曲 普，史 銳，李錦紅，楊 臻

（1.中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051,2.中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司，湖北 襄陽 441003）

空投著陸系統(tǒng)多氣囊并聯(lián)緩沖特性研究*

曲 普1，史 銳2，李錦紅2，楊 臻1

（1.中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051,2.中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司，湖北 襄陽 441003）

為了計(jì)算多氣囊并聯(lián)著陸緩沖系統(tǒng)緩沖特性，分析各種因素對(duì)其緩沖特性的影響，以理想氣體均勻壓力模型為基礎(chǔ)，采用控制體積法建立了多氣囊并聯(lián)著陸緩沖性能數(shù)值計(jì)算模型。針對(duì)某氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行了地面沖擊實(shí)驗(yàn)，通過與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證了計(jì)算模型的正確性。通過計(jì)算分析了主要參數(shù)對(duì)氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖特性的影響。結(jié)果表明，氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖特性受空投質(zhì)量、著陸速度、排氣口面積和著陸海拔高度等因素影響較大，必須在其允許的使用范圍內(nèi)才能達(dá)到理想的緩沖效果，以保證空投裝備的安全。

應(yīng)用力學(xué)，控制體積法，空投著陸，氣囊緩沖，數(shù)值模擬

0 引言

重型裝備空投過程中，常常需要對(duì)裝備器材進(jìn)行必要的保護(hù)，盡可能減小空投裝備的著陸沖擊過載。氣囊緩沖系統(tǒng)具有成本低、機(jī)動(dòng)靈活、安全可靠、緩沖性能優(yōu)良等優(yōu)點(diǎn)，使氣囊緩沖方式成為裝備空投領(lǐng)域重要的緩沖吸能方式之一。研究氣囊緩沖的主要手段有實(shí)驗(yàn)研究、理論計(jì)算和數(shù)值模擬分析等［1-4］。實(shí)驗(yàn)研究周期長(zhǎng)、風(fēng)險(xiǎn)大、成本高，但仍是氣囊緩沖性能和可靠性檢驗(yàn)的有效途徑。理論計(jì)算是通過研究緩沖過程中氣囊內(nèi)壓的變化來研究氣囊的緩沖性能，該方法雖然無法準(zhǔn)確計(jì)算氣囊變形，但計(jì)算精度可滿足工程需要。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬在氣囊緩沖研究中得到了越來越廣泛的應(yīng)用。數(shù)值模擬一般采用基于計(jì)算流體力學(xué)和計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的流固耦合（FSI）模型和基于傳統(tǒng)的理想氣體均勻壓力模型（CV）［5-7］。國外針對(duì)氣囊緩沖的研究開始較早。國內(nèi)對(duì)氣囊緩沖的研究近年來也取得了很大發(fā)展。樂永祥［8］采用CV法對(duì)著陸緩沖氣囊緩沖過程進(jìn)行了數(shù)值模擬。溫金鵬等［9］采用數(shù)值模擬的方法研究了考慮織布彈性的軟著陸氣囊緩沖特性。程涵、余莉［10］等采用ALE法對(duì)氣囊工作過程進(jìn)行了仿真研究，并和CV法求解進(jìn)行了比較。尹漢鋒等對(duì)緩沖氣囊的仿真和優(yōu)化設(shè)計(jì)展開了研究［11］。

本文基于理想氣體均勻壓力模型，采用控制體積法建立了多氣囊并聯(lián)著陸緩沖性能數(shù)值計(jì)算模型。針對(duì)某氣囊進(jìn)行了氣囊緩沖地面沖擊實(shí)驗(yàn)，通過與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證了計(jì)算模型的有效性。以此為基礎(chǔ)分析了空投質(zhì)量、著陸速度、排氣口面積和著陸海拔高度等影響因素對(duì)其緩沖特性的影響。

1 氣囊結(jié)構(gòu)和工作原理

某空投系統(tǒng)采用無貨臺(tái)方式，由專用托架將空投裝備和氣囊緩沖系統(tǒng)連接在一起。氣囊緩沖系統(tǒng)由8個(gè)氣囊并聯(lián)組成（如圖1），8個(gè)氣囊分為兩列安裝在空投裝備下方。每個(gè)氣囊可以分為主囊和輔囊兩部分（如圖2），主、輔囊之間有通氣口。主囊上排氣口較小且始終為開啟狀態(tài)，輔囊上排氣口采用尼龍搭扣結(jié)構(gòu)，當(dāng)氣囊內(nèi)壓達(dá)到一定值，輔囊排氣口打開。

圖2 雙氣室氣囊結(jié)構(gòu)示意圖

空投系統(tǒng)在投物傘作用下穩(wěn)降過程中，主囊依靠底部進(jìn)氣孔自落充氣，輔囊在重力作用下自由下垂。氣囊底部觸地后，底部進(jìn)氣口被封閉，氣囊內(nèi)氣體被壓縮，緩沖系統(tǒng)開始吸收能量。氣囊壓縮過程中，主囊內(nèi)壓上升，一部分氣體通過主囊排氣口排出，一部分氣體通過主、輔囊之間的通氣口向輔囊充氣。輔囊充滿后，主、輔囊內(nèi)壓上升繼續(xù)吸能，當(dāng)氣囊內(nèi)壓上升到足以打開輔囊排氣口時(shí)，囊內(nèi)氣體通過輔囊排氣口快速排出卸壓，避免空投裝備反彈造成二次沖擊，使空投裝備以較小速度安全著地。

2 多氣囊緩沖特性數(shù)值計(jì)算

2.1 囊內(nèi)氣體控制方程

假設(shè)氣囊內(nèi)氣體為恒定比熱容的理想氣體，由于氣囊緩沖過程時(shí)間很短，與外界的熱量交換很少，可假設(shè)為絕熱過程。認(rèn)為氣囊內(nèi)部氣體溫度和壓強(qiáng)都是均勻的，則氣囊內(nèi)部氣體滿足如下方程：

其中：P、T、m、U、M和CV為氣囊內(nèi)氣體壓強(qiáng)、溫度、質(zhì)量、熱力學(xué)能、摩爾質(zhì)量和等容比熱容；R為氣體常數(shù)，R=8.314 J/mol·K；k為囊內(nèi)氣體絕熱指數(shù)。

2.2 排氣流量方程

氣體自排氣口流出的質(zhì)量流量為：

2.3 控制體積方程

緩沖過程中，將氣囊看成不斷縮小的控制體積，由格林定理，可得封閉曲面積分與該封閉曲面所包圍的體積積分之間的關(guān)系式：

其中：Ψ、φ為積分區(qū)域內(nèi)兩個(gè)任意函數(shù)；nx為曲面法向與x軸夾角余弦。

令Ψ=x、φ=1，則：

2.4 運(yùn)動(dòng)方程

氣囊緩沖著地過程的力學(xué)模型可處理成接觸碰撞模型，用下列公式來描述：

其中：σ為應(yīng)力矩陣；δe為虛應(yīng)變量；δu為虛位移；s為氣囊受外載荷面積；r為作用在s上的外載荷向量；c為氣囊相互接觸面積；f為作用在c上的力為與f對(duì)應(yīng)的兩接觸點(diǎn)相對(duì)虛位移；ρa(bǔ)為氣囊密度；a為有效載荷過載。

2.5 數(shù)值計(jì)算模型

圖3 氣囊緩沖系統(tǒng)計(jì)算網(wǎng)格模型

如圖3所示為多氣囊緩沖系統(tǒng)數(shù)值計(jì)算模型。為了提高計(jì)算效率，對(duì)模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化?？胀堆b備結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，計(jì)算過程中會(huì)占用大量資源，將其簡(jiǎn)化為等效質(zhì)量塊，模擬不同空投質(zhì)量時(shí)，可通過改變其密度值來實(shí)現(xiàn)。氣囊材料為帶有防漏氣涂層的織布，設(shè)置為各向同性材料。地面設(shè)置為花崗巖或者混凝土。各材料參數(shù)設(shè)置如表1所示。

表1 材料參數(shù)設(shè)置

3 模型的試驗(yàn)驗(yàn)證

如圖4所示為氣囊緩沖計(jì)算結(jié)果與地面沖擊實(shí)驗(yàn)高速攝影對(duì)比。實(shí)驗(yàn)氣囊主囊初始高度為1.24 m，空投質(zhì)量為7 600 kg，著陸速度為8 m/s。如圖5為重心位置實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果曲線對(duì)比。經(jīng)對(duì)比可知，計(jì)算結(jié)果中空投裝備過載、下落速度與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合情況較好。

圖4 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)高速攝影對(duì)比

圖5 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

4 氣囊緩沖特性影響因素分析

實(shí)際空投過程中，外界條件差別很大，研究空投條件的改變對(duì)氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖性能的影響，對(duì)提高氣囊緩沖系統(tǒng)環(huán)境適應(yīng)性有重要意義。這里主要研究空投質(zhì)量、著陸速度、排氣口面積、海拔高度、著陸點(diǎn)地面傾斜角度等因素對(duì)氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖性能的影響，如表2所示。

表2 影響氣囊緩沖性能的因素

4.1 空投質(zhì)量的影響

同一氣囊緩沖系統(tǒng)要求滿足一系列重量的空投裝備。其他條件不變的情況下，改變空投質(zhì)量，分析空投質(zhì)量對(duì)氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖性能的影響規(guī)律?？胀顿|(zhì)量選取表1中第1列數(shù)據(jù)。

圖6 不同空投質(zhì)量氣囊緩沖性能曲線

如圖6所示為不同空投質(zhì)量氣囊緩沖性能曲線。由曲線可知，當(dāng)空投裝備質(zhì)量較小時(shí)，空投裝備過載峰值較大，空投裝備下落速度減小較快，甚至出現(xiàn)反向的反彈速度，當(dāng)空投質(zhì)量增大時(shí)，裝備過載峰值減小，其下落速度減小較慢。

4.2 著陸速度的影響

著陸速度指空投系統(tǒng)著陸緩沖過程初始時(shí)刻的速度，由傘降過程中穩(wěn)降階段速度決定?？胀董h(huán)境的改變會(huì)引起傘降系統(tǒng)性能的變化，從而導(dǎo)致穩(wěn)降階段下落速度的波動(dòng)。其他參數(shù)不變，選取表1中第2行著陸速度數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，可得到如圖7所示的氣囊緩沖特性曲線。

圖7 著陸速度對(duì)氣囊緩沖特性的影響

由圖7（a）過載曲線可知，著陸速度為7.0 m/s、7.5 m/s和8.0 m/s時(shí)空投裝備過載峰值分別為119.4 m/s2、140.1 m/s2和166.6 m/s2。由此可見，當(dāng)空投系統(tǒng)著陸速度增大時(shí)，空投裝備過載上升較快，過載峰值也比較大。由圖7（b）速度曲線可以看出，當(dāng)著陸速度增大時(shí)，緩沖結(jié)束時(shí)刻空投裝備觸地速度有明顯增大的趨勢(shì)。所以在氣囊設(shè)計(jì)過程中，要考慮著陸速度對(duì)空投裝備過載峰值和裝備觸地速度的影響，避免由于著陸速度增大導(dǎo)致空投裝備以較大速度與地面發(fā)生剛性碰撞，造成裝備損壞。

4.3 排氣口面積的影響

該氣囊為自落充氣形式，氣囊在下落過程中通過底部進(jìn)氣口自然充氣將主囊充滿。當(dāng)氣囊底部與地面接觸后，進(jìn)氣口封閉。但當(dāng)著地點(diǎn)地面不平整，進(jìn)氣口將不能完全封閉，在氣囊緩沖過程中一部分氣體將從進(jìn)氣口流出，相當(dāng)于增大了排氣口面積，從而影響氣囊緩沖特性。

選取表1中第3行著陸速度數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，可得到排氣口面積變化對(duì)氣囊緩沖特性的影響規(guī)律（如圖8所示）。由曲線可知，當(dāng)排氣口面積增大時(shí)，由于通過排氣口排出的氣體流量增大，氣囊內(nèi)壓峰值減小且內(nèi)壓下降較快，空投裝備過載峰值減小。隨著排氣口面積增大，緩沖結(jié)束時(shí)刻空投裝備速度有增大的趨勢(shì)。如果排氣口過大，緩沖結(jié)束時(shí)空投裝備將會(huì)以較大速度撞擊地面。所以氣囊設(shè)計(jì)過程中要充分考慮由于底部進(jìn)氣口封閉不嚴(yán)造成排氣口增大的因素。

圖8 排氣口面積對(duì)氣囊緩沖特性的影響

4.4 海拔高度的影響

實(shí)戰(zhàn)中空投可能面臨的是多種多樣的環(huán)境，因此，空投環(huán)境因素對(duì)氣囊緩沖性能的影響也必須考慮。這里著重研究海拔高度的影響。海拔高度變化將引起大氣壓強(qiáng)、大氣密度和大氣溫度的變化。

表3 不同海拔大氣參數(shù)表

由表3所列參數(shù)可知，隨著海拔高度增加，大氣壓強(qiáng)降低故氣囊初始內(nèi)壓也降低。如圖9所示為海拔高度對(duì)氣囊緩沖特性的影響曲線。由曲線可知，由于排氣口采用尼龍粘扣結(jié)構(gòu)，故排氣口打開時(shí)機(jī)只與氣囊內(nèi)外壓差有關(guān)，所以海拔增加對(duì)空投裝備過載峰值影響不大，但高海拔環(huán)境中過載峰值出現(xiàn)較晚。由圖9可知，海拔高度變化對(duì)空投裝備下降速度影響不顯著。以上分析表明，其他空投條件不變，同一氣囊對(duì)海拔高度的適性較強(qiáng)。

圖9 海拔高度對(duì)氣囊緩沖特性的影響

5 結(jié)論

影響氣囊緩沖特性的因素是多方面的，本文以理想氣體均勻壓力模型為基礎(chǔ)，采用控制體積法建立了多氣囊并聯(lián)著陸緩沖性能數(shù)值計(jì)算模型。通過將計(jì)算結(jié)果與空投沖擊試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)照，驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算模型的正確性。通過計(jì)算分析得到了空投外界條件對(duì)氣囊緩沖特性的影響規(guī)律。

氣囊緩沖系統(tǒng)緩沖特性受空投質(zhì)量、著陸速度、排氣口面積、著陸點(diǎn)地面傾角和空投著陸海拔高度等外界因素的影響比較顯著，而這些參數(shù)對(duì)氣囊系統(tǒng)緩沖性能的影響往往相互制約。氣囊緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，除了考慮氣囊結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)緩沖性能的影響外，還應(yīng)考慮氣囊緩沖系統(tǒng)對(duì)外界條件的適應(yīng)性，結(jié)構(gòu)參數(shù)已定的氣囊緩沖系統(tǒng)，必須在其允許的范圍內(nèi)使用才能發(fā)揮最好的緩沖吸能效果，保護(hù)空投裝備不受損壞。

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Numerical Simulation of Multi-airbags Buffer Landing System

QU Pu1，SHI Rui2，LI Jin-hong2，YANG Zhen1
（1.North University of China，Taiyuan 030051，China；
2.Aerospace Life-support Industries.LTD.，Xiangyang 441003，China）

In order to get cushioning characteristics of multi-airbag buffer landing system and analysis the influence of the typical external factors on cushioning characteristics，a numerical simulation model multi-airbag buffer landing system is built by using control volume method.The validity of the simulation model is verified through comparing with experimental data.According to the calculated results，the effect rules of external factors on cushioning characteristics are analyzed.The results show that the influence of the typical influence factors such as the weight of airdropping equipment，landing velocity，slave venting area，the ground obliquity and the altitude of landing point are prominent.The application scopes of multi-airbags buffer landing system have been studied，on these bases，suggestions for the using range of multi-airbags buffer landing system are provided and its cushioning characteristics are estimated.

applied mechanics，control volume method，airdrop landing，airbag buffer，numerical simulation

V244.1

A

1002-0640（2015）03-0125-05

2014-01-18

2014-03-25

航空科學(xué)基金（20132910001）；中北大學(xué)科學(xué)基金資助項(xiàng)目

曲 普（1979- ）男，河南唐河人，博士，講師。研究方向：高射速發(fā)射理論與技術(shù)。