航空装备缓冲气囊设计与缓冲特性研究

航空装备缓冲气囊以重量小、成本低等优势成为航空装备缓冲系统的研究热点。为快速解决航空装备缓冲气囊的设计问题,本文运用数值仿真软件,以航空装备缓冲气囊为研究对象,依据运动学、工程热力学及柔性薄壳力学等理论建立了环形缓冲气囊的数值仿真模型,利用最速下降法对模型进行优化设计;将优化参数的仿真结果与试验结果进行对比,验证模型建立的正确性,并分析不同参数(开口面积、开口压力和气囊高度)对缓冲气囊缓冲特性的影响。结果表明,当其他参数一定时,随着开口面积增加,缓冲过载减小,着地速度增加;随着开口压力增加,缓冲过载增加,着地速度减小;随着气囊高度增加,缓冲过载减小,着地速度变化不大。本文仿真方法可以迅速确定缓冲气囊的关键设计参数(如开口面积、排气压力、缓冲高度等)与外形,可以提升缓冲气囊的设计效率,为研究气囊缓冲特性提供了理论依据。

不确定因素下空投系统气囊缓冲仿真研究

在货台空投稳降阶段,降落伞系统的摆动及着陆区域不平整地形等不确定因素不仅对气囊缓冲能力产生影响,严重时甚至可能导致货台侧翻,有必要针对这种更为一般的着陆条件进行仿真分析。在现有的空投系统气囊缓冲过程仿真模型基础上,考虑货台下落姿势和地面坡度两个因素,构建不确定因素下气囊缓冲的仿真模型,通过蒙特卡洛仿真获取大量结果样本点,结合置信水平得到货台着陆可靠度。算例结果表明,所建模型能有效模拟缓冲气囊的实际工作特性,仿真算法结果合理,可行性高,具有更广泛的工程应用价值。

考虑织布弹性的软着陆气囊缓冲特性研究

对缓冲气囊模型进行合理简化,从能量守恒和热力学基本方程出发,计入气囊织布弹性势能的影响,建立了缓冲气囊的物理解析分析模型,同时采用LS-DYNA对其有效性进行了验证。并基于该模型,进行了水平圆柱式气囊缓冲特性的研究。研究结果表明对于带固定排气口的水平圆柱式气囊,忽略织布弹性,得到的最大冲击过载值要比弹性织布气囊低,若织布的弹性模量小于0.2 GPa时,织布弹性对缓冲性能的影响更加突出。初始充气压力以及排气口面积对此类气囊缓冲特性同样有显著的影响。增加初始充气压力可以降低气囊缓冲过程中的最大冲击过载,但是有效载荷触地速度有所提高。排气口面积过小,释能不充分,气囊将发生反弹,排气口面积过大,能量转化不够,有效载荷触地速度较高。

货台空投系统气囊缓冲过程仿真

基于热力学方法,建立了货台空投系统气囊缓冲过程仿真模型。综合考虑了实际缓冲工作过程中气囊的形变与排气口面积的变化,从而更加有效的模拟了该型缓冲气囊的实际工作特性。仿真结果与试验结果一致,能够准确的计算缓冲过程最大过载、缓冲过程时间等特性。基于DirectXSDK实现了气囊缓冲过程的可视化仿真。建模方法与可视化技术可用于其他型号气囊的缓冲特性仿真计算工作。

重装空投着陆缓冲稳定性分析

将重装空投软着陆过程分解为两个阶段分别考虑:气囊压缩缓冲阶段以及货台与地面接触碰撞阶段。在第一阶段,基于热力学方程及能量守恒原理,建立了气囊的缓冲模型,分析其缓冲特性,并得到货台与地面接触前的速度及姿态;在第二阶段,基于刚体动力学和接触动力学的方法,建立了货台与地面的碰撞模型,通过对具有水平速度的货台与地面的接触碰撞分析,得到货台碰撞后的速度和转角。通过典型算例分析计算了重装空投的着陆稳定性,并与试验结果进行了对比。

全向式多室连通气囊的缓冲特性研究

气囊缓冲技术广泛地应用于汽车、航空和国防工业等领域中。基于非线性有限元软件LS-DYNA,建立全向式多室连通气囊软着陆系统的有限元模型,用试验验证模型的准确性,并完成软着陆过程的仿真分析。通过合理设计工况,对全向式多室连通气囊的吸能特性进行研究,分析初始囊压、气囊直径、隔膜内孔直径和通气孔直径等对缓冲特性的影响。研究结论可指导全向式多室连通气囊着陆系统的设计。

缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析

文章基于显式有限元模型,采用控制体积法对缓冲气囊的展开及缓冲过程进行仿真分析。首先对单个球形气囊进行折叠展开过程模拟,之后依据NASA"猎户座"缓冲着陆器的缩比模型,建立了一个用以评估气囊着陆衰减系统的LS-DYNA有限元模型。分别研究了缓冲着陆器正碰和侧碰对缓冲气囊压力、着陆器的加速度和运动的影响。并与文献进行对比验证,计算结果表明数值模拟的正确性。

自充气式气囊缓冲特性试验研究

自充气式缓冲气囊利用缓冲系统的自重实现气囊下落时的展开和充气,具有结构简单、使用方便和工作可靠等特点。分别对排气口常开和排气口粘结2种自充气式气囊进行室内投放试验,研究着陆初速度、载荷质量对气囊缓冲特性的影响,并研究排气口开合状态对排气口粘结气囊缓冲特性的影响。试验结果表明,气囊内最大压强与着陆初速度和载荷质量均呈正比关系,加速度峰值与着陆初速度呈正比,与载荷质量成反比,排气口粘结时气囊缓冲效果较好。

全向式多室连通火星着陆缓冲气囊的多目标优化设计

针对基于地面模拟试验传统设计方法难以对全向式多室连通气囊进行优化设计的问题,采用基于有限元仿真、试验及多目标优化相结合的方法对该气囊系统进行了优化设计。在优化设计过程中,建立了可以分析全向式多室连通气囊(包裹了着陆探测器)的火星着陆缓冲过程的有限元模型,并进行了部分冲击试验,验证了该模型的准确性;然后基于有限元仿真结果,构建了目标函数的多项式代理模型;根据该模型,运用多目遗传算法对气囊系统进行了优化设计,系统的轻量化与单位质量吸能性能得到显著提高。该研究方法对全向式多室连通火星着陆缓冲气囊及其类似装备的设计具有很好的指导意义。

基于Ansys/LS-DYNA的缓冲气囊着陆过程仿真研究

目的以冲压式快速空投硬式气囊为研究对象,对气囊以特定角度着陆时的缓冲过程进行仿真分析。方法使用SolidWorks软件建立气囊的仿真模型,然后使用Ansys/LS-DYNA有限元分析软件,分别从气囊的材料定义、有限元模型的构建和仿真结果分析等方面进行仿真研究,并得出冲压式快速空投气囊着陆过程中应力应变的动态参数,以及货物和气囊的冲击加速度波动曲线。结果气囊在偏离竖直轴15°着陆缓冲过程中,在0.077 207 s时,地面与气囊的棱接触处受到的最大应力为1.47MPa,此时对应的最大应变为0.479 614 m。结论冲压式快速空投气囊在偏离竖直轴15°着陆时,气囊所受的最大冲击应力以1.47 MPa为标准,可更好地确定空投物体的质量,并且可以针对性地加强对气囊应力应变较大区域的防护,防止气囊在冲击过程中破坏。

基于代理模型的空投装备气囊缓冲系统多目标优化

基于有限元法和控制体积法建立装备-气囊系统有限元模型,并采用试验数据对模型进行验证。复杂气囊系统着陆缓冲过程仿真计算资源消耗大,难以应用传统迭代方法进行参数优化。为克服这些问题,结合扩展拉丁超立方设计,以最大着陆冲击加速度和最大翻转角度为响应,采用径向基函数构建代理模型。在代理模型基础上,利用多目标遗传算法对主气囊高度、横向宽度及排气孔面积等气囊缓冲系统参数进行了多目标优化。优化结果表明:优化后最大冲击加速度减小了15.5%,最大翻转角度减小了70.3%,缓冲性能与横向稳定性均有所提高。

固定排气口型气囊冲击减缓特性研究

为研究固定排气口型缓冲气囊冲击减缓特性,基于能量守恒及热力学方程建立了固定排气口型气囊缓冲过程的解析模型,并采用LS-DYNA和实验对其有效性进行了验证。基于该模型研究了竖直圆柱式气囊的缓冲特性,开展了初始压力、排气口面积和排气口触发条件对竖直圆柱式气囊缓冲性能的影响研究,并定义了初始极限压力。研究表明:当初始压力小于初始极限压力时,适当增大竖直圆柱式气囊的初始压力、选取合适的排气口触发条件,均可将设备的峰值过载维持在一个合理水平的基础上,减小气囊的体积;采用合理的排气口设计参数,可以提高系统的吸能率,降低峰值过载,同时避免设备的反弹。

缓冲气囊着陆过程仿真研究

以冲压式快速空投气囊为研究对象,对冲压式快速空投气囊的垂直着陆缓冲过程进行了仿真。首先使用Solidworks软件建立了气囊的仿真模型,然后使用Ansys/LS-Dyna有限元分析软件,仿真研究了冲压式快速空投气囊着陆过程中气囊的应力应变的动态参数。研究得出了气囊在着陆缓冲过程中受到的最大应力值,以及出现最大应变的区域,从而更好地确定空投物体的质量,并且可以针对性地加强对气囊应力应变较大区域的防护,防止气囊在冲击过程中被破坏。

空投装备气囊缓冲系统评价方法

以热力学理论和有限元法为基础,建立装备-气囊系统有限元模型,并利用试验数据对模型进行验证。对比结果表明,所建模型系统的精度较高,可以用在下一步的仿真分析工作中。针对缓冲气囊的复杂非线性模型计算规模大、难以进行大规模计算的问题,以着陆初速度、初始侧倾角、初始俯仰角、横向速度和地面坡度为变量,分别以最大冲击加速度、最大侧倾角、最大俯仰角以及气囊最大内压为响应,结合扩展拉丁超立方设计,采用径向基函数构建多工况响应代理模型。考虑空投装备在着陆过程中环境因素以及空投装备着陆姿态的影响,利用蒙特卡罗法结合代理模型对多工况下的空投装备着陆成功概率进行计算。通过计算得到着陆成功概率为95.84%,冲击加速度为其主要影响因素,气囊内压为次要因素。

气囊着陆缓冲过程仿真分析

针对气囊着陆缓冲与反弹问题,以对称的胶囊状双气囊缓冲系统为研究对象,提出了气囊的等效弹簧刚度和阻尼模型,讨论了着陆速度与气囊等效阻尼的变化关系。建立了双缓冲气囊的有限元模型,基于显式计算方法对双气囊有无排气孔的着陆缓冲过程进行了仿真,表明有排气孔气囊能实现软着陆。建立了有排气孔的芳纶织物双气囊缓冲试验系统,通过电磁快速释放装置完成了双气囊被动式排气孔的测试。结果表明,被动式排气孔的胶囊状气囊能有效起到缓冲作用,无侧翻和明显反弹,并验证了设计方法的正确性。

冲压式空投气囊着陆缓冲性能仿真研究

目的以冲压式空投气囊为研究对象,对气囊的着陆缓冲过程进行有限元仿真,以研究其缓冲性能。方法使用Solid Works软件建立了气囊和装备的几何模型,导入到有限元分析软件Ansys/LS-DYNA中划分网格,加载并进行求解,并用后处理软件Ls-prepost对仿真结果进行分析,得出了气囊的体积和压力变化曲线,以及空投装备的位移、速度和加速度的变化曲线。结果气囊在着陆缓冲过程中的最大压力为0.198 MPa,空投装备的着陆冲击加速度峰值为175 m/s2(17.9g)。结论空投装备的最大冲击过载是17.9g,装备最大过载Amax<允许过载20g,气囊满足性能要求。气囊内压力峰值对于气囊的设计有重要影响,以气囊峰值压力0.198 MPa为参考标准,在气囊材料选取和气囊加工方面要确保气囊能承受相当的峰值压力,以避免缓冲时气囊发生爆裂。

大质量航天器气囊着陆缓冲过程研究

针对新型载人飞船返回舱和运载火箭子级等大质量航天器的着陆回收需求,对具备主动排气控制的多气室组合式气囊着陆缓冲系统进行了研究。文章介绍了气囊着陆缓冲系统的工作原理;分析了具备主动排气控制的多气室组合式气囊着陆缓冲系统的组成及工作过程;建立了气囊着陆缓冲系统的有限元模型,并对其缓冲着陆过程进行了仿真分析,仿真分析表明缓冲过载可控,着陆姿态稳定,满足大质量航天器着陆回收需求。通过建立地面试验系统,完成了带模型的气囊着陆缓冲系统的垂直工况投放试验。投放试验结果表明,主动排气控制工作正常,能够有效耗散能量,模型和缓冲气囊均结构完好,无侧翻和明显反弹,试验数据与仿真结果验证了气囊结构的设计正确性。研究结果表明,具备主动排气控制的多气室组合式气囊着陆缓冲系统,能够满足大质量航天器的垂直着陆回收需求。研究结果对大质量航天器着陆回收技术的发展具有一定参考意义。

新型自充气囊研究

提出了无人机回收缓冲气囊设计的新构思,采用压缩空气充气和从环境获取空气相结合的方法填充气囊。对气囊的结构形式、进排气口的设计、排气口面积的计算、缓冲过程的计算和气囊体积的计算等问题进行了讨论,并制定了相关的试验方案。这种新型自充气囊如果能够实现,则可大幅度降低整个缓冲气囊系统的重量,在无人机回收技术上实现突破。

重装回收系统双气室气囊缓冲特性分析

为了得到气囊主要参数对缓冲特性的影响规律,利用重装的动力学方程、气体热力学基本方程和排气口流量方程建立了双气室气囊的解析模型,并采用Hyperworks对其有效性进行了验证。利用该模型对双气室气囊缓冲特性进行了研究,结果表明,初始压强、主辅气囊排气口面积以及气囊体积比对气囊缓冲特性有显著的影响。增加主气囊初始压力和气囊的体积比可以降低气囊缓冲过程中的最大冲击过载,重装触地速度有所提高;主辅气囊排气口面积过小,释能不充分,气囊将发生反弹,排气口面积过大,能量转化不够,重装触地速度较高。

着陆气囊的缓冲机理与技术分析

对着陆气囊缓冲的作用机理和缓冲技术进行了对比分析,并且按照对着陆气囊的排气控制的形式、气囊集气方式以及2种方式相结合的形式对着陆缓冲气囊进行了分类;对当前国内外主要的着陆气囊进行了总结,并对其相应的着陆缓冲技术进行了分析;对着陆气囊缓冲技术的发展现状进行了分析总结,并提出了着陆气囊缓冲技术的发展趋势。