高原条件下空投设备气囊系统缓冲过程研究

衣敬强，郝贵祥，王红岩，杨 光，石国锋

(1.73111部队，福建 厦门 361025;2.73111部队博士后 科研工作站，福建 厦门 361025;3.装甲兵工程学院机械工程系，北京 100072;4.73137部队，福建 漳州 363115)

重型设备在高原空投出舱后的减速主要依赖于降落伞系统和接地减速部件.降落伞系统将设备下降速度控制在一定范围内，接地减速部件采用蜂窝材料或气囊等进一步降低设备的下降速度，减缓落地冲击.现有的空投系统有3种［1］:多伞货台空投系统、降落伞-火箭制动空投系统以及无货台空投系统.多伞货台空投系统的货台底部通常采用蜂窝材料作为接地减速部件.火箭制动空投系统去掉了繁重的空投货台，采用火箭作为接地减速部件.火箭喷出的燃烧气体产生反推力，减小降落速度，较好地解决了设备着陆时的撞击力.但火箭缓冲方式存在成本高、设备复杂、保管维修困难等问题.无货台空投系统是将伞降系统和缓冲气囊直接安装在空投设备上，具有结构简单、使用方便、缓冲效果好、成本低等特点.本文中的重型设备采用的即是无货台空投系统，该系统在国内的应用较少，对于特定的设备而言，气囊系统的设计是否满足要求仍有待于考察.

目前，国内外对于气囊的研究通常采用3种方法:热力学方法、有限元方法和实验方法.热力学方法是依据气体热力学理论，对气囊压缩过程进行一定的简化，建立相应的理论模型，从而计算得到气囊压缩过程中各参数的变化规律.该方法简便，但无法准确计算气囊变形［2］.有限元方法是以热力学方法为基础，对气囊外壁和内部气体建立完整的模型，模型可以适应特殊形状的气囊和不同的气囊外壁材料，也可设置各种不同的气囊工作条件.该方法可以精确计算不同时刻气囊的变形以及变形引起的囊内气体参数变化，计算结果精度较高，但建模复杂.实验方法的优点是结果可靠，通常用于检验计算结果的准确性.重型设备空投采用的气囊系统复杂［3］，落地缓冲状态多变，冲击过程对设备具有一定破坏性，若采用实验方法不但费用高昂，而且难于控制条件.考虑到以上诸多因素，本文采用有限元方法对重型设备空投系统落地气囊缓冲过程进行研究，通过获得设备的动态响应来考察气囊系统性能，并结合实验数据［4］进行验证.

1 气囊缓冲系统及模型的建立

由于落地缓冲过程中，降落伞对空投设备基本无作用，故模型只包括设备和气囊系统.

1.1 气囊系统结构及原理

该型缓冲气囊为自落式，空投时与设备底部的安装点相连.如图1所示，气囊系统由8个独立的气囊单元组成，每个气囊单元包括1个主气囊和1个体积略小的辅气囊，辅气囊附着在主气囊上，并通过内部的气孔与主气囊相通.气囊设有进气口和排气口.进气口设于主气囊底部以实现系统在下落时气囊的自动充气，当气囊与地面接触后，进气口被封闭，辅气囊在主气囊受压后开始充气.排气口设于辅气囊外侧中部，平时由搭扣贴合，受压后内压克服搭扣的贴合力，排气孔开启并开始泄压，以达到缓冲目的［3］.

缓冲气囊为内外2层织物组成薄壁结构.内层由透气量小织物制成，外层由强度较大的织物制成，且具有纵向和横向加强带.内层用于在气囊被压缩时防止和减缓气囊内气体的外泄，保证一定的内压以起到着陆缓冲的作用;外层用于承受气囊被压缩时内层所产生的较大的内压，避免内层受压时发生爆裂.

1.2 有限元模型建立

本文采用的是显式有限元算法.在单元较粗大时，采用细化单元的方法可以明显提高计算精度，但是计算机的硬件计算能力有限，当单元数量增加到一定程度后，计算时间会大幅度增加，甚至无法完成计算;而且，当单元数量过大时，数值计算的累积误差反而会降低计算精度，因而选择合适的单元大小十分重要.综合考量计算时间和模型规模，确定选择20mm作为设备模型的单元大小，气囊模型单元大小为30mm.单位制的选择方面，由于缓冲过程时间较短，建模和计算过程中采用N-mm-ms-g的单位制系统.

设备模型形状复杂，故采用Pro-E建立几何模型，而后将模型导入HyperMesh中.在HyperMesh中采用抽取中面，进行几何清理，划分网格，模型共有107105个单元和109917个节点.其中Bar2单元215个，Quad4单元97010个，Tria3单元2886个，Hex8单元6542个，Penta6单元452个.气囊壁结构相对简单，外形规则，而且全部为平面结构，可直接在HyperMesh中建立几何模型，并采用Quad4划分网格，模型共有单个气囊有限元模型89408个单元和88840个节点.

气囊壁为纤维编织材料，故存在正交各向异性.故选择材料模型为/MAT/FABRI(Elastic Orthotropic Material)，其密度为 0.85 g·mm－3，弹性模量为 500 MPa，泊松比为 0.19.配合/PROP/SH_ORTH(Orthotropic Shell Property)可很好地模拟气囊壁的力学性能.

图1 缓冲气囊系统结构图［3］Fig.1 Structure of airbag system for shock absorption

2 缓冲过程仿真

2.1 计算方法

本文采用显式时间积分法进行计算，采用中心差分的显式格式，该方法不需要进行矩阵分解或求逆，无须求解联立方程组，也不存在收敛性问题，因此，每个增量步的计算量较小，基本与求解对象的规模成正比，计算求解速度快，其稳定性准则能自动控制计算时间步长的大小，保证时间积分的精度.

2.2 工况条件设定及求解

本文仅考虑空降车着地缓冲过程，在空中的伞降过程不予考虑，气囊在着地缓冲前已经是完全展开状态.出于工况的要求和一般性的考虑，地面为水平硬地面，整个空降过程包括着地缓冲过程，空降车及气囊系统均受重力作用，y方向为垂直方向，对模型施加负y方向的重力加速度，大小为9.8×10－3mm·ms－2.

3 计算结果及分析

3.1 缓冲过程分析

图2为气囊系统缓冲过程应力云图.气囊系统受到空投设备的冲击后，主气囊压力增大，向辅气囊充气.辅气囊中的气量和压力同时增大，达到排气口开启压力后，通过侧面的排气口向大气泄压，冲击能量转化为气体内能和动能.从仿真过程可见，气囊的缓冲效果较好，设备着陆时无明显“回跳”现象，未发生装备翻倒现象.缓冲气囊强度足够，可以满足使用的要求.

图2 气囊系统缓冲过程应力云图Fig.2 Stress contour of airbag system

3.2 仿真与实验的对比验证

根据文献［4］中的相关研究进行了设备的空投实验，给出了空投落地缓冲过程的质心冲击加速度曲线.本文将仿真数据和实验数据绘制在同一坐标系内，如图3所示.从设备加速度曲线图可见，仿真与实验曲线都有共同的特点:存在两个极值，第一个极值小于第二个极值.通过分析可以确定，第一个极值是由于在气囊受压过程中，随着设备和气囊接触面积的增大和气囊内压的逐步增大，设备所受的反作用力增大;而第二个极值则是在气囊排除大部分气体后，设备隔着气囊壁与地面发生碰撞产生的.实验与仿真的气囊缓冲时间分别约为210 ms和220 ms，设备加速度最大值分别为68.012 m·s－2和71.638 m·s－2.图3中冲击加速度和速度的仿真值与实验值存在一定的差异，分析原因:

(1)实际气囊系统在缓冲过程中，由于地面不平的影响，接地面存在少量的气体泄漏，而仿真则不存在此问题.故仿真结果的加速度最大值要略低于实验结果，最终的速度最小值的绝对值则高于实验结果.基于同样的原因，在图3的曲线中，也可以看到仿真中的缓冲全程所需时间要略长于实验中的缓冲时间.

(2)仿真中的气囊模型和设备模型在建立过程中，会忽略一些对缓冲过程影响较小的结构细节，可能会导致计算结果产生一定的误差.

图3 恶劣工况下设备质心的速度和加速度曲线Fig.3 Equipment acceleration curves of simulation and experiment

总体上，仿真加速度曲线和速度曲线的变化趋势和曲线特点都与文献［4］中的实验曲线符合得较好，与实验数据的误差也在合理范围内.由此可验证仿真模型的正确性和计算方法的精度.

3.3 高原条件下气囊缓冲过程分析

在高海拔地区，空气密度、大气压力等条件与平原存在较大差异.对于依靠空气作为工作物质的气囊，其工作特性变化较大.同时，减速伞的减速效果也在很大程度上受到空气密度、大气压力的影响，设备的落地速度相对于平原也有所加大.所以，在空投使用中考虑通过增加减速伞数量进一步降低设备着陆时的速度.基于以上需求，需要针对高原条件的气囊缓冲过程进行研究.本文基于气体热力学理论建立了高海拔地区的气囊模型，结合空投设备结构模型，进行了显式有限元分析.高原缓冲过程各参量的变化情况如图4所示.

图4 设备质心加速度和速度曲线图Fig.4 Acceleration and velocity curve of equipment

由计算结果可确定，同等条件下，高原地区与平原地区相比，气囊缓冲过程有显著的差异，对比结果见表1.

表1 平原与高原气囊缓冲过程对比Tab.1 Comparison bewteen plain and pleatu

4 结论

对于本文中的气囊系统，通过多工况下的仿真研究，可以得出结论:

(1)该气囊系统缓冲效果好，起到了吸收设备冲击动能的作用，气囊结构本身强度足够，即使在极限工作状态下仍然能够稳定工作.

(2)设备在缓冲过程中的冲击加速度存在2个极值，分别是由设备与气囊系统的相互作用和设备与地面的冲击产生的.对于多工况下的设备缓冲过程，随着正常工作气囊数量的减少或者降落初速的增大，缓冲时间明显减少，冲击加速度最大值增大.

(3)高原条件下，气囊系统的工作特性相对平原地区有显著的差异.其原因是由于大气密度和压力的变化，因此在设计和使用中要充分考虑此因素的影响.

本文探索了采用有限元方法进行重型空投设备气囊系统缓冲过程研究的技术途径，该方法能够降低研究成本，提高效率，并能保证一定结果精度.计算结果对气囊系统参数优化和设备改进设计具有一定的参考价值.

［1］罗方惠，丁骥.天降铁甲的奥秘——伞降系统和缓冲系统［J］.国外坦克，2005(3):52－53.LUO Fanghui，DING Ji.The arcanum of airborne vehicle － parachute and cushion system［J］.Foreign Tank，2005(3):52 －53.

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