李博高樹義

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排氣式氣囊緩沖主動控制技術研究

李博高樹義

（北京空間機電研究所，北京100094）

氣囊緩沖主動控制技術是提高氣囊緩沖性能的一項技術，旨在排氣階段通過控制排氣口面積的大小來控制囊內(nèi)氣體的壓強以保持恒定，從而使得這一過程中的過載得以較為均勻分布。文章通過建立動力學模型和控制系統(tǒng)模型，對氣囊緩沖主動控制技術進行了仿真研究。在建立氣囊緩沖動力學模型時，沒有采用通常的等熵方法來近似求解排氣階段的囊內(nèi)氣體溫度，而是考慮了囊內(nèi)氣體的能量變化，并采用龍哥庫塔法求解出了囊內(nèi)氣體溫度、壓強以及緩沖過載等重要變量，將氣囊緩沖動力學模型在Simulink軟件中寫入為自定義函數(shù)，建立氣囊排氣控制系統(tǒng)模型，進行仿真。通過仿真分析了驅(qū)動機構響應時間與著陸速度對緩沖效果的影響，并結合主動控制氣囊的工作特點嘗試給出了合適的排氣控制執(zhí)行機構。文章對氣囊排氣主動控制技術進行了有益的探索研究。

氣囊 排氣主動控制 驅(qū)動機構 仿真 回收著陸

0 引言

緩沖氣囊作為一種傳統(tǒng)的經(jīng)濟型著陸緩沖設備，在航天器著陸回收、無人機著陸以及物資和裝備空投等方面得到了廣泛的應用[1-3]。美國更是在新一代載人飛船CEV與CST-100的研制過程中發(fā)展了適合于這兩種飛船的氣囊著陸緩沖系統(tǒng)[4-6]。緩沖氣囊分為排氣式氣囊與不排氣氣囊。相對于不排氣氣囊，排氣式氣囊在緩沖效率得到較大提高的同時還具有質(zhì)量較輕的優(yōu)勢，但目前常見的排氣式緩沖氣囊還存在一些弱點，諸如：過載曲線呈三角形，峰值過載較高；緩沖過程不可控，易受外界條件影響等[7]。而氣囊緩沖主動控制技術將針對傳統(tǒng)排氣式氣囊的弱點，在緩沖過載達到一定值時打開排氣口，通過控制排氣口面積大小來控制囊內(nèi)氣體壓強，進而控制緩沖過程中的過載。理想狀況下，緩沖主動控制氣囊可使得囊內(nèi)氣壓在排氣口打開后至被緩沖對象速度降為零這一過程中保持恒定，以使得這一過程中的過載得以較為均勻分布。

文獻[8]中設計的一種機械式氣囊排氣控制機構，使用氣瓶噴射氣流來驅(qū)動擋氣板，在氣囊緩沖過程中調(diào)節(jié)排氣口面積，試驗表明采用這種設計使得峰值過載降低了37%。文獻[9]提出了智能氣囊的概念，通過使用層疊電致伸縮驅(qū)動器來調(diào)節(jié)擋氣板運動，并開展了試驗研究，結果表明試驗能顯著降低緩沖過程中峰值過載。

本文對氣囊緩沖主動控制技術進行了仿真研究，以等熵方法為基礎，考慮排氣階段囊內(nèi)氣體能量變化，建立了氣囊緩沖動力學模型，設計了排氣控制系統(tǒng)方案并建立了排氣控制系統(tǒng)模型；然后，將兩個模型結合起來進行仿真分析，研究驅(qū)動機構響應時間與著陸速度對緩沖效果的影響；最后對排氣控制執(zhí)行機構的選擇進行分析說明。文章對氣囊緩沖主動控制技術進行了有益的探索研究。

1 氣囊緩沖動力學模型

緩沖主動控制氣囊緩沖過程可分為兩個階段，第一個階段當氣囊開始觸地被壓縮后，內(nèi)部壓強增大，產(chǎn)生內(nèi)外壓力差并向載荷提供向上的支持力，可視為等熵壓縮過程；第二個階段當氣囊內(nèi)壓達到預定值時，排氣口打開，并按一定變化規(guī)律改變排氣面積，以保持氣囊內(nèi)壓強穩(wěn)定在預定值附近，直至完成整個緩沖著陸過程。本文中氣囊形狀選擇常用的立式圓柱形，見圖1。

圖1 立式圓柱形氣囊簡圖

Fig. Vertical cylinder-shaped airbag

為便于分析計算，作如下假設：

1）氣囊材料為柔性，但無彈性、不透氣、不發(fā)生彈性變形；

2）囊內(nèi)氣體視為壓強、溫度、密度等氣體狀態(tài)參數(shù)均勻分布的理想氣體；

3）飛行器只具有豎直方向的速度；

4）將飛行器視為剛性，且不陷入氣囊內(nèi)，其與氣囊接觸面積保持恒定。

1.1 等熵壓縮階段

等熵壓縮過程是氣囊緩沖過程的第一階段，在這一階段內(nèi)氣囊排氣口關閉，其內(nèi)部氣體可視為做等熵壓縮。對于立式圓柱形氣囊，其動力學方程可表示為[2]：

式中為載荷質(zhì)量；為緩沖時間；為氣囊高度；為飛行器的速度；為氣囊內(nèi)的壓強；0為環(huán)境壓強；為氣囊底面積；為氣體的絕熱系數(shù)；下標“i”表示對應各物理量初始狀態(tài)值。

采用四階龍哥庫塔法求解式（1），求解采用Matlab軟件實現(xiàn)。對于一般常微分方程，其中（0為緩沖時間初值；為函數(shù)，0為函數(shù)初值；為緩沖結束時間），其四階龍哥庫塔求解格式為：

1.2 排氣釋能階段

排氣過程不可逆，是非等熵過程。常見文獻在計算排氣階段囊內(nèi)氣體參數(shù)時，往往采用等熵方法進行近似。這里考慮了排氣過程囊內(nèi)氣體的能量變化，給出了一種更為準確的求解氣體參數(shù)的方法。

在氣囊排氣過程中，某單位時間排氣口排出氣體流速及氣體流量可表示如下[10-11]：

聯(lián)立式（4）、（5）、（7）即為一個三元微分方程組，采用四階龍哥庫塔法求解這一方程組，即可求出排氣過程中過載等重要變量，求解采用Matlab軟件實現(xiàn)。

2 氣囊排氣控制模型

排氣控制的目的在于通過調(diào)節(jié)排氣口面積維持囊壓穩(wěn)定，從而維持緩沖過載穩(wěn)定。由排氣階段動力學模型可知，排氣口面積與囊壓之間關系較為復雜，很難找出二者之間的關系式，筆者只是找出了一種使得囊壓近似不變的排氣口面積變化規(guī)律。

顯然當氣囊因體積減小而排開氣體的質(zhì)量與排氣口排出氣體質(zhì)量相當時，囊壓變化不大。單位時間內(nèi)氣囊壓縮排開的氣體質(zhì)量為：

單位時間內(nèi)，因氣囊壓縮而排開的氣體質(zhì)量與通過排氣口排出的氣體質(zhì)量的差值為：

式中為排氣口阻滯系數(shù)。

顯然隨著緩沖過程的進行，載荷速度降低，相應的排氣口面積也應減小，直至閉合。故排氣口總面積應等于開始排氣時式（10）所求得的排氣口面積。

3 排氣控制系統(tǒng)方案與建模

3.1 排氣控制系統(tǒng)方案

本文設計的排氣控制系統(tǒng)方案由擋氣板、壓力傳感器、加速度傳感器、過載開關、驅(qū)動機構、控制系統(tǒng)、氣囊、氣囊蓋以及附著在氣囊蓋上面的滑軌和排氣口組成，見圖2。其中控制方式采用經(jīng)典的PID控制。

圖2 排氣控制系統(tǒng)

假定需要回收的物體質(zhì)量=500kg，著陸初速度i=7m/s，則可取立式圓柱氣囊高度為i=0.7m，底面積=0.7m2，初始氣囊內(nèi)壓強i=0.1MPa，環(huán)境壓強0=0.1MPa，初始溫度i=273K。選擇在緩沖過載cr=6n時打開排氣口，則由式（1）可計算出開始排氣時的著陸速度cr=6.474m/s，氣囊內(nèi)壓強cr=0.149MPa，代入式（10）求得理想狀態(tài)下對應的排氣口總面積e=0.024m2，且以0.218m2/s的速度勻速減小。顯然，實際緩沖過程中，排氣口面積變化規(guī)律越接近理想狀態(tài)，排氣階段緩沖過載變化就越平穩(wěn)。

開始階段排氣口保持關閉，當緩沖過載達到一定值時，過載開關打開，排氣口開啟，同時排氣控制系統(tǒng)開始工作：控制系統(tǒng)中的PID控制器根據(jù)加速度傳感器信號發(fā)出控制信號，通過驅(qū)動機構控制擋氣板沿滑軌運動來調(diào)節(jié)排氣口面積，從而控制囊壓和緩沖過載。

氣囊緩沖過程極短，因此驅(qū)動機構需要極快的響應速度[12]。目前常見的高響應速度驅(qū)動方式主要有直線電機、層疊電致伸縮器以及電/磁流變阻尼器與彈簧（靠彈簧拉力驅(qū)動，電/磁流變阻尼器提供可變化阻尼力調(diào)節(jié)合力大?。┙Y合。表1列舉了這四種驅(qū)動方式的優(yōu)缺點。

表1 四種驅(qū)動方式優(yōu)缺點

Tab.1 Advantages and defects of several driving mechanisms

由表1可知，四種驅(qū)動方式各有其優(yōu)缺點，響應速度也不盡相同，要分析哪種更適合用作排氣驅(qū)動機構，就需要明確不同響應時間對緩沖效果的影響，并充分考慮工作環(huán)境的特點。

3.2 排氣控制系統(tǒng)建模

根據(jù)排氣控制系統(tǒng)方案，可在Simulink軟件中建立如圖3所示的排氣主動控制系統(tǒng)仿真模型，其中驅(qū)動系統(tǒng)模塊內(nèi)為擋氣板驅(qū)動系統(tǒng)仿真模型，這一模塊兩個輸入變量為驅(qū)動機構控制信號和氣囊內(nèi)壓強，輸出結果為排氣口面積；計算模塊內(nèi)則為排氣階段氣囊緩沖動力學模型，根據(jù)輸入的排氣口面積e對著陸速度、囊壓、過載等參數(shù)進行龍哥庫塔遞推求解，并將過載與囊壓作為輸出結果分別輸出至示波器模塊與驅(qū)動系統(tǒng)模塊。

圖3 排氣主動控制系統(tǒng)仿真模型

圖4為計算模塊子系統(tǒng)，自定義函數(shù)模塊通過一系列延時模塊將上一步計算所得變量值保存至下一步進行計算，其中′，，′，′，′與，a，，，分別為上一仿真步長末與下一步長開始的囊壓、囊內(nèi)氣體質(zhì)量、氣囊高度、著陸速度以及過載。故各延時模塊延遲時間均為一個仿真步長。排氣口開啟時的初始條件（包括載荷速度、氣囊高度、囊壓以及囊內(nèi)氣體質(zhì)量等，由上文等熵壓縮段的仿真結果給出）則在這些延時模塊中作為初值輸入。

圖4 計算模塊子系統(tǒng)

4 仿真分析

根據(jù)前面建立的模型，應用Matlab/Simulink軟件對緩沖主動控制氣囊緩沖過程進行仿真計算。采用第二節(jié)所述算例，其初始仿真參數(shù)如表2所示。

表2 初始仿真參數(shù)

Tab.2 The initial conditions for airbag

按照模型，計算過程也分為等熵壓縮和排氣釋能兩個階段：

第一階段，在Matlab軟件中采用四階龍哥庫塔迭代法求解式（1），即可求得這一過程中載荷速度、氣囊高度、囊壓以及囊內(nèi)氣體溫度等參數(shù)；

第二階段，將排氣階段動力學模型寫入Simulink軟件自定義函數(shù)，以上一階段末尾時刻載荷速度、氣囊高度、囊壓以及囊內(nèi)氣體溫度等參數(shù)作為初始仿真參數(shù)，對圖4所示Simulink排氣控制系統(tǒng)模型進行仿真，即可得到排氣階段的排氣口面積及過載變化。

結合這兩個階段的仿真結果，可得到緩沖主動控制氣囊緩沖過程仿真結果。

4.1 不同響應時間下緩沖效果及驅(qū)動方式選擇

考慮到氣囊著陸緩沖的過程非常短，對驅(qū)動機構響應時間的要求極高，可以預見響應速度快慢對緩沖效果會有顯著影響。為研究驅(qū)動機構響應時間對主動控制氣囊緩沖效果的影響，圖5與圖6分別繪出了不同響應時間所對應的排氣口面積及緩沖過載曲線（從開始著陸到著陸速度降為零）。在圖6中標有“排氣口開啟”時刻，氣囊排氣口打開，開始排氣。

由仿真結果可知，當驅(qū)動機構響應時間d<6ms時，排氣口開啟后，排氣口面積變化規(guī)律相對接近理想狀態(tài)，過載曲線較為理想，僅在小范圍內(nèi)波動，相比一般排氣式氣囊可降低峰值過載40%以上。隨著響應時間的增大，排氣口面積變化規(guī)律逐漸偏離理想狀態(tài)，峰值過載逐漸提高，緩沖性能明顯下降，尤其是當d=11~12ms時，主動控制氣囊的峰值過載大幅度增大，接近乃至超過一般排氣式氣囊，優(yōu)勢不再。但在d≤10ms時，主動控制氣囊緩沖效果仍明顯好于一般排氣式氣囊。因此要使主動控制氣囊發(fā)揮優(yōu)勢，驅(qū)動機構響應時間d一定不能超過10ms，時間越短越好。

圖5 不同響應時間對應排氣口面積變化

圖6 不同響應時間對應過載變化

在氣囊緩沖過程中，排氣驅(qū)動機構（如圖7所示）需要承受一定的振動沖擊，因此驅(qū)動機構的結構以及外部配套設備不能過于復雜，同時對安裝精度的要求不能太高。結合響應時間對緩沖效果的影響，并考慮表1所列四種驅(qū)動方式的優(yōu)缺點，可以發(fā)現(xiàn)直線電機外部設備較為復雜；層疊電致伸縮驅(qū)動器不能用作直接驅(qū)動，采用間接方式控制擋氣板運動過程摩擦力又需要較高安裝精度；磁流變阻尼器響應速度偏慢；而電流變阻尼器與彈簧相結合的驅(qū)動方式響應速度較快，調(diào)節(jié)方便，且不需要復雜的配套設備，更適合用來驅(qū)動擋氣板運動。電流變阻尼器壓縮過程阻尼力Y可簡化為[16]：

式中p為阻尼桿相對電流變液的運動速度；為電場強度；S0為本底阻尼系數(shù)，為電致阻尼系數(shù)，在本文所選電流變阻尼器中S0=、。則由式（11）可建立電流變阻尼器Simulink軟件仿真模型如圖8所示，圖中u2為模塊固定顯示，表示對輸入進行平方運算，兩個輸入變量分別為阻尼桿相對電流變液的運動速度和電場強度，輸出結果為阻尼力。

圖7 驅(qū)動機構示意

圖8 電流變阻尼器仿真模型

后續(xù)仿真將以電流變阻尼器結合彈簧作為驅(qū)動機構進行，其響應時間取6ms。

4.2 著陸速度的影響

采用降落傘減速時，飛行器垂直速度有10%的浮動范圍，這里研究了著陸初速度i變化時緩沖主動控制氣囊從著陸到飛行器速度降為零這一過程的排氣口面積與緩沖過載變化，以研究主動控制氣囊緩沖性能的穩(wěn)定性。具體變化曲線如圖9~10所示。

圖9 著陸速度變化時排氣口面積變化

圖10 著陸速度變化時緩沖過載變化

根據(jù)上面的仿真結果，在這種情況下，排氣口開啟后，排氣口面積均呈階梯狀逐漸減小，與理想狀態(tài)相差不遠，緩沖過載也仍在一定范圍內(nèi)小幅震蕩，峰值過載都比較低，均不超過7.5n，整體均與過載控制目標相差不大。這說明主動控制氣囊在著陸初速度i變化時緩沖過載具有較好的穩(wěn)定性，顯示出了良好的適應能力。

5 結束語

本文在考慮了排氣階段囊內(nèi)氣體能量變化的基礎上，建立了氣囊緩沖動力學模型與排氣控制系統(tǒng)模型，并將兩個模型結合起來進行了緩沖主動控制氣囊緩沖過程數(shù)值仿真。文章對氣囊緩沖主動控制技術進行了初步探索，分析了驅(qū)動機構響應時間以及著陸初速度對緩沖主動控制氣囊緩沖效果的影響，并分析給出了合適的排氣控制執(zhí)行機構。

根據(jù)本文計算結果，可以得出以下結論：

1）緩沖主動控制氣囊能夠使氣囊緩沖過程中的過載較為平穩(wěn)，降低峰值過載提高氣囊緩沖器的緩沖效率。

2）驅(qū)動機構的響應速度對主動控制氣囊緩沖效果有較大影響，響應時間越短緩沖效果越好，針對本文研究的氣囊模型，執(zhí)行機構響應時間不應超過10ms。同時考慮到緩沖過程存在振動沖擊，驅(qū)動機構結構及外部配套不能過于復雜，且對安裝精度要求不能過高。

3）在各種驅(qū)動機構中，電流變阻尼器結合彈簧的驅(qū)動方式較為適合用于主動控制氣囊。

4）主動控制氣囊可以在一定程度上適應初始著陸速度的變化，具有良好的適應能力。

同時本文也存在如下不足：

1）沒有進行實驗來驗證整個系統(tǒng)的可行性，這也是下一步研究工作的重點；

2）本文在選擇氣囊高度時，選定高度略大于緩沖行程，故在著陸速度降為零后飛行器運動情況還需進一步研究，本文中認為由于剩余高度較小，所以對飛行器運動情況影響不大，可以忽略；

3）本文研究的結果只針對圓柱形排氣式氣囊只具有豎直速度的情況，對于其他形狀的排氣式氣囊和著陸速度情況是否適用也還需做進一步的研究。

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Study of Active Airbag Vent Control Technology

LI Bo GAO Shuyi

（Beijing Institute of Space Mechanics＆Electricity, Beijing 100094, China）

As a method to promote airbag cushioning effect, active airbag buffer control technology can change vent area during venting process, so as to keep pressure in the airbag and overload of the loading stable.This paper builds a kinetic model and control model of active buffer control airbag, and then studies active airbag buffer control technology by simulation. While building the mathematic model of this process, this paper doesn’t use isentronic method to approximately solve temperature of air in airbag, but with consideration about the energy change of the air in airbag, uses Runge-Kutta interation to obtain solutions of some useful variables, such as temperature and pressure of air in airbag and overload. Then, it puts the mathematic model of cushioning process into User-Defined Functions of Simulink, and builds the model of vent control system. Finally, the paper makes simulation to analyse the influences of driving mechanism’s response time and initial velocity error, and tries to find a suitable mechanism to control the vent, based on characteristics of active vent control airbags. All above make an investigation of the technology of active airbag vent control.

airbag; active vent control; driving mechanism; simulation; landing

（編輯：陳艷霞）

V244.4

A

1009-8518(2016)03-0039-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.03.005

李博，男，1991年生，2013年獲哈爾濱工業(yè)大學飛行器設計與工程專業(yè)學士學位，現(xiàn)在中國空間技術研究院飛行器設計專業(yè)攻讀碩士學位。研究方向為航天器回收與著陸技術。E-mail: libohn@163.com。

2016-03-08

國家重大科技專項工程