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(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

氣囊作為一種重要的緩沖防護(hù)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(duì)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(chǔ)設(shè)備的著陸緩沖氣囊，進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并利用LS-DYNA有限元分析軟件進(jìn)行仿真計(jì)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(guò)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(duì)于氣囊著陸緩沖性能的影響。計(jì)算結(jié)果表明：氣室分布數(shù)和充氣量的變化均會(huì)改變電子設(shè)備的沖擊過(guò)載；基于所提出的小型電子設(shè)備過(guò)載要求，0.074kg充氣量下的4個(gè)氣室封閉式氣囊結(jié)構(gòu)對(duì)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(jì)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(dāng)前著陸緩沖技術(shù)主要分為兩類，一類為減速機(jī)構(gòu)，降低著陸過(guò)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(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)所儲(chǔ)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(diǎn)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(guó)內(nèi)外對(duì)于氣囊緩沖性能的研究方法主要有：1）試驗(yàn)法：通過(guò)多次取值試驗(yàn)，確定可行的氣囊材料和尺寸，主要缺點(diǎn)是準(zhǔn)備時(shí)間長(zhǎng)、試驗(yàn)過(guò)程復(fù)雜、測(cè)量隨機(jī)性大、次數(shù)有限和成本相對(duì)較高[5-6]；2）解析方法：利用動(dòng)力學(xué)和熱力學(xué)方程建立氣囊數(shù)學(xué)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(duì)于被緩沖設(shè)備過(guò)載的影響[7]，缺點(diǎn)是方程的建立需要較多的假設(shè)，與真實(shí)情況有一定偏差，數(shù)學(xué)方程求解過(guò)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(guò)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(yùn)動(dòng)變化過(guò)程變得越來(lái)越普遍，同時(shí)，數(shù)值方法也可作為實(shí)驗(yàn)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(duì)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(diǎn)也是越來(lái)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(duì)象的不多。對(duì)于一些較為復(fù)雜的失事環(huán)境（如飛機(jī)在海上失事），黑匣子難以被尋找且打撈成本較高[14]，往往嚴(yán)重耽誤救援和調(diào)查工作的進(jìn)行。針對(duì)這種情況，南京航空航天大學(xué)與中國(guó)商飛公司研制團(tuán)隊(duì)，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(bào)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(gè)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(shí)開展救援和事故分析[15]。

“報(bào)信者”系統(tǒng)需要緩沖保護(hù)的是其核心的電子存儲(chǔ)設(shè)備。為實(shí)現(xiàn)“報(bào)信者”系統(tǒng)緩降漂浮功能，確保應(yīng)急數(shù)據(jù)存儲(chǔ)設(shè)備在墜落過(guò)程中所受沖擊在其過(guò)載承受范圍內(nèi)，本文利用數(shù)值模擬的手段開展了對(duì)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(fù)雜，且考慮到電子設(shè)備的特殊性，對(duì)于氣囊的密封性能和結(jié)構(gòu)強(qiáng)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(jì)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(chǔ)設(shè)備、數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備和防護(hù)外殼等部分，對(duì)照試驗(yàn)系統(tǒng)，將所有設(shè)備經(jīng)封裝后的外形簡(jiǎn)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(gè)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(duì)氣囊內(nèi)部通過(guò)隔膜進(jìn)行分隔以形成多個(gè)氣室，互不連通，每個(gè)氣室都設(shè)有獨(dú)立充氣孔，由同一氣源同時(shí)進(jìn)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(jiǎn)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(guò)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(shí)速度不高，因此，著陸初始狀態(tài)可僅考慮系統(tǒng)最低點(diǎn)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?xì)怏w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?xì)怏w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(jìn)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(guò)程，將氣囊視為不斷擴(kuò)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(guò)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(guò)程，控制方程通過(guò)質(zhì)量守恒、動(dòng)量守恒和能量守恒關(guān)系給出[19]：

電子設(shè)備過(guò)載值是衡量氣囊緩沖性能的重要指標(biāo)。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(shí)刻電子設(shè)備過(guò)載的表達(dá)式為：

式中為氣囊接觸力，即充氣氣囊對(duì)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(jiǎn)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(jiǎn)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(shí)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(jìn)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(guò)程分析

設(shè)定單次模擬的時(shí)長(zhǎng)為0.3s，氣囊為4個(gè)氣室，充氣量為0.074kg。假定地面平實(shí)，以=45°為例（氣囊初始位置和狀態(tài)如圖4所示），說(shuō)明墜地的具體過(guò)程和在此過(guò)程中電子設(shè)備的加速度變化（圖5），以及氣囊4個(gè)氣室的內(nèi)壓變化（圖6）。由于系統(tǒng)為對(duì)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(shí)的初始狀態(tài)（b=45°）

圖5 電子設(shè)備的過(guò)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(shí)長(zhǎng)內(nèi)，0s時(shí)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(shí)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(shí)氣囊與地面接觸達(dá)到最大，此時(shí)電子設(shè)備的過(guò)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(dòng)，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(shí)該端接觸面積達(dá)到最大，此時(shí)電子設(shè)備的過(guò)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(duì)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(guò)數(shù)值模擬得出系統(tǒng)墜地變化。表1是0.3s模擬時(shí)長(zhǎng)內(nèi)10種不同傾角下電子設(shè)備最大過(guò)載值，以及對(duì)應(yīng)時(shí)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(shí)設(shè)備最大過(guò)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(guò)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(duì)氣室3、4距地較遠(yuǎn)，導(dǎo)致氣室1、2與地面接觸時(shí)的體積變化量較小。此外，隨傾角的減小，電子設(shè)備最大過(guò)載值呈現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢(shì)，其原因?yàn)椋撼跏純A角的減小使氣囊偏轉(zhuǎn)程度增加，受此影響，氣囊觸地時(shí)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(chǔ)存的能量未耗盡而發(fā)生回彈。當(dāng)初始系統(tǒng)傾角為10°~60°時(shí)，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(guò)載值的變化。

圖7 氣囊墜水時(shí)初始狀態(tài)（b=45°）

3 墜水沖擊過(guò)程分析

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

圖8 電子設(shè)備的過(guò)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(shí)長(zhǎng)內(nèi)，0s時(shí)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(shí)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(shí)氣囊該端的體積收縮至最小，此時(shí)電子設(shè)備的過(guò)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(shí)，在氣囊下移過(guò)程中其上底端著水，囊體再次受壓并收縮。0.089s時(shí)氣囊該端的體積達(dá)到最大收縮，此時(shí)電子設(shè)備的過(guò)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(shí)長(zhǎng)內(nèi)10種不同傾角下電子設(shè)備最大過(guò)載值，以及對(duì)應(yīng)時(shí)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(guò)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(guò)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(guò)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(guò)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(dāng)初始系統(tǒng)傾角為10°~80°時(shí)，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(guò)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(guò)載突變。

綜合表1和表2的計(jì)算結(jié)果，依據(jù)所提出的電子設(shè)備過(guò)載要求，對(duì)于系統(tǒng)墜地過(guò)程，符合條件的初始傾角范圍為30°~90°，而對(duì)于其墜水過(guò)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(shuō)明墜地較墜水的環(huán)境更危險(xiǎn)。在所開展的高空實(shí)物投放試驗(yàn)中，該氣囊的著陸緩沖性能被驗(yàn)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(shí)際近接觸面的環(huán)境中，因而可認(rèn)為當(dāng)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(jì)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(duì)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(gè)數(shù)對(duì)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(gè)數(shù)分別為2、3和4個(gè)，并建立相應(yīng)的系統(tǒng)模型。

通過(guò)LS-DYNA數(shù)值模擬得到多氣室系統(tǒng)墜地過(guò)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(duì)于系統(tǒng)緩沖性能的影響。表3是0.074kg充氣量下對(duì)應(yīng)不同個(gè)數(shù)氣室模型在不同初始?jí)嫷刈藨B(tài)下的最大過(guò)載值。

表3 對(duì)應(yīng)不同氣室數(shù)的最大過(guò)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(duì)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?yàn)椋涸谙嗤某錃饬肯?，?dāng)選取的氣室數(shù)目較多時(shí)，氣囊內(nèi)部結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜，各氣室充氣過(guò)程相互擠壓導(dǎo)致其充氣體積的內(nèi)壓增大，電子設(shè)備過(guò)載值偏大。此外，當(dāng)系統(tǒng)初始傾角為30°時(shí)，僅4個(gè)氣室分布?xì)饽铱蓾M足電子設(shè)備的過(guò)載要求。這是由于在該角度下的氣囊墜地過(guò)程中，2個(gè)氣室和3個(gè)氣室分布結(jié)構(gòu)均會(huì)使得電子設(shè)備與地面發(fā)生碰撞，說(shuō)明其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足以保障電子設(shè)備的安全。

氣囊的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度可通過(guò)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(shí)所達(dá)到最低點(diǎn)的豎直方向距離）間接反映和評(píng)價(jià)。表4是0.074kg充氣量下對(duì)應(yīng)不同個(gè)數(shù)氣室模型在不同初始?jí)嫷刈藨B(tài)下的電子設(shè)備最大豎直偏移量。

表4 對(duì)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(gè)氣室和3個(gè)氣室的氣囊結(jié)構(gòu)，當(dāng)采用4個(gè)氣室分布時(shí)，電子設(shè)備的豎直方向偏移量均較小，說(shuō)明此時(shí)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(gè)氣室分布結(jié)構(gòu)對(duì)于初始?jí)嬄鋬A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(dāng)前市場(chǎng)的氣瓶供應(yīng)情況，所選取的二氧化碳?xì)馄繗饬糠謩e為：0.06、0.065和0.074kg。

由理論計(jì)算可知，對(duì)于如圖1所示的氣囊初始充氣模型，4個(gè)氣室的初始充氣量已達(dá)到0.0572kg，因而在所討論的三種氣量中，0.06kg氣量不足，無(wú)法滿足該氣囊的充氣。對(duì)于其余兩種氣量，通過(guò)LS-DYNA數(shù)值模擬得到在系統(tǒng)墜地過(guò)程中電子設(shè)備的加速度變化，表5是對(duì)應(yīng)不同充氣量的4個(gè)氣室氣囊緩沖模型在不同初始?jí)嫷刈藨B(tài)下的最大過(guò)載值。

表5 不同充氣量下的電子設(shè)備最大過(guò)載值

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

由表5可知，0.065kg氣瓶?jī)H在氣囊初始豎直時(shí)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(shí)的電子設(shè)備過(guò)載值偏??；另一方面，其氣量的不足導(dǎo)致在囊體結(jié)構(gòu)傾斜時(shí)無(wú)法避免電子設(shè)備與地面的碰撞，從而引起電子設(shè)備過(guò)載變化超出其要求范圍。對(duì)于選用0.074kg氣瓶，在為30°~90°范圍內(nèi)的電子設(shè)備過(guò)載峰值均滿足其要求，說(shuō)明0.074kg氣瓶相較于0.065kg氣瓶可增加囊內(nèi)氣體儲(chǔ)存的能量，保證氣囊足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，以提升其緩沖性能。

5 結(jié)束語(yǔ)

1）通過(guò)數(shù)值模擬的手段研究了在不同墜落環(huán)境和不同初始?jí)嬄渥藨B(tài)下的氣囊緩沖系統(tǒng)墜落和緩沖的過(guò)程，并得到了系統(tǒng)在該過(guò)程中的位置變化和性能參數(shù)變化情況。對(duì)于墜地和墜水過(guò)程，由于系統(tǒng)質(zhì)量輕且封閉，系統(tǒng)均會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn)和回彈，能量在此過(guò)程中逐漸耗散。電子設(shè)備著陸過(guò)載對(duì)應(yīng)不同的墜落姿態(tài)具有較大的變化，當(dāng)遭遇橫風(fēng)，系統(tǒng)發(fā)生劇烈偏轉(zhuǎn)時(shí)，氣囊對(duì)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(duì)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(guò)程中，提升氣囊充氣量可增大儲(chǔ)存能量，降低電子設(shè)備沖擊過(guò)載；對(duì)于氣囊選擇不同數(shù)目的氣室分布形式不僅會(huì)改變電子設(shè)備的沖擊過(guò)載，而且影響氣囊的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。在30°~90°傾角變化下的墜地和墜水過(guò)程中，0.074kg氣量下4個(gè)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(guò)載要求，也在一定程度上保證了氣囊的材料強(qiáng)度。通過(guò)上述在不同設(shè)計(jì)參數(shù)下氣囊緩沖特性的分析，可指導(dǎo)未來(lái)對(duì)于小型電子設(shè)備氣囊的工程設(shè)計(jì)。

3）根據(jù)所提出的電子設(shè)備過(guò)載要求，對(duì)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(duì)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(duì)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。

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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(xué)飛行器環(huán)境與生命保障工程專業(yè)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)在南京航空航天大學(xué)人機(jī)與環(huán)境工程專業(yè)攻讀碩士學(xué)位。研究方向?yàn)轱w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(xué)航空宇航學(xué)院教授、博士生導(dǎo)師。研究方向?yàn)槿藱C(jī)與環(huán)境工程。E-mail：jhsun@nuaa.edu.cn。

2017-12-05

江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目（PAPD）

（編輯：毛建杰）