氣囊緩沖特性的數(shù)值仿真分析方法綜述

氣囊緩沖特性的數(shù)值仿真分析方法綜述

0美國緩刑氮氣沖壓機技術(shù)研究緩沖膠囊在其輕微重量、良好的折疊性能和低成本等獨特優(yōu)勢上提供了一種有效的緩沖技術(shù)，幫助高價值和重度囚犯的順利或回收。這是航天航天計劃和軟土地分割技術(shù)領(lǐng)域一個非常應用前景的熱點研究方向。不同構(gòu)型的緩沖氣囊在不同的領(lǐng)域中起到了良好的緩沖保護效果:作為地外星球探測器軟著陸的沖擊緩沖結(jié)構(gòu),美國“火星探路者”著陸時的精彩表現(xiàn),給世人留下深刻的印象;緩沖氣囊還應用在無人機上,如美國60年代初研制的USD-5無人偵察機、加拿大的CL-289戰(zhàn)地無人偵察機等均采用了氣囊緩沖回收技術(shù);在重裝空投、應急救援等領(lǐng)域緩沖氣囊技術(shù)也得到了應用。在民用工程領(lǐng)域,目前廣為應用的汽車安全氣囊也屬于緩沖氣囊技術(shù)的應用,但不在本文的重點評述范圍內(nèi),本文的評述主要針對軟著陸緩沖氣囊。本文從軟著陸緩沖氣囊的緩沖機理出發(fā),對現(xiàn)有的緩沖氣囊技術(shù)進行分類,并對每種技術(shù)類型的性能和優(yōu)缺點進行評述。在此基礎(chǔ)上論述了幾種分析方法的原理和特點,以及緩沖氣囊優(yōu)化設(shè)計的重要性,歸納了軟著陸緩沖氣囊技術(shù)研究的發(fā)展方向。1氣體抑郁癥的分類和應用緩沖氣囊結(jié)構(gòu)形式多樣,從緩沖機理區(qū)分,可分為:密閉型氣囊、排氣型氣囊和組合型氣囊。1.1密閉氮氣緩沖系統(tǒng)所謂密閉型氣囊是指在緩沖過程中不依靠對外界排氣來釋放沖擊能量的氣囊,主要通過內(nèi)部氣體的壓縮流動以及系統(tǒng)的多次彈跳來轉(zhuǎn)移消耗沖擊能量。由于不涉及緩沖過程中的排氣控制問題,這類氣囊結(jié)構(gòu)相對簡單,制作方便,可靠性較高,在星際探測中有著廣泛的應用前景。該類氣囊的典型代表當屬美國于1997年發(fā)射的“火星探路者(MPF)”探測器所采用的氣囊緩沖系統(tǒng),如圖1所示。經(jīng)過實踐驗證,該型緩沖系統(tǒng)可以在火星多巖石地區(qū)使用,并能有效的降低著陸過載,保護著陸艙。美國2003年發(fā)射的“勇氣號(MER-A)”和“機遇號(MER-B)”探測器也采用了類似的氣囊緩沖系統(tǒng),并在設(shè)計上稍加改進,使緩沖氣囊攜帶有效載荷的能力得到了更大的提升。歐空局2003年6月份發(fā)射的“獵兔犬2號(BeagleⅡ)”也采用了密閉氣囊,并且進行了大量的驗證試驗。該氣囊緩沖系統(tǒng)由三個球冠形氣囊和一個混合型氣體發(fā)生器(HybridGasGenerator)組成。三個球冠形氣囊呈120°分布,球冠包裹著有效載荷形成一個直徑大約2m的近球體。它最終停止彈跳的時候,3個氣囊分離,然后進一步膨脹并朝三個方向滾動離開著陸器,如圖2所示。除了上述兩種氣囊外,歐空局為即將建造的BepiColombo水星探測器設(shè)計了一種雙環(huán)形布局的密閉氣囊。該型氣囊由兩個圓環(huán)組成,如圖3所示。有效載荷位于兩個圓環(huán)的夾層處,氣體發(fā)生器放置在有效載荷和氣囊之間的狹小空間內(nèi)。采用這種氣囊,可以避免登陸車最終姿態(tài)不可控的缺點。上述幾種密閉式氣囊設(shè)計思想新穎,是全向緩沖系統(tǒng)。此類氣囊緩沖系統(tǒng)對著陸點的地形情況不敏感,無論是哪個方向受到的沖擊,都具有足夠的減緩作用;而且允許著陸器在著陸后反彈和翻滾若干次,以耗散沖擊能量。其緩沖過程的加速度峰值大致上與氣囊的初始高度成反比,氣囊的最大壓力和減加速度大致上與初始速度的平方成正比。這類氣囊雖然具備全向緩沖能力,但也存在一些缺點:(1)彈跳和翻滾使登陸器的最終姿態(tài)不易控制,附加調(diào)整姿態(tài)的裝置增加了系統(tǒng)的復雜性與質(zhì)量。(2)氣囊體積龐大,著陸后需將氣囊移除,以便登陸車正常工作。在氣囊移除的過程中,會為登陸器的正常展開帶來額外的風險。(3)與排氣型氣囊相比,具有全向緩沖性能的密閉型氣囊質(zhì)量更大。(4)在最初的碰撞之后,氣囊姿態(tài)將失去控制。最終可能由于凹坑、峭壁等地形限制導致登陸車無法展開。(5)由于反彈、翻滾多次,因此需額外的磨損保護層用于防磨損、防刺、防撕裂。增加了系統(tǒng)的重量。1.2無創(chuàng)能量的持續(xù)沖擊期d排氣型緩沖氣囊在受到?jīng)_擊時,氣囊先保持封閉,產(chǎn)生壓縮以儲存、吸收能量,當囊內(nèi)氣體壓力增加至預定的門檻值或有效載荷達到預定的過載時,排氣口開啟,囊內(nèi)氣體通過排氣口向外泄露以耗散能量,直至沖擊緩沖過程結(jié)束。此類氣囊無反彈,經(jīng)過一次緩沖即把能量衰減掉,其工作過程如圖4所示。A氣囊充氣展開;B氣囊觸地,降落傘脫離,開始絕熱壓縮減緩過程;C排氣口打開,進行排氣釋能減緩過程;D有效載荷著陸。排氣型氣囊是目前重裝空投防護領(lǐng)域研究最為活躍的一個方向,出現(xiàn)了各種新的設(shè)計方案,一般可分為三種情況,如圖5所示。1.2.1緩沖器氮氣沖壓沖壓結(jié)構(gòu)形式在固定排氣口面積緩沖氣囊的工作過程中,當氣囊內(nèi)氣體被壓縮到預定的壓力或有效載荷達到預定的過載時,排氣口開啟,維持排氣過程持續(xù)到?jīng)_擊結(jié)束,在此過程中排氣口面積固定(如圖5a所示)。美國F-111彈射座艙即采用了固定排氣口面積的矩形緩沖氣囊(如圖6所示)。固定排氣口面積的緩沖氣囊通過選擇合適的氣囊設(shè)計參數(shù)可以將過載限定在允許范圍內(nèi)并且避免反彈。與密閉緩沖氣囊相比,有以下優(yōu)點:(1)一次減緩,直接著陸,沖擊減緩效率高;(2)經(jīng)過合理設(shè)計排氣口參數(shù),緩沖過程中氣囊內(nèi)部的最大壓力可控,從而降低了氣囊織布的最大應力,同時由于只需承受一次沖擊,對氣囊織布的要求降低;(3)不會出現(xiàn)反彈現(xiàn)象,有利于著陸姿態(tài)控制,避免附加姿態(tài)糾正設(shè)備;(4)氣囊的體積相對較小,充氣量需求減少,減輕了充氣裝置的質(zhì)量;(5)氣囊無需包圍有效載荷,為緩沖氣囊在有效載荷上的安裝帶來了便利。但由于緩沖過程中排氣口面積固定,一旦打開,將維持其打開狀態(tài)直至緩沖過程結(jié)束。因此該型氣囊在應用過程中有以下缺點:(1)囊內(nèi)壓力變化迅速,最大壓力維持時間短暫,要求氣囊的設(shè)計沖程較大。(2)囊內(nèi)壓力與外界平衡后,氣囊將不再為有效載荷提供支撐力,在重力的再加速作用下,有效載荷將維持一定的終了速度硬著陸,發(fā)生二次沖擊。(3)不具備全向緩沖能力,對著陸點要求比較高。如果著陸點地形較為崎嶇,且有較大障礙物,將會對氣囊和有效載荷造成損壞。(4)由于氣囊一般固定在有效載荷下方,導致緩沖系統(tǒng)重心較高,對地面?zhèn)蕊L以及橫向速度比較敏感,氣囊觸地以后,容易發(fā)生翻倒或內(nèi)陷。常見模式如圖7所示。翻倒:該情況一般發(fā)生在著陸時水平速度超過期望值,氣囊底部已靜止但有效載荷仍附帶一個水平速度。內(nèi)陷:該情況發(fā)生在著陸時地面的傾斜角大于設(shè)計值或著陸時巖石過于龐大,氣囊在緩沖物體和巖石或地面上坡段之間受到不均勻壓縮,從而導致緩沖物體傾斜,陷入氣囊,與地面發(fā)生碰撞。1.2.2氮氣緩沖過程動態(tài)特性可控排氣口氣囊通過對排氣口的控制,提高緩沖效果,如圖5b所示。美國陸軍Natick研究中心的Calvin和Nick等人設(shè)計了一種重型空投用緩沖氣囊的機械式排氣控制機構(gòu),在緩沖時調(diào)節(jié)排氣口面積,以使囊壓變化平緩。著陸緩沖時,氣囊排氣閥面積迅速開啟至最大位置;然后隨時間線性地減小排氣口面積,可以減小至關(guān)閉。相應的緩沖氣囊加速度值如圖8所示。落震實驗表明這種改進措施使得沖擊過載曲線變得平緩,與排氣口面積為固定的氣囊相比,其加速度峰值要低37%。國內(nèi)戈嗣誠基于氣囊緩沖過程排氣控制的研究,采用磁滯伸縮作動器驅(qū)動排氣閥,根據(jù)緩沖過程氣囊內(nèi)部的壓力變化和外界過載變化,實時控制氣囊排氣口的大小,實現(xiàn)緩沖過程主動控制。可控排氣口氣囊最大的優(yōu)勢在于囊內(nèi)最大壓力可以恒定維持較長時間,減緩效率高。同時由于減緩結(jié)束后,囊內(nèi)仍然保留一定壓力,氣囊可以起到彈性支持的作用,因此有效載荷的終了速度理論上可以降到零。但是目前由于排氣口控制裝置機構(gòu)復雜,可靠性低,可控排氣口氣囊的實際應用還較少,仍有待進一步研究。1.2.3氣動緩沖特性增壓型緩沖氣囊是在固定排氣口氣囊的基礎(chǔ)上,增加一個進氣口而成,如圖5c所示。它在氣囊緩沖的同時,以一定質(zhì)量流率向氣囊內(nèi)充入氣體,使氣囊內(nèi)的壓力增大,并維持在預定的壓力水平,提高減緩效率,使沖擊過載曲線變得平緩。文獻采用增壓型緩沖氣囊時,通過連續(xù)增大充入氣囊內(nèi)的氣體質(zhì)量流率,相應的著陸緩沖加速度曲線與圖8中可控排氣口型氣囊相當。這種方案實施起來,相比主動控制排氣口方案較為容易。1.3氮氣緩沖系統(tǒng)所謂組合型氣囊是指由密閉型氣囊和排氣型氣囊組合而成的緩沖氣囊。通常為雙氣室氣囊,外氣囊為固定排氣口氣囊,內(nèi)氣囊為密閉型氣囊。著陸沖擊時,當沖擊加速度或外氣囊壓力達到設(shè)定的條件時,外氣囊排氣口打開,開始排氣,釋放能量。內(nèi)氣囊則始終保持密閉狀態(tài),在外氣囊排氣結(jié)束后起到彈性支撐的作用,從而避免在終了時刻的二次沖擊。自2006年開始,美國ILCDover公司和AirborneSystemsNorthAmerica(ASNS)公司分別設(shè)計了OrionCrewExplorationVehicle(CEV)的氣囊著陸緩沖系統(tǒng),兩者在設(shè)計中均采用了組合式氣囊,但在氣囊結(jié)構(gòu)以及外氣囊的構(gòu)型有所區(qū)別。該緩沖系統(tǒng)如圖9所示,由數(shù)個組合型氣囊組成,采用高壓冷氣源充氣。隨后在著陸沖擊試驗中,均表現(xiàn)出了優(yōu)秀的緩沖性能,在將加速度降至適當范圍的前提下,避免了翻倒和內(nèi)陷的發(fā)生。歐空局(ESA)即將發(fā)射的ExoMars火星探測器擬采用組合式氣囊,主氣囊分為六個腔室,內(nèi)部內(nèi)置一個密閉型環(huán)形氣囊,位于剛性實驗平臺正下方,如圖10所示。沖擊緩沖時,環(huán)形密閉內(nèi)氣囊在主氣囊完成排氣減緩后為著陸器提供彈性支撐。與以上幾種氣囊相比,組合型氣囊具有以下優(yōu)點:(1)有效載荷可以直接放置于氣囊正上方,不需要附加調(diào)整姿態(tài)的裝置。(2)內(nèi)置的密閉式氣囊可以在有小石塊和斜坡的地形著陸,有效防止了氣囊的內(nèi)陷,為有效載荷提供保護。(3)壓縮行程小、緩沖效率高且無反彈,有效載荷重心較低,可以有效防止氣囊的翻倒。由于組合式氣囊是由密閉型氣囊和排氣型氣囊組合而成的,結(jié)構(gòu)組成復雜,從而導致設(shè)計難度更大,研發(fā)周期長。2仿真實驗質(zhì)量和效率緩沖氣囊的工作性能可通過解析分析、有限元仿真、實驗等手段進行評估。實驗研究以投放實驗為主—即系統(tǒng)的自由落體實驗。盡管氣囊緩沖系統(tǒng)的投放實驗是檢驗著陸緩沖系統(tǒng)是否有效的無可取代的方式,但投放試驗過程短(僅20~40ms左右)、風險大、代價高,大量實施比較困難。解析分析和有限元仿真一方面可以幫助提高實驗質(zhì)量,減少實驗次數(shù),甚至取代部分實驗室工作,從而節(jié)省實驗時間和費用;另一方面可通過計算考察實驗過程中難以測量的參數(shù),獲得更多數(shù)據(jù)。更重要的是,解析分析和有限元仿真可為緩沖氣囊參數(shù)的初期選擇和優(yōu)化設(shè)計提供依據(jù),為氣囊緩沖性能的預估提供工具。2.1緩沖特性的研究解析分析方法是運用基本的熱力學方程和運動學方程,建立氣囊系統(tǒng)的數(shù)學方程,然后運用簡單的數(shù)值積分法來求解系統(tǒng)的響應。J.KennethCole和DonaldE.Waye建立了“火星探路者”氣囊緩沖系統(tǒng)的解析數(shù)學模型,計算了氣囊和有效載荷在緩沖反彈過程中的動態(tài)特性,計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好,為氣囊緩沖系統(tǒng)的設(shè)計提供了強有力的計算支持。JackB.Esgar和WilliamC.Morgan等忽略氣囊織布彈性和氣囊內(nèi)氣體質(zhì)量,將氣囊內(nèi)部看作一個滿足理想氣體狀態(tài)方程的容器,從熱力學方程出發(fā),結(jié)合力學平衡方程,建立了緩沖氣囊的解析分析模型。戈嗣誠等人基于JackB.Esgar工作,開展了固定排氣口型緩沖氣囊在無人機回收中的可行性研究,并且探討了氣囊設(shè)計參數(shù)對緩沖性能的影響。王亞偉等同樣基于熱力學方程,建立了帶緩沖氣囊的貨臺空投系統(tǒng)的計算方法。陳帥等對軟著陸氣囊的緩沖特性進行了研究,推導出了緩沖響應的計算方法。本文作者在考慮氣囊織布彈性變形的條件下,對固定排氣口軟著陸氣囊的緩沖特性進行了分析,研究了排氣口面積、初始壓力和織布彈性對氣囊緩沖特性的影響。解析分析方法計算簡便,計算速度快,便于實施參數(shù)對比分析,但難以考慮氣囊的變形,不便于研究橫向沖擊帶來的著陸穩(wěn)定性問題。2.2u3000緩沖病毒檢測方法有限元方法以其通用性成為工程結(jié)構(gòu)力學行為分析的重要工具。將有限元技術(shù)應用到氣囊緩沖仿真,模型可以不受氣囊形狀、氣囊變形、地面著陸條件限制,無需引入解析分析中的諸多假設(shè)前提。由于氣囊的緩沖過程分析涉及有效載荷與囊內(nèi)氣體之間的耦合作用,因此對于這類分析必須采用耦合分析技術(shù)。目前發(fā)展的這類耦合分析技術(shù)主要有兩種,一是控制體積法(CV算法),二是任意拉格朗日歐拉法(ALE算法)。CV法中有兩個基本假設(shè):(1)氣囊內(nèi)的氣體滿足理想氣體條件,經(jīng)典熱力學方程適用。(2)一個氣囊室內(nèi)的溫度和壓力分布處處相等。該方法將一個氣囊室看作一個控制體積,由氣囊織布表面的單元圍成,如圖11所示。組成氣囊的織物由膜單元或殼單元構(gòu)成。每一步首先基于給定的熱力學氣囊模型計算出氣囊內(nèi)部的氣體壓力,然后將氣囊內(nèi)部壓力作為載荷施加到氣囊上來求解氣囊下一步的形狀。JosephV.Welch采用CV法對乘員探測飛行器(CEV)的著陸緩沖氣囊進行了模擬,仿真結(jié)果與空投實驗結(jié)果基本一致(如圖12所示)。C.S.Huxley-Reynard應用CV法對“獵兔犬2號”的緩沖氣囊進行了模擬,通過仿真結(jié)果研究了著陸初速度、登陸器姿態(tài)和著陸點地形對沖擊過載和緩沖行程的影響,對工程應用具有重要的指導意義。CV算法雖然計算效率高,但存在一定缺點,壓力均勻分布的假設(shè)通常在緩沖的初期與實際情況并不相符,另外也無法考慮緩沖氣囊與周圍氣體環(huán)境之間的相互作用。為了精確描述緩沖氣囊展開初期氣囊內(nèi)部壓力,排氣過程與外界大氣的相互作用,ALE方法得到了重視。ALE方法在固體結(jié)構(gòu)邊界運動的處理上采用拉格朗日方程體系來描述,可以有效地跟蹤物質(zhì)結(jié)構(gòu)邊界的運動,但在流體介質(zhì)的離散化上則吸收了歐拉方程體系的長處,使得內(nèi)部網(wǎng)格單元獨立于物質(zhì)實體而存在,但又不完全和歐拉網(wǎng)格相同,網(wǎng)格可以根據(jù)所定義的參數(shù),在求解過程中實時適當調(diào)整。應用ALE算法進行流固耦合的動態(tài)響應分析時,先執(zhí)行一個或幾個拉格朗日時步計算,此時單元網(wǎng)格隨材料流動而產(chǎn)生變形,然后執(zhí)行ALE時步計算:(1)保持變形后的物體邊界條件,對內(nèi)部單元進行重分網(wǎng)格,網(wǎng)格的拓撲關(guān)系保持不變,稱為SmoothStep;(2)將變形網(wǎng)格中的單元變量(密度、能量、應力張量等)和節(jié)點速度矢量輸送到重分后的新網(wǎng)格中,稱為AdvectionStep。因此ALE算法可以克服單元嚴重畸變引起的數(shù)值計算困難,實現(xiàn)流固耦合或大變形行為的數(shù)值分析。ALE方法用于氣囊緩沖仿真時,通常氣囊織布采用拉格朗日薄膜單元來模擬;氣囊外部的流場和氣囊內(nèi)部的氣體則用單點積分ALE網(wǎng)格來描述。ALE網(wǎng)格區(qū)域的大小應包含整個氣囊活動的區(qū)域,網(wǎng)格的大小與氣囊的薄膜單元的尺度相近。DmitriFokin等用ALE法和CV法模擬物體碰撞實驗(bodyblocktest),對兩種算法的計算結(jié)果進行了對比分析,如圖13所示。從圖13可以看出,ALE方法與實驗數(shù)據(jù)符合的較好。尤其是在實驗初期,實驗和ALE仿真的加速度曲線均可清晰看出有兩個峰值。相比較而言,CV法對實驗初期的仿真過于粗糙,不過后期響應的變化趨勢與ALE法基本一致。目前國內(nèi)對軟著陸緩沖氣囊的有限元仿真研究還較薄弱,對實用性軟著陸氣囊的研制較少。李明琦等建立了應急氣囊的有限元模型,對氣囊著水沖擊過程進行了數(shù)值計算,并通過縮比試驗和數(shù)值模擬數(shù)據(jù)進行了對比分析。鄧春燕等采用CV算法,模擬了“火星探路者”探測器的氣囊緩沖系統(tǒng)的著陸過程,研究了氣囊內(nèi)部壓力和溫度等指標型參數(shù)的變化過程。萬志敏等應用排氣型氣囊開展了兩種航天器模型的軟著陸緩沖的試驗研究。2.3緩沖氮氣緩沖的設(shè)計方法緩沖氣囊的設(shè)計是一個反復迭代的過程。設(shè)計過程中,要盡可能減輕緩沖氣囊系統(tǒng)的質(zhì)量,提高緩沖性能。緩沖氣囊的性能與氣囊的幾何尺寸、氣囊的壓力、排氣口面積等多個因素有關(guān),如何折中優(yōu)化配置這些參數(shù),涉及到氣囊參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計問題。優(yōu)化設(shè)計不僅僅體現(xiàn)在提高緩沖氣囊的性能,還可以縮短研制周期,降低成本。AnthonyP.Taylor和DebraJ.Gardinier采用DYNA3D有限元軟件對“獵兔犬2號(BeagleII)”的氣囊緩沖系統(tǒng)進行優(yōu)化設(shè)計,通過對氣囊構(gòu)型和參數(shù)設(shè)置的研究,將氣囊由初始的兩個球冠增至三個球冠。最終確定了滿足緩沖要求的最優(yōu)幾何構(gòu)型。BenjaminA.Tutt等應用HyperStudy優(yōu)化軟件采用序列響應面法對NEXST-2(日本超音速驗證機)的氣囊著陸緩沖系統(tǒng)進行優(yōu)化,使最大加速度由原來的6.2g減小到5g。由此可見優(yōu)化設(shè)計對緩沖氣囊設(shè)計的重要性。國內(nèi)戈嗣誠等通過理論分析建立了氣囊的緩沖特性計算模型,根據(jù)初步落震結(jié)果采用復合型法對氣囊參數(shù)進行了優(yōu)化,縮短了研制周期,提高了氣囊的性能參數(shù),降低了成本。尹漢鋒等通過LS-DYNA對空投設(shè)備緩沖氣囊進行仿真計算,同時采用遺傳算法對氣囊的參數(shù)進行了優(yōu)化。劉鑫等應用氣體的熱力性質(zhì)建立了氣囊緩沖的動力學模型,并采用微型多目標遺傳算法對影響空投緩沖氣囊動態(tài)特性的參數(shù)進行了優(yōu)化。優(yōu)化后的結(jié)果可以減少氣囊設(shè)計實驗的次數(shù)從而降低實驗成本,對實驗具有很好的指導意義。3吊裝空投防護技術(shù)的研究現(xiàn)狀綜上所述,緩沖氣囊作為一種有效的沖擊緩沖裝置,在高價值墮墜物的軟著陸或安全防護等領(lǐng)域受到越來越多的重視,尤其在航空航天領(lǐng)域,緩沖氣囊技術(shù)的應用在不斷的深入,不僅可用于無人系統(tǒng)的回收,還可用于載人著陸系統(tǒng)的防護。對于深空行星著陸探測,由于復雜的地形、著陸地點的不可確定性,密閉型氣囊仍具有應用潛力,設(shè)計緩沖性能更佳的新穎構(gòu)型是這類緩沖氣囊今后發(fā)展的方向之一。排氣型氣囊從1960年開始至今應用在不同重量的有效載荷軟著陸防護上,這類氣