蔡文，李斌，溫金鵬，王力

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安710072;2. 中國(guó)工程物理研究院，四川 綿陽(yáng)621000;3. 西北工業(yè)大學(xué) 第365 研究所，陜西 西安710072)

0 引言

緩沖氣囊作為常用的沖擊緩沖裝置之一，在空投防護(hù)，無(wú)人機(jī)著陸回收，地外星球探測(cè)器軟著陸，汽車(chē)撞擊防護(hù)，應(yīng)急救援等領(lǐng)域均有大量應(yīng)用［1-3］。就無(wú)人機(jī)回收而言，相較于滑撬減震器、反推火箭、滑跑著陸等其他回收裝置，緩沖氣囊具有附加質(zhì)量輕、折疊性能好、包裹存儲(chǔ)占位小、成本低廉、系統(tǒng)可靠等獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。這些優(yōu)勢(shì)使其在無(wú)人機(jī)回收領(lǐng)域得到了持續(xù)的應(yīng)用和發(fā)展。美國(guó)20世紀(jì)60年代初研制的USD-5 無(wú)人偵察機(jī)、AQM-34V 無(wú)人偵察機(jī)、加拿大的CL-89 戰(zhàn)地?zé)o人偵察機(jī)、阿根廷的MQ-2 BIGUA，以及后來(lái)發(fā)展的英國(guó)CA3 無(wú)人偵察機(jī)、不死鳥(niǎo)無(wú)人偵察機(jī)，法國(guó)的SDTI 戰(zhàn)術(shù)無(wú)人機(jī)，以色列的隕石B 微型無(wú)人機(jī)、云雀微型無(wú)人機(jī)等均采用了氣囊緩沖回收技術(shù)［4-5］。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)對(duì)于軟著陸氣囊的研究日漸增多。戈嗣誠(chéng)等［6］、張?jiān)鳎?］研究了無(wú)人機(jī)軟著陸氣囊的緩沖原理與緩沖特性。王紅巖等［8］通過(guò)試驗(yàn)和仿真研究了帶側(cè)壁附囊的自落充氣式氣囊的緩沖特性及其在重裝空投方面的應(yīng)用。文桂林等［9］、尹漢鋒等［10］則研究了多種形式氣囊的緩沖特性及緩沖氣囊的優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題。孫曉偉［11］，王亞偉等［12］通過(guò)解析分析方法，計(jì)算分析了自落式氣囊在貨臺(tái)空投著陸緩沖中的應(yīng)用。呂航等［13］研究了梯形臺(tái)式氣囊在無(wú)人機(jī)回收中的應(yīng)用，并討論了緩沖著陸過(guò)程的機(jī)體側(cè)翻問(wèn)題。

1 基于解析模型的氣囊參數(shù)確定

研究者前期研究［14-16］已經(jīng)基于能量守恒和理想氣體熱動(dòng)力學(xué)方程，建立了氣囊的解析分析方法。利用該分析方法可快速進(jìn)行變參分析，歸納出多參量之間的相互影響規(guī)律，確定各設(shè)計(jì)參數(shù)的可行域。

本文研究對(duì)象為總質(zhì)量約300 kg 的上單翼無(wú)人機(jī)，計(jì)劃在機(jī)身下部布置2 個(gè)方形排氣式氣囊進(jìn)行緩沖。因此對(duì)于單個(gè)氣囊設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)，有效載荷質(zhì)量m=150 kg，系統(tǒng)豎直方向初速為v0=6 m/s［9］.根據(jù)工程設(shè)計(jì)要求，緩沖過(guò)程中的重心過(guò)載峰值≤10 g，同時(shí)規(guī)定無(wú)人機(jī)主緩沖過(guò)后的殘余速度不得超過(guò)1.5 m/s. 需要確定的氣囊設(shè)計(jì)參數(shù)包括:氣囊底面積A、氣囊高度h、排氣口面積Abag、氣囊內(nèi)初始?jí)毫0.

緩沖氣囊設(shè)計(jì)首先要確定的參數(shù)是氣囊的幾何尺寸，即A 和h. 設(shè)計(jì)約束為:1)為保證緩沖系統(tǒng)的橫向穩(wěn)定性，A 和h 之間應(yīng)保持合理的比值，本文取緩沖過(guò)程中最大過(guò)載與無(wú)人機(jī)主緩沖過(guò)程后的殘余速度均需滿足工程設(shè)計(jì)值。

基于解析分析算法，設(shè)定排氣口面積Abag為0.013 m2，氣囊初始?jí)毫Φ扔谕饨绱髿鈮?，排氣口在氣囊觸地時(shí)刻打開(kāi)。給定A 和h 的變化區(qū)間分別為0.2 ～0.8 m2和0.2 ～1.4 m，以一定步長(zhǎng)離散兩個(gè)參量的各自變化區(qū)間，然后兩兩組合離散參數(shù)，可循環(huán)計(jì)算獲得各種參數(shù)組合情況下的著陸響應(yīng)。圖1和圖2分別為根據(jù)計(jì)算結(jié)果所繪制的不同A 與h 組合下無(wú)人機(jī)殘余速度和峰值過(guò)載的等高線圖。圖1中陰影部分為滿足設(shè)計(jì)約束條件1 及殘余速度限制條件的A 和h 的可行區(qū)域。相應(yīng)圖2中陰影部分為滿足約束條件1 及最大過(guò)載限制條件的可行區(qū)域。兩圖陰影部分的交集即為滿足2 個(gè)約束條件的參數(shù)可行區(qū)域。根據(jù)圖1和圖2，本文選取A =0.5 m2，h=0.8 m.

圖1 不同氣囊底面積和高度組合下系統(tǒng)殘余速度等高線Fig.1 Contour plot of residual velocity for different combinations of airbag bottom area and height

排氣型氣囊設(shè)計(jì)中的另2 個(gè)重要參數(shù)是Abag和p0. 確定可行域時(shí)，先固定A、h 的取值。根據(jù)上文研究，此處設(shè)定A =0.5 m2，h =0.8 m. 與上文過(guò)程相似，圖3和圖4給出了不同Abag與p0組合情況下，計(jì)算所得的峰值過(guò)載和殘余速度等高線。

圖2 不同氣囊底面積和高度組合下系統(tǒng)峰值過(guò)載等高線Fig.2 Contour plot of peak acceleration for different combinations of airbag bottom area and height

圖3 不同排氣口面積和初始?jí)毫M合下系統(tǒng)殘余速度的等高線圖Fig.3 Contour plot of residual velocity for different combinations of vent size and initial pressure

圖4 不同排氣口面積和初始?jí)毫M合下系統(tǒng)峰值過(guò)載的等高線圖Fig.4 Contour plot of peak acceleration for different combinations of vent size and initial pressure

由圖3和圖4可見(jiàn)，初始?jí)毫?duì)緩沖響應(yīng)的影響非常微弱，因此該參數(shù)對(duì)氣囊設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)不是一個(gè)敏感參數(shù)。在排氣口面積0.012 m2≤Abag≤0.018 m2時(shí)無(wú)人機(jī)的最大過(guò)載及殘余速度均可滿足要求。本文折中取排氣口面積Abag=0.014 m2，初始?jí)毫0=101 325 Pa.

至此，根據(jù)4 幅等高線圖，已初步確定了緩沖氣囊的各個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)。不過(guò)由于簡(jiǎn)化解析分析模型假設(shè)多個(gè)氣囊之間的壓縮變形同步，氣囊變形規(guī)則無(wú)法考慮多點(diǎn)布局、著陸姿態(tài)、水平速度、地面摩擦等對(duì)緩沖過(guò)程的影響。因此解析分析對(duì)多氣囊布局方案的適用程度有待進(jìn)一步理清。

2 氣囊緩沖系統(tǒng)有限元建模分析

2.1 有限元模型建立

有限元分析方法，可有效考慮解析建模過(guò)程所忽略的若干因素，可對(duì)多工況條件和多氣囊布局方案有效進(jìn)行描述。另外多氣囊布局方案可能引起無(wú)人機(jī)著陸過(guò)程發(fā)生局部硬沖擊或姿態(tài)翻覆，這一點(diǎn)在以往的研究論文中往往很少關(guān)注，常常只關(guān)注主緩沖過(guò)程。本節(jié)將從第1 節(jié)給出的氣囊基本參數(shù)出發(fā)，建立無(wú)人機(jī)氣囊緩沖系統(tǒng)的有限元模型，并應(yīng)用LS-DYNA 軟件進(jìn)行無(wú)人機(jī)軟著陸全程緩沖行為的仿真分析。

無(wú)人機(jī)模型的翼展7.4 m，機(jī)身總長(zhǎng)3.25 m，質(zhì)心(CG)距機(jī)頭1.82 m. 針對(duì)此構(gòu)型的無(wú)人機(jī)，選用4 點(diǎn)式的氣囊布置方案。其中，機(jī)身下氣囊Ⅰ和Ⅱ起主要的緩沖作用。機(jī)翼下的氣囊Ⅲ和Ⅳ起保護(hù)作用，防止緩沖過(guò)程發(fā)生側(cè)翻損壞機(jī)翼。由于無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)心靠后，為了防止非對(duì)稱力產(chǎn)生過(guò)大的俯仰運(yùn)動(dòng)，設(shè)計(jì)機(jī)身后氣囊Ⅱ的底面積略大于機(jī)身前氣囊Ⅰ，二者比值為1.16. 另外，機(jī)身后氣囊Ⅱ的排氣口面積也略小于機(jī)身前氣囊Ⅰ的排氣口面積。氣囊具體布置方案如圖5所示，氣囊相關(guān)參數(shù)設(shè)置如表1所列。無(wú)人機(jī)左右翼下氣囊完全相同，故在參數(shù)列表中，未對(duì)其進(jìn)行區(qū)分。

圖5 有限元模型Fig.5 Finite element model

有限元建模過(guò)程的其他相關(guān)簡(jiǎn)化處理及參數(shù)設(shè)置如下:

1)無(wú)人機(jī)觸地前有3 m/s 的前向水平速度分量和6 m/s 的垂向下墜速度分量。

2)將燃油、發(fā)動(dòng)機(jī)、儀器設(shè)備等簡(jiǎn)化為集中質(zhì)量點(diǎn)，用質(zhì)量元模擬;利用Shell 單元以及Beam 單元進(jìn)行無(wú)人機(jī)相關(guān)主承力結(jié)構(gòu)的離散。為簡(jiǎn)化計(jì)算，計(jì)算過(guò)程不考慮材料塑性，所有材料參數(shù)設(shè)置為線彈性。結(jié)構(gòu)阻尼設(shè)定為比例阻尼。最終有限元離散得到的無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量為297 kg.

3)著陸地面假設(shè)為剛性平面。

4)緩沖氣囊用殼元離散，氣囊內(nèi)部氣體視為理想狀態(tài)氣體，由于緩沖過(guò)程極短，系統(tǒng)與外界之間的熱交換忽略不計(jì)。氣體與氣囊之間的作用采用控制體積(CV)法進(jìn)行模擬［1］。CV 法關(guān)鍵在于當(dāng)前時(shí)刻控制體積大小的確定。任意時(shí)刻控制表面所包圍的體積可以表示成如下形式的表面積分:

式中:Γ 為控制表面;x 為選定的描述控制表面微元空間位置的坐標(biāo)變量;nx是控制表面微元的法線方向與x 方向夾角的余弦;dS 是控制表面微元。其離散格式中是任一個(gè)表面單元i 的平均x 坐標(biāo);nix是單元i 的法向與x 方向夾角的余弦;Ai是單元的面積。因此，t+Δt 時(shí)刻控制體積可以表示為

表1 緩沖氣囊基本參數(shù)設(shè)置Tab.1 Basic parameters of airbags

5)由于緩沖過(guò)程，無(wú)人機(jī)蒙皮、氣囊系統(tǒng)、地面三者之間存在接觸，并且壓縮過(guò)程，氣囊也會(huì)發(fā)生自接觸，選用單面接觸進(jìn)行接觸設(shè)置。

6)結(jié)構(gòu)阻尼假設(shè)為比例阻尼。本算例中，根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，比例阻尼系數(shù)統(tǒng)一設(shè)定為0.1.

7)計(jì)算總時(shí)長(zhǎng)設(shè)定為0.6 s，積分時(shí)間步長(zhǎng)由軟件按網(wǎng)格尺寸自行計(jì)算確定。對(duì)于本算例，機(jī)身結(jié)構(gòu)離散后的殼元幾何尺度約為100 mm×100 mm，積分時(shí)間步長(zhǎng)為1.1 μs.

2.2 正常軟著陸工況仿真分析

關(guān)于緩沖氣囊LS-DYNA 仿真與試驗(yàn)結(jié)果的一致性驗(yàn)證，在相關(guān)文獻(xiàn)［8，15］已有論及，這里不再論述。為了考查本文計(jì)算過(guò)程的相關(guān)計(jì)算參數(shù)設(shè)置是否合理，圖6給出了仿真過(guò)程的滑移能和沙漏能變化曲線。整個(gè)仿真過(guò)程系統(tǒng)輸出的沙漏能為0，說(shuō)明結(jié)構(gòu)中不存在不真實(shí)的零能變形模式?；颇苁冀K大于0，表示仿真過(guò)程接觸設(shè)置成功，未有穿透現(xiàn)象出現(xiàn)。

計(jì)算得到的緩沖過(guò)程氣囊變形及相關(guān)響應(yīng)曲線如圖7和圖8所示。分析可知，氣囊緩沖過(guò)程可分解為4 個(gè)階段。開(kāi)始階段，緩沖系統(tǒng)以6 m/s 的下墜速度，3 m/s 的水平速度下落，機(jī)身緩沖氣囊觸地;第2 階段，壓縮儲(chǔ)能階段，繼續(xù)下落的機(jī)體開(kāi)始擠壓氣囊，動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣體的內(nèi)能，氣囊內(nèi)部壓力增大，提供給機(jī)體反力，機(jī)體下落速度減小;第3 階段，排氣釋能，隨著機(jī)體的下墜擠壓，氣囊內(nèi)壓縮氣體由排氣口迅速排出，釋放能量，消耗沖擊能量，機(jī)體下墜速度進(jìn)一步降低;著陸階段，主緩沖行程結(jié)束后，無(wú)人機(jī)姿態(tài)經(jīng)歷短時(shí)晃動(dòng)后軟著陸。

圖6 緩沖過(guò)程能量變化曲線Fig.6 Energy-time history in landing process

由圖8可知，氣囊主緩沖過(guò)程，產(chǎn)生的無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載峰值為9.5 g，主緩沖過(guò)程的吸能比達(dá)到81.8%，殘余動(dòng)能導(dǎo)致的二次硬沖擊響應(yīng)峰值低于4.0g. 結(jié)合圖7、圖8分析可見(jiàn)，氣囊接地后，無(wú)人機(jī)整體平穩(wěn)下落，對(duì)機(jī)身前后兩氣囊進(jìn)行同步擠壓。由于氣囊Ⅱ體積大于氣囊Ⅰ，故開(kāi)始階段氣囊Ⅱ的壓強(qiáng)略小于氣囊Ⅰ的壓強(qiáng)。同時(shí)由于無(wú)人機(jī)質(zhì)心偏后，使得氣囊Ⅰ提供的后仰力矩大于氣囊Ⅱ提供的前俯力矩。另外，尾撐部分的向下慣性運(yùn)動(dòng)也會(huì)給機(jī)身附加上仰力矩，最終使得0.12 s 時(shí)無(wú)人機(jī)的機(jī)頭開(kāi)始上仰。此現(xiàn)象在0.16 s 進(jìn)一步加劇，0.30 s左右上仰角度達(dá)到最大。由于上仰，無(wú)人機(jī)會(huì)進(jìn)一步擠壓氣囊Ⅱ產(chǎn)生恢復(fù)力矩，從兩氣囊壓強(qiáng)變化曲線可以看出0.15 ～0.34 s 內(nèi)氣囊Ⅱ壓強(qiáng)始終大于氣囊Ⅰ壓強(qiáng)。0.40 s 左右無(wú)人機(jī)低頭，此時(shí)無(wú)人機(jī)主要擠壓氣囊Ⅰ，故氣囊Ⅰ在0.40 s 左右出現(xiàn)了第2 個(gè)峰值，機(jī)頭隨后在恢復(fù)力矩作用下再一次發(fā)生微幅的抬頭運(yùn)動(dòng)。整個(gè)緩沖過(guò)程，飛機(jī)尾撐的變形最大，尾撐根部應(yīng)力值得關(guān)注。

圖7 緩沖過(guò)程無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)Fig.7 Soft landing animation

圖8 緩沖仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of landing process

3 氣囊參數(shù)對(duì)緩沖特性的影響分析

為研究氣囊關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)緩沖特性的影響?；诘? 節(jié)模型，進(jìn)行了兩個(gè)主緩沖氣囊的變參分析。圖9分別給出了氣囊高度、排氣口面積、排氣口觸發(fā)壓差等主要設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)沖擊響應(yīng)的影響規(guī)律。分析可知，當(dāng)氣囊高度大于0.7 m 后，無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載峰值隨著氣囊高度的增加而減小。但需注意氣囊過(guò)高會(huì)增加氣囊系統(tǒng)的質(zhì)量，也會(huì)破壞著陸姿態(tài)的穩(wěn)定性。無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載峰值隨排氣口面積的增大而減小，不過(guò)這僅意味著排氣口越大，主緩沖過(guò)程氣囊壓力峰值越低。實(shí)際排氣口的確定還必須兼顧主緩沖結(jié)束后，系統(tǒng)殘余速度的變化。排氣口過(guò)小，系統(tǒng)反彈嚴(yán)重;排氣口過(guò)大，吸能不充分，二次硬沖擊風(fēng)險(xiǎn)高。圖9(c)中排氣口觸發(fā)壓差在0 ～10 kPa 之間變化時(shí)，系統(tǒng)峰值過(guò)載隨觸發(fā)壓差的增加而減小。當(dāng)觸發(fā)壓差在10 ～15 kPa 間變化時(shí)，峰值過(guò)載較低，且基本保持不變。當(dāng)觸發(fā)壓差值大于15 kPa，峰值過(guò)載隨觸發(fā)壓力的增加而增大。因此10 ～15 kPa 應(yīng)是排氣口觸發(fā)壓差的最優(yōu)取值區(qū)間。

另外圖9(a)、圖9(b)中也給出了解析模型計(jì)算結(jié)果與有限元仿真結(jié)果之間的對(duì)比。對(duì)比分析可見(jiàn)，在正常著陸工況下，仿真得到的參數(shù)影響規(guī)律與單氣囊解析分析得到的參數(shù)影響規(guī)律基本一致，但在具體數(shù)值上二者之間還是存在5% ～12.5%的差異。導(dǎo)致差異的主要原因在于:解析分析方法默認(rèn)前后氣囊壓縮同步、氣囊體積規(guī)則變化、忽略地面摩擦、忽略織布彈性等。因此實(shí)際應(yīng)用中，若側(cè)重于氣囊緩沖行為的定性分析和氣囊設(shè)計(jì)參數(shù)的初步確定，使用解析分析方法可高效獲得可靠的結(jié)果。但如需關(guān)注緩沖過(guò)程中的具體細(xì)節(jié)情況，或著陸工況使得氣囊存在不同步壓縮的情形，則需采用有限元仿真方法。

圖9 氣囊各設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)過(guò)載峰值的影響規(guī)律Fig.9 Influence of airbag parameters on peak acceleration

4 非正常工況著陸分析

4.1 10°俯仰角著陸

受著陸場(chǎng)地坡度或無(wú)人機(jī)質(zhì)心失調(diào)影響，無(wú)人機(jī)傘降觸地前可能出現(xiàn)以一定俯仰角觸地的姿態(tài)。本節(jié)研究帶10°俯仰角著陸時(shí)，氣囊系統(tǒng)的緩沖行為。模型建立是以圖5的現(xiàn)有模型為基礎(chǔ)，不改變其他參數(shù)設(shè)置，只是將無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的全體單元繞質(zhì)心后仰旋轉(zhuǎn)10°.

由于初始后仰角的存在，機(jī)身下兩主緩沖氣囊不再同步壓縮。緩沖過(guò)程變形及響應(yīng)曲線如圖10～圖12所示。分析可知:機(jī)身后氣囊首先觸地，對(duì)機(jī)身產(chǎn)生緩沖反力，同時(shí)提供低頭力矩，使無(wú)人機(jī)著陸姿態(tài)趨于水平;隨后，機(jī)身前氣囊開(kāi)始觸地發(fā)揮緩沖作用，并提供抬頭力矩。系統(tǒng)質(zhì)心過(guò)載響應(yīng)在前氣囊壓縮最大時(shí)刻達(dá)到首次峰值。由于前后氣囊反力不同步，使得無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)在前后氣囊的交叉作用下，發(fā)生多次往復(fù)的俯仰運(yùn)動(dòng)，圖11顯示了二次往復(fù)俯仰過(guò)程的質(zhì)心角速度變化歷程。這種顯著的姿態(tài)俯仰運(yùn)動(dòng)將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)出現(xiàn)二次硬沖擊的風(fēng)險(xiǎn)。觀察緩沖過(guò)程的質(zhì)心過(guò)載響應(yīng)曲線可見(jiàn)，主緩沖過(guò)程導(dǎo)致的質(zhì)心過(guò)載峰值不過(guò)7.65 g，低于正常著陸工況的響應(yīng)峰值9.5 g. 但后續(xù)緩沖過(guò)程的第2 個(gè)過(guò)載響應(yīng)峰值高達(dá)17.6 g，且該峰非常尖銳，屬二次硬沖擊所致，且遠(yuǎn)高于正常著陸工況的二次過(guò)載。進(jìn)一步考察二次硬沖擊時(shí)刻對(duì)應(yīng)的機(jī)體應(yīng)變?cè)茍D可知，后機(jī)身下部出現(xiàn)了明顯的應(yīng)力集中區(qū)，最大應(yīng)變達(dá)6 649×10-6，可能導(dǎo)致局部機(jī)體損壞。另外從緩沖過(guò)程的無(wú)人機(jī)動(dòng)能變化曲線(見(jiàn)圖19)可知，在氣囊主緩沖結(jié)束后(選0.3 s 為統(tǒng)一截止時(shí)間)，正常著陸工況和非正常著陸工況的剩余動(dòng)能基本相當(dāng)。不過(guò)在同等剩余動(dòng)能的條件下，10°俯仰角著陸工況會(huì)加劇機(jī)體的前后俯仰運(yùn)動(dòng)，并導(dǎo)致較正常著陸工況更嚴(yán)重的二次硬沖擊響應(yīng)。

4.2 10°滾轉(zhuǎn)角著陸

無(wú)人機(jī)傘降著陸過(guò)程受著陸地形或橫風(fēng)等意外因素影響，可能發(fā)生傾斜著陸的情況。本節(jié)在圖5基本模型的基礎(chǔ)上，通過(guò)網(wǎng)格旋轉(zhuǎn)得到帶10°滾轉(zhuǎn)角著陸的有限元模型。

圖10 緩沖過(guò)程無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)圖(0.5 s 去除了氣囊)Fig.10 Soft landing animation

圖11 無(wú)人機(jī)俯仰角速度Fig.11 Pitch rate of UAV

圖12 緩沖仿真結(jié)果Fig.12 Simulation results of landing process

圖13給出了緩沖過(guò)程的響應(yīng)曲線，從氣囊壓強(qiáng)變化曲線可以看出，無(wú)人機(jī)帶10°滾轉(zhuǎn)角下落時(shí)，機(jī)身前后兩氣囊的緩沖壓力基本同步變化。過(guò)載響應(yīng)達(dá)到第1 次峰值的時(shí)刻與正常著陸工況基本一致，峰值大小比則正常著陸工況略高0.5 g. 原因在于系統(tǒng)達(dá)到初次過(guò)載峰值時(shí)，右翼氣囊(圖14中的右側(cè)氣囊)參與壓縮緩沖，貢獻(xiàn)了部分緩沖反力。另外由緩沖過(guò)程的無(wú)人機(jī)動(dòng)能變化曲線(見(jiàn)圖19)可知，由于翼下氣囊的作用，在主緩沖結(jié)束時(shí)刻(0.3 s)，10°滾轉(zhuǎn)角著陸工況的剩余動(dòng)能略低。

不過(guò)由于反作用力矩的不平衡，在緩沖過(guò)程中，機(jī)體系統(tǒng)會(huì)發(fā)生一定程度的往復(fù)滾轉(zhuǎn)和俯仰運(yùn)動(dòng)，其中往復(fù)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)更顯著。圖14所示為從前視角度給出的無(wú)人機(jī)著陸姿態(tài)圖。分析可見(jiàn)，機(jī)翼右氣囊先接地，產(chǎn)生逆時(shí)鐘方向滾轉(zhuǎn)力矩，改變無(wú)人機(jī)的著陸姿態(tài)。隨后機(jī)翼左氣囊開(kāi)始接地，產(chǎn)生反向滾轉(zhuǎn)力矩。無(wú)人機(jī)在左右氣囊交叉作用下，逐漸恢復(fù)水平姿態(tài)。同樣，對(duì)于本工況，由于排氣型氣囊在緩沖終了階段不能提供軟支撐，剩余動(dòng)能仍將導(dǎo)致機(jī)體發(fā)生二次硬沖擊。對(duì)比圖19中的動(dòng)能變化曲線可見(jiàn)，雖然帶滾轉(zhuǎn)角著陸工況的二次沖擊前的剩余動(dòng)能最低，但其引起的二次硬沖擊過(guò)載依然達(dá)到了5 g(0.403 s)，高于正常著陸工況。二次硬沖擊產(chǎn)生的機(jī)身局部最大應(yīng)變?yōu)? 343×10-6. 分析導(dǎo)致結(jié)構(gòu)局部應(yīng)變過(guò)大的原因有:一是姿態(tài)晃動(dòng)，速度分布不均，導(dǎo)致局部硬沖擊響應(yīng)增大;二是帶滾轉(zhuǎn)角著陸時(shí)，機(jī)身下氣囊發(fā)生了橫向偏置變形，使得硬沖擊時(shí)氣囊的包裹防護(hù)能力減弱。

圖13 緩沖仿真結(jié)果Fig.13 Simulation results of landing process

圖14 緩沖過(guò)程無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)圖Fig.14 Soft landing animation

5 組合型氣囊緩沖特性分析

前文研究表明，在多氣囊布局情況下，多氣囊之間不可能按理想狀態(tài)始終提供同步平衡的緩沖反力，因此無(wú)人機(jī)軟著陸緩沖過(guò)程會(huì)不可避免地出現(xiàn)一定的俯仰或滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。特別當(dāng)無(wú)人機(jī)以非正常著陸姿態(tài)著陸時(shí)，主緩沖結(jié)束后機(jī)體的姿態(tài)角運(yùn)動(dòng)較為嚴(yán)重。單純排氣型氣囊不能在緩沖后段提供有效的軟支撐能力，劇烈的姿態(tài)晃動(dòng)可能給機(jī)體帶來(lái)嚴(yán)重的二次硬沖破壞。

為了避免二次硬沖擊帶來(lái)的意外損害，設(shè)計(jì)者期望在緩沖結(jié)束階段，氣囊能夠保有一定的軟支撐作用，故而引入了組合型氣囊。組合型氣囊是指排氣型氣囊和密閉式氣囊的組合氣囊，密閉氣囊可在緩沖終了時(shí)刻提供軟支撐［15］。

本節(jié)將在圖5所示基本工況模型的基礎(chǔ)上，建立如圖15所示的組合型氣囊模型(具體建模方法同2.1 小節(jié))，并對(duì)比分析組合型氣囊對(duì)非正常著陸工況的適用性。其中，內(nèi)氣囊Ⅴ和Ⅵ為密封型氣囊，高0.2 m;外氣囊為排氣型氣囊，各參數(shù)設(shè)置同表1. 為了清楚表示密封型氣囊位置，圖15隱藏了Ⅰ、Ⅱ氣囊的側(cè)面。

圖15 組合型氣囊有限元模型Fig.15 Finite element model with hybrid airbag

5.1 10°俯仰角著陸

由圖16可見(jiàn)，使用組合型氣囊進(jìn)行緩沖時(shí)，由于內(nèi)氣囊的存在，外排氣型氣囊的有效容積有所減小，氣囊壓強(qiáng)峰值增大，使得無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載峰值略有上升。但從氣囊壓強(qiáng)變化曲線及無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載曲線可以看出，緩沖后段，密封型氣囊Ⅴ和Ⅵ出現(xiàn)了多次的不同步壓力峰值，說(shuō)明機(jī)體發(fā)生了多次往復(fù)的俯仰運(yùn)動(dòng)，對(duì)前后密封氣囊?guī)?lái)不同步的擠壓。這種運(yùn)動(dòng)，同時(shí)也使得無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載曲線出現(xiàn)多次峰值但后續(xù)過(guò)載峰值均不超過(guò)3g，且機(jī)體結(jié)構(gòu)上也沒(méi)有出現(xiàn)局部應(yīng)變過(guò)大的情形，說(shuō)明緩沖后段，內(nèi)置的密封型氣囊為無(wú)人機(jī)提供了有效的軟支撐緩沖作用。

圖16 緩沖仿真結(jié)果Fig.16 Simulation results of landing process

進(jìn)一步分析組合氣囊方案在主緩沖后的無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)(如圖17)發(fā)現(xiàn)，內(nèi)置密閉氣囊Ⅳ在0.15 s左右開(kāi)始發(fā)揮作用，此時(shí)對(duì)應(yīng)的無(wú)人機(jī)下落速度約為2 m/s. 前后密閉氣囊提供的不同步支反力，使得無(wú)人機(jī)發(fā)生了多次往復(fù)俯仰運(yùn)動(dòng)。雖然此時(shí)俯仰運(yùn)動(dòng)的幅度要大于單純排氣型氣囊方案，但這些后續(xù)姿態(tài)晃動(dòng)仍處于可控的范圍內(nèi)，未帶來(lái)局部的硬沖擊。

圖17 緩沖過(guò)程無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)圖Fig.17 Soft landing animation

5.2 10°滾轉(zhuǎn)角著陸

類似于帶俯仰角時(shí)的下落分析，結(jié)合無(wú)人機(jī)質(zhì)心過(guò)載曲線及氣囊壓強(qiáng)變化曲線(見(jiàn)圖18)可知，內(nèi)置密封氣囊為緩沖后段提供了有效的軟支撐，但密封氣囊的作用會(huì)在緩沖后段產(chǎn)生較大的反彈運(yùn)動(dòng)。由圖19給出的緩沖過(guò)程動(dòng)能變化曲線可知，組合式氣囊方案帶10°滾轉(zhuǎn)角著陸時(shí)，緩沖后段的無(wú)人機(jī)動(dòng)能波動(dòng)最大，說(shuō)明該工況下緩沖后段的無(wú)人機(jī)反彈運(yùn)動(dòng)最為劇烈，不過(guò)從過(guò)載響應(yīng)曲線及機(jī)體應(yīng)變響應(yīng)來(lái)考查，本工況相對(duì)于單純排氣型氣囊方案而言，二次沖擊過(guò)載響應(yīng)和最大應(yīng)變響應(yīng)均大幅減小。

圖18 緩沖仿真結(jié)果Fig.18 Simulation results of landing process

當(dāng)然，以上分析僅針對(duì)2 種非正常著陸工況進(jìn)行，本文在計(jì)算過(guò)程中認(rèn)識(shí)到，雖然組合型氣囊可以在緩沖后階段有效消除單純排氣性氣囊的二次硬沖擊風(fēng)險(xiǎn)，但另一方面密閉氣囊的作用會(huì)帶來(lái)緩沖后期的姿態(tài)反彈失控的隱患。因此在實(shí)際工程設(shè)計(jì)過(guò)程中，還值得圍繞密閉氣囊與排氣型氣囊的參數(shù)匹配問(wèn)題，開(kāi)展更深入的多工況優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

圖19 著陸過(guò)程無(wú)人機(jī)動(dòng)能變化曲線Fig.19 Kinetic energy-time history of UAV

6 結(jié)論

本文以上單翼布局無(wú)人機(jī)模型為對(duì)象，提出一種多氣囊布局方案，并分別應(yīng)用解析模型和有限元模型開(kāi)展了多種著陸工況下的系統(tǒng)緩沖特性分析，相關(guān)結(jié)論如下:

1)正常著陸工況下，本文提出的單純排氣型氣囊設(shè)計(jì)方案和組合式氣囊設(shè)計(jì)方案均可滿足設(shè)計(jì)對(duì)象的軟著陸指標(biāo)要求，但單純排氣型氣囊方案在非正常著陸工況條件下，難以避免二次局部硬沖擊帶來(lái)的局部過(guò)載破壞。組合型氣囊方案可在緩沖后期為無(wú)人機(jī)提供有效的軟支撐，有效降低了二次硬沖擊的風(fēng)險(xiǎn)。

2)對(duì)多氣囊布局方案，解析模型能用于正常著陸工況分析，但只能分析主緩沖過(guò)程。在解析模型的可適用范圍內(nèi)，解析模型得到的氣囊設(shè)計(jì)參數(shù)影響規(guī)律與有限元仿真基本一致，但解析模型與有限元模型的具體結(jié)果之間保持有5.0% ～12.5%的差異。有限元分析方法的適用范圍更廣，可有效考慮多氣囊布局方案的不同步壓縮、氣囊不規(guī)則壓縮變形、系統(tǒng)姿態(tài)變化、地面摩擦及織布特性等多種因素的作用，且可有效捕捉系統(tǒng)在主緩沖過(guò)后階段的著陸行為。

3)多氣囊緩沖著陸時(shí)，無(wú)人機(jī)姿態(tài)不可避免地會(huì)發(fā)生往復(fù)晃動(dòng)。尤其當(dāng)無(wú)人機(jī)帶有一定俯仰角或滾轉(zhuǎn)角以非正常姿態(tài)著陸，姿態(tài)晃動(dòng)幅度會(huì)進(jìn)一步加劇。對(duì)單純排氣型方案，在總體剩余動(dòng)能相當(dāng)?shù)那疤嵯?，姿態(tài)晃動(dòng)幅度越大，二次硬沖擊引起的響應(yīng)將越高，升高了局部損害的風(fēng)險(xiǎn)。

4)組合型氣囊可以在緩沖后段提供有效軟支撐，有效保護(hù)機(jī)頭機(jī)尾。不過(guò)內(nèi)置密閉氣囊的引入，也會(huì)帶來(lái)姿態(tài)反彈失控的隱患。當(dāng)前設(shè)計(jì)方案對(duì)本文所研究的3 種著陸工況帶來(lái)的反彈量都處于可接受范圍內(nèi)，但針對(duì)更復(fù)雜的工況條件，還需針對(duì)密閉型氣囊與排氣型氣囊的參數(shù)匹配問(wèn)題進(jìn)行多工況優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

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