气囊缓冲特性的数值仿真分析方法综述

气囊缓冲特性的数值仿真分析方法综述

0美国缓刑氮气冲压机技术研究缓冲胶囊在其轻微重量、良好的折叠性能和低成本等独特优势上提供了一种有效的缓冲技术，帮助高价值和重度囚犯的顺利或回收。这是航天航天计划和软土地分割技术领域一个非常应用前景的热点研究方向。不同构型的缓冲气囊在不同的领域中起到了良好的缓冲保护效果:作为地外星球探测器软着陆的冲击缓冲结构,美国“火星探路者”着陆时的精彩表现,给世人留下深刻的印象;缓冲气囊还应用在无人机上,如美国60年代初研制的USD-5无人侦察机、加拿大的CL-289战地无人侦察机等均采用了气囊缓冲回收技术;在重装空投、应急救援等领域缓冲气囊技术也得到了应用。在民用工程领域,目前广为应用的汽车安全气囊也属于缓冲气囊技术的应用,但不在本文的重点评述范围内,本文的评述主要针对软着陆缓冲气囊。本文从软着陆缓冲气囊的缓冲机理出发,对现有的缓冲气囊技术进行分类,并对每种技术类型的性能和优缺点进行评述。在此基础上论述了几种分析方法的原理和特点,以及缓冲气囊优化设计的重要性,归纳了软着陆缓冲气囊技术研究的发展方向。1气体抑郁症的分类和应用缓冲气囊结构形式多样,从缓冲机理区分,可分为:密闭型气囊、排气型气囊和组合型气囊。1.1密闭氮气缓冲系统所谓密闭型气囊是指在缓冲过程中不依靠对外界排气来释放冲击能量的气囊,主要通过内部气体的压缩流动以及系统的多次弹跳来转移消耗冲击能量。由于不涉及缓冲过程中的排气控制问题,这类气囊结构相对简单,制作方便,可靠性较高,在星际探测中有着广泛的应用前景。该类气囊的典型代表当属美国于1997年发射的“火星探路者(MPF)”探测器所采用的气囊缓冲系统,如图1所示。经过实践验证,该型缓冲系统可以在火星多岩石地区使用,并能有效的降低着陆过载,保护着陆舱。美国2003年发射的“勇气号(MER-A)”和“机遇号(MER-B)”探测器也采用了类似的气囊缓冲系统,并在设计上稍加改进,使缓冲气囊携带有效载荷的能力得到了更大的提升。欧空局2003年6月份发射的“猎兔犬2号(BeagleⅡ)”也采用了密闭气囊,并且进行了大量的验证试验。该气囊缓冲系统由三个球冠形气囊和一个混合型气体发生器(HybridGasGenerator)组成。三个球冠形气囊呈120°分布,球冠包裹着有效载荷形成一个直径大约2m的近球体。它最终停止弹跳的时候,3个气囊分离,然后进一步膨胀并朝三个方向滚动离开着陆器,如图2所示。除了上述两种气囊外,欧空局为即将建造的BepiColombo水星探测器设计了一种双环形布局的密闭气囊。该型气囊由两个圆环组成,如图3所示。有效载荷位于两个圆环的夹层处,气体发生器放置在有效载荷和气囊之间的狭小空间内。采用这种气囊,可以避免登陆车最终姿态不可控的缺点。上述几种密闭式气囊设计思想新颖,是全向缓冲系统。此类气囊缓冲系统对着陆点的地形情况不敏感,无论是哪个方向受到的冲击,都具有足够的减缓作用;而且允许着陆器在着陆后反弹和翻滚若干次,以耗散冲击能量。其缓冲过程的加速度峰值大致上与气囊的初始高度成反比,气囊的最大压力和减加速度大致上与初始速度的平方成正比。这类气囊虽然具备全向缓冲能力,但也存在一些缺点:(1)弹跳和翻滚使登陆器的最终姿态不易控制,附加调整姿态的装置增加了系统的复杂性与质量。(2)气囊体积庞大,着陆后需将气囊移除,以便登陆车正常工作。在气囊移除的过程中,会为登陆器的正常展开带来额外的风险。(3)与排气型气囊相比,具有全向缓冲性能的密闭型气囊质量更大。(4)在最初的碰撞之后,气囊姿态将失去控制。最终可能由于凹坑、峭壁等地形限制导致登陆车无法展开。(5)由于反弹、翻滚多次,因此需额外的磨损保护层用于防磨损、防刺、防撕裂。增加了系统的重量。1.2无创能量的持续冲击期d排气型缓冲气囊在受到冲击时,气囊先保持封闭,产生压缩以储存、吸收能量,当囊内气体压力增加至预定的门槛值或有效载荷达到预定的过载时,排气口开启,囊内气体通过排气口向外泄露以耗散能量,直至冲击缓冲过程结束。此类气囊无反弹,经过一次缓冲即把能量衰减掉,其工作过程如图4所示。A气囊充气展开;B气囊触地,降落伞脱离,开始绝热压缩减缓过程;C排气口打开,进行排气释能减缓过程;D有效载荷着陆。排气型气囊是目前重装空投防护领域研究最为活跃的一个方向,出现了各种新的设计方案,一般可分为三种情况,如图5所示。1.2.1缓冲器氮气冲压冲压结构形式在固定排气口面积缓冲气囊的工作过程中,当气囊内气体被压缩到预定的压力或有效载荷达到预定的过载时,排气口开启,维持排气过程持续到冲击结束,在此过程中排气口面积固定(如图5a所示)。美国F-111弹射座舱即采用了固定排气口面积的矩形缓冲气囊(如图6所示)。固定排气口面积的缓冲气囊通过选择合适的气囊设计参数可以将过载限定在允许范围内并且避免反弹。与密闭缓冲气囊相比,有以下优点:(1)一次减缓,直接着陆,冲击减缓效率高;(2)经过合理设计排气口参数,缓冲过程中气囊内部的最大压力可控,从而降低了气囊织布的最大应力,同时由于只需承受一次冲击,对气囊织布的要求降低;(3)不会出现反弹现象,有利于着陆姿态控制,避免附加姿态纠正设备;(4)气囊的体积相对较小,充气量需求减少,减轻了充气装置的质量;(5)气囊无需包围有效载荷,为缓冲气囊在有效载荷上的安装带来了便利。但由于缓冲过程中排气口面积固定,一旦打开,将维持其打开状态直至缓冲过程结束。因此该型气囊在应用过程中有以下缺点:(1)囊内压力变化迅速,最大压力维持时间短暂,要求气囊的设计冲程较大。(2)囊内压力与外界平衡后,气囊将不再为有效载荷提供支撑力,在重力的再加速作用下,有效载荷将维持一定的终了速度硬着陆,发生二次冲击。(3)不具备全向缓冲能力,对着陆点要求比较高。如果着陆点地形较为崎岖,且有较大障碍物,将会对气囊和有效载荷造成损坏。(4)由于气囊一般固定在有效载荷下方,导致缓冲系统重心较高,对地面侧风以及横向速度比较敏感,气囊触地以后,容易发生翻倒或内陷。常见模式如图7所示。翻倒:该情况一般发生在着陆时水平速度超过期望值,气囊底部已静止但有效载荷仍附带一个水平速度。内陷:该情况发生在着陆时地面的倾斜角大于设计值或着陆时岩石过于庞大,气囊在缓冲物体和岩石或地面上坡段之间受到不均匀压缩,从而导致缓冲物体倾斜,陷入气囊,与地面发生碰撞。1.2.2氮气缓冲过程动态特性可控排气口气囊通过对排气口的控制,提高缓冲效果,如图5b所示。美国陆军Natick研究中心的Calvin和Nick等人设计了一种重型空投用缓冲气囊的机械式排气控制机构,在缓冲时调节排气口面积,以使囊压变化平缓。着陆缓冲时,气囊排气阀面积迅速开启至最大位置;然后随时间线性地减小排气口面积,可以减小至关闭。相应的缓冲气囊加速度值如图8所示。落震实验表明这种改进措施使得冲击过载曲线变得平缓,与排气口面积为固定的气囊相比,其加速度峰值要低37%。国内戈嗣诚基于气囊缓冲过程排气控制的研究,采用磁滞伸缩作动器驱动排气阀,根据缓冲过程气囊内部的压力变化和外界过载变化,实时控制气囊排气口的大小,实现缓冲过程主动控制。可控排气口气囊最大的优势在于囊内最大压力可以恒定维持较长时间,减缓效率高。同时由于减缓结束后,囊内仍然保留一定压力,气囊可以起到弹性支持的作用,因此有效载荷的终了速度理论上可以降到零。但是目前由于排气口控制装置机构复杂,可靠性低,可控排气口气囊的实际应用还较少,仍有待进一步研究。1.2.3气动缓冲特性增压型缓冲气囊是在固定排气口气囊的基础上,增加一个进气口而成,如图5c所示。它在气囊缓冲的同时,以一定质量流率向气囊内充入气体,使气囊内的压力增大,并维持在预定的压力水平,提高减缓效率,使冲击过载曲线变得平缓。文献采用增压型缓冲气囊时,通过连续增大充入气囊内的气体质量流率,相应的着陆缓冲加速度曲线与图8中可控排气口型气囊相当。这种方案实施起来,相比主动控制排气口方案较为容易。1.3氮气缓冲系统所谓组合型气囊是指由密闭型气囊和排气型气囊组合而成的缓冲气囊。通常为双气室气囊,外气囊为固定排气口气囊,内气囊为密闭型气囊。着陆冲击时,当冲击加速度或外气囊压力达到设定的条件时,外气囊排气口打开,开始排气,释放能量。内气囊则始终保持密闭状态,在外气囊排气结束后起到弹性支撑的作用,从而避免在终了时刻的二次冲击。自2006年开始,美国ILCDover公司和AirborneSystemsNorthAmerica(ASNS)公司分别设计了OrionCrewExplorationVehicle(CEV)的气囊着陆缓冲系统,两者在设计中均采用了组合式气囊,但在气囊结构以及外气囊的构型有所区别。该缓冲系统如图9所示,由数个组合型气囊组成,采用高压冷气源充气。随后在着陆冲击试验中,均表现出了优秀的缓冲性能,在将加速度降至适当范围的前提下,避免了翻倒和内陷的发生。欧空局(ESA)即将发射的ExoMars火星探测器拟采用组合式气囊,主气囊分为六个腔室,内部内置一个密闭型环形气囊,位于刚性实验平台正下方,如图10所示。冲击缓冲时,环形密闭内气囊在主气囊完成排气减缓后为着陆器提供弹性支撑。与以上几种气囊相比,组合型气囊具有以下优点:(1)有效载荷可以直接放置于气囊正上方,不需要附加调整姿态的装置。(2)内置的密闭式气囊可以在有小石块和斜坡的地形着陆,有效防止了气囊的内陷,为有效载荷提供保护。(3)压缩行程小、缓冲效率高且无反弹,有效载荷重心较低,可以有效防止气囊的翻倒。由于组合式气囊是由密闭型气囊和排气型气囊组合而成的,结构组成复杂,从而导致设计难度更大,研发周期长。2仿真实验质量和效率缓冲气囊的工作性能可通过解析分析、有限元仿真、实验等手段进行评估。实验研究以投放实验为主—即系统的自由落体实验。尽管气囊缓冲系统的投放实验是检验着陆缓冲系统是否有效的无可取代的方式,但投放试验过程短(仅20~40ms左右)、风险大、代价高,大量实施比较困难。解析分析和有限元仿真一方面可以帮助提高实验质量,减少实验次数,甚至取代部分实验室工作,从而节省实验时间和费用;另一方面可通过计算考察实验过程中难以测量的参数,获得更多数据。更重要的是,解析分析和有限元仿真可为缓冲气囊参数的初期选择和优化设计提供依据,为气囊缓冲性能的预估提供工具。2.1缓冲特性的研究解析分析方法是运用基本的热力学方程和运动学方程,建立气囊系统的数学方程,然后运用简单的数值积分法来求解系统的响应。J.KennethCole和DonaldE.Waye建立了“火星探路者”气囊缓冲系统的解析数学模型,计算了气囊和有效载荷在缓冲反弹过程中的动态特性,计算结果与试验结果吻合较好,为气囊缓冲系统的设计提供了强有力的计算支持。JackB.Esgar和WilliamC.Morgan等忽略气囊织布弹性和气囊内气体质量,将气囊内部看作一个满足理想气体状态方程的容器,从热力学方程出发,结合力学平衡方程,建立了缓冲气囊的解析分析模型。戈嗣诚等人基于JackB.Esgar工作,开展了固定排气口型缓冲气囊在无人机回收中的可行性研究,并且探讨了气囊设计参数对缓冲性能的影响。王亚伟等同样基于热力学方程,建立了带缓冲气囊的货台空投系统的计算方法。陈帅等对软着陆气囊的缓冲特性进行了研究,推导出了缓冲响应的计算方法。本文作者在考虑气囊织布弹性变形的条件下,对固定排气口软着陆气囊的缓冲特性进行了分析,研究了排气口面积、初始压力和织布弹性对气囊缓冲特性的影响。解析分析方法计算简便,计算速度快,便于实施参数对比分析,但难以考虑气囊的变形,不便于研究横向冲击带来的着陆稳定性问题。2.2u3000缓冲病毒检测方法有限元方法以其通用性成为工程结构力学行为分析的重要工具。将有限元技术应用到气囊缓冲仿真,模型可以不受气囊形状、气囊变形、地面着陆条件限制,无需引入解析分析中的诸多假设前提。由于气囊的缓冲过程分析涉及有效载荷与囊内气体之间的耦合作用,因此对于这类分析必须采用耦合分析技术。目前发展的这类耦合分析技术主要有两种,一是控制体积法(CV算法),二是任意拉格朗日欧拉法(ALE算法)。CV法中有两个基本假设:(1)气囊内的气体满足理想气体条件,经典热力学方程适用。(2)一个气囊室内的温度和压力分布处处相等。该方法将一个气囊室看作一个控制体积,由气囊织布表面的单元围成,如图11所示。组成气囊的织物由膜单元或壳单元构成。每一步首先基于给定的热力学气囊模型计算出气囊内部的气体压力,然后将气囊内部压力作为载荷施加到气囊上来求解气囊下一步的形状。JosephV.Welch采用CV法对乘员探测飞行器(CEV)的着陆缓冲气囊进行了模拟,仿真结果与空投实验结果基本一致(如图12所示)。C.S.Huxley-Reynard应用CV法对“猎兔犬2号”的缓冲气囊进行了模拟,通过仿真结果研究了着陆初速度、登陆器姿态和着陆点地形对冲击过载和缓冲行程的影响,对工程应用具有重要的指导意义。CV算法虽然计算效率高,但存在一定缺点,压力均匀分布的假设通常在缓冲的初期与实际情况并不相符,另外也无法考虑缓冲气囊与周围气体环境之间的相互作用。为了精确描述缓冲气囊展开初期气囊内部压力,排气过程与外界大气的相互作用,ALE方法得到了重视。ALE方法在固体结构边界运动的处理上采用拉格朗日方程体系来描述,可以有效地跟踪物质结构边界的运动,但在流体介质的离散化上则吸收了欧拉方程体系的长处,使得内部网格单元独立于物质实体而存在,但又不完全和欧拉网格相同,网格可以根据所定义的参数,在求解过程中实时适当调整。应用ALE算法进行流固耦合的动态响应分析时,先执行一个或几个拉格朗日时步计算,此时单元网格随材料流动而产生变形,然后执行ALE时步计算:(1)保持变形后的物体边界条件,对内部单元进行重分网格,网格的拓扑关系保持不变,称为SmoothStep;(2)将变形网格中的单元变量(密度、能量、应力张量等)和节点速度矢量输送到重分后的新网格中,称为AdvectionStep。因此ALE算法可以克服单元严重畸变引起的数值计算困难,实现流固耦合或大变形行为的数值分析。ALE方法用于气囊缓冲仿真时,通常气囊织布采用拉格朗日薄膜单元来模拟;气囊外部的流场和气囊内部的气体则用单点积分ALE网格来描述。ALE网格区域的大小应包含整个气囊活动的区域,网格的大小与气囊的薄膜单元的尺度相近。DmitriFokin等用ALE法和CV法模拟物体碰撞实验(bodyblocktest),对两种算法的计算结果进行了对比分析,如图13所示。从图13可以看出,ALE方法与实验数据符合的较好。尤其是在实验初期,实验和ALE仿真的加速度曲线均可清晰看出有两个峰值。相比较而言,CV法对实验初期的仿真过于粗糙,不过后期响应的变化趋势与ALE法基本一致。目前国内对软着陆缓冲气囊的有限元仿真研究还较薄弱,对实用性软着陆气囊的研制较少。李明琦等建立了应急气囊的有限元模型,对气囊着水冲击过程进行了数值计算,并通过缩比试验和数值模拟数据进行了对比分析。邓春燕等采用CV算法,模拟了“火星探路者”探测器的气囊缓冲系统的着陆过程,研究了气囊内部压力和温度等指标型参数的变化过程。万志敏等应用排气型气囊开展了两种航天器模型的软着陆缓冲的试验研究。2.3缓冲氮气缓冲的设计方法缓冲气囊的设计是一个反复迭代的过程。设计过程中,要尽可能减轻缓冲气囊系统的质量,提高缓冲性能。缓冲气囊的性能与气囊的几何尺寸、气囊的压力、排气口面积等多个因素有关,如何折中优化配置这些参数,涉及到气囊参数的优化设计问题。优化设计不仅仅体现在提高缓冲气囊的性能,还可以缩短研制周期,降低成本。AnthonyP.Taylor和DebraJ.Gardinier采用DYNA3D有限元软件对“猎兔犬2号(BeagleII)”的气囊缓冲系统进行优化设计,通过对气囊构型和参数设置的研究,将气囊由初始的两个球冠增至三个球冠。最终确定了满足缓冲要求的最优几何构型。BenjaminA.Tutt等应用HyperStudy优化软件采用序列响应面法对NEXST-2(日本超音速验证机)的气囊着陆缓冲系统进行优化,使最大加速度由原来的6.2g减小到5g。由此可见优化设计对缓冲气囊设计的重要性。国内戈嗣诚等通过理论分析建立了气囊的缓冲特性计算模型,根据初步落震结果采用复合型法对气囊参数进行了优化,缩短了研制周期,提高了气囊的性能参数,降低了成本。尹汉锋等通过LS-DYNA对空投设备缓冲气囊进行仿真计算,同时采用遗传算法对气囊的参数进行了优化。刘鑫等应用气体的热力性质建立了气囊缓冲的动力学模型,并采用微型多目标遗传算法对影响空投缓冲气囊动态特性的参数进行了优化。优化后的结果可以减少气囊设计实验的次数从而降低实验成本,对实验具有很好的指导意义。3吊装空投防护技术的研究现状综上所述,缓冲气囊作为一种有效的冲击缓冲装置,在高价值堕坠物的软着陆或安全防护等领域受到越来越多的重视,尤其在航空航天领域,缓冲气囊技术的应用在不断的深入,不仅可用于无人系统的回收,还可用于载人着陆系统的防护。对于深空行星着陆探测,由于复杂的地形、着陆地点的不可确定性,密闭型气囊仍具有应用潜力,设计缓冲性能更佳的新颖构型是这类缓冲气囊今后发展的方向之一。排气型气囊从1960年开始至今应用在不同重量的有效载荷软着陆防护上,这类气