氣囊緩沖特性的數(shù)值仿真分析方法綜述

氣囊緩沖特性的數(shù)值仿真分析方法綜述

0美國緩刑氮?dú)鉀_壓機(jī)技術(shù)研究緩沖膠囊在其輕微重量、良好的折疊性能和低成本等獨(dú)特優(yōu)勢上提供了一種有效的緩沖技術(shù)，幫助高價(jià)值和重度囚犯的順利或回收。這是航天航天計(jì)劃和軟土地分割技術(shù)領(lǐng)域一個(gè)非常應(yīng)用前景的熱點(diǎn)研究方向。不同構(gòu)型的緩沖氣囊在不同的領(lǐng)域中起到了良好的緩沖保護(hù)效果:作為地外星球探測器軟著陸的沖擊緩沖結(jié)構(gòu),美國“火星探路者”著陸時(shí)的精彩表現(xiàn),給世人留下深刻的印象;緩沖氣囊還應(yīng)用在無人機(jī)上,如美國60年代初研制的USD-5無人偵察機(jī)、加拿大的CL-289戰(zhàn)地?zé)o人偵察機(jī)等均采用了氣囊緩沖回收技術(shù);在重裝空投、應(yīng)急救援等領(lǐng)域緩沖氣囊技術(shù)也得到了應(yīng)用。在民用工程領(lǐng)域,目前廣為應(yīng)用的汽車安全氣囊也屬于緩沖氣囊技術(shù)的應(yīng)用,但不在本文的重點(diǎn)評述范圍內(nèi),本文的評述主要針對軟著陸緩沖氣囊。本文從軟著陸緩沖氣囊的緩沖機(jī)理出發(fā),對現(xiàn)有的緩沖氣囊技術(shù)進(jìn)行分類,并對每種技術(shù)類型的性能和優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行評述。在此基礎(chǔ)上論述了幾種分析方法的原理和特點(diǎn),以及緩沖氣囊優(yōu)化設(shè)計(jì)的重要性,歸納了軟著陸緩沖氣囊技術(shù)研究的發(fā)展方向。1氣體抑郁癥的分類和應(yīng)用緩沖氣囊結(jié)構(gòu)形式多樣,從緩沖機(jī)理區(qū)分,可分為:密閉型氣囊、排氣型氣囊和組合型氣囊。1.1密閉氮?dú)饩彌_系統(tǒng)所謂密閉型氣囊是指在緩沖過程中不依靠對外界排氣來釋放沖擊能量的氣囊,主要通過內(nèi)部氣體的壓縮流動(dòng)以及系統(tǒng)的多次彈跳來轉(zhuǎn)移消耗沖擊能量。由于不涉及緩沖過程中的排氣控制問題,這類氣囊結(jié)構(gòu)相對簡單,制作方便,可靠性較高,在星際探測中有著廣泛的應(yīng)用前景。該類氣囊的典型代表當(dāng)屬美國于1997年發(fā)射的“火星探路者(MPF)”探測器所采用的氣囊緩沖系統(tǒng),如圖1所示。經(jīng)過實(shí)踐驗(yàn)證,該型緩沖系統(tǒng)可以在火星多巖石地區(qū)使用,并能有效的降低著陸過載,保護(hù)著陸艙。美國2003年發(fā)射的“勇氣號(hào)(MER-A)”和“機(jī)遇號(hào)(MER-B)”探測器也采用了類似的氣囊緩沖系統(tǒng),并在設(shè)計(jì)上稍加改進(jìn),使緩沖氣囊攜帶有效載荷的能力得到了更大的提升。歐空局2003年6月份發(fā)射的“獵兔犬2號(hào)(BeagleⅡ)”也采用了密閉氣囊,并且進(jìn)行了大量的驗(yàn)證試驗(yàn)。該氣囊緩沖系統(tǒng)由三個(gè)球冠形氣囊和一個(gè)混合型氣體發(fā)生器(HybridGasGenerator)組成。三個(gè)球冠形氣囊呈120°分布,球冠包裹著有效載荷形成一個(gè)直徑大約2m的近球體。它最終停止彈跳的時(shí)候,3個(gè)氣囊分離,然后進(jìn)一步膨脹并朝三個(gè)方向滾動(dòng)離開著陸器,如圖2所示。除了上述兩種氣囊外,歐空局為即將建造的BepiColombo水星探測器設(shè)計(jì)了一種雙環(huán)形布局的密閉氣囊。該型氣囊由兩個(gè)圓環(huán)組成,如圖3所示。有效載荷位于兩個(gè)圓環(huán)的夾層處,氣體發(fā)生器放置在有效載荷和氣囊之間的狹小空間內(nèi)。采用這種氣囊,可以避免登陸車最終姿態(tài)不可控的缺點(diǎn)。上述幾種密閉式氣囊設(shè)計(jì)思想新穎,是全向緩沖系統(tǒng)。此類氣囊緩沖系統(tǒng)對著陸點(diǎn)的地形情況不敏感,無論是哪個(gè)方向受到的沖擊,都具有足夠的減緩作用;而且允許著陸器在著陸后反彈和翻滾若干次,以耗散沖擊能量。其緩沖過程的加速度峰值大致上與氣囊的初始高度成反比,氣囊的最大壓力和減加速度大致上與初始速度的平方成正比。這類氣囊雖然具備全向緩沖能力,但也存在一些缺點(diǎn):(1)彈跳和翻滾使登陸器的最終姿態(tài)不易控制,附加調(diào)整姿態(tài)的裝置增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性與質(zhì)量。(2)氣囊體積龐大,著陸后需將氣囊移除,以便登陸車正常工作。在氣囊移除的過程中,會(huì)為登陸器的正常展開帶來額外的風(fēng)險(xiǎn)。(3)與排氣型氣囊相比,具有全向緩沖性能的密閉型氣囊質(zhì)量更大。(4)在最初的碰撞之后,氣囊姿態(tài)將失去控制。最終可能由于凹坑、峭壁等地形限制導(dǎo)致登陸車無法展開。(5)由于反彈、翻滾多次,因此需額外的磨損保護(hù)層用于防磨損、防刺、防撕裂。增加了系統(tǒng)的重量。1.2無創(chuàng)能量的持續(xù)沖擊期d排氣型緩沖氣囊在受到?jīng)_擊時(shí),氣囊先保持封閉,產(chǎn)生壓縮以儲(chǔ)存、吸收能量,當(dāng)囊內(nèi)氣體壓力增加至預(yù)定的門檻值或有效載荷達(dá)到預(yù)定的過載時(shí),排氣口開啟,囊內(nèi)氣體通過排氣口向外泄露以耗散能量,直至沖擊緩沖過程結(jié)束。此類氣囊無反彈,經(jīng)過一次緩沖即把能量衰減掉,其工作過程如圖4所示。A氣囊充氣展開;B氣囊觸地,降落傘脫離,開始絕熱壓縮減緩過程;C排氣口打開,進(jìn)行排氣釋能減緩過程;D有效載荷著陸。排氣型氣囊是目前重裝空投防護(hù)領(lǐng)域研究最為活躍的一個(gè)方向,出現(xiàn)了各種新的設(shè)計(jì)方案,一般可分為三種情況,如圖5所示。1.2.1緩沖器氮?dú)鉀_壓沖壓結(jié)構(gòu)形式在固定排氣口面積緩沖氣囊的工作過程中,當(dāng)氣囊內(nèi)氣體被壓縮到預(yù)定的壓力或有效載荷達(dá)到預(yù)定的過載時(shí),排氣口開啟,維持排氣過程持續(xù)到?jīng)_擊結(jié)束,在此過程中排氣口面積固定(如圖5a所示)。美國F-111彈射座艙即采用了固定排氣口面積的矩形緩沖氣囊(如圖6所示)。固定排氣口面積的緩沖氣囊通過選擇合適的氣囊設(shè)計(jì)參數(shù)可以將過載限定在允許范圍內(nèi)并且避免反彈。與密閉緩沖氣囊相比,有以下優(yōu)點(diǎn):(1)一次減緩,直接著陸,沖擊減緩效率高;(2)經(jīng)過合理設(shè)計(jì)排氣口參數(shù),緩沖過程中氣囊內(nèi)部的最大壓力可控,從而降低了氣囊織布的最大應(yīng)力,同時(shí)由于只需承受一次沖擊,對氣囊織布的要求降低;(3)不會(huì)出現(xiàn)反彈現(xiàn)象,有利于著陸姿態(tài)控制,避免附加姿態(tài)糾正設(shè)備;(4)氣囊的體積相對較小,充氣量需求減少,減輕了充氣裝置的質(zhì)量;(5)氣囊無需包圍有效載荷,為緩沖氣囊在有效載荷上的安裝帶來了便利。但由于緩沖過程中排氣口面積固定,一旦打開,將維持其打開狀態(tài)直至緩沖過程結(jié)束。因此該型氣囊在應(yīng)用過程中有以下缺點(diǎn):(1)囊內(nèi)壓力變化迅速,最大壓力維持時(shí)間短暫,要求氣囊的設(shè)計(jì)沖程較大。(2)囊內(nèi)壓力與外界平衡后,氣囊將不再為有效載荷提供支撐力,在重力的再加速作用下,有效載荷將維持一定的終了速度硬著陸,發(fā)生二次沖擊。(3)不具備全向緩沖能力,對著陸點(diǎn)要求比較高。如果著陸點(diǎn)地形較為崎嶇,且有較大障礙物,將會(huì)對氣囊和有效載荷造成損壞。(4)由于氣囊一般固定在有效載荷下方,導(dǎo)致緩沖系統(tǒng)重心較高,對地面?zhèn)蕊L(fēng)以及橫向速度比較敏感,氣囊觸地以后,容易發(fā)生翻倒或內(nèi)陷。常見模式如圖7所示。翻倒:該情況一般發(fā)生在著陸時(shí)水平速度超過期望值,氣囊底部已靜止但有效載荷仍附帶一個(gè)水平速度。內(nèi)陷:該情況發(fā)生在著陸時(shí)地面的傾斜角大于設(shè)計(jì)值或著陸時(shí)巖石過于龐大,氣囊在緩沖物體和巖石或地面上坡段之間受到不均勻壓縮,從而導(dǎo)致緩沖物體傾斜,陷入氣囊,與地面發(fā)生碰撞。1.2.2氮?dú)饩彌_過程動(dòng)態(tài)特性可控排氣口氣囊通過對排氣口的控制,提高緩沖效果,如圖5b所示。美國陸軍Natick研究中心的Calvin和Nick等人設(shè)計(jì)了一種重型空投用緩沖氣囊的機(jī)械式排氣控制機(jī)構(gòu),在緩沖時(shí)調(diào)節(jié)排氣口面積,以使囊壓變化平緩。著陸緩沖時(shí),氣囊排氣閥面積迅速開啟至最大位置;然后隨時(shí)間線性地減小排氣口面積,可以減小至關(guān)閉。相應(yīng)的緩沖氣囊加速度值如圖8所示。落震實(shí)驗(yàn)表明這種改進(jìn)措施使得沖擊過載曲線變得平緩,與排氣口面積為固定的氣囊相比,其加速度峰值要低37%。國內(nèi)戈嗣誠基于氣囊緩沖過程排氣控制的研究,采用磁滯伸縮作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)排氣閥,根據(jù)緩沖過程氣囊內(nèi)部的壓力變化和外界過載變化,實(shí)時(shí)控制氣囊排氣口的大小,實(shí)現(xiàn)緩沖過程主動(dòng)控制?？煽嘏艢饪跉饽易畲蟮膬?yōu)勢在于囊內(nèi)最大壓力可以恒定維持較長時(shí)間,減緩效率高。同時(shí)由于減緩結(jié)束后,囊內(nèi)仍然保留一定壓力,氣囊可以起到彈性支持的作用,因此有效載荷的終了速度理論上可以降到零。但是目前由于排氣口控制裝置機(jī)構(gòu)復(fù)雜,可靠性低,可控排氣口氣囊的實(shí)際應(yīng)用還較少,仍有待進(jìn)一步研究。1.2.3氣動(dòng)緩沖特性增壓型緩沖氣囊是在固定排氣口氣囊的基礎(chǔ)上,增加一個(gè)進(jìn)氣口而成,如圖5c所示。它在氣囊緩沖的同時(shí),以一定質(zhì)量流率向氣囊內(nèi)充入氣體,使氣囊內(nèi)的壓力增大,并維持在預(yù)定的壓力水平,提高減緩效率,使沖擊過載曲線變得平緩。文獻(xiàn)采用增壓型緩沖氣囊時(shí),通過連續(xù)增大充入氣囊內(nèi)的氣體質(zhì)量流率,相應(yīng)的著陸緩沖加速度曲線與圖8中可控排氣口型氣囊相當(dāng)。這種方案實(shí)施起來,相比主動(dòng)控制排氣口方案較為容易。1.3氮?dú)饩彌_系統(tǒng)所謂組合型氣囊是指由密閉型氣囊和排氣型氣囊組合而成的緩沖氣囊。通常為雙氣室氣囊,外氣囊為固定排氣口氣囊,內(nèi)氣囊為密閉型氣囊。著陸沖擊時(shí),當(dāng)沖擊加速度或外氣囊壓力達(dá)到設(shè)定的條件時(shí),外氣囊排氣口打開,開始排氣,釋放能量。內(nèi)氣囊則始終保持密閉狀態(tài),在外氣囊排氣結(jié)束后起到彈性支撐的作用,從而避免在終了時(shí)刻的二次沖擊。自2006年開始,美國ILCDover公司和AirborneSystemsNorthAmerica(ASNS)公司分別設(shè)計(jì)了OrionCrewExplorationVehicle(CEV)的氣囊著陸緩沖系統(tǒng),兩者在設(shè)計(jì)中均采用了組合式氣囊,但在氣囊結(jié)構(gòu)以及外氣囊的構(gòu)型有所區(qū)別。該緩沖系統(tǒng)如圖9所示,由數(shù)個(gè)組合型氣囊組成,采用高壓冷氣源充氣。隨后在著陸沖擊試驗(yàn)中,均表現(xiàn)出了優(yōu)秀的緩沖性能,在將加速度降至適當(dāng)范圍的前提下,避免了翻倒和內(nèi)陷的發(fā)生。歐空局(ESA)即將發(fā)射的ExoMars火星探測器擬采用組合式氣囊,主氣囊分為六個(gè)腔室,內(nèi)部內(nèi)置一個(gè)密閉型環(huán)形氣囊,位于剛性實(shí)驗(yàn)平臺(tái)正下方,如圖10所示。沖擊緩沖時(shí),環(huán)形密閉內(nèi)氣囊在主氣囊完成排氣減緩后為著陸器提供彈性支撐。與以上幾種氣囊相比,組合型氣囊具有以下優(yōu)點(diǎn):(1)有效載荷可以直接放置于氣囊正上方,不需要附加調(diào)整姿態(tài)的裝置。(2)內(nèi)置的密閉式氣囊可以在有小石塊和斜坡的地形著陸,有效防止了氣囊的內(nèi)陷,為有效載荷提供保護(hù)。(3)壓縮行程小、緩沖效率高且無反彈,有效載荷重心較低,可以有效防止氣囊的翻倒。由于組合式氣囊是由密閉型氣囊和排氣型氣囊組合而成的,結(jié)構(gòu)組成復(fù)雜,從而導(dǎo)致設(shè)計(jì)難度更大,研發(fā)周期長。2仿真實(shí)驗(yàn)質(zhì)量和效率緩沖氣囊的工作性能可通過解析分析、有限元仿真、實(shí)驗(yàn)等手段進(jìn)行評估。實(shí)驗(yàn)研究以投放實(shí)驗(yàn)為主—即系統(tǒng)的自由落體實(shí)驗(yàn)。盡管氣囊緩沖系統(tǒng)的投放實(shí)驗(yàn)是檢驗(yàn)著陸緩沖系統(tǒng)是否有效的無可取代的方式,但投放試驗(yàn)過程短(僅20~40ms左右)、風(fēng)險(xiǎn)大、代價(jià)高,大量實(shí)施比較困難。解析分析和有限元仿真一方面可以幫助提高實(shí)驗(yàn)質(zhì)量,減少實(shí)驗(yàn)次數(shù),甚至取代部分實(shí)驗(yàn)室工作,從而節(jié)省實(shí)驗(yàn)時(shí)間和費(fèi)用;另一方面可通過計(jì)算考察實(shí)驗(yàn)過程中難以測量的參數(shù),獲得更多數(shù)據(jù)。更重要的是,解析分析和有限元仿真可為緩沖氣囊參數(shù)的初期選擇和優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù),為氣囊緩沖性能的預(yù)估提供工具。2.1緩沖特性的研究解析分析方法是運(yùn)用基本的熱力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,建立氣囊系統(tǒng)的數(shù)學(xué)方程,然后運(yùn)用簡單的數(shù)值積分法來求解系統(tǒng)的響應(yīng)。J.KennethCole和DonaldE.Waye建立了“火星探路者”氣囊緩沖系統(tǒng)的解析數(shù)學(xué)模型,計(jì)算了氣囊和有效載荷在緩沖反彈過程中的動(dòng)態(tài)特性,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,為氣囊緩沖系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了強(qiáng)有力的計(jì)算支持。JackB.Esgar和WilliamC.Morgan等忽略氣囊織布彈性和氣囊內(nèi)氣體質(zhì)量,將氣囊內(nèi)部看作一個(gè)滿足理想氣體狀態(tài)方程的容器,從熱力學(xué)方程出發(fā),結(jié)合力學(xué)平衡方程,建立了緩沖氣囊的解析分析模型。戈嗣誠等人基于JackB.Esgar工作,開展了固定排氣口型緩沖氣囊在無人機(jī)回收中的可行性研究,并且探討了氣囊設(shè)計(jì)參數(shù)對緩沖性能的影響。王亞偉等同樣基于熱力學(xué)方程,建立了帶緩沖氣囊的貨臺(tái)空投系統(tǒng)的計(jì)算方法。陳帥等對軟著陸氣囊的緩沖特性進(jìn)行了研究,推導(dǎo)出了緩沖響應(yīng)的計(jì)算方法。本文作者在考慮氣囊織布彈性變形的條件下,對固定排氣口軟著陸氣囊的緩沖特性進(jìn)行了分析,研究了排氣口面積、初始壓力和織布彈性對氣囊緩沖特性的影響。解析分析方法計(jì)算簡便,計(jì)算速度快,便于實(shí)施參數(shù)對比分析,但難以考慮氣囊的變形,不便于研究橫向沖擊帶來的著陸穩(wěn)定性問題。2.2u3000緩沖病毒檢測方法有限元方法以其通用性成為工程結(jié)構(gòu)力學(xué)行為分析的重要工具。將有限元技術(shù)應(yīng)用到氣囊緩沖仿真,模型可以不受氣囊形狀、氣囊變形、地面著陸條件限制,無需引入解析分析中的諸多假設(shè)前提。由于氣囊的緩沖過程分析涉及有效載荷與囊內(nèi)氣體之間的耦合作用,因此對于這類分析必須采用耦合分析技術(shù)。目前發(fā)展的這類耦合分析技術(shù)主要有兩種,一是控制體積法(CV算法),二是任意拉格朗日歐拉法(ALE算法)。CV法中有兩個(gè)基本假設(shè):(1)氣囊內(nèi)的氣體滿足理想氣體條件,經(jīng)典熱力學(xué)方程適用。(2)一個(gè)氣囊室內(nèi)的溫度和壓力分布處處相等。該方法將一個(gè)氣囊室看作一個(gè)控制體積,由氣囊織布表面的單元圍成,如圖11所示。組成氣囊的織物由膜單元或殼單元構(gòu)成。每一步首先基于給定的熱力學(xué)氣囊模型計(jì)算出氣囊內(nèi)部的氣體壓力,然后將氣囊內(nèi)部壓力作為載荷施加到氣囊上來求解氣囊下一步的形狀。JosephV.Welch采用CV法對乘員探測飛行器(CEV)的著陸緩沖氣囊進(jìn)行了模擬,仿真結(jié)果與空投實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致(如圖12所示)。C.S.Huxley-Reynard應(yīng)用CV法對“獵兔犬2號(hào)”的緩沖氣囊進(jìn)行了模擬,通過仿真結(jié)果研究了著陸初速度、登陸器姿態(tài)和著陸點(diǎn)地形對沖擊過載和緩沖行程的影響,對工程應(yīng)用具有重要的指導(dǎo)意義。CV算法雖然計(jì)算效率高,但存在一定缺點(diǎn),壓力均勻分布的假設(shè)通常在緩沖的初期與實(shí)際情況并不相符,另外也無法考慮緩沖氣囊與周圍氣體環(huán)境之間的相互作用。為了精確描述緩沖氣囊展開初期氣囊內(nèi)部壓力,排氣過程與外界大氣的相互作用,ALE方法得到了重視。ALE方法在固體結(jié)構(gòu)邊界運(yùn)動(dòng)的處理上采用拉格朗日方程體系來描述,可以有效地跟蹤物質(zhì)結(jié)構(gòu)邊界的運(yùn)動(dòng),但在流體介質(zhì)的離散化上則吸收了歐拉方程體系的長處,使得內(nèi)部網(wǎng)格單元獨(dú)立于物質(zhì)實(shí)體而存在,但又不完全和歐拉網(wǎng)格相同,網(wǎng)格可以根據(jù)所定義的參數(shù),在求解過程中實(shí)時(shí)適當(dāng)調(diào)整。應(yīng)用ALE算法進(jìn)行流固耦合的動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析時(shí),先執(zhí)行一個(gè)或幾個(gè)拉格朗日時(shí)步計(jì)算,此時(shí)單元網(wǎng)格隨材料流動(dòng)而產(chǎn)生變形,然后執(zhí)行ALE時(shí)步計(jì)算:(1)保持變形后的物體邊界條件,對內(nèi)部單元進(jìn)行重分網(wǎng)格,網(wǎng)格的拓?fù)潢P(guān)系保持不變,稱為SmoothStep;(2)將變形網(wǎng)格中的單元變量(密度、能量、應(yīng)力張量等)和節(jié)點(diǎn)速度矢量輸送到重分后的新網(wǎng)格中,稱為AdvectionStep。因此ALE算法可以克服單元嚴(yán)重畸變引起的數(shù)值計(jì)算困難,實(shí)現(xiàn)流固耦合或大變形行為的數(shù)值分析。ALE方法用于氣囊緩沖仿真時(shí),通常氣囊織布采用拉格朗日薄膜單元來模擬;氣囊外部的流場和氣囊內(nèi)部的氣體則用單點(diǎn)積分ALE網(wǎng)格來描述。ALE網(wǎng)格區(qū)域的大小應(yīng)包含整個(gè)氣囊活動(dòng)的區(qū)域,網(wǎng)格的大小與氣囊的薄膜單元的尺度相近。DmitriFokin等用ALE法和CV法模擬物體碰撞實(shí)驗(yàn)(bodyblocktest),對兩種算法的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對比分析,如圖13所示。從圖13可以看出,ALE方法與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)符合的較好。尤其是在實(shí)驗(yàn)初期,實(shí)驗(yàn)和ALE仿真的加速度曲線均可清晰看出有兩個(gè)峰值。相比較而言,CV法對實(shí)驗(yàn)初期的仿真過于粗糙,不過后期響應(yīng)的變化趨勢與ALE法基本一致。目前國內(nèi)對軟著陸緩沖氣囊的有限元仿真研究還較薄弱,對實(shí)用性軟著陸氣囊的研制較少。李明琦等建立了應(yīng)急氣囊的有限元模型,對氣囊著水沖擊過程進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,并通過縮比試驗(yàn)和數(shù)值模擬數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比分析。鄧春燕等采用CV算法,模擬了“火星探路者”探測器的氣囊緩沖系統(tǒng)的著陸過程,研究了氣囊內(nèi)部壓力和溫度等指標(biāo)型參數(shù)的變化過程。萬志敏等應(yīng)用排氣型氣囊開展了兩種航天器模型的軟著陸緩沖的試驗(yàn)研究。2.3緩沖氮?dú)饩彌_的設(shè)計(jì)方法緩沖氣囊的設(shè)計(jì)是一個(gè)反復(fù)迭代的過程。設(shè)計(jì)過程中,要盡可能減輕緩沖氣囊系統(tǒng)的質(zhì)量,提高緩沖性能。緩沖氣囊的性能與氣囊的幾何尺寸、氣囊的壓力、排氣口面積等多個(gè)因素有關(guān),如何折中優(yōu)化配置這些參數(shù),涉及到氣囊參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題。優(yōu)化設(shè)計(jì)不僅僅體現(xiàn)在提高緩沖氣囊的性能,還可以縮短研制周期,降低成本。AnthonyP.Taylor和DebraJ.Gardinier采用DYNA3D有限元軟件對“獵兔犬2號(hào)(BeagleII)”的氣囊緩沖系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),通過對氣囊構(gòu)型和參數(shù)設(shè)置的研究,將氣囊由初始的兩個(gè)球冠增至三個(gè)球冠。最終確定了滿足緩沖要求的最優(yōu)幾何構(gòu)型。BenjaminA.Tutt等應(yīng)用HyperStudy優(yōu)化軟件采用序列響應(yīng)面法對NEXST-2(日本超音速驗(yàn)證機(jī))的氣囊著陸緩沖系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化,使最大加速度由原來的6.2g減小到5g。由此可見優(yōu)化設(shè)計(jì)對緩沖氣囊設(shè)計(jì)的重要性。國內(nèi)戈嗣誠等通過理論分析建立了氣囊的緩沖特性計(jì)算模型,根據(jù)初步落震結(jié)果采用復(fù)合型法對氣囊參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,縮短了研制周期,提高了氣囊的性能參數(shù),降低了成本。尹漢鋒等通過LS-DYNA對空投設(shè)備緩沖氣囊進(jìn)行仿真計(jì)算,同時(shí)采用遺傳算法對氣囊的參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。劉鑫等應(yīng)用氣體的熱力性質(zhì)建立了氣囊緩沖的動(dòng)力學(xué)模型,并采用微型多目標(biāo)遺傳算法對影響空投緩沖氣囊動(dòng)態(tài)特性的參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。優(yōu)化后的結(jié)果可以減少氣囊設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)的次數(shù)從而降低實(shí)驗(yàn)成本,對實(shí)驗(yàn)具有很好的指導(dǎo)意義。3吊裝空投防護(hù)技術(shù)的研究現(xiàn)狀綜上所述,緩沖氣囊作為一種有效的沖擊緩沖裝置,在高價(jià)值墮墜物的軟著陸或安全防護(hù)等領(lǐng)域受到越來越多的重視,尤其在航空航天領(lǐng)域,緩沖氣囊技術(shù)的應(yīng)用在不斷的深入,不僅可用于無人系統(tǒng)的回收,還可用于載人著陸系統(tǒng)的防護(hù)。對于深空行星著陸探測,由于復(fù)雜的地形、著陸地點(diǎn)的不可確定性,密閉型氣囊仍具有應(yīng)用潛力,設(shè)計(jì)緩沖性能更佳的新穎構(gòu)型是這類緩沖氣囊今后發(fā)展的方向之一。排氣型氣囊從1960年開始至今應(yīng)用在不同重量的有效載荷軟著陸防護(hù)上,這類氣