Environment Adaptability Evaluation for Buffering Airbag of Heavy Equipment During Airdrop Landing

Aimed at the difficulties in analyzing the buffer characteristics of airbag system by using thermodynamic or experimental method only,the finite element method was used to establish nonlinear models for heavy equipment and its airbag system.The models' efficiency and correctness were validated by using on-site experiment data in vehicle airdrop landing.The simulation results agree very well with the experiment results.Then,the environment adaptability of airbag system of heavy equipment under high-altitude condition was studied by using the models.Finally,some solutions were given to solve the overturn problem in the landing.

气囊缓冲技术研究现状与应用启示

通过梳理气囊缓冲技术的发展历程和研究成果,总结缓冲气囊的一般构造、工作原理和设计流程。分别从气囊静态起爆展开特性研究、气体发生器与药剂研制、气囊动态起爆展开特性研究三个方面,介绍气囊缓冲关键技术。通过分析气囊缓冲技术典型特例——空气弹簧的研究现状,讨论既有气囊缓冲技术在工程结构隔震应用中所存在的问题,提出能够同时适用于天然地震动和爆炸冲击震动的地下防护工程概念性气囊式智能隔震系统构想。研究旨在拓宽气囊缓冲技术的应用范围,促进隔震系统向智能化、功能多样化方向发展。

组合式气囊在重装空投中的缓冲性能分析

针对现有主/辅结构单气囊难以满足未来大载重、高海拔、载乘员空投装备缓冲需求的问题,提出采用含圆柱密闭内气囊的组合式气囊的空投装备缓冲方案。对传统空投装备单气囊缓冲过程进行排气理论分析并仿真,发现随着触地初速度的增大,传统气囊结构存在装备与地面的硬碰撞问题;对内气囊参与缓冲的阶段过程进行理论分析,并对组合式气囊进行了多工况仿真,将其与传统单气囊缓冲进行对比;分析了不同内气囊直径和外气囊排气孔面积对装备过载的影响及其数值变化趋势。结果表明,组合式气囊在多种工况下均有出色的缓冲性能,随着内气囊直径和外气囊排气孔面积的增大,装备过载整体呈现先降低后升高的趋势,当内气囊直径为0.25m,外气囊排气孔面积为0.04m^(2)时,缓冲效果最佳。在装备9m/s高速触地普通工况下,装备过载为11.13,与单气囊缓冲相比降低18.87%。研究对未来新一代空投装备更低着陆过载的需求提供了合理的方案。

全向式气囊着陆装置缓冲过程的仿真研究

为了探索火星着陆器缓冲着陆技术,以"火星探路者"登陆系统的全向式气囊缓冲装置为对象,采用大型有限元仿真分析技术,实现气囊结构和着陆过程的数学和力学建模,获得全向式缓冲气囊着陆的动态过程仿真;同时得到重要结构部位的过载、重点部位的位移和速度、气囊内部的压力和温度以及气囊结构的动态应力分布等重要指标性参数和变化曲线,确定了"火星探路者"登陆系统的缓冲特性及其仿真分析方法的工程应用。

全向式着陆缓冲气囊的折叠建模与充气过程仿真

以"火星探路者"登陆系统的全向式气囊缓冲装置为例,首先对折叠后无褶皱的气囊和带褶皱的气囊分别进行了折叠建模研究,并对气囊中的加强筋和收缩绳进行了等效描述。然后采用具有较高计算效率的均压模型对气囊充气展开过程进行了模拟仿真。为全向式缓冲气囊的参数化设计打下良好的基础。

火星探测器气囊缓冲系统着陆过程仿真

气囊缓冲系统拥有发射体积小,质量轻,展开体积大,安全可靠等显著优势。因此,采用气囊缓冲系统实现空间探测器的软着陆对我国未来深空探测计划的实施具有重要意义。由于地面试验很难真实模拟太空环境,而空间试验成本过高,本文运用数值方法对气囊缓冲系统的着陆过程进行全程动力学仿真,以配合结构的设计和实验。基于LS-DYNA软件平台,建立了火星探测器气囊缓冲系统有限元分析模型,考虑了流固耦合、接触和几何非线性效应,成功地模拟出气囊着陆过程的运动规律,分析了内压,材料及地面属性对缓冲加速度的影响。

一种新型空投用缓冲装置的设计

介绍了一种伞降空投用缓冲装置的设计原理、实现方法,以及缓冲装置的工作原理。计算及模拟投放实验表明,该装置能够达到设计要求,可有效减缓空投物资落地时的冲击力,而且能够防止物资落地时的反弹和侧翻,从而达到保护空投物资完好的目的。

火星着陆器扶正展开动力学研究

火星着陆技术是实现对火星探测的关键技术。文章通过对四面体着陆器展开过程进行深入研究,提出了一种应用于四面体火星着陆器扶正展开的方法,并对该方法进行了详细的分析和计算;通过火星着陆器扶正展开动力学的分析,提出了扶正展开系统的动作策略,对实现扶正展开的姿态确认进行了分析和设计;基于Hamilton法建立了扶正展开着陆器的动力学模型,对多姿态下扶正展开执行器的动力学特性进行了分析,获得了扶正及展开过程中的力矩特性,从而可以对翻转动作进行定量的分析,实现翻转能量的最小化。该研究对于火星着陆器的设计具有参考意义。

空投着陆系统多气囊并联缓冲特性研究

为了计算多气囊并联着陆缓冲系统缓冲特性,分析各种因素对其缓冲特性的影响,以理想气体均匀压力模型为基础,采用控制体积法建立了多气囊并联着陆缓冲性能数值计算模型。针对某气囊缓冲系统进行了地面冲击实验,通过与实验数据对比,验证了计算模型的正确性。通过计算分析了主要参数对气囊缓冲系统缓冲特性的影响。结果表明,气囊缓冲系统缓冲特性受空投质量、着陆速度、排气口面积和着陆海拔高度等因素影响较大,必须在其允许的使用范围内才能达到理想的缓冲效果,以保证空投装备的安全。

基于气囊缓冲的某火箭炮着陆冲击分析

目的减小火箭弹着陆冲击加速度。方法基于LS-DYNA瞬态动力学分析软件和冲击动力学理论,采用有限元软件HYPERMESH建立火箭炮-气囊系统有限元模型,采用显式动力学方法对火箭炮-气囊系统的着陆冲击缓冲过程进行仿真。分析火箭炮在正常着陆工况下,火箭弹的着陆冲击响应,得出空投装备速度、加速度变化曲线,以及气囊的体积、压力曲线。结果在正常着陆工况下,火箭弹横向加速度的最大值为122 m/s2,小于安全的横向加速度;火箭弹纵向加速度的最大值为48.3 m/s2,小于安全的纵向加速度;火箭弹的最大轴向力为2640 N,小于安全闭锁力。结论在火箭炮着陆冲击过程中,气囊缓冲装置吸收了大部分冲击能量,起到了良好的缓冲作用,火箭弹的冲击加速度、闭锁力均在安全范围内。采用显式动力学方法对火箭炮的着陆冲击过程进行分析是可行的。

气囊着陆缓冲系统的冲击动力学多目标优化

文章以数值仿真为手段,研究了气囊缓冲登陆系统的冲击动力学多目标优化问题。首先,以类似于"猎兔犬"着陆缓冲系统为对象,确立了以囊内初始气压与收缩绳刚度为设计变量,以缓冲系统的首次冲击最大过载和囊体织物最大应力为目标函数的多目标优化问题。随后基于D最优试验设计,采用移动最小二乘(Moving Least Square,MLS)构建了各个目标函数的代理模型,并对目标函数随设计变量的变化规律进行了探讨。最后,采用遗传算法完成了缓冲系统的冲击性能优化,并给出设计空间中关于最大过载与织物最大应力的Pareto前沿。研究结果表明,MLS模型优化算法十分适用于解决非线性程度较高的冲击动力学优化问题,并且在替代真实模型仿真计算时不仅具有较高的近似精度而且具有高速的分析效率。

大载重气囊缓冲性能分析及多目标优化

缓冲技术是航天器着陆与回收的关键技术之一,研究如何有效地降低航天器过载对于保障人体及其内部设备的安全具有重要意义。采用有限控制体积法与文献测试进行对比,验证了数值仿真方法的正确性。以大载重返回舱为研究对象,对6个组合气囊着陆时缓冲过程进行了仿真,单参数变化讨论了外气囊初始内压、排气孔开启时机与排气孔面积对缓冲气囊性能的影响。提出了评估返回舱发生触底与反弹离地的判据。以最大过载和大载重气囊的比吸能为优化目标,采用最优拉丁超立方选取方法给出了仿真样本点,构建神经网络代理模型,进行了多目标遗传优化分析,优化了缓冲气囊的初始设计参数。结果表明,优化后的最大过载降低了17.717%,且大载重装置没有发生反弹。

新一代运载火箭助推器分离验证试验技术

助推器分离验证试验是新一代运载火箭研制过程中非常重要的大型地面试验之一。本文介绍了助推器分离试验的目的、总体设计思路、试验方案、关键技术和实验效果,该项技术运用在新一代运载火箭研制过程中,两种新研发的回收技术和分离试验综合仿真技术的成功应用使大型助推器分离方案验证试验取得了圆满成功,为将来重型运载火箭助推器分离试验技术提供技术支撑。

某无人机横向圆柱排气式气囊着陆装置缓冲过程研究

排气式气囊作为一类有效缓冲装置,在诸多回收领域广泛使用。通过设计适当气囊尺寸和排气孔大小可以实现对回收对象的过载和接地速度的有效控制,从而避免反弹和侧翻现象的发生。文章以某无人机圆柱排气式气囊为对象,研究了该类气囊的仿真分析方法。首先从理论角度出发,将气囊缓冲阶段分为封闭压缩和排气释放两个阶段,基于气体状态方程和动力学推导了横向圆柱型排气气囊模型的运动微分方程,并给出了相应的计算方法;然后,采用大型有限元仿真分析技术,实现了该类气囊结构和着陆过程的数学和力学建模,获得全向式缓冲气囊着陆的动态过程仿真。最后对比两种模型与试验在样机重心处的过载与速度变化曲线。研究结果表明,文章提出的理论近似模型能够较好的反映该类排气式气囊的着陆缓冲特性,相比有限元模型,可以兼顾分析精度与效率,这为后续气囊系统的改进设计提供了可靠的分析工具。

冲压式快速空投缓冲气囊着陆过程仿真研究

通过三维软件对冲压式快速空投缓冲气囊建立模型,再导入有限元分析软件ANSYS对气囊着陆缓冲过程进行动态仿真分析,得到气囊的应力、应变动态参数。根据应力、应变最大值和出现的区域,为设计制作气囊提供参考。

气囊式缓冲装置实现高层建筑火灾逃生的探索

为寻求一种应用于高层建筑火灾逃生的简易、实用及安全性装置。通过分析高层建筑火灾特点以及传统疏散方式应用于高层建筑存在的诸多问题,结合在紧急情况下人们的心理、行为特征说明高层建筑火灾情况下逃生疏散的复杂性。列举现有逃生装置的实际应用情况及应用于高层建筑逃生疏散存在的问题,提出应用气囊着陆缓冲装置进行逃生的可能,分析现有关于气囊着陆缓冲技术的研究和应用,对典型着陆减震缓冲气囊在牵引伞打开、气囊排气以及控制简易化等方面做改进并分析。得出利用气囊着陆缓冲装置进行高层建筑火灾逃生具有一定的可行性。

载人飞船返回舱气囊缓冲多目标优化设计

以优化载人飞船气囊缓冲综合性能为目的,建立了载人飞船环形组合气囊缓冲过程的简化模型,以最大过载、终端触地速度、气囊初始充气质量为目标函数建立了多目标优化模型,采用多目标遗传算法进行求解。计算结果表明该方法能在有效降低终端触地速度的同时,兼顾最大过载及气囊初始充气质量,从而达到气囊缓冲综合性能优化的目的。

基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计

主动排气气囊能够保证航天器着陆的稳定性,为了能够精准的控制多气囊差异式排气,文章介绍了一种能够实现该控制功能的现场可编程逻辑门阵列(FPGA)软件系统,其运行于XQR2V1000-4BG575RFPGA上,能够实现对AD采样芯片TLC2543进行驱动和控制、多通道过载数据采集,基于串行滤波器的数据处理、分布式过载判断控制气囊排气等功能。该系统基于FPGA高速多任务并行处理与调度、实时处理多通道数据采集运算,解决了快速响应着陆缓冲控制问题,使着陆缓冲系统能够精确按照舱体实时过载进行差异式主动排气控制,以保证系统工作可靠性和航天器着陆稳定性。该设计通过了系统和专项试验验证,表明了基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计能够保证航天器以规定速度和过载安全着陆地面。

冲击载荷作用下某型气囊缓冲性能影响研究

目的研究冲击载荷作用下排气孔面积及初始缓冲时刻对某型气囊缓冲性能的影响。方法采用MIMICS软件,并结合LS-Prepost软件,建立髋骨-气囊-地面有限元模型,利用LS-DYNA软件对气囊的缓冲过程进行仿真计算,得到缓冲过程中该模型的动力学响应结果。通过分析髋骨模型受力及气囊状态的变化,探讨排气孔面积及初始接触时刻对气囊缓冲性能的影响。结果排气孔面积为0~40mm^(2)时,髋骨模型受力峰值最大为1710 N,最小为1549 N,模型受力峰值变动幅度约10.4%;初始缓冲时刻改变时,髋骨模型受力峰值最大为1769 N,最小为1644 N,模型受力峰值变动幅度约7.6%。结论随着排气孔面积的增大,气囊缓冲性能先提升、后降低;随着初始缓冲时刻的推迟,气囊缓冲性能先提升后、降低。改变排气孔面积能更好地改善气囊缓冲特性。

可控排气式气囊着陆缓冲特性研究

为了综合考量空投设备着陆缓冲过程中的最大过载、最大下降位移以及气囊最大超压等因素,利用LS-DYNA软件数值分析了一种可控排气式气囊的着陆缓冲特性,研究了排气阀的开口面积和压力门限对该系统缓冲性能的影响。结果表明:开口面积和压力门限对缓冲性能有显著的影响,取值过大或过小均不能满足缓冲性能要求;一定范围内增大开口面积可有效降低设备的最大过载和气囊的最大超压,但同时会降低设备的最小离地高度;压力门限对气囊最大超压量的影响较小,一定范围内降低压力门限可降低设备最大过载。