0 引言
空降车辆是利用伞降机构和缓冲装置,采用运输机空投的方式从空中直接投入地面使用的车辆。其空投过程包括离机、开伞、稳降、着陆缓冲4个阶段,其中着陆缓冲阶段指的是缓冲装置开始作用,空降车辆下落速度由稳降速度逐渐减小到零,稳定在地面上的过程,此过程空降车辆受到的冲击载荷最大[1]。目前国内外最先进的空降车辆是俄罗斯BMD系列空降战车,其最主要的着陆缓冲装置为缓冲气囊,气囊排气吸收大部分冲击能量,减轻空降车受到的冲击。
与常规车辆不同,空降车辆需要在承受数次着陆冲击的情况下保持地面使用功能。在冲击载荷的作用下,空降车辆可能发生侧翻或结构发生弹塑性大变形和失效,车载设备可能承受过大冲击载荷而损坏。因此,对着陆缓冲阶段车辆姿态、过载、结构变形和失效的研究是空降车辆研究不同于传统车辆研究的关键内容。传统的车辆设计方法为“试制+试验+改进+试制”的迭代模式,然而空降车辆实车试制和空投试验面临消耗资源大、耗时长、风险大的现实问题。因此,国内外研究者多以车辆和缓冲装置的冲击动力学仿真模型为基础,开展设计迭代和预测、评估工作[2]。空降车辆及缓冲装置存在尺寸大、结构复杂、连接方式多样的特点,同时,缓冲过程中存在复杂的接触行为和气囊行为。模型几何的简化处理和材料、连接、接触、气囊等简化模型的选择最终导致仿真结果存在准确度不足、极限工况下适用性不足的问题。进而导致基于仿真模型进行的匹配设计和性能评估存在研究参数不完整和研究工况不全面的问题。
按照工程设计过程,基于仿真开展空降车辆设计可以划分为以下4个重点工作:① 建立准确的仿真模型,计算可靠的运动学和动力学冲击响应;② 匹配车辆和气囊的设计,使得着陆姿态、过载等关键冲击响应满足要求;③ 开展半实物试验,验证设计方案并修正仿真模型;④ 对设计方案进行空投适应性评估。本文中综述以上4个部分的研究方法并总结其中有待深化或改进的方面,最后结合相关领域的研究成果提出进一步的研究方向。
1 空降车辆和缓冲气囊耦合建模
对空降车辆和缓冲气囊耦合建模,是仿真着陆缓冲过程中研究设计参数对缓冲效果影响的基础工作。要求模型能够兼具足够的准确度和迭代计算速度,用于支撑后续的匹配设计和空投适应性评估工作。图1展示了耦合建模与匹配设计、半实物试验及空投适应性评估的关系。
图1 研究顺序、内容和目的
Fig.1 Research sequence,content and purpose
1.1 耦合建模研究现状
1.1.1 建模方法
目前,对车辆和气囊耦合建模主要采用解析建模和数值仿真2种方法。
解析建模方法将车辆简化为规则均质的质量块,气囊建模从热力学方程出发,研究气囊压缩过程中气体流速和质量流率,求解气囊内压,进而求解系统运动方程[3],气囊简化模型如图2所示。国外Esgar等[4]、国内戈嗣诚等[5],基于解析建模研究了开放和封闭式气囊的着陆缓冲效果,并讨论了初始压力、排气孔面积、气囊形状等参数对于缓冲特性的影响。吕哲源等[3]与牛四波等[6]的研究对比了气囊缓冲解析模型与有限元模型结果的准确性,峰值加速度偏差在10%左右。
图2 气囊简化模型示意图
Fig.2 Simplified airbag model
数值仿真在热力学方法的基础上,通过对整车模型和气囊壁划分网格,基于19世纪80年代Wang等[15]提出的均压法,计算不同时刻气囊变形和整车结构的力学响应。Taylor等[7]通过数值仿真研究空降车辆轮胎、悬挂系统以及缓冲气囊在着陆缓冲过程中的受力和变形。杜志岐[8]、乐莉[9]、郝贵祥[10]等仿真研究了不同工况下空降车辆着陆缓冲阶段的位移、加速度、应力和应变。现有研究指出:正落条件下,车体立柱是应力集中较为严重的部分;在有姿态角或坡度的着陆中,由于气囊起效不充分和传力路径变化可能出现局部应力超限[1,11]。
解析建模和数值仿真分析各有侧重,在空降车辆着陆缓冲研究的不同阶段应用。解析建模对车辆和气囊进行了简化,其优势在于单个样本计算速度快,调整设计参数重新计算的效率高;缺点在于不能够详细体现车辆结构的受力和变形情况,不便于研究车辆具有横向速度、姿态角的复杂工况。数值仿真的优势在于求解车辆结构的受力和变形,有利于对车辆结构设计和气囊设计的改进,接触模型可以研究摩擦等因素对着陆缓冲效果的影响;其缺点在于有限元模型计算效率低,单次缓冲过程计算需要耗时2-3天。综合对比,解析建模适用于设计初期,为缓冲气囊的复杂模型建立提供基本的初始参数,在一定精度下研究气囊基本设计参数对着陆缓冲效果的影响。数值仿真适用于设计后期,通过较为详细准确的仿真计算研究车辆结构、气囊形状等对冲击加速度、结构变形、气囊内压等的影响。下文中综述数值仿真的有限元建模方法。
1.1.2 整车与气囊耦合建模方法
耦合建模包括车辆结构建模、气囊建模和接触建模3部分。
1) 车辆结构建模
空降车辆整车有限元建模包括几何清理、网格设置、材料设置、连接设置4部分工作。
空降车辆整车模型包含外壳复杂表面,筋、梁、孔等复杂结构特征。几何清理旨在修复模型导入时出现的缝隙、重叠、错位等缺陷并去除细小特征,提高网格质量[12-14]。
网格设置旨在保证一定计算精度的同时,尽量减少网格数量,提高求解速度。以某15吨级装备模型为例,主要以20 mm的尺寸划分网格。筋及板件结构等采用壳单元进行网格划分,对支座等尺寸较大的复杂结构采用三维网格进行划分[1,12]。在建模中应控制网格单元的特征长度,防止过度畸变单元形状的出现,以避免运算时间的急剧增加[14]。
材料设置方面,线弹性材料模型无法求解弹塑性变形,不适用着陆缓冲仿真建模。考虑着陆缓冲问题冲击速度较低,可以视作一般性的动力响应问题,可采用经验型的Johnson-Cock材料本构模型对车体材料进行建模[10]。
连接设置方面,在模型中主要通过共节点相连的方式连接。对于车体和承载结构的连接,在实际车辆上通过焊接形式实现,研究中需要对焊缝强度进行考察,根据实际焊接工艺操作及力学试验结果,焊缝强度设定为装甲板本体强度的70%[8]。
2) 气囊建模方法
缓冲气囊数值模拟方法主要有基于热力学理论的控制体积 (control volume,CV)法、基于计算流体力学的任意拉格朗日欧拉(arbitrary lagrangeeuler,ALE)法和基于气体分子动力学的颗粒逼近(corpuscular particle method,CPM)法。
控制体积法是最初用于气囊仿真的CAE方法[15],将气囊视为一个可控制的体积,充放气过程为绝热过程,充气气体是具有恒定比热的理想气体,在控制体积内温度和压强是均匀一致的。此方法的局限性在于不能描述气囊压缩过程中内部存在的高速的气体流动。
任意拉格朗日欧拉法更适用于模拟气体流动和气囊大变形[16]。多物质ALE算法的一个单元内同时存在周围空气、囊体织物、充入气体3种物质材料。该方法避免了网格的过大变形,一定程度上保障了求解精度,但计算成本较高,故应用有限。
颗粒逼近法以气体分子的质量、动量和能量守恒为原则,在计算中监测所有粒子和边界与彼此之间的碰撞,发生碰撞后,粒子的能量转移给边界或另一粒子[16]。通过仿真计算大量微观气体分子的运动,模拟宏观气囊排气过程。
Fokin等[17]对基于LS-DYNA的气囊仿真算法的研究认为ALE法的计算速度比CV法慢40%左右。汪娜等[18]基于CPM法与CV法模拟折叠气囊静态展开实验,认为CPM法在气囊充气初期仿真效果更好,但计算成本随粒子数增加而成倍增长,所需时间成本相对CV法大得多。代小芳[19]、车凯凯[20]等的研究指出,对于充气完成的气囊,不涉及高速气体流入对气囊壁的冲击,CV法和ALE方法在仿真结果上差别不大。关于CV法的仿真精度,李建阳[21]、洪煌杰[22]等应用控制体积法建立了车辆-气囊系统非线性有限元模型,主要部位着陆冲击仿真数据与实装试验数据误差控制在13%以下,通过模型优化可控制在7%以下,满足工程仿真分析的需要。综合考虑计算速度和精度,用于空降装备着陆缓冲过程的模拟的常用方法为控制体积法
3) 接触建模方法
目前,处理接触-碰撞动力学问题比较成熟的算法基本可分为2种:拉格朗日乘数法和罚函数法。
拉格朗日乘数法对所有参与接触的节点施加运动接触约束,在不允许发生穿透的条件下,对接触力进行隐式求解,计算更为精确。该方法中位移和接触力均是独立变量,需要求解耦合所有未知接触力的联立方程组,且方程组规模将随着接触的增加而增加,这种方法与显式求解方法的相容性较差[23]。
罚函数法在计算接触节点接触力时,允许主节点与目标节点之间存在一定的穿透量,在穿透量的基础上施加一个较大的惩罚参数计算节点接触力。当惩罚参数设置的过大时,会导致待解方程组病态化,以致无法求解。模型计算宜采用10-6 s或更短的时间步长,以避免穿透量过大导致接触力过大引发负体积问题或接触失效。因罚函数法求解的为显式方程,具有较高的速度和很好的收敛性,最常用于着陆缓冲计算[24]。
图3为车辆-气囊耦合有限元模型,基于控制体积法气囊模型和罚函数接触模型,目前研究者在正落工况对车辆最大加速度的仿真误差在1%～7.6%之间[10],对综合应力值的仿真误差在11.3%～17.3%之间[25]
图3 车辆-气囊耦合有限元模型
Fig.3 Vehicle-airbag-coupled finite element model
1.2 耦合建模存在的问题和研究方向
1.2.1 车辆简化建模存在的问题和研究方向
1) 网格设置问题
有限元仿真计算中最小网格尺寸是决定计算速度的关键因素之一。最小网格尺寸越小,完成计算耗时越长。但局部高质量的小尺寸网格会提供更高的计算精度。着陆缓冲仿真模型中的小尺寸网格来源主要分为2类。第1类是研究者使用较大(20 mm左右)的网格对车辆进行自动网格划分时,前处理软件会在无法绘制大网格的细小特征处自动生成小尺寸单元。第2类是,研究者根据经验对可能出现应力集中的位置进行局部网格细化。最小网格尺寸过小,是导致模型计算时间长达数天的主要原因之一。同时,接触位置网格尺寸过小将导致参与接触的网格数量变多,接触计算规模变大,进一步增加计算耗时[26]。严重限制了研究者的设计迭代效率和对大量不同工况开展仿真计算的可能。通过对细小几何特征的合理简化,控制最小网格尺寸,可以显著提高模型计算速度,但对于应力集中处应力应变的仿真将出现较大误差。
2) 焊缝建模问题
空降车辆内存大量焊接部位,如甲板连接处、加强筋与甲板和立柱的连接处等,这些部位同时也是容易出现应力集中或承载路线上容易出现应力超限的部位,是仿真关注的重点。
目前对于焊接处多采用共节点方式建模,在不进行局部网格细化的情况下,焊接处网格尺寸过大,常用的20 mm网格已经与焊缝宽度相当,导致仿真结果不能精确体现焊缝应力分布。尤其对于焊接性能较差的车体材料,这种应力仿真方法无法准确校核焊缝强度或为焊缝提出恰当的强度要求。如果对焊缝及焊缝周围进行网格细化,并对焊材和焊缝几何建模,会导致建模工作量显著增加和模型规模和求解时间的显著增加。
3) 子模型分析方法
子模型方法,是平衡计算速度与计算精度、提高局部设计迭代效率的重要方法,在大型工程机械[27]、船舶[28]、桥梁[29]等大尺寸模型仿真研究细节应力应变时应用广泛。子模型方法基于圣维南原理,首先使用粗网格模型定位应力集中位置,并切取子模型获取边界载荷,按照实际的几何细节对子模型划分细网格求解局部应力应变。子模型方法在着陆缓冲仿真中应用的基础在于车辆内部结构细节处的简化或设计改变,对于车辆整体受到的冲击载荷影响甚微。
子模型方法对解决上述问题的意义在于:① 对于只关注车辆整体速度和加速度的仿真,应用大尺寸网格模型可以显著节省计算时间;② 在面向某一工况,研究特定区域应力集中并进行结构优化时,仅需使用粗网格模型进行一次仿真获得子模型边界条件后,可使用小规模的子模型进行精确、高效的校核和优化迭代;③ 可以使用更细致的网格对高应力区域的焊缝进行焊材和焊缝几何的建模仿真,获得焊缝区域更准确的应力分布,为焊缝强度的校核与评估提供依据。综上所述,子模型分析方法可以作为进一步提升车辆结构仿真研究精度和效率的研究方向。
1.2.2 气囊模型存在的问题和研究方向
1) 气囊简化建模问题
对于气囊总容积达数立方米的缓冲气囊,ALE方法和CPM方法需要的计算资源过大,控制体积法(CV法)是着陆缓冲仿真选用的主流方法,但此法存在如下弊端导致仿真结果可能出现较大偏差。① 控制体积法对气囊开口大小的设置为定值,不能反应实际排气过程中气囊内外压差变化和气囊形状变化导致的开口面积变化;② 控制体积法对开口位置不敏感,只关注总的排气口面积,无法用于研究不同的排气孔开口位置和数量的影响。
2) LS-DYNA提供的设置和修正选项
LS-DYNA作为广泛用于气囊仿真的有限元求解软件,对控制体积法气囊模型*AIRBAG_WANG_NEFSKE提供了多种设置选项,用于修正控制体积法。可以设置排气孔面积随时间的变化曲线,通过试验高速摄影近似测得。可以设置排气孔排气系数随相对压力的变化曲线、织物孔隙泄露系数随时间的变化曲线、织物孔隙泄露系数随相对压力的变化曲线、排气质量流率为压力的函数。在未来的研究中这些参数可以通过理论分析近似设置或作为模型修正量用于对标试验实测值修正仿真模型。
1.2.3 地面接触模型存在的问题和研究方向
目前对于空降车辆着陆缓冲的研究中多使用刚性地面,并凭借经验赋予刚性地面摩擦系数。较少涉及车辆在具有较大横向速度着陆时一侧履带与地面碰撞后嵌入地面或摩擦滑动导致的姿态翻转和冲击载荷的问题。
连伟欣[30]的研究指出仿真模型中对地面摩擦系数和土壤变形的设置对重装空投的横向过载响应影响很大。在类似的研究中,关于航天返回器的研究指出,软地面在着陆冲击中吸收大部分动能[31],地面极限应力是影响着陆过程返回舱动力学特性的重要参数[32]。因此在未来的研究中可以进一步考察地面模型在仿真中的形变、应力和摩擦对空降车辆着陆仿真结果的影响。
2 空降车辆和缓冲气囊的匹配设计
2.1 匹配设计研究现状
空降车辆和缓冲气囊的匹配设计是指面向指定的工况,调整系统设计参数,使着陆缓冲效果达到最优的优化过程。现有研究指出,车辆和气囊设计参数的组合方式对着陆缓冲效果有显著影响。影响空投着陆缓冲效果的参数包括:车辆质量[33]、气囊外尺寸、数量、充气压力、排气孔面积等。研究者选择对着陆缓冲效果影响较为显著的设计参数开展了匹配设计研究,表1总结了研究者对匹配参数和优化目标的选择。
表1 匹配参数和优化目标研究总结
Table 1 Summary of matching parameters and optimization objectives
优化参数优化目标研究工况优化方法研究时间研究者p0,pe,Aa竖直速度+水平速度有限元仿真+遗传算法2008年尹汉锋[34]A,A1,h,vV,U竖直速度解析计算+遗传算法2010年牛四波[35]D,h,p0,Aa竖直速度+高海拔解析计算+代理模型2011年王红岩[36]A,A1a竖直速度有限元仿真+代理模型+模拟退火算法2012年王红岩[37]nW竖直速度解析计算+匹配设计图2014年吕哲源[38]D,hU,a竖直速度解析计算+匹配设计图2015年Xu[39]h,l,Aa,b竖直速度+水平速度+坡度有限元仿真+代理模型+NSGA-Ⅱ2015年洪煌杰[22]h,Aa,U,t竖直速度解析计算+匹配设计图2017年洪煌杰[40]l,h,A,peA,h竖直速度有限元仿真+NSGA-Ⅱ2018年许鹏伟[41]Aa高原+竖直速度有限元仿真+代理模型2019年李建阳[42]
注:表中符号的含义为: p0初始充气压力; pe排气压力; A主囊排气孔面积; A1辅囊排气孔面积; h气囊高度; v主辅囊体积比; D气囊直径; n气囊数量; l气囊宽度; a加速度过载; V气囊体积; U载荷触地前速度; W织物载荷; b最大翻转角; t缓冲时间。
2.1.1 匹配设计研究方法
匹配设计面向特定的优化目标,调整设计参数的组合方案,用于提升空降车辆在特定工况下的着陆缓冲性能或多种工况下的空投适应性,是典型的优化问题。优化过程多次迭代调整参数匹配方案并计算冲击响应值,直至优化迭代收敛。
工程上常用的匹配设计方法是根据解析建模和有限元仿真的特点,结合最优化算法和代理模型等技术,针对不同的参数和目标进行方案寻优。
1) 解析建模+最优化算法/匹配设计图
解析建模计算结合最优化算法[35]或匹配设计图[38],在垂直正落工况下,求解主辅气囊的排气孔面积、气囊高度、体积比、气囊底面积等参数的最优参数组合。
由于其对车辆和气囊的形状进行了高度的简化,其计算结果可能存在较大的误差,往往要通过有限元仿真进行验证。基于此种技术组合,国内外研究者对气囊数量[38]、外尺寸、排气孔直径[40]等变量进行了匹配设计,是工程初期常采用的方法。图4为气囊参数匹配设计图[40]。
图4 气囊参数匹配设计
Fig.4 Airbag parameter matching chart
2) 有限元仿真+代理模型+多目标优化算法
建立有限元仿真模型并构建代理模型,利用多目标优化算法优化设计参数。基于此种技术组合,国内外研究者对气囊形状、尺寸、流量系数、排气孔面积、充气压力等多个参数进行了匹配设计优化。图5为匹配设计的流程图[22]。在有限元模型的基础上开展了代理模型建模和优化计算2部分工作。下文介绍这2部分工作应用的关键技术。
图5 匹配设计流程
Fig.5 Matching design flow chart
2.1.2 匹配设计关键技术
因每一步优化迭代需要计算着陆缓冲响应值,调用有限元仿真计算需要耗费大量时间。研究者应用代理模型技术,建立设计参数到冲击响应的直接映射,显著减少运算时间,提升优化计算效率。
代理模型的构建技术主要可分为3类:数据驱动的代理模型、基于投影构建代理模型、基于简化底层物理模型构建代理模型方法。其中数据驱动的代理模型在计算速度和建模难度上具有优势[43],是着陆缓冲研究中最为常用的方法。该方法基于完整仿真模型计算的结果,直接建立输入参数与输出值的映射,而不考虑复杂模型中具体的计算。建立数据驱动的代理模型主要包含试验设计(DOE)选取构造模型的样本点和响应面的近似拟合2部分工作[44]。
关于代理模型建模,为了使用尽可能少的调用仿真计算,即计算尽可能少的采样点,构建足够精度的代理模型,需要选用经济性高的试验设计方法和近似拟合方法。
试验设计方法包括全因子试验设计、正交实验设计、拉丁方试验设计、均匀试验设计等。其中拉丁方试验设计将每个因素的设计空间均匀划分并将这些水平随机组合,可以在较少的试验次数下实现较高精度的代理模型精度,适合应用于单次仿真计算时间长的着陆缓冲问题。
响应面的近似拟合需要建立映射的函数,包括克里格方法、高斯过程、径向基函数、支持向量机和单层神经网络等。其中支持向量机在小样本下具有较好的近似能力[45],与拉丁方试验设计方法结合,可以在较低成本采样计算下构建较高精度的响应面模型。
关于优化计算,研究者选取一个以上缓冲响应值作为优化目标进行多目标优化,例如同时优化最大冲击加速度和侧倾角。Deb等[46]提出的由NSGA改进的NSGA-Ⅱ算法,在遗传算法的种群进化上,将父代种群跟子代种群合并,使得下一代的种群从双倍的空间中进行选取,从而保留了最为优秀的所有个体,采用了快速非支配排序算法,计算复杂度大大降低,具有较高的运算速度和鲁棒性,被研究者广泛应用[22]。
2.2 匹配设计存在的问题和研究方向
2.2.1 匹配设计的参数和工况选择
目前,研究者在特定工况下,在气囊数量、初始充气压力、排气压力、排气孔面积[47]、气囊尺寸[38]、主辅气囊体积比[35]等气囊设计参数中选择1～3个参数进行匹配优化,但尚未有公开的研究成果中出现同时考察了全部设计参数的案例,关于设计参数组合对着陆缓冲效果的影响机制研究尚不充分。此外,Taylor[7]、王亚伟等[33]研究了车辆质量对气囊内压以及反弹和翻倒现象的影响。杨占华等[1]的研究指出,车辆重心位置不居中会导致着陆缓冲过程中车辆姿态倾斜。目前,将车辆质量和重心位置作为匹配优化参数的研究尚不充分。现有研究中的设计参数进行优化计算,多在现有设计方案的基础上进行周边寻优,这有可能导致优化结果陷入局部最优,且不适用于对气囊提出新要求的其他车辆。更全面的匹配设计可以进一步在多种工况下,全面考察匹配参数,综合优化冲击响应。从解析模型分析确定参数范围开始,通过灵敏度分析选择优化参数,在设计空间内开展仿真试验设计,基于多工况下的有限元仿真数据构建响应面模型并开展多目标优化。
目前,匹配设计面向的工况多为标准工况,但在实际使用中,车体姿态水平、横向速度为零、坡度为零的标准正落工况很少出现,未来的匹配设计可以对姿态、横向速度、坡度三者耦合的工况加以研究。在车辆具有单侧或单点着地趋势时,对缓冲系统的回正和减速能力都提出了更高的要求[1,49]。图6是着陆缓冲过程的有限元仿真,模拟车辆在具有水平速度着陆在斜坡时发生单侧着陆的情况。
图6 单侧着陆示意图
Fig.6 Sketch of one side impact
图7 气囊跌落缓冲试验系统
Fig.7 Airbag drop buffer test system
2.2.2 加强筋布局、尺寸和连接方式匹配优化
目前国内外对于空降车辆着陆缓冲问题的匹配研究主要集中于气囊设计参数向既有车辆的匹配,缺乏对于车辆设计上有待加强的危险点和有待轻量化改进的冗余处的分析。研究视角在于优化气囊设计以提升其缓冲表现,较少考虑优化车辆设计以提升其抗冲击能力并满足轻量化要求。加强筋是空降车辆承受冲击载荷的主要结构,优化车辆加强筋的布局、尺寸和连接方式可以改进着陆缓冲过程的应力应变分布和弹塑性变形的水平。但加强筋布局和连接方式的优化与气囊设计参数优化不同,是不易参数化的问题,在未来的研究中可以通过拓扑优化的方式开展。
3 半实物试验研究
研究者对空降车辆开展的半实物试验包括地面跌落实验和结构试验,在空降车辆设计过程中起到功能检验、模型验证和模型修正的作用[50]。
3.1 半实物试验研究现状
半实物试验可以直接检验气囊和车体等分系统功能,同时,使难以准确仿真的气囊、接触等模型响应直接输入仿真,并采集实物实验数据校准仿真模型。
目前研究者开展了等效空投地面试验[51]、气囊跌落试验[40]、模态试验[52]等用于半实物仿真。试验模拟工况主要集中在正落工况,具有横向速度或姿态着陆的工况和体现着陆场坡度和地面特性的试验研究尚不充分。
3.1.1 功能检验
地面跌落试验通过模拟车辆着地冲击[51],考察车辆抗冲击性能和气囊缓冲能力。使用行车或吊车将装好缓冲气囊的车辆吊起指定的高度,在一定的横向速度下通过遥控释放,采集速度、加速度、应变、气囊压力等参数,检验车辆结构是否满足冲击要求,气囊缓冲效果是否达到设计指标。图8展示了使用吊车赋予试验载荷横向速度的方案[53]。
图8 模拟车辆着地冲击试验示意图
Fig.8 Schematic diagram of simulated vehicle landing impact test
图9 载荷-气囊跌落试验
Fig.9 Load-airbag drop test
3.1.2 模型验证
使用半实物试验中直接采集的数据作为载荷或参数输入仿真模型,使难以准确仿真的气囊、接触响应直接进入仿真回路。2009年,杜志岐[8]提出应用远程参数控制原理(RPC),采集车体底部加速度曲线,计算动态载荷,以力的形式输入仿真模型,模拟冲击过程。解决气囊失效或底部进气口封闭不良的工况难以仿真模拟的问题。
3.1.3 模型修正
使用半实物试验中直接采集的数据,用于仿真模型的对标修正,可以提升仿真准确度,提升仿真模型应用价值。研究者利用半实物试验采集数据对气囊模型开展修正。选择易于在半实物实验中测定的气囊内压和冲击加速度作为修正参考的响应值。气囊模型的修正参数可以在织物等效弹性模量、气囊壁厚度、排气口流量因数等参数中选择。可采用气囊投放试验系统,通过吊挂装置从一定高度释放具有配重载荷的实验气囊,并通过动态信号数字采集系统收集试验过程中的气囊内压和冲击加速度[11,54]。载荷-气囊跌落试验可以应用部分气囊单元结合配重开展,减小试验装置体积和成本,降低试验开展难度。李建阳等,通过灵敏度分析,选择摩擦系数和流量系数开展修正,将模型误差缩小至6%左右[20]。
3.2 半实物试验研究存在的问题和研究方向
3.2.1 体现着陆速度、姿态和坡度的冲击试验
目前,空降车辆模拟着地冲击试验中,较少体现空降车辆着陆时的姿态角、横向速度和地面坡度,缺少对此类工况中车辆结构和气囊缓冲效果的检验。同时导致对着陆缓冲仿真模型的修正中,缺少对于横向冲击响应的修正。解决类似的问题,美国JetPropulsionLaboratory为“火星探路者”搭建了可调节坡度的可控着陆表面,进行了多个速度下,水平平整表面和30°撞击熔岩地貌的试验[55]。
空降车辆开展这一类模拟着地冲击试验,存在如下难点:① 车辆和气囊重达十余吨,对车辆赋予速度困难;② 需要试验场地具有较大的面积,以应对车辆可能出现的滑动和翻滚;③ 对测试设备要求高,气囊起效不理想时,车辆结构可能承受数十倍重力加速度的过载并发生大形变;④ 对人工构建坡道的刚度要求高,否则可能被车辆冲击损坏。
缩比模型实验方法是空降车辆着地缓冲试验可能的探索方向,在载人着陆器和运载火箭回收领域应用广泛。缩比模型的尺寸和质量较小,便于操控,可以灵活的赋予速度和调整姿态,同时对试验场地要求更低。但存在对于车内微小处结构细节缩小加工难度大的问题,额外制造缩比模型也提高了试验成本,延缓了试验进度。基于此种特点,内部结构简化并合理配重的缩比模型,具有制造成本低,利于试验操作的特点,可以用于检验多种气囊方案,研究不同工况下的速度、加速度、倾斜角等着陆缓冲响应。
3.2.2 充气不完全情况
在实际的稳降过程中,缓冲气囊可能受到横风的影响发生形变导致无法充分完成自落充气。目前的着地冲击试验中,对于气囊充气不足情况下着陆缓冲响应的研究尚少。控制气囊充气体积在试验中难以实现,在未来的研究中可以通过制造使用减小高度的气囊模拟。通过研究实车空投试验的高速摄影,考察横风对气囊展开高度的影响,按照近似的充气体积百分比折算气囊高度,用于着地冲击试验。
4 空投适应性评估
环境适应性是空降车辆在其寿命预计可能遇到的各种环境的作用下能实现其所有预定功能和性能和(或)不能被破坏的能力,是空降车辆最重要的质量特性之一[2,56-57]。空投适应性是空降车辆和缓冲气囊的环境适应性在空投过程中的体现。空投适应性评估,是研究空降车和缓冲气囊能够在多大程度的环境因素变化上实现设计能力。空投适应性评估需要找到空降车辆和气囊系统能够确保适用的环境因素范围,并计算这一范围能够在什么水平上覆盖所有可能的不同着陆工况。
4.1 空投适应性评估的研究现状
Slade等[58]对航天器不同着陆条件下的可靠性进行了概率评估。王红岩等[31,48-49]基于代理模型对空降车辆气囊着陆缓冲系统开展了面向环境适应性的设计评估, 对横向速度、垂直速度、侧倾角、俯仰角、地面坡度、海拔[59]等工况参数对着陆缓冲成功率的影响进行了较为充分的讨论。目前判断空投成功的依据主要考察最大过载和倾斜角, 对实际的结构应力应变考察较少, 对装备抗冲击能力考察不够准确。
空投适应性评估首先建立以工况(环境)参数为输入,缓冲特性为响应值的响应面模型。再基于响应面模型进行工况参数蒙特卡罗抽样模拟。最后,在一定的成功着陆判定依据下,统计模拟结果中成功次数的频率作为成功概率。
蒙特卡罗法又称统计试验法,是描述装备运用过程中各种随机现象的基本方法。空投适应性评估,基于响应面模型,根据着陆工况参数的分布,使用蒙特卡罗方法计算车辆和气囊多种响应指标的概率密度统计分布规律和累积分布规律。Slade等[58]基于有限元仿真构建响应面并使用蒙特卡罗法,研究了着陆器俯仰角、着陆速度、风速和岩石丰度对着陆成功概率的影响。李建阳等[60]基于有限元仿真构建响应面并使用蒙特卡罗法研究了不同垂直着陆速度、地面坡度和地面风速对空投着陆成功概率的影响,预测了空投着陆成功概率。图10中展示了空投适应性评估的研究方法。
图10 空降车辆着陆缓冲过程研究方法
Fig.10 Study methods of landing buffer for airborne vehicles
4.2 空投适应性评估存在的问题和研究方向
4.2.1 工况参数的选择
目前同时考察工况参数最为丰富的研究中讨论了海拔、横向速度、垂向速度、俯仰角、侧倾角、地面坡度五个工况参数对于冲击载荷的影响[48]。其中横向速度、俯仰角、侧倾角和地面坡度之间存在方向耦合,研究中对横向速度与地面坡度方向的耦合效应(上下坡)、侧倾角与横向速度方向的耦合(顺逆风)、俯仰角与侧倾角的耦合效应(车辆姿态)进行了分别讨论。目前的研究中未体现上述3种成角的随机耦合,即尚未体现工况的全部自由度。后续可以对三者的同时耦合效应,即同时考虑车辆姿态、速度方向和坡度方向随机成角的响应规律展开研究。
4.2.2 着陆缓冲安全性判定依据的制定
目前分析计算和试验中着陆缓冲安全性判定依据包含下列指标:冲击加速度不大于20g、最大侧倾角不大于34°、气囊最大内压不大于0.19 MPa、最大反弹速度不大于3 m/s。
在空投适应性评估中,因不同的空降车辆和气囊的抗冲击能力不同,空投成功判定依据的设定可以根据评估对象的不同而研究设置。在为空降车辆和气囊设置空投成功判定依据时,指标的选择可以考虑以下方面:可以通过仿真计算或半实物试验研究车辆和气囊的实际抗冲击能力,确定正落和单侧着陆能承受的最大过载。从材料角度出发,测定车体结构不发生塑性变形和气囊材料不发生撕裂对应的最大过载和气囊内压。从使用要求出发,测定车体不发生侧翻所能接受的最大侧倾角。从设备的抗冲击能力出发,测定车上设备所能承受的最大过载和最大承载时间,形成评估标准。
5 结论
1) 系统建模上,分别使用计算速度快的简单配重模型研究着陆过载和姿态,使用子模型研究局部应力应变,有助于平衡计算效率和计算精度的矛盾。
2) 匹配设计上,对包含横向速度和着陆姿态角的工况开展匹配,优化加强筋的布局和连接形式,可以从气囊缓冲性能和车辆抗冲击能力两个方面共同提升着陆缓冲性能。
3) 模型修正上,通过对气囊开口面积等参数使用曲线输入代替定值输入,可以提升气囊控制体积模型的准确性。开展体现更多运动方向和环境工况的车辆半实物试验、结构试验修正模型,可以提升耦合模型仿真研究准确性。
4) 空投适应性评估上,基于修正后的仿真模型构建覆盖工况更全面、精度更高的代理模型,制定更准确全面反映空降车辆实际抗冲击能力的着陆缓冲安全性判定依据,可以提高空投适应性评估的准确性。
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