王一波 孫建紅 侯斌 張延泰

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小型電子設(shè)備著陸緩沖氣囊的緩沖性能分析

王一波 孫建紅 侯斌 張延泰

（南京航空航天大學航空宇航學院，南京 210016）

氣囊作為一種重要的緩沖防護手段在航天和航空回收領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。文章針對一種新型分離式飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)中應(yīng)急數(shù)據(jù)存儲設(shè)備的著陸緩沖氣囊，進行結(jié)構(gòu)設(shè)計并利用LS-DYNA有限元分析軟件進行仿真計算，模擬其在不同墜落姿態(tài)和不同墜落環(huán)境下的緩沖過程，明確該氣囊的緩沖特性，并討論了氣室分布數(shù)和充氣量對于氣囊著陸緩沖性能的影響。計算結(jié)果表明：氣室分布數(shù)和充氣量的變化均會改變電子設(shè)備的沖擊過載；基于所提出的小型電子設(shè)備過載要求，0.074kg充氣量下的4個氣室封閉式氣囊結(jié)構(gòu)對于多種工況均有較好的適應(yīng)性。該研究可為航空航天用的輕小型設(shè)備緩沖氣囊設(shè)計提供參考。

電子設(shè)備 氣囊 緩沖性能 有限元法 回收著陸

0 引言

隨著航天和航空技術(shù)的快速發(fā)展，著陸緩沖技術(shù)也不斷成熟，當前著陸緩沖技術(shù)主要分為兩類，一類為減速機構(gòu)，降低著陸過程中系統(tǒng)的下落速度，如降落傘、著陸緩沖火箭等；一類為耗能裝置，在短時間內(nèi)實現(xiàn)系統(tǒng)所儲存能量的耗散，如氣囊、減振桿等[1-2]。其中，氣囊憑借其質(zhì)量輕、體積小、易折疊、成本低等優(yōu)點在安全救生、設(shè)備空投、航空航天器著陸與回收等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用[3-4]。國內(nèi)外對于氣囊緩沖性能的研究方法主要有：1）試驗法：通過多次取值試驗，確定可行的氣囊材料和尺寸，主要缺點是準備時間長、試驗過程復雜、測量隨機性大、次數(shù)有限和成本相對較高[5-6]；2）解析方法：利用動力學和熱力學方程建立氣囊數(shù)學模型中各參數(shù)的關(guān)系式，分析結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化對于被緩沖設(shè)備過載的影響[7]，缺點是方程的建立需要較多的假設(shè)，與真實情況有一定偏差，數(shù)學方程求解過程也存在不確定性；3）數(shù)值模擬方法：利用軟件模擬氣囊緩沖變化過程并給出其緩沖特性的分析結(jié)果[8-13]。隨著數(shù)值技術(shù)的發(fā)展，采用數(shù)值模擬手段研究氣囊和被緩沖物體的運動變化過程變得越來越普遍，同時，數(shù)值方法也可作為實驗研究的重要參考。

航空航天器的體積和質(zhì)量差異較大，一般空投以及緩沖系統(tǒng)的研究，大多針對大型或整體設(shè)備，以提高緩沖減速的效率為目的，研究熱點也是越來越面向大型傘或者群傘，而以小型微型緩沖系統(tǒng)為研究對象的不多。對于一些較為復雜的失事環(huán)境（如飛機在海上失事），黑匣子難以被尋找且打撈成本較高[14]，往往嚴重耽誤救援和調(diào)查工作的進行。針對這種情況，南京航空航天大學與中國商飛公司研制團隊，研發(fā)了一種新型的應(yīng)急飛行數(shù)據(jù)傳輸記錄系統(tǒng)，即“報信者”系統(tǒng)，它集智能分離、跟蹤拍攝、緩降漂浮和數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙δ苡谝惑w，由智能彈射與分離、拖曳式跟蹤拍攝、緩降及應(yīng)急漂浮、數(shù)據(jù)傳輸4個分系統(tǒng)組成，可有效保存飛行數(shù)據(jù)并被快速定位和尋回黑匣子，有助于及時開展救援和事故分析[15]。

“報信者”系統(tǒng)需要緩沖保護的是其核心的電子存儲設(shè)備。為實現(xiàn)“報信者”系統(tǒng)緩降漂浮功能，確保應(yīng)急數(shù)據(jù)存儲設(shè)備在墜落過程中所受沖擊在其過載承受范圍內(nèi)，本文利用數(shù)值模擬的手段開展了對于不同墜落環(huán)境和墜落姿態(tài)的小型電子設(shè)備氣囊著陸緩沖性能研究。有別于一般的重型設(shè)備氣囊，小型電子設(shè)備氣囊的體積更為受限，整體質(zhì)量較輕，空中墜落的姿態(tài)更為復雜，且考慮到電子設(shè)備的特殊性，對于氣囊的密封性能和結(jié)構(gòu)強度均有一定要求。本文研究了氣囊的結(jié)構(gòu)、尺度和緩沖性能，可為在航天和航空領(lǐng)域緩沖氣囊的設(shè)計提供參考。

1 緩沖氣囊的數(shù)值模型與方法

1.1 物理模型與幾何參數(shù)

小型電子設(shè)備包含數(shù)據(jù)存儲設(shè)備、數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備和防護外殼等部分，對照試驗系統(tǒng)，將所有設(shè)備經(jīng)封裝后的外形簡化為圓柱剛體，假定內(nèi)部密度均勻。

圖1 氣囊結(jié)構(gòu)示意

氣囊采用氣瓶供氣，考慮到單個氣囊可能存在意外破損的情況，而完全喪失氣囊的緩沖漂浮能力，對氣囊內(nèi)部通過隔膜進行分隔以形成多個氣室，互不連通，每個氣室都設(shè)有獨立充氣孔，由同一氣源同時進行充氣，如圖1所示。

由于電子設(shè)備墜毀區(qū)域的不確定，墜落的位置和姿態(tài)也不相同，因此將墜落的情況簡化為陸地和水域。根據(jù)所包含設(shè)備和系統(tǒng)工作狀態(tài)的要求，電子設(shè)備的質(zhì)量為4kg，所能承受的最大過載為80n[16]，在牽引氣囊緩沖系統(tǒng)降落傘的作用下，近地面時速度不高，因此，著陸初始狀態(tài)可僅考慮系統(tǒng)最低點距離接觸面0.1m的情況，假定氣囊緩沖系統(tǒng)的豎直下落速度為8m/s，外環(huán)境壓力為101.3kPa。

1.2 方程與有限元模型

選取小型二氧化碳鋼瓶作為氣囊氣源，將二氧化碳氣體均勻充入各氣室內(nèi)。在近地面和近水面的環(huán)境條件下，二氧化碳氣體與理想氣體的差異較小[17-18]，可參考理想氣體基本假設(shè)和狀態(tài)方程進行數(shù)值模擬和分析工作。

采用控制體積（Control Volume，CV）法模擬氣囊墜地過程，將氣囊視為不斷擴大的控制體積（即用于模擬氣囊的薄膜單元圍成的體積）。CV法假設(shè)充入的氣體為理想氣體，且壓力、溫度均勻分布。視氣囊著陸緩沖過程絕熱，囊內(nèi)氣體符合方程：

采用任意拉格朗日-歐拉（Arbitrary Lagrangian Eulerian，ALE）法模擬氣囊墜水的流固耦合過程，控制方程通過質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒關(guān)系給出[19]：

電子設(shè)備過載值是衡量氣囊緩沖性能的重要指標。圖2為氣囊緩沖系統(tǒng)中電子設(shè)備的受力情況，在緩沖的任意時刻電子設(shè)備過載的表達式為：

式中為氣囊接觸力，即充氣氣囊對于被緩沖體的支持力；為電子設(shè)備的質(zhì)量。

圖2 電子設(shè)備受力示意

圖3（a）所示為系統(tǒng)墜地模型，地面簡化為剛性立方體，圖3（b）所示為系統(tǒng)墜水模型。將初始空氣域和水域均簡化為立方體，賦以相應(yīng)的物性材料，兩立方體的公共面為空氣與水的初始交界面。其中，電子設(shè)備、地面和流體域均為實體單元，氣囊為殼單元。依照氣囊、電子設(shè)備整體與水平面的初始角度（為氣囊中心線與水平面間的夾角，范圍為0°~90°），以一定角度間隔建立相應(yīng)的模型，且假定初始方向位置不變。利用HyperMesh有限元前處理軟件進行網(wǎng)格劃分，并在LS-PrePost軟件中生成氣囊緩沖系統(tǒng)的有限元模型。

圖3 不同情況下的氣囊緩沖示意（y-z平面）

2 墜地沖擊過程分析

設(shè)定單次模擬的時長為0.3s，氣囊為4個氣室，充氣量為0.074kg。假定地面平實，以=45°為例（氣囊初始位置和狀態(tài)如圖4所示），說明墜地的具體過程和在此過程中電子設(shè)備的加速度變化（圖5），以及氣囊4個氣室的內(nèi)壓變化（圖6）。由于系統(tǒng)為對稱結(jié)構(gòu)，氣室1、2內(nèi)壓變化保持一致，氣室3、4內(nèi)壓變化保持一致。

圖4 氣囊墜地時的初始狀態(tài)（b=45°）

圖5 電子設(shè)備的過載變化曲線

圖6 氣室的內(nèi)壓變化曲線

根據(jù)圖5和圖6，在0.3s模擬時長內(nèi)，0s時氣囊完全充滿，各氣室壓力均為121kPa，系統(tǒng)受重力加速度和初速度影響加速下墜，0.057s時氣囊下底端觸地并收縮，氣囊體積壓縮致其內(nèi)壓增大。0.074s時氣囊與地面接觸達到最大，此時電子設(shè)備的過載突變值為50.19n，氣室1、2和氣室3、4的內(nèi)壓突變值分別為126kPa和142kPa。受系統(tǒng)重心位置的影響，氣囊橫向移動，與地面接觸面積減小，氣囊內(nèi)壓降低。隨后，氣囊繼續(xù)偏移至囊體上底端與地面接觸，0.097s時該端接觸面積達到最大，此時電子設(shè)備的過載突變值為39.69n，氣室1、2和氣室3、4的內(nèi)壓突變值分別為124kPa和133kPa。由于地面對氣囊的反作用力，氣囊發(fā)生回彈，與地面接觸減小，氣囊內(nèi)壓隨之降低。

調(diào)整值以間隔10°的變化建立相應(yīng)的氣囊模型，并通過數(shù)值模擬得出系統(tǒng)墜地變化。表1是0.3s模擬時長內(nèi)10種不同傾角下電子設(shè)備最大過載值，以及對應(yīng)時刻的氣室1、2和氣室3、4的最大內(nèi)壓值。

表1 不同傾角時設(shè)備最大過載和氣室最大內(nèi)壓

Tab.1 Maximum overload values of the equipment and maximum internal pressure values of gas chambers under different angles

由表1可知，在非豎直初始狀態(tài)的系統(tǒng)墜地過程中，氣室1、2的內(nèi)壓小于氣室3、4，這是由于氣室1、2的初始位置相對氣室3、4距地較遠，導致氣室1、2與地面接觸時的體積變化量較小。此外，隨傾角的減小，電子設(shè)備最大過載值呈現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢，其原因為：初始傾角的減小使氣囊偏轉(zhuǎn)程度增加，受此影響，氣囊觸地時的最大接觸面面積先減小后增大，引起氣囊壓縮體積和其內(nèi)壓的相應(yīng)變化。

根據(jù)0.3s內(nèi)10種不同傾角下的數(shù)值模擬結(jié)果，若初始系統(tǒng)傾角在60°~90°的范圍內(nèi)，氣囊下底端與地面接觸后，氣囊所儲存的能量未耗盡而發(fā)生回彈。當初始系統(tǒng)傾角為10°~60°時，類似于45°初始系統(tǒng)傾角下氣囊兩端的觸地，氣囊下、上底端由于位置的偏轉(zhuǎn)與地面先后發(fā)生沖擊，依據(jù)沖擊造成的氣囊兩端體積的壓縮程度，引起電子設(shè)備過載值的變化。

圖7 氣囊墜水時初始狀態(tài)（b=45°）

3 墜水沖擊過程分析

設(shè)定單次模擬的時長為0.3s，氣囊為4個氣室分布，充氣量為0.074kg。假定墜水過程中水面無移動，以=45°為例（氣囊初始位置和狀態(tài)如圖7所示），說明墜水的具體過程和在此過程中電子設(shè)備的加速度變化（圖8），以及氣囊4個氣室的內(nèi)壓變化（圖9）。

圖8 電子設(shè)備的過載變化曲線

圖9 氣室內(nèi)壓變化曲線

根據(jù)圖8和圖9，在0.3s模擬時長內(nèi)，0s時氣囊完全充滿，各氣室壓力均為121kPa，系統(tǒng)受重力加速度和初速度影響加速下墜，0.054s時氣囊下底端著水，囊體受壓并收縮，氣囊體積減小致其內(nèi)壓增加。0.071s時氣囊該端的體積收縮至最小，此時電子設(shè)備的過載突變值為33.38n，氣室1、2和氣室3、4的內(nèi)壓突變值分別為123kPa和129kPa。受系統(tǒng)重心位置的影響，氣囊繼續(xù)下移并偏轉(zhuǎn)，著水部分的氣囊體積收縮減小，氣囊內(nèi)壓降低，同時，在氣囊下移過程中其上底端著水，囊體再次受壓并收縮。0.089s時氣囊該端的體積達到最大收縮，此時電子設(shè)備的過載突變值為32.86n，氣室1、2和氣室3、4的內(nèi)壓突變值分別為121kPa和129kPa。在水的浮力和電子設(shè)備重力的共同作用下，0.280s后氣囊再次偏轉(zhuǎn)并回彈，受此影響，電子設(shè)備加速度值、氣囊內(nèi)壓和囊體體積呈現(xiàn)小幅突變。

建立值間隔10°變化的系統(tǒng)墜水模型，并利用數(shù)值模擬得出其狀態(tài)變化情況。表2是0.3s模擬時長內(nèi)10種不同傾角下電子設(shè)備最大過載值，以及對應(yīng)時刻的氣室1、2和氣室3、4的最大內(nèi)壓值。

表2 不同傾角下設(shè)備最大過載和氣室最大內(nèi)壓

Tab.2 Maximum overload values of the equipment and maximum internal pressure values of gas chambers under different angles

由表2可知，在非豎直初始狀態(tài)的系統(tǒng)墜水過程中，氣室1、2的內(nèi)壓小于氣室3、4，這是由于氣室1、2距水體的位置決定其著水部分偏小，從而引起較小的內(nèi)壓變化。此外，類似墜地過程中氣囊壓縮體積的變化，隨初始傾角的減小，電子設(shè)備最大過載值同樣表現(xiàn)為先減小后增大。

根據(jù)0.3s內(nèi)10種不同傾角下的數(shù)值模擬結(jié)果，當初始系統(tǒng)傾角為10°~80°時，類似于45°初始系統(tǒng)傾角下氣囊兩端的著水，在重力和初速度作用下的墜落過程中氣囊下、上底端先后突破水域和空氣域的交界面，分別產(chǎn)生氣囊著水體積和內(nèi)壓的變化，致使囊內(nèi)電子設(shè)備的過載突變。

綜合表1和表2的計算結(jié)果，依據(jù)所提出的電子設(shè)備過載要求，對于系統(tǒng)墜地過程，符合條件的初始傾角范圍為30°~90°，而對于其墜水過程，符合條件的初始傾角范圍為10°~90°，這是由于水的浮力影響，系統(tǒng)所受沖擊減小，這也說明墜地較墜水的環(huán)境更危險。在所開展的高空實物投放試驗中，該氣囊的著陸緩沖性能被驗證可滿足系統(tǒng)要求，且由于氣囊直至系統(tǒng)落地或著水后才解除與降落傘的連接，0°~30°的極限初始傾角并不出現(xiàn)在實際近接觸面的環(huán)境中，因而可認為當前的小型電子設(shè)備氣囊可滿足系統(tǒng)的正常工作情況。

4 參數(shù)影響分析

根據(jù)氣囊模型的設(shè)計和已明確的墜落姿態(tài)、墜落環(huán)境條件，研究氣室分布數(shù)和充氣量對于氣囊緩沖性能的影響。

4.1 氣室分布數(shù)的影響

考慮多氣室氣囊模型中氣室個數(shù)對于電子設(shè)備著陸緩沖效果的影響，由于增加氣室分布增加了氣囊加工難度，所選取的氣囊氣室個數(shù)分別為2、3和4個，并建立相應(yīng)的系統(tǒng)模型。

通過LS-DYNA數(shù)值模擬得到多氣室系統(tǒng)墜地過程中電子設(shè)備的加速度變化，從而得出氣室的分布情況對于系統(tǒng)緩沖性能的影響。表3是0.074kg充氣量下對應(yīng)不同個數(shù)氣室模型在不同初始墜地姿態(tài)下的最大過載值。

表3 對應(yīng)不同氣室數(shù)的最大過載值

Tab.3 Maximum overload values corresponding to different number of gas chambers gn

根據(jù)表3的數(shù)值模擬結(jié)果，對于45°~90°的初始傾角范圍，采用少氣室數(shù)的氣囊表現(xiàn)出了更優(yōu)的緩沖性能，其原因為：在相同的充氣量下，當選取的氣室數(shù)目較多時，氣囊內(nèi)部結(jié)構(gòu)更為復雜，各氣室充氣過程相互擠壓導致其充氣體積的內(nèi)壓增大，電子設(shè)備過載值偏大。此外，當系統(tǒng)初始傾角為30°時，僅4個氣室分布氣囊可滿足電子設(shè)備的過載要求。這是由于在該角度下的氣囊墜地過程中，2個氣室和3個氣室分布結(jié)構(gòu)均會使得電子設(shè)備與地面發(fā)生碰撞，說明其結(jié)構(gòu)強度不足以保障電子設(shè)備的安全。

氣囊的結(jié)構(gòu)強度可通過電子設(shè)備最大豎直偏移量（電子設(shè)備最大豎直偏移量為電子設(shè)備初始位置與其著陸時所達到最低點的豎直方向距離）間接反映和評價。表4是0.074kg充氣量下對應(yīng)不同個數(shù)氣室模型在不同初始墜地姿態(tài)下的電子設(shè)備最大豎直偏移量。

表4 對應(yīng)不同氣室數(shù)的最大豎直偏移量

Tab.4 Maximum vertical offsets corresponding to different number of gas chambers m

由表4可知，相較于2個氣室和3個氣室的氣囊結(jié)構(gòu)，當采用4個氣室分布時，電子設(shè)備的豎直方向偏移量均較小，說明此時氣囊壓縮形變程度低，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，以此解釋了在所討論的三種氣室數(shù)模型中4個氣室分布結(jié)構(gòu)對于初始墜落傾角較小情況的適用。

4.2 充氣量的影響

綜合考慮系統(tǒng)內(nèi)可放置氣瓶的空間和當前市場的氣瓶供應(yīng)情況，所選取的二氧化碳氣瓶氣量分別為：0.06、0.065和0.074kg。

由理論計算可知，對于如圖1所示的氣囊初始充氣模型，4個氣室的初始充氣量已達到0.0572kg，因而在所討論的三種氣量中，0.06kg氣量不足，無法滿足該氣囊的充氣。對于其余兩種氣量，通過LS-DYNA數(shù)值模擬得到在系統(tǒng)墜地過程中電子設(shè)備的加速度變化，表5是對應(yīng)不同充氣量的4個氣室氣囊緩沖模型在不同初始墜地姿態(tài)下的最大過載值。

表5 不同充氣量下的電子設(shè)備最大過載值

Tab.5 Maximum overload values of electronic equipment corresponding to different inflation gn

由表5可知，0.065kg氣瓶僅在氣囊初始豎直時可滿足電子設(shè)備的緩沖要求且優(yōu)于0.074kg氣瓶，其原因在于：一方面，相較于0.074kg氣瓶，其氣量的減少使氣囊充氣體積的內(nèi)壓減小，致使在初始豎直墜地時的電子設(shè)備過載值偏??；另一方面，其氣量的不足導致在囊體結(jié)構(gòu)傾斜時無法避免電子設(shè)備與地面的碰撞，從而引起電子設(shè)備過載變化超出其要求范圍。對于選用0.074kg氣瓶，在為30°~90°范圍內(nèi)的電子設(shè)備過載峰值均滿足其要求，說明0.074kg氣瓶相較于0.065kg氣瓶可增加囊內(nèi)氣體儲存的能量，保證氣囊足夠的結(jié)構(gòu)強度，以提升其緩沖性能。

5 結(jié)束語

1）通過數(shù)值模擬的手段研究了在不同墜落環(huán)境和不同初始墜落姿態(tài)下的氣囊緩沖系統(tǒng)墜落和緩沖的過程，并得到了系統(tǒng)在該過程中的位置變化和性能參數(shù)變化情況。對于墜地和墜水過程，由于系統(tǒng)質(zhì)量輕且封閉，系統(tǒng)均會發(fā)生偏轉(zhuǎn)和回彈，能量在此過程中逐漸耗散。電子設(shè)備著陸過載對應(yīng)不同的墜落姿態(tài)具有較大的變化，當遭遇橫風，系統(tǒng)發(fā)生劇烈偏轉(zhuǎn)時，氣囊對電子設(shè)備的緩沖效果降低。

2）分別討論了緩沖氣囊多氣室分布和不同氣囊充氣量對于氣囊緩沖系統(tǒng)性能的影響。在給定氣囊外形的系統(tǒng)墜地過程中，提升氣囊充氣量可增大儲存能量，降低電子設(shè)備沖擊過載；對于氣囊選擇不同數(shù)目的氣室分布形式不僅會改變電子設(shè)備的沖擊過載，而且影響氣囊的結(jié)構(gòu)強度。在30°~90°傾角變化下的墜地和墜水過程中，0.074kg氣量下4個氣室分布結(jié)構(gòu)既可滿足多墜落姿態(tài)條件下電子設(shè)備過載要求，也在一定程度上保證了氣囊的材料強度。通過上述在不同設(shè)計參數(shù)下氣囊緩沖特性的分析，可指導未來對于小型電子設(shè)備氣囊的工程設(shè)計。

3）根據(jù)所提出的電子設(shè)備過載要求，對于墜落地面的情況，該氣囊模型可適用于初始系統(tǒng)傾角范圍為30°~90°；對于墜落水域的情況，該氣囊模型可適用于初始系統(tǒng)傾角范圍為10°~90°，本文對于小型電子設(shè)備緩沖氣囊的研究思路和方法可為開發(fā)航空航天領(lǐng)域內(nèi)適用于多工況且更為輕質(zhì)的氣囊提供參考。

[1] 溫金鵬, 李斌, 楊智春. 緩沖氣囊沖擊減緩研究進展[J]. 宇航學報, 2010, 31(11): 2438-2447. WEN Jinpeng, LI Bin, YANG Zhichun. Progress of Study on Impact Attenuation Capability of Airbag Cushion System[J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(11): 2438-2447. (in Chinese)

[2] 林華寶. 著陸緩沖技術(shù)綜述[J]. 航天返回與遙感, 1996, 27(3): 1-16. LIN Huabao. An Overview of Landing Buffer Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 1996, 27(3): 1-16. (in Chinese)

[3] 趙秋艷. 火星探路者的可膨脹氣囊著陸系統(tǒng)綜述[J]. 航天返回與遙感, 2001, 22(4): 6-12. ZHAO Qiuyan. Inflatable Airbag Landing System of Mars Pathfinder[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2001, 22(4): 6-12. (in Chinese)

[4] 韓鴻碩, 王一然, 蔣宇平, 等. 國外深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)的特點和應(yīng)用[J]. 航天器工程, 2012, 21(6): 7-24. HAN Hongshuo, WANG Yiran, JIANG Yuping, et al. Characteristics and Application of Deep-space Explorer Landing Impact Attenuation System[J]. Spacecraft Engineering, 2012, 21(6): 7-24. (in Chinese)

[5] 周濤. 某型氣囊展開過程數(shù)值模擬及試驗研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2008. ZHOU Tao. Numerical and Experimental Study of an Airbag[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008. (in Chinese)

[6] 李名琦. 應(yīng)急氣囊著水沖擊特性的試驗研究與數(shù)值分析[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2008. LI Mingqi. Numerical Analysis and Experimental Research on Ditching Characteristic of Emergency Floatation Bags[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008. (in Chinese)

[7] 王從磊, 孫建紅, 許常悅, 等. 流構(gòu)耦合作用下柱狀薄膜充氣過程的流場[J]. 航空動力學報, 2015, 30(7): 1661-1669. WANG Conglei, SUN Jianhong, XU Changyue, et al. Flow Field of Cylindrical Membrane Inflation Under the Fluid-structure Interaction[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(7): 1661-1669. (in Chinese)

[8] WILLEY C, SANDY C, WELCH J, et al. Impact Attenuating Airbags for Earth and Planetary Landing Systems[C]//AIAA Space Conference & Exposition, 2007-09-18. Long Beach, CA(US): AIAA, 2007. DOI: 10. 2514/6. 2007-6172.

[9] DO S, DEWECK O. Feasibility Study of an Airbag-based Crew Impact Attenuation System for the Orion MPCV[R]. NASA Technical Report, 20110015920.

[10] HIRTH A, HAUFE A, OLOVSSON L. Airbag Simulation with LS-DYNA: Past-Present-Future[J]. Cheminform, 2007, 24(9): 394-395.

[11] 鄧春燕, 裴錦華. 全向式氣囊著陸裝置緩沖過程的仿真研究[J]. 中國空間科學技術(shù), 2010, 30(01): 78-83. DENG Chunyan, PEI Jinhua. Simulation About Buffer Process of Omni-directional-type Airbag Landing Device[J]. Chinese Space Science and Technology, 2010, 30(01): 78-83. (in Chinese)

[12] 溫金鵬, 李斌, 譚德偉, 等. 考慮織布彈性的軟著陸氣囊緩沖特性研究[J]. 振動與沖擊, 2010, 29(2): 79-83. WEN Jinpeng, LI Bin, TAN Dewei, et al. Cushioning Characteristics of a Soft Landing Airbag with Elastic Fabric[J]. Journal of Vibration and Shock, 2010, 29(2): 79-83. (in Chinese)

[13] 文桂林, 雷志華, 尹建武, 等. 全向式多室連通氣囊的緩沖特性研究[J]. 振動與沖擊, 2013, 32(8): 13-17. WEN Guilin, LEI Zhihua, YIN Jianwu, et al. Cushion Characteristics of an Omni-directional and Multi-chamber Airbag[J]. Journal of Vibration & Shock, 2013, 32(8): 13-17. (in Chinese)

[14] 肖建德. 飛行數(shù)據(jù)/話音記錄器-黑匣子[M]. 南京: 南京航空航天大學, 1993. XIAO Jiande. Flight Data/Voice Recorder-black Box[M]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 1993. (in Chinese)

[15] YE W, SUN J. Emergency Mechanical and Communication Systems and Methods for Aircraft[P]. US. Patent 9452844.

[16] US Dept. of Defense, Package Cushioning Design[S]. AIR FORCE MIL-HDBK-304 A-1974.

[17] 黎啟柏, 劉智硯, 董鑄榮. 利用液體二氧化碳對安全氣囊的充氣過程分析[J]. 重慶科技學院學報, 1999, 14(3): 179-181. LI Qibai, LIU Zhiyan, DONG Zhurong. Process Analysis of Airbag Inflation with Liquid CO2[J]. Journal of Chongqing University of Science and Technology, 1999, 14(3): 179-181. (in Chinese)

[18] 佘守憲. 真實氣體與氣液相變[M]. 北京: 人民教育出版社, 1981. SHE Shouxian. Real Gas and Gas-liquid Phase Transition[M]. Beijing: People’s Education Press, 1981. (in Chinese)

[19] 車凱凱, 王美松. 安全氣囊展開的三種數(shù)值模擬方法的對比[J]. 汽車安全與節(jié)能學報, 2013(3): 250-256. CHE Kaikai, WANG Meisong. Comparison on Three Methods for Simulating Safety Airbag Deployment[J]. Journal of Automotive Safety and Energy, 2013(3): 250-256. (in Chinese)

Cushioning Performance Analysis of Landing Buffer Airbag for Small Electronic Equipment

WANG Yibo SUN Jianhong HOU Bin ZHANG Yantai

（College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing, 210016, China）

As an important means of cushion and protection, the airbag has been often applied in the field of aerospace and aviation recovery. Aiming at a new type of separate flight data recording system, the structural dimension of the buffer airbag is designed and its performance is numerically simulated by LS-DYNA finite element analysis software. The buffer process is simulated at different falling positions and environments to determine cushioning performance of airbag. Furthermore, the factors affecting the cushioning performance such as the number of gas chambers and air amount are discussed. The calculation results show that the number of gas chambers and inflated volume greatly change the impact overload of equipment system. Based on the required overload acceleration of small electronic equipment system, the structure of four air chambers with 0.074 kg gas has a good adaptability to various working conditions. The research can provide several references on the design of cushioning airbag applied in aeronautics and astronautics for light and small equipment.

electronic equipment; airbag; cushioning performance; finite element method; recovery and landing

V244. 21

A

1009-8518(2018)05-0025-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.05.004

王一波，男，1993年生，2015年獲南京航空航天大學飛行器環(huán)境與生命保障工程專業(yè)學士學位，現(xiàn)在南京航空航天大學人機與環(huán)境工程專業(yè)攻讀碩士學位。研究方向為飛行器安全救生。E-mail：hainanwyb@hotmail.com。

孫建紅，男，1968年生，南京航空航天大學航空宇航學院教授、博士生導師。研究方向為人機與環(huán)境工程。E-mail：jhsun@nuaa.edu.cn。

2017-12-05

江蘇高校優(yōu)勢學科建設(shè)工程資助項目（PAPD）

（編輯：毛建杰）