the inflation pressure of air-tube is 6 000 Pa)

    可以看出,囊體整體位移的變化主要是向周邊擴(kuò)散,顯示了膨脹效應(yīng),符合實(shí)際充氣囊體的變形現(xiàn)象。觀察到分隔簾布式囊體與高壓氣柱式囊體(氣柱表壓為2 000 Pa)的表面與加載繩連接處均出現(xiàn)了凹坑,最大變形分別為216.2 mm和79.45 mm,如圖3a)和圖4a)所示。此外,在囊體周邊還出現(xiàn)了褶皺現(xiàn)象。這是因?yàn)槟卧獩](méi)有抗彎剛度,在變形前后仍然保持平面。當(dāng)薄膜表面存在壓應(yīng)力作用時(shí),將會(huì)產(chǎn)生面外變形,從而形成褶皺??梢钥闯?,由于凹坑及褶皺的存在并且局部變形較大,影響了結(jié)構(gòu)的載荷傳遞及力學(xué)特性,使得分隔簾布式囊體的整體位移并不對(duì)稱(chēng)。而對(duì)于高壓氣柱式囊體,當(dāng)氣柱充氣壓力為2 000 Pa時(shí),囊體周邊褶皺較少且局部變形較小;當(dāng)氣柱充氣壓力增大至6 000 Pa時(shí),囊體周邊則十分平整,與加載繩連接處并未出現(xiàn)凹坑現(xiàn)象,只在主氣囊與高壓氣柱接觸面上方出現(xiàn)了少量的褶皺。

    在應(yīng)力方面,分隔簾布式囊體表面大部分應(yīng)力均勻,位于0.84~20.6 MPa之間;但囊體表面與分隔簾布連接處附近應(yīng)力變化較大,位于20.6~76.7 MPa之間,在囊體上下頂端與所有簾布連接處出現(xiàn)應(yīng)力集中,達(dá)到了102 MPa;此外,囊體周邊凹坑及褶皺處應(yīng)力水平也變化較大,位于76.7~189.5 MPa之間,且一凹坑處出現(xiàn)大的應(yīng)力集中,達(dá)到了227.3 MPa。對(duì)于高壓氣柱式囊體,當(dāng)氣柱充氣壓力為2 000 Pa時(shí),囊體大部分應(yīng)力均勻,位于1.27~23.6 MPa之間;囊體周邊與高壓氣柱接觸的區(qū)域由于局部褶皺的出現(xiàn),應(yīng)力水平變化較大。其中,大部分區(qū)域應(yīng)力位于12.45~90.66 MPa之間,而褶皺區(qū)域大部分應(yīng)力水平在90.66~124.2 MPa之間變化,最大達(dá)到了135.3 MPa。當(dāng)氣柱充氣壓力增大至6 000 Pa時(shí),囊體整體應(yīng)力較小,大部分位于0.67~13.1 MPa之間,周邊區(qū)域應(yīng)力水平位于13.1~38 MPa之間。

    2.2 褶皺情況比較分析

    由上述計(jì)算結(jié)果可知,在相同的主氣囊壓差及承載作用下,2種不同內(nèi)部結(jié)構(gòu)的囊體的變形及應(yīng)力分布有所不同,尤其是褶皺情況十分不同。下面根據(jù)褶皺定義給出更直觀的比較。

    根據(jù)有限元理論中的定義,膜單元中只有平行于其表面的應(yīng)力分量是非零項(xiàng)。因此膜平面內(nèi)總有2個(gè)主應(yīng)力,由大到小分為第一主應(yīng)力σ1和第二主應(yīng)力σ2??筛鶕?jù)主應(yīng)力來(lái)確定膜單元的受力狀態(tài)[16]。

    當(dāng)σ1>σ2>0時(shí),說(shuō)明薄膜在2個(gè)主應(yīng)力方向均受拉,處于張緊狀態(tài);

    當(dāng)σ1>0,σ2≤0時(shí),說(shuō)明薄膜只在一個(gè)主應(yīng)力方向受拉,另一個(gè)主應(yīng)力方向不受力或者受壓,單元失效,出現(xiàn)褶皺;

    當(dāng)σ1≤0時(shí),說(shuō)明薄膜在2個(gè)主應(yīng)力方向均受壓,單元失效,出現(xiàn)褶皺。

    圖6給出了2種結(jié)構(gòu)囊體的第一主應(yīng)力云圖,其中,深藍(lán)色為第一主應(yīng)力小于0的區(qū)域。根據(jù)上述定義可知,對(duì)于分隔簾布式囊體結(jié)構(gòu),除囊體周邊相鄰簾布之間出現(xiàn)了大量褶皺外,囊體表面靠近中心處也出現(xiàn)了褶皺現(xiàn)象,如圖6a)所示。對(duì)于高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu),當(dāng)氣柱充氣壓力為2 000 Pa時(shí),在囊體周邊深藍(lán)色區(qū)域?yàn)榈谝恢鲬?yīng)力小于0,即褶皺及凹坑處,如圖6b)所示;當(dāng)氣柱充氣壓力為6 000 Pa 時(shí),囊體表面較為平整光滑,只出現(xiàn)少量第一主應(yīng)力小于0的區(qū)域,位于囊體與高壓氣柱接觸面上方,整體幾乎無(wú)褶皺,如圖6c)所示。

    圖6 2種囊體結(jié)構(gòu)的第一主應(yīng)力云圖Fig.6 Major principal stress of two types of airbag structure

    2.3 不同囊體結(jié)構(gòu)力學(xué)性能比較分析

    表1中總結(jié)了2種囊體結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。通過(guò)對(duì)比分析可知,在相同的主氣囊壓差及承載作用下,分隔簾布式囊體結(jié)構(gòu)比高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu)變形大,并且位于簾布之間的區(qū)域容易出現(xiàn)大片褶皺,屬于局部大變形,影響結(jié)構(gòu)的載荷傳遞及力學(xué)特性,降低承載能力。對(duì)于高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu),隨著氣柱表壓增大,囊體局部變形消失,幾乎無(wú)褶皺,其變形為整體結(jié)構(gòu)位移,囊體整體形態(tài)較好,外形光滑,且整體變形有利于對(duì)結(jié)構(gòu)變形的控制。對(duì)于囊體結(jié)構(gòu)的蒙皮應(yīng)力,總體來(lái)說(shuō),高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu)蒙皮應(yīng)力比分隔簾布式囊體蒙皮應(yīng)力小,并且高壓氣柱式囊體蒙皮應(yīng)力均勻且整體應(yīng)力變化幅度較??;而由于簾布與囊體的連接作用,分隔簾布式囊體結(jié)構(gòu)蒙皮應(yīng)力變化相對(duì)較大,且容易出現(xiàn)應(yīng)力集中,發(fā)生破壞,不利于平流層飛艇的承載。

    表1 兩種囊體結(jié)構(gòu)力學(xué)性能比較Table 1 Mechanical performance comparison of two types of airbag structure

    3 模型試驗(yàn)驗(yàn)證

    為驗(yàn)證本文有限元模型及分析方法的準(zhǔn)確性,對(duì)高壓氣柱式囊體進(jìn)行承載條件下保壓保形能力試驗(yàn),如圖7所示。準(zhǔn)備60 kg沙袋模擬吊艙質(zhì)量用于試驗(yàn)加載,通過(guò)3根6.8 m的加載繩分別與囊體0°,120°,240°的拉袢連接。首先對(duì)高壓氣柱充氣至一定表壓后停止充氣,再對(duì)主氣囊進(jìn)行充氣至一定表壓,使囊體升空,至3根加載纜繩受力拉直。

    圖7 高壓氣柱式囊體試驗(yàn)Fig.7 Experiment of airbag with high-pressure air-tube structure

    試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),當(dāng)對(duì)氣柱充氣至(2 000±10) Pa,主氣囊充氣至(200±10) Pa時(shí),氣囊受力的3個(gè)拉袢位置出現(xiàn)明顯的凹坑,實(shí)測(cè)凹坑位置的最大變形為80 mm(測(cè)量誤差≤10%),如圖8所示。相同載荷工況下的仿真結(jié)果中,囊體周邊出現(xiàn)了少量褶皺現(xiàn)象,并且,在囊體表面與加載繩連接處出現(xiàn)凹坑,其中凹坑最大變形為79.45 mm。

    圖8 氣囊局部凹坑變形的試驗(yàn)與仿真結(jié)果對(duì)比 (氣柱表壓2 000 Pa)Fig.8 Comparison between the experiment and simulation results of the local deformation of airbag (when the inflation pressure of air-tube is 2 000 Pa)

    當(dāng)對(duì)氣柱充氣至(6 000±10) Pa,主氣囊充氣壓差仍保持在(200±10) Pa時(shí),試驗(yàn)觀察到氣囊成形狀態(tài)較好,囊體受力與變形狀態(tài)穩(wěn)定,凹坑基本消除,如圖9所示。相同載荷工況下的仿真結(jié)果同樣表明,囊體周邊無(wú)凹坑,且?guī)缀鯚o(wú)褶皺。

    圖9 氣囊加載外形的試驗(yàn)與仿真結(jié)果對(duì)比 (氣柱表壓6 000 Pa)Fig.9 Comparison between the experiment and simulation results of the airbag deformation (when the inflation pressure of air-tube is 6 000 Pa)

    從試驗(yàn)結(jié)果可知,在相同承載且主氣囊壓差一致時(shí),氣柱充氣壓差越大越有利于囊體維持較好的形態(tài)和增大結(jié)構(gòu)剛度,并且減少褶皺變形。此外,通過(guò)對(duì)比分析,發(fā)現(xiàn)仿真結(jié)果與試驗(yàn)現(xiàn)象較為吻合,驗(yàn)證了仿真模型及分析方法的準(zhǔn)確性。

    4 結(jié)束語(yǔ)

    通過(guò)基于膜單元和非線性接觸算法的分析方法對(duì)2種充氣碟形囊體結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的計(jì)算分析表明,在相同的主氣囊壓差及承載作用下,與分隔簾布式囊體結(jié)構(gòu)相比,高壓氣柱式囊體結(jié)構(gòu)在氣柱表壓較大時(shí)為整體結(jié)構(gòu)變形,且應(yīng)力分布更均勻、變化幅度較小,能有效避免褶皺等失效模式,實(shí)現(xiàn)囊體表面光滑的氣動(dòng)外形,減小飛行阻力,從而提高平流層飛艇結(jié)構(gòu)總體性能。

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