重型裝備空投用連通型氣囊緩沖特性仿真

李建陽(yáng)，李來(lái)委，劉春生，白云

重型裝備空投用連通型氣囊緩沖特性仿真

李建陽(yáng)1，李來(lái)委2，劉春生3，白云4

（1.航天工程大學(xué)士官學(xué)校，北京 102249；2.航天工程技術(shù)大隊(duì)，北京 100085；3.中國(guó)北方車(chē)輛研究所，北京 100072；4.中國(guó)人民解放軍63628部隊(duì)，北京 101601）

為了探究連通型氣囊在重型裝備空投緩沖時(shí)的著陸緩沖特性，對(duì)其進(jìn)行有限元建模及仿真研究。采用均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型理論建立裝備-氣囊系統(tǒng)有限元模型，通過(guò)顯式非線(xiàn)性有限元方法模擬求解其跌落緩沖過(guò)程，并進(jìn)行連通孔大小對(duì)緩沖特性的影響分析。隨著連通孔面積的增大，各氣室之間的內(nèi)壓差距變小，最大偏差從13.2%逐漸變小至0，加速度峰值從7.130逐漸變小直至6.925，但是總體上加速度峰值變化不大。采用連通型氣囊能夠?qū)崿F(xiàn)與非連通氣囊基本相同的緩沖特性，對(duì)于重心偏前的裝備而言，為了避免裝備俯仰過(guò)度，連通孔的大小不宜設(shè)置過(guò)大。該研究可為重型裝備空投用連通型氣囊的設(shè)計(jì)、改進(jìn)提供理論基礎(chǔ)和技術(shù)手段。

重型裝備；空投；連通型氣囊；緩沖特性；有限元分析

由于氣囊緩沖裝置具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、折疊后占用空間小、緩沖效果好和成本低等特點(diǎn)，目前我國(guó)和俄羅斯重型裝備空投均采用“降落傘+氣囊”著陸方式[1]。俄羅斯空降兵能使用戰(zhàn)斗全質(zhì)量為13.5 t的BMD-4M空降步戰(zhàn)車(chē)的前提是，他們有能承載該車(chē)的20 t左右級(jí)別的重裝空投系統(tǒng)，而目前中國(guó)國(guó)產(chǎn)的重裝空投系統(tǒng)只能承載10 t左右的重物。為提高國(guó)產(chǎn)重裝空投系統(tǒng)的承載能力，工程人員為重型裝備重新匹配設(shè)計(jì)了一套氣囊系統(tǒng)作為著陸緩沖裝置。重型裝備空投下落時(shí)通過(guò)降落傘將速度降低到一定程度，安裝在裝備上的充氣系統(tǒng)將裝備底部的氣囊系統(tǒng)充氣展開(kāi)，在最后的著陸過(guò)程中，起到軟著陸緩沖的作用。由于氣囊采用充氣系統(tǒng)提前充氣展開(kāi)，因此，為了簡(jiǎn)便地布置充氣管路，將氣囊系統(tǒng)設(shè)計(jì)成多氣室相互連通的連通型氣囊。

目前氣囊緩沖特性的研究主要有理論計(jì)算和試驗(yàn)2種方法。試驗(yàn)可以采用實(shí)裝空投試驗(yàn)或地面跌落試驗(yàn)，開(kāi)展試驗(yàn)成本高、風(fēng)險(xiǎn)大、周期長(zhǎng)，因此，在設(shè)計(jì)初期的氣囊緩沖特性研究方面，理論計(jì)算的靈活性、可重復(fù)性等優(yōu)勢(shì)尤其明顯。國(guó)內(nèi)外研究人員在氣囊緩沖特性理論計(jì)算方面開(kāi)展了許多工作，美國(guó)在1997年發(fā)射的“火星探路者（MPF）”探測(cè)器[2—3]采用由密閉型氣囊組成的緩沖系統(tǒng)，經(jīng)過(guò)實(shí)踐驗(yàn)證，該型緩沖系統(tǒng)可以在火星多巖石地區(qū)使用，并能有效地降低著陸過(guò)載，保護(hù)著陸艙。美國(guó)首都航空公司噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室的ADAMS D S.等[4]分析計(jì)算了火星探測(cè)器加速度以及氣囊著陸載荷。英國(guó)馬丁-貝克航空公司的C.S. Huxley-Reynard等[5]針對(duì)小獵犬2號(hào)火星探測(cè)器提出了優(yōu)化氣囊尺寸的方法。周清艷等[6]對(duì)自落式緩沖氣囊緩沖過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。北京航空航天大學(xué)王亞偉、柯鵬等[7—8]對(duì)重載裝備的貨臺(tái)空投系統(tǒng)開(kāi)展了系統(tǒng)的仿真研究工作。西北工業(yè)大學(xué)的溫金鵬等[9—10]針對(duì)立式軟著陸氣囊的參數(shù)設(shè)置和緩沖響應(yīng)估計(jì)問(wèn)題，給出了固定排氣孔型氣囊和可控排氣孔型氣囊相關(guān)參數(shù)的設(shè)計(jì)方法。南京航空航天大學(xué)的戈嗣誠(chéng)等[11]以單個(gè)氣囊為對(duì)象，分析了影響緩沖性能的主要因素，探索了軟著陸氣囊在無(wú)人機(jī)回收方面的可行性。湖南大學(xué)的尹漢鋒等[12]利用LS-DYNA對(duì)緩沖空投設(shè)備進(jìn)行仿真計(jì)算，模擬其緩沖過(guò)程，同時(shí)對(duì)氣囊的排氣孔面積、初始充氣壓力和排氣壓力進(jìn)行優(yōu)化。廖航[13]、李建陽(yáng)[14]等對(duì)新型載人返回艙著陸緩沖用組合型氣囊的緩沖特性開(kāi)展了試驗(yàn)和有限元仿真研究。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)氣囊緩沖特性的研究工作主要圍繞密閉型氣囊、自充氣式氣囊、組合型氣囊等型式，對(duì)于連通型氣囊的緩沖特性研究較少。文中采用均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型理論，對(duì)重型裝備空投用連通型氣囊進(jìn)行有限元建模，分析連通型氣囊不同連通孔大小對(duì)緩沖過(guò)程的影響，并通過(guò)緩沖過(guò)程分析連通型氣囊存在的問(wèn)題。

1 裝備-連通型氣囊有限元建模

1.1 均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型

同經(jīng)典的均壓氣囊模型一樣[15]，均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型也可用于模擬氣囊氣室，這種流動(dòng)類(lèi)型（或者稱(chēng)作連通類(lèi)型）的監(jiān)測(cè)體積像是帶有一個(gè)能與其他監(jiān)測(cè)體積進(jìn)行氣體交換的氣囊，因此，物理上僅有一個(gè)氣室的氣囊可以在仿真模型里被構(gòu)造為2個(gè)或者更多個(gè)流動(dòng)類(lèi)型的監(jiān)測(cè)體積（即多腔室流動(dòng)氣囊），每個(gè)小的監(jiān)測(cè)體積都可以有一個(gè)單獨(dú)的噴氣口和泄氣孔。

如圖1所示，監(jiān)測(cè)體積1能夠與監(jiān)測(cè)體積2連通，同時(shí)監(jiān)測(cè)體積2可以或者不可以從2連通到1，從1到2開(kāi)始流動(dòng)的壓差或時(shí)間可以與2到1的相應(yīng)值不一樣，即它們都是單向可控的，這個(gè)方式可以模擬連通閥門(mén)。圖1中監(jiān)測(cè)體積1連通體積2，體積2連通體積1和體積3，但是從體積3到體積1沒(méi)有連通。

多腔室流動(dòng)氣囊類(lèi)型的監(jiān)測(cè)體積與經(jīng)典均壓氣囊類(lèi)型的監(jiān)測(cè)體積使用相同的方程，但是連通氣囊考慮了流入和流出的焓與動(dòng)能。對(duì)于一個(gè)壓力低于當(dāng)前體積的連通體積而言，質(zhì)量和能量的計(jì)算使用和排氣孔一樣的方程，而外壓則是連通體積的壓力。

圖1 多腔室流動(dòng)氣囊模型

式中：為氣體流出速度；為絕熱系數(shù)，在空氣中，=1.4；ext為外界大氣壓。

排氣時(shí)的壓力vent=Max(crit,neighbor)，即當(dāng)壓力到達(dá)臨界壓力或鄰近連通氣囊內(nèi)壓時(shí)氣囊開(kāi)始排氣。

根據(jù)氣體絕熱方程：

氣體質(zhì)量流出速率為：

式中：vent為排氣口面積。

單位時(shí)間從監(jiān)測(cè)體積流出的焓及動(dòng)能為：

這些質(zhì)量和能流將在下一個(gè)循環(huán)從當(dāng)前監(jiān)測(cè)體積移除，并被加到流入的連通體積中。

1.2 連通型氣囊模型

重型裝備空投用連通型氣囊緩沖系統(tǒng)無(wú)固定平臺(tái)，氣囊折疊后與裝備底部連接固定。如圖2所示，氣囊緩沖系統(tǒng)由左右2組氣囊組成，每組氣囊由4個(gè)氣室組成，氣室與氣室之間留設(shè)連通孔，以便充氣系統(tǒng)對(duì)氣囊進(jìn)行充氣。每個(gè)氣室外側(cè)設(shè)置有若干個(gè)排氣口，平時(shí)由搭扣貼合，用于氣囊壓縮時(shí)的泄壓，以實(shí)現(xiàn)著陸緩沖效果。

圖2 氣囊系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

氣囊是由內(nèi)外2層織物組成的薄壁結(jié)構(gòu)。內(nèi)層由不透氣（或低透氣量）織物制成，用于減少或防止氣體在氣囊壓縮時(shí)通過(guò)壁面流出，形成一定的內(nèi)壓以達(dá)到著陸緩沖的目的；外層主要用于保證氣囊壁能夠承受足夠大的壓力，防止氣囊在壓縮過(guò)程中發(fā)生損壞，一般由強(qiáng)度較大的織物做成。外層上縫有縱向和橫向的加強(qiáng)帶。

裝備裝機(jī)時(shí)，氣囊折疊后固定于裝備底部。裝備出艙后下落過(guò)程中氣囊通過(guò)充氣系統(tǒng)分別對(duì)左右2組氣囊進(jìn)行充氣，氣體通過(guò)連通孔將氣囊充滿(mǎn)，形成緩沖氣墊。當(dāng)氣囊內(nèi)外壓差超過(guò)排氣口開(kāi)啟壓力時(shí)，排氣口上的搭扣開(kāi)啟泄壓。系統(tǒng)觸地后，氣囊被壓縮，氣囊內(nèi)氣體以較高的速度排出，消耗系統(tǒng)的動(dòng)能，從而起到緩沖的作用。

模型采用如下假設(shè)對(duì)氣囊進(jìn)行建模。

1）重型裝備的緩沖完全由氣囊產(chǎn)生，不考慮氣動(dòng)阻力。裝備著陸緩沖過(guò)程的仿真分析不考慮傘降過(guò)程，著陸緩沖過(guò)程中，裝備的下落速度控制在7～9 m/s內(nèi)，在此情況下的氣動(dòng)阻力極小，可以忽略 不計(jì)。

2）著陸緩沖過(guò)程中，空氣僅從排氣孔流出，即氣囊壁不漏氣。氣囊壁為織物緊密編織而成，漏氣量極小。在著陸緩沖過(guò)程中，空氣絕大多數(shù)是從排氣孔流出的。

3）氣囊的內(nèi)壓始終是均一的，而且氣囊內(nèi)氣體是理想絕熱的。氣囊內(nèi)各處內(nèi)壓相差不大，因此可以假設(shè)認(rèn)為其是均一的。氣囊壁導(dǎo)熱較差，氣囊內(nèi)氣體與外部空氣熱傳遞小，而且著陸緩沖過(guò)程時(shí)間極短，在這么短時(shí)間內(nèi)熱傳遞極小，因此假設(shè)氣囊內(nèi)氣體是理想絕熱的。

裝備著陸緩沖過(guò)程對(duì)于空投前氣囊的折疊與空降過(guò)程中氣囊的展開(kāi)不予考慮，只需利用有限元軟件建立完全展開(kāi)狀態(tài)的氣囊。根據(jù)氣囊的結(jié)構(gòu)及工作原理，氣囊有限元模型由左右2組連通型氣囊組成，每組氣囊分成4個(gè)氣室，氣室與氣室之間存在一個(gè)公共面。氣囊采用殼單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，單元網(wǎng)格大小為50 mm。特別要注意，單個(gè)氣囊模型必須是封閉的，各面殼單元的法向均指向氣囊外側(cè)。

由于氣囊織物各個(gè)面的編織方向不同，需要對(duì)不同朝向的氣囊面分別賦予不同的屬性。氣囊織物材料為線(xiàn)性正交各向異性材料，織物的經(jīng)、緯方向可看作材料的2個(gè)主方向，因此需對(duì)氣囊材料定義2個(gè)方向的彈性模量。定義氣囊模型的材料密度為8.5×10?4g/mm3，彈性模量為500 MPa，泊松比為0.19。氣囊內(nèi)氣體為空氣，在氣囊的屬性中定義氣囊內(nèi)氣體的氣體常數(shù)以及初始溫度。定義大氣壓力、進(jìn)氣量、排氣口開(kāi)啟壓力以及排氣口的面積等氣囊參數(shù)。

連通型氣囊建模過(guò)程中，由于氣室之間采用一個(gè)共面分隔，將氣囊設(shè)置為連通型氣囊，并設(shè)置 連通孔的面積。劃分網(wǎng)格后氣囊系統(tǒng)有限元模型見(jiàn)圖3。

1.3 裝備-連通型氣囊有限元模型

為驗(yàn)證氣囊建模的有效性，采用等質(zhì)量裝備與氣囊系統(tǒng)有限元模型進(jìn)行緩沖過(guò)程模擬，裝備質(zhì)量為16 t。采用Hypermesh軟件對(duì)模型進(jìn)行前處理，由于模型只是模擬裝備外形及質(zhì)量，因此全部采用殼單元?jiǎng)澐?，單元尺?0 mm。連通型氣囊建模過(guò)程中，由于氣室之間采用一個(gè)共面分隔，將氣囊設(shè)置為連通型氣囊，并設(shè)置連通孔的面積。其中氣囊初始充氣壓力為0.4 kPa，排氣口開(kāi)啟壓力為20 kPa，每個(gè)氣室側(cè)面設(shè)置3個(gè)排氣口，每個(gè)排氣口面積為0.02 m2。

裝備-連通型氣囊有限元模型由67 505個(gè)單元和66 847個(gè)節(jié)點(diǎn)組成，該模型見(jiàn)圖3。

圖3 裝備-氣囊系統(tǒng)有限元模型

2 著陸緩沖過(guò)程仿真

由于研究的是裝備-氣囊緩沖系統(tǒng)的著陸緩沖過(guò)程，不考慮裝備出艙及空投下落的過(guò)程，因此以緩沖氣囊即將接觸地面作為仿真計(jì)算的初始狀態(tài)，此時(shí)緩沖氣囊已經(jīng)完全展開(kāi)，不需對(duì)展開(kāi)前的折疊氣囊進(jìn)行計(jì)算。

采用正常著陸工況對(duì)裝備-氣囊緩沖系統(tǒng)有限元模型進(jìn)行求解計(jì)算。采用的正常著陸工況參數(shù)如下：裝備著陸初速度為8 m/s，裝備在無(wú)風(fēng)情況下空投，仿真計(jì)算取橫向速度為0；著陸地面為平坦地面，仿真計(jì)算以0°作為計(jì)算條件；大氣環(huán)境壓強(qiáng)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓即0.101 MPa，大氣環(huán)境溫度為室溫即20 ℃。經(jīng)過(guò)仿真計(jì)算可以進(jìn)行正常著陸工況下的緩沖過(guò)程模擬。

此時(shí)連通孔面積com為0.02 m2。

裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖過(guò)程模擬采用顯式有限元方法進(jìn)行求解，裝備-氣囊系統(tǒng)緩沖過(guò)程仿真中每間隔50 ms的位移狀態(tài)截圖見(jiàn)圖4。

裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖特性曲線(xiàn)見(jiàn)圖5。

由圖5可以看出，在計(jì)算起始的0～28 ms，氣囊對(duì)裝備的作用力很小，重力為作用于裝備的主要作用力，因此，在這段時(shí)間內(nèi)，裝備仍向下加速，此時(shí)氣囊受到一定的壓縮，氣囊內(nèi)壓增長(zhǎng)。緩沖28 ms后氣囊對(duì)裝備的作用力超過(guò)自身重力成為作用于載荷的主要作用力。由于此時(shí)下落速度較大，氣囊在裝備下落的作用下迅速壓縮，氣囊高度迅速減小。隨著氣囊容積的迅速減小，氣囊內(nèi)壓也急劇上升，氣囊對(duì)裝備的作用力迅速增大，裝備的沖擊加速度增大。單氣室氣囊一側(cè)氣囊的內(nèi)壓變化曲線(xiàn)和多氣室氣囊同一側(cè)4個(gè)氣室內(nèi)壓變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖5c（從尾部到前部方向分別是氣室1—4）。氣室1—4的氣囊內(nèi)壓分別在142，145，148，153 ms達(dá)到最大值，分別為0.1528，0.1620，0.1643，0.1619 MPa。氣室1和氣室4因其位于前部及尾部，并非全部受壓，因此氣囊內(nèi)壓偏低，氣室3內(nèi)壓最高，由于其位于裝備前部，對(duì)避免裝備過(guò)度俯仰起到了一定的作用。

4）從沖擊加速度曲線(xiàn)可看出在148 ms時(shí)沖擊加速度才達(dá)到峰值7.0，這是由于此時(shí)各氣室氣囊同時(shí)對(duì)裝備的作用力引起的沖擊加速度繼續(xù)增長(zhǎng)。說(shuō)明氣囊系統(tǒng)起到了設(shè)計(jì)預(yù)期的緩沖作用，有效耗散了裝備下落的動(dòng)能。

圖4 裝備-氣囊系統(tǒng)緩沖過(guò)程

圖5 裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖特性曲線(xiàn)（Acom=0.02 m2）

3 連通型氣囊連通孔大小的影響

為分析連通型氣囊連通孔大小對(duì)緩沖特性的影響，根據(jù)建立的裝備-氣囊系統(tǒng)有限元模型，分別設(shè)置不同的連通孔面積，用com表示，文中置4個(gè)等級(jí)的連通孔面積，分別為0（表示非連通氣囊），0.02，0.04，2.515×106mm2（表示連通孔面積等于氣室間共同面的面積）。通過(guò)非線(xiàn)性有限元方法求解計(jì)算各個(gè)工況下的著陸緩沖過(guò)程，求解得出上述幾個(gè)工況下的緩沖特性曲線(xiàn)見(jiàn)圖6—8，加速度及氣囊內(nèi)壓峰值對(duì)比見(jiàn)表1。

從圖5—8的緩沖特性曲線(xiàn)和表1的結(jié)果可以看出，隨著連通孔面積的增大，加速度峰值變小，但是總體上加速度峰值變化不大；位于裝備正下方的氣室2和氣室3的內(nèi)壓相比位于裝備前方和后方的氣室1和氣室4的內(nèi)壓要大，其中以氣室3的內(nèi)壓最大；隨著連通孔面積的增大，各氣室之間的內(nèi)壓差距變小，這是由于連通孔的增大導(dǎo)致氣室之間氣體交流速度變快，當(dāng)連通孔面積com=2.515×106m2時(shí)，4個(gè)氣室的內(nèi)壓一致；由于裝備的重心偏向前方，緩沖過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)一定程度的俯仰。從圖8b的加速度變化曲線(xiàn)可以看出，裝備沖擊加速度在300 ms左右時(shí)刻出現(xiàn)劇烈波動(dòng)，通過(guò)仿真動(dòng)畫(huà)可以看出，此時(shí)裝備前部與地面發(fā)生接觸碰撞。說(shuō)明對(duì)于此類(lèi)重心偏前的裝備而言，為避免裝備俯仰過(guò)度，使用連通型氣囊時(shí)，連通孔面積不宜設(shè)置過(guò)大。

圖6 裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖特性曲線(xiàn)（Acom=0）

圖7 裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖特性曲線(xiàn)（Acom=0.04 m2）

圖8 裝備-氣囊系統(tǒng)著陸緩沖特性曲線(xiàn)（Acom=2.515×106 m2）

表1 加速度及氣囊內(nèi)壓峰值對(duì)比

4 結(jié)語(yǔ)

根據(jù)均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型理論建立裝備-氣囊系統(tǒng)的有限元模型，通過(guò)非線(xiàn)性有限元方法求解其跌落著陸緩沖過(guò)程，最后分析連通型氣囊連通孔大小對(duì)其緩沖特性的影響，研究?jī)?nèi)容和結(jié)論如下所述。

1）采用均壓多腔室流動(dòng)氣囊模型建立了裝備-氣囊系統(tǒng)的有限元模型，實(shí)現(xiàn)了連通型氣囊的有限元建模。

2）采用顯式有限元方法求解裝備-氣囊系統(tǒng)緩沖過(guò)程，實(shí)現(xiàn)了裝備-氣囊系統(tǒng)緩沖過(guò)程動(dòng)態(tài)模擬，從模擬結(jié)果可以方便觀(guān)察和分析緩沖全過(guò)程并輸出緩沖特性。

3）連通型氣囊的應(yīng)用，有助于氣囊系統(tǒng)充氣管路的設(shè)計(jì)和布置，其緩沖特性與非連通氣囊基本相同，但是對(duì)于此類(lèi)重心偏前的裝備而言，連通孔面積不宜設(shè)置過(guò)大。

[1] 王紅巖, 芮強(qiáng), 洪煌杰, 等. 空投裝備回收系統(tǒng)建模與分析[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2014: 4-11.

WANG Hong-yan, RUI Qiang, HONG Huang-jie, et al. Modeling and Analysis of Recovery System for Airdrop[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2014: 4-11.

[2] CADOGAN D, SANDY C, GRAHNE M. Development and Evaluation of the MARS Pathfinder Inflatable Airbag Landing System[J]. Acta Astronautica, 2002, 50(10): 633-640.

[3] 周宇, 李建陽(yáng), 邢偉, 等. 回收用緩沖氣囊關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 包裝工程, 2019, 40(1): 80-86.

ZHOU Yu, LI Jian-yang, XING Wei, et al. Research Progress of Key Technologies of Airbag for Recovery[J]. Packaging Engineering, 2019, 40(1): 80-86.

[4] ADAMS D S. Mars Exploration Rover Airbag Landing Loads Testing and Analysis[C]// Proceedings of 45thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics & Materials Conference, Palm Springs, California, 2004: 1-11.

[5] HUXLEY-REYNARD C S. An Airbag Landing System for Beagle2 Mars Probe[C]// 16thAIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Boston, 2001:1-10.

[6] 周清艷, 言金．自落式緩沖氣囊仿真研究[J]. 航天返回與遙感, 2014, 35(2): 25-30.

ZHOU Qing-yan, YAN Jin. Simulation of the Self-Dropping Cushion Airbag[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(2): 25-30.

[7] 王亞偉, 楊春信, 柯鵬. 貨臺(tái)空投系統(tǒng)氣囊緩沖過(guò)程仿真[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2007, 19(14): 3176-3179.

WANG Ya-wei, YANG Chun-xin, KE Peng. Airbag Cushion Process Simulation for Cargo Airdrop System[J]. Journal of System Simulation, 2007, 19(14): 3176-3179.

[8] 柯鵬, 楊春信, 楊雪松, 等．重型貨物空投系統(tǒng)過(guò)程仿真及特性分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2006, 27(5): 856-860.

KE Peng, YANG Chun-xin, YANG Xue-song, et al. System Simulation and Analysis of Heavy Cargo Airdrop System[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2006, 27(5): 856-860.

[9] 溫金鵬, 李斌, 譚德偉, 等．考慮織布彈性的軟著陸氣囊緩沖特性研究[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2010, 29(2): 79-83.

WEN Jin-peng, LI Bin, TAN De-wei, et al. Cushioning Characteristics of Soft Landing Airbag with Elastic Fabric[J]. Journal of Vibration and Shock, 2010, 29(2): 79-83.

[10] 溫金鵬. 氣囊緩沖動(dòng)力學(xué)問(wèn)題研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2011: 90-95.

WEN Jin-peng. Research on Impact Attenuation Capability of Airbag Cushioning System[D]. Xi'an: Northwest Polytechnical University, 2011: 90-95.

[11] 戈嗣誠(chéng), 施允濤. 無(wú)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(bào), 1999, 31(4): 458-463.

GE Si-cheng, SHI Yun-tao. Study on Cushioning Characteristics of Air Bag for RPV Recovery[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautica & Astronautics, 1999, 31(4): 458-463.

[12] 尹漢鋒, 文桂林, 韓旭. 空投設(shè)備緩沖氣囊的優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2008, 20(5): 1325-1327.

YIN Han-feng, WEN Gui-lin, HAN Xu. Optimal Design of Airbag Impact Attenuation System for Airdropping Equipment[J]. Journal of System Simulation, 2008, 20(5): 1325-1327.

[13] 廖航, 竺梅芳, 雷江利, 等. 大質(zhì)量航天器氣囊著陸緩沖過(guò)程研究[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(1): 28-38

LIAO Hang, ZHU Mei-fang, LEI Jiang-li, et al. Airbag Landing Research of Massive Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(1): 28-38.

[14] 李建陽(yáng), 張常龍, 邢偉. 新一代載人飛船返回艙著陸緩沖過(guò)程仿真研究[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(2): 12-19.

LI Jian-yang, ZHANG Chang-long, XING Wei. Numerical Simulation Studies of the Cushion Process for the New Generation of Manned Spacecraft Re-Entry Capsule[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(2): 12-19.

[15] 張鵬飛. 組合氣囊著陸緩沖特性及優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2019: 13-15.

ZHANG Peng-fei. Study on Landing Attenuation Characteristics and Optimum Design of Combined Airbags[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2019: 13-15.

Simulation of Cushioning Characteristics of Communicated Airbag for Airdrop of Heavy Equipment

LI Jian-yang1, LI Lai-wei2, LIU Chun-sheng3, BAI Yun4

(1.School of Non-commissioned Officer, Space Engineering University, Beijing 102249, China; 2.Space Engineering Technology Brigade, Beijing 100085, China; 3.China North Vehicle Research Institute, Beijing 100072, China; 4.No.63628 Unit of PLA, Beijing 101601, China)

The work aims to explore the cushioning characteristics of communicated airbag for airdrop of heavy equipment by establishing the finite element model and conducting simulation. The finite element model of equipment & airbag system was established by uniform pressure multi-chamber airbag model theory. The drop and cushion process was resolved and simulated by explicit nonlinear finite element method. The effect of communicated hole size on cushioning characteristics was analyzed. As the communicated hole size increased, the pressure difference among chambers became smaller, the maximum deviation gradually decreased from 13.2% to 0, and the acceleration peak gradually decreased from 7.130to 6.925, but the acceleration peak did not change much on the whole. The communicated airbag could achieve basically the same cushioning characteristics as the uncommunicated airbag. For the equipment with front center of gravity, in order to avoid excessive pitching of the equipment, the size of the communicated hole should not be set too large. The research results provide theories and technical means for design and improvement of communicated airbag for airdrop of heavy equipment.

heavy equipment; airdrop; communicated airbag; cushioning characteristics; finite element analysis

TB485.1；V244.49

A

1001-3563(2022)01-0278-07

10.19554/j.cnki.1001-3563.2022.01.036

2021-10-02

李建陽(yáng)（1986—），男，航天工程大學(xué)講師，主要研究方向?yàn)檠b備保障、航天返回與著陸。