魯超宇，陳金寶，2，3，王 宸，2，3，朱錦耀，黃梓瀚

(1. 南京航空航天大學航天學院，南京 211106；2. 深空星表探測機構(gòu)技術(shù)工信部重點實驗室，南京 211106；3. 航天進入減速與著陸技術(shù)航天科技集團重點實驗室，南京 211106)

0 引 言

重型裝備空投技術(shù)可大大提高空降部隊的作戰(zhàn)能力,其中著陸緩沖系統(tǒng)是保障重型裝備在空投環(huán)境中安全著陸最重要的技術(shù)之一。目前國際廣泛應用氣囊緩沖系統(tǒng)應對傘降減速后裝備的殘余速度[1],一般為獨立氣囊或主/輔單氣囊結(jié)構(gòu),其具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高等優(yōu)點。由于空投試驗成本高昂、可重復性差,目前針對緩沖氣囊的研究多數(shù)集中在解析分析和仿真分析兩個方面,學者們也對此進行了大量研究[2-6]。劉鑫等[7]提出基于概率-橢球混合模型的緩沖氣囊防護可靠性分析方法;洪煌杰等[8]通過仿真和代理模型方法對氣囊系統(tǒng)進行多目標優(yōu)化;Cao等[9]基于離散元方法對球形氣囊進行了跌落緩沖仿真分析;He等[10]基于相似關(guān)系推導了球形氣囊緩沖沖擊響應并與地面原型進行了相似性分析;張鵬飛等[11]基于有限元方法討論了單參數(shù)變化對氣囊緩沖效果的影響。

雖然單氣囊緩沖方式能夠滿足現(xiàn)階段普通工況空投裝備過載要求[12],但面對高海拔地區(qū)和復雜地形環(huán)境時,裝備過載會大幅升高,極易超過裝備允許過載[13]。且隨著未來戰(zhàn)場環(huán)境的不確定性增加、我國空降部隊規(guī)模和軍事實力的增強,即將服役空投的二代戰(zhàn)車裝備質(zhì)量將大幅提升,同時車內(nèi)將攜帶更多精密設備,甚至未來面向載人空投技術(shù)的研究[14],均要求緩沖過程中裝備過載進一步降低?，F(xiàn)階段的緩沖氣囊在排氣完畢時,裝備依然存在一定的垂直速度,并與地面發(fā)生硬碰撞[15]。所以進一步研究降低空投裝備著陸過載水平、避免裝備與地面發(fā)生硬碰撞的緩沖氣囊結(jié)構(gòu)具有較大意義。

由于儀器精密和載人需求,組合式氣囊在航天器和返回艙著陸緩沖領域已有應用[16],如ILC Dover公司和ASNS公司設計的組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng),在航天著陸領域均表現(xiàn)出優(yōu)異的緩沖性能[17-18];Zhou等[19]設計了新型月球著陸組合式緩沖氣囊,并分析了其緩沖性能與參數(shù)響應。對組合式氣囊的研究證實了其具有良好的排氣后支撐性,有利于在外氣囊排氣后進一步降低載荷過載。但現(xiàn)有組合式氣囊緩沖的資料中,迄今為止尚無將組合式氣囊應用于重裝空投緩沖以避免裝備與地面硬碰撞的方法研究,缺乏組合式氣囊緩沖效果的清晰結(jié)論,且針對組合式氣囊的精密解析分析和仿真方法也未見詳細分析。

針對以上問題,為詳細論證組合式氣囊在重裝空投領域的應用價值,本文通過理論分析和有限元仿真的方法,詳細剖析現(xiàn)階段空投裝備單氣囊緩沖的局限性和組合式氣囊在空投裝備緩沖領域的應用構(gòu)型及其緩沖機理、多工況緩沖效果,并探究內(nèi)氣囊結(jié)構(gòu)參數(shù)對緩沖效果的影響趨勢。結(jié)果表明,組合式氣囊在空投裝備高速觸地緩沖中可進一步有效降低空投裝備過載,在多工況場景中有更加出色的應用。

1 現(xiàn)役空投裝備緩沖方案分析

1.1 氣囊緩沖模型

現(xiàn)役某型空投裝備戰(zhàn)斗全重約為8 t,其應用的單體緩沖氣囊和所提出的組合式氣囊結(jié)構(gòu)如圖1所示,為主/輔氣囊結(jié)構(gòu),主輔氣囊之間有通氣孔,輔氣囊有排氣孔連通外界,主氣囊下方進氣口用于空降過程氣囊自充氣,組合式氣囊內(nèi)部增加一密閉圓柱形氣囊。

圖1 單氣囊與組合式氣囊結(jié)構(gòu)

單氣囊與組合式氣囊在外氣囊壓縮排氣過程中情況一致,氣囊著陸壓縮過程中,排氣孔的開啟閾值為標準環(huán)境壓力。輔氣囊不直接參與載荷承接,而是起到延緩主氣囊氣體排出、增加著陸穩(wěn)定性的作用。由于存在排氣情況,氣囊織物彈性影響較小,不予考慮。

主氣囊通氣孔和輔氣囊排氣孔均可看作薄壁孔排氣模型[20],對于主氣囊

(1)

(2)

同理,對于輔氣囊

(3)

(4)

主氣囊壓縮過程中有如下參數(shù)關(guān)系

Vz=Ahz

(5)

(6)

(7)

式中:A為主氣囊頂部和底部面積平均值,即緩沖過程中裝備與氣囊平均接觸面積;Vz為主氣囊體積;Vz0為主氣囊初始體積;mz為主氣囊氣體質(zhì)量;mz0為主氣囊初始氣體質(zhì)量;pa為環(huán)境壓力;pf0為輔氣囊氣壓;Akf為輔氣囊排氣孔面積;Tf0為輔氣囊氣體初始熱力學溫度;hz為主氣囊高度。

輔氣囊緩沖過程中不直接受載荷壓縮,吸收主氣囊排出氣體后進一步排出,有如下參數(shù)關(guān)系

(8)

(9)

(10)

式中:Vf為輔氣囊體積;Vf0為輔氣囊初始體積;mf為輔氣囊氣體質(zhì)量;mf0為輔氣囊初始氣體質(zhì)量;hf0,hf分別為輔氣囊初始高度、輔氣囊高度。

空投裝備著陸緩沖過程中運動方程為

Ma=(pz-pa)A-Mg

(11)

式中:M為空投裝備質(zhì)量;a為裝備豎直方向加速度;g為重力加速度。

1.2 算例分析

基于控制體積法建立單一氣囊、1/10質(zhì)量載荷算例,以驗證仿真算法的正確性,算例參數(shù)如表1所示。

表1 算例參數(shù)

定義豎直向上方向為正,獲得載荷主/輔單氣囊著陸緩沖過載曲線如圖2所示,基于控制體積法建立有限元模型與解析模型進行對比,從圖中可以看出,載荷過載響應仿真與模型基本一致,少量誤差是由于解析模型忽略了氣囊織物彈性和相關(guān)接觸特性。本仿真方法可適用于空投裝備仿真分析,具有較高的可靠性。

圖2 算例過載加速度曲線

1.3 單氣囊緩沖過程有限元仿真分析

基于上述有限元建模方法,并參考現(xiàn)有空投緩沖氣囊參數(shù)[21]建立重裝空投單氣囊緩沖有限元模型,相關(guān)參數(shù)如表2所示。

表2 有限元模型參數(shù)

分別計算觸地速度為5、7、9 m/s時的裝備過載,過載曲線如圖3所示,可以看出,隨著觸地速度的提高,裝備過載急劇攀升,呈現(xiàn)出明顯的雙波峰現(xiàn)象,且越來越尖銳,趨勢與文獻[21]一致。

圖3 不同觸地速度下裝備過載加速度

以9 m/s觸地速度為例進行分析,0 s空投裝備氣囊系統(tǒng)開始觸地,氣囊急劇壓縮同時伴隨排氣孔排氣,在0.09 s時出現(xiàn)第一個過載加速度波峰約11.94g,此時氣囊對載荷的緩沖作用力達到最大;隨后在0.14 s時,隨著囊內(nèi)氣體排空,裝備隔著氣囊織物與地面發(fā)生硬碰撞,此時過載達到最大值13.72,裝備殘余豎直速度迅速歸零;在0.2 s時整個緩沖過程已完全結(jié)束,裝備離地發(fā)生少量反彈,之后過載逐漸穩(wěn)定并趨于重力加速度。

通過以上分析不難發(fā)現(xiàn),氣囊氣體排空后裝備與地面的硬碰撞是導致過載急劇升高的主要因素,相關(guān)文獻也指出,現(xiàn)階段空投裝備的緩沖方法一般都會和地面發(fā)生硬碰撞,但由于最大過載處于允許區(qū)間內(nèi)[22],進一步降低過載的研究則相對缺乏。

2 空投裝備組合式氣囊緩沖性能分析

在遇到極端空投情況如高海拔、復雜地形情況時,傳統(tǒng)氣囊緩沖效果往往不佳,而緩沖失敗代價高昂,損傷嚴重。且隨著空投裝備質(zhì)量在未來進一步提升、更多精密設備的攜帶,考慮未來載人空投的發(fā)展趨勢,降低空投裝備過載的方式需要進一步研究。而單純提高氣囊高度會導致著陸不穩(wěn)定甚至側(cè)翻,在保證氣囊整體尺寸不變的情況下,組合式氣囊則可以最大限度避免硬碰撞導致的過載激增[23],對空投裝備提供有效支撐。

2.1 內(nèi)氣囊絕熱壓縮過程分析

組合式氣囊整個緩沖過程涉及內(nèi)、外氣囊兩部分的先后緩沖?？煞譃閮蓚€階段進行分析:外氣囊排氣釋能階段、內(nèi)氣囊絕熱壓縮階段。第一階段與上述模型相同,第二階段從內(nèi)氣囊壓縮參與緩沖開始,到裝備開始反彈結(jié)束。

以單個圓柱形密閉內(nèi)氣囊為分析對象,由于內(nèi)氣囊密閉不排氣,不再從氣體流量角度進行分析,轉(zhuǎn)而分析載荷受力模型和氣囊織物力學性能,相對于排氣型外氣囊,內(nèi)氣囊織物拉伸、剪切應力作用較明顯,分析中考慮織物環(huán)向應力和軸向應力作用。氣囊作為緩沖系統(tǒng)可有效隔絕沖擊中的高頻成分,可將空投裝備載荷簡化為剛體模型[24],假設內(nèi)氣囊壓縮過程中的變形理想對稱,壓縮模型如圖5所示。

圖5 內(nèi)氣囊絕熱壓縮示意圖

壓縮過程中,氣囊織物截面彈性拉伸后長度約為

L=2πz+4r

(12)

式中:z為內(nèi)氣囊高度的1/2;r為內(nèi)氣囊與載荷接觸部分截面長度的1/2;z0,r0為z,r初始尺寸;l為內(nèi)氣囊軸向長度。

整個緩沖壓縮過程中,織物徑向和環(huán)向始終處于張緊狀態(tài),根據(jù)假設中內(nèi)氣囊對稱壓縮,內(nèi)氣囊織物始終受到環(huán)向應力σh和軸向應力σt,沿氣囊壁軸向平衡方程有

(13)

式中:pn為內(nèi)氣囊內(nèi)壓;pz為內(nèi)氣囊外部壓力(外氣囊內(nèi)壓);hn0為氣囊織物厚度。

假設氣囊為各向同性線彈性織物,在兩種應力作用下,應變分別為

(14)

式中:E為織物彈性模量;μ為織物泊松比。

結(jié)合式(13)、(14)可得

(15)

第二階段內(nèi)氣囊緩沖過程中,裝備平衡方程為

(16)

式中:x為第二階段裝備豎直位移;An為裝備與內(nèi)氣囊接觸面積。

將式(16)在某一位移點進行泰勒展開并忽略二階及以上小量可得考慮織物彈性的裝備平衡方程為

(pn-pz)An-Mg

(17)

壓縮過程中內(nèi)氣囊體積約為

Vn=l(4rz+πz2)

(18)

對體積求微分得

(19)

(20)

內(nèi)氣囊壓縮過程可逆絕熱,則有

(21)

聯(lián)立式(15)、(20)、(21)并忽略二階以上小量,在緩沖過程中氣囊參數(shù)有如下變量關(guān)系

e1+e2Δr+e3Δz=0

(22)

式中:Δr, Δz為緩沖過程中相關(guān)參數(shù)某一階段變化量;e1,e2,e3為代數(shù)量,可由已知參數(shù)表示。

由于假設氣囊對稱壓縮,壓縮過程中有

(23)

將式(23)代入式(22)可得

(24)

在壓縮過程中任意時刻內(nèi), 氣囊?guī)缀螀?shù)之間存在如下關(guān)系

(25)

且由于pnVn=pn0Vn0,可得

(26)

聯(lián)立式(20)、(25)、(26)和式(17)的廣義力形式可得

(27)

基于上述理論分析可知,第二階段密閉氣囊緩沖實質(zhì)為一單自由度廣義非線性受迫振動,可有效隔絕第一階段殘余速度下的裝備著陸沖擊,進一步對裝備殘余速度進行緩沖。

2.2 組合式氣囊緩沖過程有限元仿真分析

建立組合式氣囊有限元模型,其中內(nèi)氣囊直徑0.3 m,密閉不排氣,隱去一側(cè)外氣囊如圖6所示,其余仿真參數(shù)與單氣囊模型相同。

圖6 組合式氣囊緩沖有限元模型

設定豎直觸地速度9 m/s,水平速度0 m/s,地面坡度0°。通過顯式動力學分析獲得組合式氣囊緩沖裝備過載和速度變化,與單氣囊緩沖對比如圖7、圖8所示。

圖7 組合式氣囊與單氣囊裝備過載加速度對比

圖8 組合式氣囊與單氣囊裝備速度對比

組合式氣囊下裝備過載在0.13 s時達到最高,為11.96,隨后開始下降,在0.22 s時裝備達到最大反彈速度?？梢钥闯?同等著陸條件下,組合式氣囊裝備過載雙峰現(xiàn)象幾乎消失,過載提升相對穩(wěn)定,相對于單氣囊緩沖造成載荷與地面硬碰撞導致的最高過載降低約12.83%,最高反彈速度降低約40.1%?？捎行岣呖胀堆b備著陸的安全性和穩(wěn)定性。

受著陸地形坡度和空投風速影響,難免出現(xiàn)非正常著陸工況,為驗證組合式氣囊的適用性,以圖9有限元模型為基礎,進一步進行豎直觸地速度9 m/s,水平橫向速度5 m/s,地面坡度0°和豎直觸地速度9 m/s,水平橫向速度0 m/s,地面坡度5°兩種特殊工況下的單氣囊緩沖和組合式氣囊緩沖仿真分析,如圖9～圖12所示。

圖9 水平速度特殊工況裝備過載加速度

圖10 水平速度特殊工況裝備豎直速度

圖11 地面坡度特殊工況裝備過載加速度

圖12 地面坡度特殊工況裝備豎直速度

當載荷同時存在水平速度觸地時,整體高過載時間更加短促,也導致反彈速度相比僅有豎直速度時較低,但水平速度使得速度方向另一側(cè)氣囊壓縮略微不充分,單氣囊和組合式氣囊緩沖載荷整體過載均略微提高,但組合式氣囊優(yōu)勢依然明顯。單氣囊緩沖最高過載為14.82,組合式氣囊緩沖最高過載為13.38,降低約9.7%。

當著陸地面存在明顯坡度時,對空投行動來說是較為危險的情況,通過上圖可以發(fā)現(xiàn),單氣囊緩沖情況下載荷過載明顯提高,達到18.32。而組合式氣囊性能出色,載荷過載約12.84,降低29%,但高過載持續(xù)時間較久,過載變化平穩(wěn),這也導致兩者反彈速度差別不大。由于著陸地面存在坡度,一側(cè)氣囊首先觸地,承受巨大沖擊導致該側(cè)氣囊排氣首先結(jié)束,同時提供翻轉(zhuǎn)力矩,而此時另一側(cè)氣囊緩沖尚不充分,在0.12 s時載荷一側(cè)與地面首先發(fā)生碰撞帶來較高過載,隨后的0.17 s時另一側(cè)氣囊排氣完畢,裝備與地面二次碰撞,產(chǎn)生過載小波峰。而組合式氣囊由于內(nèi)氣囊的存在,有效避免了這類情況對載荷的影響,緩沖整體平穩(wěn),過載較低,具有出色的表現(xiàn)。

3 組合式氣囊參數(shù)對緩沖效果的影響

緩沖氣囊結(jié)構(gòu)中加入密閉內(nèi)氣囊,可能會導致氣囊主要參數(shù)變化對整體緩沖效果的影響趨勢發(fā)生改變?，F(xiàn)役單氣囊緩沖系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)已廣泛應用,在不改變緩沖系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)尺寸的基礎上分析內(nèi)氣囊直徑和外氣囊排氣孔面積變化下的裝備過載變化趨勢。現(xiàn)役空投裝備戰(zhàn)斗全重為8 t,9 m/s為其正常工況下極限觸地速度[25],以此速度普通工況和現(xiàn)有模型參數(shù)作為初始條件,在一定范圍內(nèi),采用全因子法以固定間隔進行36組仿真分析并擬合結(jié)果,分析裝備過載變化趨勢和分布規(guī)律,組合參數(shù)如表3所示,獲得結(jié)果如圖13。

表3 仿真設計方案及結(jié)果

圖13 裝備最高過載加速度隨氣囊參數(shù)變化趨勢

對曲面圖分析可知,裝備最高過載隨內(nèi)氣囊直徑和外氣囊排氣孔面積兩個參數(shù)的增大整體呈現(xiàn)先降低后升高的趨勢。隨著內(nèi)氣囊直徑的增大,降低了裝備與地面硬碰撞導致的過載激增,但外氣囊體積被過多侵占,內(nèi)氣囊介入過早,導致排氣量不足,影響初始階段緩沖效果,導致整體緩沖效果越來越差;而隨著外氣囊排氣孔面積的變化,最佳的內(nèi)氣囊直徑也略有不同,綜合看來,當內(nèi)氣囊直徑為0.25 m,外氣囊排氣孔面積為0.04 m2時,緩沖效果最佳,裝備最大過載為11.13,進一步降低6.93%,與單氣囊緩沖方式相比,最高過載降低18.87%。

由以上分析可知,內(nèi)氣囊雖然可以避免硬碰撞情況,但其尺寸不宜過大;組合式氣囊中排氣孔面積引起裝備過載的變化趨勢與單氣囊過載變化趨勢相似。所以實際工程應用中,應根據(jù)載荷情況選取合理的相關(guān)參數(shù)以取得最佳緩沖效果。

4 結(jié) 論

基于空投裝備緩沖更低過載需求的必然趨勢,提出重裝空投組合式氣囊緩沖方法,詳細剖析了緩沖機理并進行多工況仿真分析,主要結(jié)論如下:

(1) 現(xiàn)役空投裝備氣囊緩沖在較高觸地速度9 m/s時,最高過載達到13.72,證實了存在裝備與地面發(fā)生硬碰撞的局限性;

(2) 多工況下組合式氣囊均能有效降低裝備著陸沖擊,在內(nèi)氣囊直徑0.3 m、外氣囊排氣孔面積0.04 m2典型工況下,相對傳統(tǒng)單氣囊緩沖最高過載降低約12.83%,最高反彈速度降低約40.1%,可有效提高空投裝備著陸的安全性和穩(wěn)定性;

(3) 裝備最高過載隨內(nèi)氣囊直徑和外氣囊排氣孔面積的增大總體呈現(xiàn)先降低后升高的趨勢。當內(nèi)氣囊直徑為0.25 m、外氣囊排氣孔面積為0.04 m2時,緩沖效果最佳,裝備最大過載為11.13,進一步降低6.93%,與單氣囊緩沖方式相比,最高過載降低18.87%。極大改善空投裝備過載情況,為下一代空投戰(zhàn)車和未來載人空投緩沖方案提供了有力的前置緩沖優(yōu)化措施。