基于折紙技術(shù)的組合型緩沖氣囊設(shè)計及仿真

徐彥 楊毅龍 陳剛 李廣興 陳華健

基于折紙技術(shù)的組合型緩沖氣囊設(shè)計及仿真

徐彥1楊毅龍1陳剛2李廣興2陳華健2

（1 浙江大學(xué)航空航天學(xué)院，杭州 310027）（2 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201108）

為了改善傳統(tǒng)圓柱緩沖氣囊的緩沖性能，文章基于折紙技術(shù)，設(shè)計并研究了一種新型組合型緩沖氣囊?；诮馕瞿Ｐ停O(shè)計了氣囊的幾何尺寸、初始壓力、卸載壓力及排氣口等；基于控制體積法建立了返回器和組合型緩沖氣囊的有限元分析模型，仿真得到了緩沖過程的動力學(xué)行為，并對組合型緩沖氣囊的緩沖特性進(jìn)行了分析。和傳統(tǒng)圓柱緩沖氣囊對比，新型組合型緩沖氣囊的最大過載為5.95n，將返回器的過載降低了39.6%。研究了組合型緩沖氣囊在復(fù)雜環(huán)境下的緩沖性能，探究了非水平著陸面、有風(fēng)環(huán)境、地面障礙等對緩沖過程的影響機理。結(jié)果表明：緩沖氣囊具有良好的緩沖性能，適用于復(fù)雜著陸環(huán)境，為大載重返回器的軟著陸緩沖系統(tǒng)設(shè)計提供技術(shù)支撐。

組合型緩沖氣囊 折紙 沖擊動力學(xué) 最大過載 復(fù)雜環(huán)境 返回式航天器

0 引言

載人航天和深空探測等很多計劃需要實現(xiàn)探測器在地外天體表面的著陸、取樣和返回任務(wù)。由于緩沖氣囊具有可折疊、可靠性高、質(zhì)量小、緩沖性能優(yōu)越和可重復(fù)使用等優(yōu)點，許多返回式航天器都采用緩沖氣囊作為著陸緩沖裝置。緩沖氣囊是一種充氣展開結(jié)構(gòu)，其緩沖原理是利用柔性復(fù)合材料的彈塑性變形、內(nèi)部氣體的壓縮變形以及著陸緩沖時排氣的方式來吸收返回式航天器的動能，達(dá)到減速、減小沖擊過載、保護(hù)返回式航天器的目的[1-2]。

按緩沖機理，緩沖氣囊可分為：密閉型氣囊、排氣型氣囊和組合型氣囊，其中組合型氣囊應(yīng)用最廣。美國ILC Dover公司和Airborne Systems North America（ASNS）公司分別面向Crew Exploration Vehicle（CEV）設(shè)計了緩沖氣囊系統(tǒng)[3-4]，均采用了組合式氣囊方案。緩沖系統(tǒng)由數(shù)個組合型氣囊組成，均表現(xiàn)出了優(yōu)秀的緩沖性能，實現(xiàn)了減速、減小沖擊過載等功能，避免了翻倒和內(nèi)陷問題。歐空局（ESA）的ExoMars火星探測器也采用組合式氣囊方案[5]，主氣囊分為六個腔室，每個腔室各內(nèi)置一個密閉型環(huán)形氣囊。在主氣囊完成排氣減緩后，環(huán)形密閉內(nèi)氣囊為探測器提供彈性支撐，避免和地面發(fā)生直接碰撞。由于緩沖氣囊的試驗研究成本較高，在前期方案設(shè)計時大多采用數(shù)值模擬方法評估其緩沖性能和方案可行性，目前為止主要采用有限元法實現(xiàn)氣囊的數(shù)值仿真。衛(wèi)劍征等采用控制體積法對緩沖氣囊的展開及緩沖過程進(jìn)行了仿真，研究了著陸器正碰和側(cè)碰對緩沖氣囊壓力、著陸器的加速度和運動的影響機理[6-7]；馮強等采用LS-DYNA軟件分析了火星著陸緩沖氣囊的充氣壓力、沖擊速度、沖擊姿態(tài)角等對其緩沖性能的影響[8]；周清艷等采用控制體積法數(shù)值模擬了某型空投緩沖系統(tǒng)中氣囊的緩沖過程[9]；Dmitri Fokin等分別采用流固耦合（Arbitrary Lagrange-Euler，ALE）法和控制體積（Control Volume，CV）法模擬了物體碰撞實驗（Body Block Test，BBT）[10]，結(jié)果表明ALE方法與實驗數(shù)據(jù)更吻合。

近年來，折紙技術(shù)被廣泛應(yīng)用于金屬薄壁吸能結(jié)構(gòu)設(shè)計中[11-13]，研究表明，按照折紙樣式設(shè)計金屬薄壁管狀結(jié)構(gòu)，將會增大塑性鉸線和減小屈曲臨界載荷，從而改變金屬薄壁管狀結(jié)構(gòu)的靜力變形和屈曲變形模式，最終提高變形及吸能性能[14]。劉祥等基于diamond 剛性折紙模型設(shè)計了方形截面薄壁管狀結(jié)構(gòu)，采用顯式有限元分析方法研究了其軸向沖擊性能[15]；Yuan L等根據(jù)一組可展開的折紙圖案對薄壁管的表面進(jìn)行預(yù)折疊，設(shè)計了一系列具有矩形、多邊形和錐形截面的新型折紙碰撞箱[16]；Yang K等提出了三種具有預(yù)折疊折紙圖案的新型多胞管結(jié)構(gòu)，通過有限元建模和有限元分析研究了幾何參數(shù)對力學(xué)性能的影響[17]。目前折紙技術(shù)還很少應(yīng)用于緩沖氣囊等軟著陸緩沖的設(shè)計，有必要研究引入折痕設(shè)計后的緩沖氣囊變形及緩沖性能。

傳統(tǒng)緩沖氣囊在緩沖過程中存在過載峰值大、能量吸收率低、易發(fā)生觸底等問題，有必要改善其緩沖性能。本文將折紙技術(shù)用于組合式緩沖氣囊的方案設(shè)計，對返回器和緩沖氣囊的緩沖過程進(jìn)行動力學(xué)建模和仿真，并探究復(fù)雜著陸環(huán)境對新型緩沖氣囊緩沖性能的影響機理，驗證組合式緩沖氣囊方案的可行性和優(yōu)越的緩沖性能。

1 組合型緩沖氣囊方案設(shè)計

針對如圖1的返回器，設(shè)計組合式緩沖氣囊方案。返回器質(zhì)量為300kg，緩沖氣囊的質(zhì)量體積比一般為1 000～1 100kg/m3[18]。

圖1 返回器構(gòu)型

接下來確定緩沖氣囊的初始內(nèi)壓。對于緩沖氣囊有一個特征壓力，若初始內(nèi)壓大于特征壓力，返回器在著陸緩沖過程中容易出現(xiàn)反彈。由于初始內(nèi)壓在一定范圍之內(nèi)對著陸緩沖過程中的氣囊最大內(nèi)壓、最大過載的影響不大[19]，故本文中緩沖氣囊的初始內(nèi)壓取標(biāo)準(zhǔn)大氣壓101kPa。

1.1 氣囊高度設(shè)計

返回器在著陸緩沖過程中的能量變化值為

式中為設(shè)計安全系數(shù)。

1.2 氣囊排氣口設(shè)計

在返回器著陸前，緩沖氣囊的排氣孔處于封閉狀態(tài)。在著陸緩沖過程中，氣囊受到擠壓體積變小，內(nèi)壓增大。當(dāng)氣囊內(nèi)壓達(dá)到設(shè)定值時，打開排氣口進(jìn)行排氣泄壓。組合式氣囊的排氣口面積是影響氣囊緩沖性能的重要設(shè)計因素，氣囊排氣口面積out的計算式如下[20]

1.3 折紙型氣囊方案設(shè)計

緩沖氣囊的截面外接圓半徑為

緩沖氣囊的設(shè)計高度為

2 緩沖動力學(xué)建模與仿真

2.1 有限元建模

圖2 氣囊?guī)缀文Ｐ?/p>

返回器和緩沖氣囊的材料參數(shù)如表1。在*AIRBAG_WANG_NEFSKE定義氣囊模型，地面為剛性平面，返回器和地面設(shè)置為剛體。在*CONTRAINED_EXTRA_NODES_SET關(guān)鍵字中定義返回器與緩沖氣囊的連接。氣囊與地面之間的接觸采用面-面接觸模型，緩沖氣囊與返回器之間的接觸采用點-面接觸模型，考慮緩沖氣囊本身的自接觸。氣囊及返回器受到的重力加速度為1n。在*INITIAL_VELOCITY_ GENERATION中定義返回器的豎直方向著陸初速度為5m/s。不考慮氣動阻力，著陸面坡度為0°，地面為剛體，不考慮地面對沖擊載荷的吸收情況，返回器著陸姿態(tài)無傾角。氣囊的初始?xì)鈮簽?01kPa，當(dāng)排氣氣囊的內(nèi)壓超過120kPa時排氣孔完全打開，排氣孔面積設(shè)置為0.008 5m2。將關(guān)鍵字添加后生成“K”文件，導(dǎo)入LS-DYNA軟件中計算。

表1 返回器和緩沖氣囊的材料參數(shù)

Tab.1 Material parameters of returner spacecrafts and cushion airbag

2.2 仿真結(jié)果分析

仿真分析了折紙氣囊和圓柱氣囊的著陸緩沖過程，得到其形態(tài)及應(yīng)力分布如圖3、圖4。

圖3 折紙氣囊緩沖過程的等效應(yīng)力云圖

圖4 圓柱氣囊緩沖過程的等效應(yīng)力云圖

從圖3、圖4可以看出緩沖氣囊在接觸地面時，排氣氣囊受到的應(yīng)力最大，在受到地面的沖擊之后有略微的反彈。同時由于返回器的重力分布不均勻，因此返回器頭部有所前傾。衡量緩沖氣囊吸能性能的兩個關(guān)鍵指標(biāo)為緩沖后速度與沖擊過載[23]。

圖5為兩種緩沖氣囊的緩沖過程中沖擊過載和方向速度的時程曲線，經(jīng)仿真計算，由過載變化曲線可知折紙氣囊在0.08s達(dá)到最大過載5.95n，圓柱氣囊在0.082s達(dá)到最大過載9.85n，采用折紙緩沖氣囊后過載峰值降低了39.6%。由方向速度變化情況可知，采用折紙氣囊后，返回器的速度比采用圓柱氣囊時小，由此可見折紙氣囊具有比圓柱氣囊更好的緩沖性能。

圖5 兩種氣囊的緩沖性能比較

圖6 折紙氣囊體積和壓強變化

圖7 圓柱氣囊緩沖過程體積和壓強變化

為了更好地研究著陸緩沖動力學(xué)行為，得到兩種氣囊緩沖過程中的體積與囊壓隨時間變化的曲線如圖6、圖7所示。分析體積時程曲線，在初始自由落體階段（0～0.047s）兩種氣囊的體積均保持不變。觸地后，封閉式氣囊由于不進(jìn)行排氣，體積略有減少，而排氣氣囊由于氣囊排氣壓縮導(dǎo)致體積迅速減小，由于折紙型氣囊引入折痕設(shè)計，壓縮過程快于圓柱氣囊，因此折紙型氣囊體積降低更快。由壓強時程曲線可知，在初始自由落體階段（0～0.047s）兩種氣囊壓強保持不變。在0.047～0.066s期間，由于氣囊的壓縮變形，排氣氣囊壓強從101MPa增加至120MPa。當(dāng)排氣氣囊的內(nèi)壓超過120MPa時，打開排氣口，但是此時氣囊壓縮變形速率還很大，氣囊壓縮變形引起的壓強變化大于排氣引起的壓強變化，壓強仍繼續(xù)增大。0.085s時折紙氣囊的排氣氣囊壓強達(dá)到最大值124MPa，0.081s時圓柱氣囊的排氣氣囊壓強達(dá)到最大值130MPa。之后氣囊壓縮變形引起的壓強變化小于排氣引起的壓強變化，兩種氣囊的排氣氣囊壓強迅速降低。由于引入折痕設(shè)計，折紙氣囊的封閉式氣囊壓強振蕩下降。而圓柱氣囊的封閉式氣囊壓強直線下降。在緩沖氣囊靜止后，封閉式氣囊壓強高于環(huán)境壓強，而排氣氣囊壓強約等于環(huán)境壓強。

3 復(fù)雜著陸環(huán)境影響分析

由于返回器實際的著陸環(huán)境非常復(fù)雜，緩沖氣囊的緩沖過程極易受到著陸面坡度、自然條件等著陸環(huán)境因素的影響[23]。本節(jié)研究組合型緩沖氣囊在復(fù)雜著陸環(huán)境下的緩沖性能，探究非水平著陸面、有風(fēng)環(huán)境、地面障礙等對緩沖過程的影響機理。

3.1 著陸面坡度影響

本節(jié)對折紙氣囊在不同著陸面坡度影響下的緩沖性能進(jìn)行分析研究，選取5°、10°、15°三種不同坡度進(jìn)行研究，各類工況下組合氣囊的變形及應(yīng)力分布如圖8。

圖8 著陸面坡度影響

從圖8中的分析結(jié)果可知，在組合型緩沖氣囊未觸地時，氣囊的最大應(yīng)力出現(xiàn)在氣囊的幾何缺陷處。當(dāng)組合氣囊觸地后，氣囊與地面的接觸部位應(yīng)力較大。當(dāng)?shù)孛嫫露葹?°時，著陸緩沖階段結(jié)束后氣囊未發(fā)生滑移。當(dāng)著陸面坡度為10°及15°時，由于坡度較大，返回器受力不均勻，所以著陸緩沖階段結(jié)束后發(fā)生側(cè)滑，應(yīng)力略大。但是在各種坡度環(huán)境下，緩沖氣囊都沒有發(fā)生側(cè)翻，說明緩沖裝置具有較強的穩(wěn)定性。

圖9為不同坡度下返回器的動力學(xué)行為。分析返回器的豎直過載可知，當(dāng)著陸面坡度為5°、10°、15°時，返回器的第一個最大過載分別為5.30n、5.38n、4.85n，隨著坡度的增加，緩沖過程中由于返回器頭部封閉式氣囊與坡度地面的接觸，會出現(xiàn)第二個最大過載，分別為2.69n、6.0n、6.3n。緩沖氣囊在著陸面有坡度的情況下，最大過載都小于10n，具有良好的緩沖性能。過載隨著坡度的增加呈現(xiàn)不斷增加的趨勢，15°時第二個過載最大。

圖9 返回器的動力學(xué)行為

分析返回器的水平方向加速度可知，不同坡度下的水平方向加速度值都會上下波動，坡度越大，加速度峰值越大，水平向受力越大，返回器越不容易穩(wěn)定地著陸。分析返回器豎直速度的變化可知，三種不同坡度下緩沖氣囊的緩沖效果基本一致，著陸面坡度越大，緩沖氣囊緩沖后豎直方向速度越大。對比不同坡度下水平方向速度可知，坡度越大，水平向速度越大。原因是隨著坡度的增大，返回器會出現(xiàn)打滑，坡度越大，水平向打滑越嚴(yán)重，但都未出現(xiàn)側(cè)翻。

3.2 有風(fēng)環(huán)境影響

返回器在著陸緩沖過程中由于受到風(fēng)速的影響，其會在著陸時具有一定的著陸水平速度，因此需探究有風(fēng)環(huán)境對折紙氣囊緩沖性能的影響。為了分析有風(fēng)環(huán)境的影響，本文取水平速度V分別為1m/s和2m/s進(jìn)行對比驗證[23]，分析緩沖氣囊同時具有豎向速度和水平速度下的緩沖過程，氣囊的變形及應(yīng)力分布如圖10所示。

圖10 氣囊緩沖過程等效應(yīng)力云圖

由圖10中可知，緩沖氣囊受到水平速度的影響，由于氣囊和地面的摩擦作用產(chǎn)生摩擦力，返回器頭部會進(jìn)行一定的傾斜，但是不足以使得返回器發(fā)生傾覆，說明緩沖氣囊在水平速度的影響下具有良好的穩(wěn)定性。同時由于水平向速度的存在，導(dǎo)致氣囊無法豎直壓縮，緩沖氣囊的緩沖能力下降，出現(xiàn)了明顯的反彈現(xiàn)象。當(dāng)水平速度大于等于3m/s時，緩沖氣囊無法有效地保護(hù)返回器，緩沖過程中返回器會碰觸地面。

緩沖裝置在有風(fēng)環(huán)境影響下的豎直過載、豎直速度、水平速度、水平加速度如圖11。由分析結(jié)果可知，緩沖氣囊出現(xiàn)兩個過載峰值，第一個過載峰值是由于排氣氣囊與地面的接觸導(dǎo)致。第二個過載峰值是由于排氣氣囊傾倒后封閉式氣囊與地面的接觸產(chǎn)生。隨著水平速度的增大，最大豎直過載有所增大，水平向加速度則由于底層氣囊的傾倒，加速度先反向增加，之后由于與地面的摩擦導(dǎo)致加速度迅速上升，豎直向速度兩種情況下變化不大，水平速度的變化則與加速度的變化相對應(yīng)。

圖11 返回器的動力學(xué)行為

3.3 地面障礙環(huán)境影響

緩沖氣囊的緩沖性能受地面障礙物的影響較大，因此需要研究地面障礙對緩沖氣囊緩沖過程的影響。緩沖氣囊單層折紙單元的高度為0.16m，故地面障礙物設(shè)置為0.15m×0.15m×0.15m的正方體，放置在其中一個組合式緩沖氣囊的中心位置。對地面存在障礙時緩沖氣囊的緩沖著陸過程進(jìn)行仿真分析，得到組合式緩沖氣囊的變形及應(yīng)力分布如圖12所示。

圖12 氣囊緩沖過程等效應(yīng)力云圖

選取緩沖氣囊的緩沖過程中三個關(guān)鍵狀態(tài)進(jìn)行分析，分別是緩沖氣囊開始下降后（=0.025s）、前部氣囊與障礙物首先接觸（=0.045s）、最終穩(wěn)定狀態(tài)（=0.5s）。緩沖氣囊開始下降階段，前部障礙物沒有影響。然后前部兩個氣囊與障礙物首先接觸，氣囊發(fā)生大變形，局部出現(xiàn)較大的應(yīng)力。最終穩(wěn)定狀態(tài)中，由于前部障礙物的存在，返回器有所后傾，但是返回器和氣囊并未發(fā)生側(cè)翻。

返回器的過載與豎直方向速度如圖13所示。由于地面障礙物的存在，最大過載6.24n，相較于無障礙工況過載略高，豎直方向速度變化平緩，無明顯的反彈現(xiàn)象，緩沖效果較好。

圖13 返回器的過載與豎直方向速度

4 結(jié)束語

本文基于折紙技術(shù)，設(shè)計并數(shù)值仿真研究了一種新型組合型緩沖氣囊，得到了以下結(jié)論：

1）新型組合型緩沖氣囊的最大過載為5.95n，與傳統(tǒng)圓柱狀緩沖氣囊的最大過載相比，降低了39.6%，采用折紙氣囊后返回器的速度比采用圓柱氣囊時小，折紙氣囊具有比圓柱氣囊更好的緩沖性能。

2）隨著著陸面坡度的增加，過載的第一個峰值不斷降低，第二個峰值不斷增加，當(dāng)著陸面坡度為5°、10°、15°時，返回器的最大過載分別為5.3n、6.0n、6.3n，具有良好的緩沖性能。

3）在有風(fēng)環(huán)境中，返回器會進(jìn)行一定的傾斜，但是不足以使返回器發(fā)生側(cè)翻，說明緩沖氣囊具有良好的穩(wěn)定性。由于前部障礙物的存在，返回器和氣囊有所后傾，但是未發(fā)生側(cè)翻。由于障礙物的存在，最大過載為6.24n。豎直方向速度變化平緩，無明顯的反彈現(xiàn)象。

通過本文的研究可知，將折紙技術(shù)應(yīng)用于緩沖氣囊設(shè)計，有助于改善其緩沖性能，對設(shè)計軟著陸緩沖系統(tǒng)有工程意義。后續(xù)將對折紙型緩沖氣囊的設(shè)計參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，以確定最優(yōu)設(shè)計方案。本文僅限于數(shù)值仿真研究，后續(xù)還將開展相應(yīng)的試驗驗證。

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Design and Simulation of a Novel Combined Cushion Airbag Based on Origami Technology

XU Yan1YANG Yilong1CHEN Gang2LI Guangxing2CHEN Huajian2

（1 School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, China）（2 Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201108, China）

To improve the cushioning performance of traditional cylindrical airbags, a novel combined cushion airbag based on origami technology is proposed and investigated. Geometry size, initial pressure, unloading pressure and exhaust port of the airbag are designed preliminarily by analytical model. With the control volume method, the finite element analysis model including return spacecrafts and combined cushion airbag is established, the dynamic behaviors of process are obtained, and the cushioning characteristics of the combined cushion airbag are analyzed. Compared with the traditional cylindrical airbags, the maximum overload of the novel combined airbag is 5.95n, and the overload of the spacecrafts is reduced by 39.6%. The cushioning performances of the combined airbags in complex environment are studied. The influence of non-horizontal landing surface, wind environment and ground obstacles on cushioning process are investigated. The results shows that the combined cushion airbag has excellent cushioning performances and is fit for complex landing environment. The work provides technical supports for the soft landing systems design for heavy return spacecrafts.

combined cushion airbag; origami; impact dynamics; maximum overload; complex environment; return spacecraft

V474

A

1009-8518(2022)05-0024-12

10.3969/j.issn.1009-8518.2022.05.003

2022-10-12

國家自然科學(xué)基金（91748209，11402229）；上海航天科技創(chuàng)新基金（SAST2021–059）

徐彥, 楊毅龍, 陳剛, 等. 基于折紙技術(shù)的組合型緩沖氣囊設(shè)計及仿真[J]. 航天返回與遙感, 2022, 43(5): 24-35.

XU Yan, YANG Yilong, CHEN Gang, et al. Design and Simulation of a Novel Combined Cushion Airbag Based on Origami Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2022, 43(5): 24-35. (in Chinese)

徐彥，男，1982年生，2009年獲浙江大學(xué)土木工程專業(yè)博士學(xué)位，現(xiàn)為浙江大學(xué)航空航天學(xué)院副教授、博導(dǎo)。研究方向是航天器結(jié)構(gòu)機構(gòu)、空間機器人。E-mail：xyzs@zju.edu.cn。

（編輯：龐冰）