高浩鴻 王歡歡 張紅英 童明波

（1 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，南京 210016）

（2 中國運載火箭技術(shù)研究院空間物理重點實驗室，北京 100076）

0 引言

隨著無人機回收、地外探測器著陸、大載荷空投等對著陸沖擊緩沖需求的日益提高，著陸方式也一直在不斷的發(fā)展與變化。從早期采用較為簡單的紙蜂窩緩沖裝置[1-2]發(fā)展到如今復(fù)雜的反沖制動火箭、軟著陸機構(gòu)緩沖器[3-4]等，尋求一種全時段各地型安全可靠且經(jīng)濟的回收方式一直是著陸緩沖課題的關(guān)鍵。而氣囊就是在一定程度上能夠滿足上述條件的緩沖方式[5]，該方式相較紙蜂窩型緩沖裝置所占用空間小，可多次利用，而在成本及技術(shù)要求上遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于制動火箭、軟著陸機構(gòu)，因此在航空航天領(lǐng)域受到了廣泛的應(yīng)用[6-8]。

美國在緩沖氣囊方面的研究較早，在20世紀(jì)50年代就開始了對氣囊的理論研究。隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，運用LS-DYNA等仿真軟件進(jìn)行數(shù)值仿真分析成為了緩沖氣囊理論研究的主要方面。為了更好探究氣囊的緩沖特性，美國Jet Propulsion Laboratory運用在Plum Brook真空室內(nèi)建立的緩沖試驗平臺在多角度復(fù)雜地形下進(jìn)行了投放試驗，模擬火星環(huán)境下的回收[9-10]。NASA Langley Research Center建立了高達(dá)73m的塔型投放平臺，進(jìn)行了高速度下氣囊的緩沖試驗[11-13]。試驗平臺的建立與運用極大加快了氣囊的研究進(jìn)程，并于20世紀(jì)90年代成功將緩沖氣囊作為火星探測著陸的緩沖器[14]。國內(nèi)在此方面的研究也取得了較大成就，文獻(xiàn)[15-17]運用試驗方法分析了排氣面積、著陸速度、載荷質(zhì)量等參數(shù)對氣囊緩沖性能的影響；文獻(xiàn)[18-20]建立了火星探測器氣囊緩沖系統(tǒng)有限元分析模型, 分析了氣囊內(nèi)壓、材料及地面屬性對緩沖過載的影響。但總體來說，對于研究氣囊著陸時地面環(huán)境狀態(tài)的文獻(xiàn)較少。而在實際航天器回收著陸和空降空投中，著陸地面環(huán)境對緩沖過載的影響是需要考慮的一個問題。

本文在上述研究的基礎(chǔ)上，經(jīng)過前期的理論研究及仿真分析，設(shè)計并搭建了投放試驗平臺、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及影像記錄系統(tǒng)等對氣囊進(jìn)行著陸沖擊試驗。試驗得出沖擊條件下氣囊的緩沖性能，并利用試驗所測得的載荷加速度及氣囊內(nèi)壓數(shù)據(jù)對影響氣囊緩沖特性的著陸速度、氣囊排氣口面積、地面環(huán)境等因素進(jìn)行了分析。本研究為無人機氣囊緩沖系統(tǒng)的設(shè)計提供了依據(jù)，得到定量和定性的分析為氣囊的后續(xù)優(yōu)化改進(jìn)積累了經(jīng)驗。

1 著陸緩沖過程

對于采用降落傘–氣囊進(jìn)行回收的無人機，其回收過程分為兩個階段。第一階段為傘降減速階段：利用降落傘將發(fā)動機關(guān)機后仍具有較大速度的無人機迅速減速至6~9m/s左右，并以該速度進(jìn)行穩(wěn)降；第二階段為緩沖著陸階段：利用緩沖氣囊將第一階段的剩余速度繼續(xù)減小，最終平穩(wěn)的回收無人機。無人機的著陸緩沖過程如圖1所示。

圖1 回收過程Fig.1 Recovery process

若無人機以第一階段后的剩余速度直接觸地，其瞬間過載仍然較大，會破壞無人機內(nèi)部的器件設(shè)備。緩沖氣囊按充氣方式的不同可分為自帶氣源式氣囊與自充氣式氣囊兩種。自充氣式氣囊在其底部有一開口，下落過程中大氣從開口進(jìn)入囊體從而實現(xiàn)氣囊的充氣，該種充氣方式相對簡單且對無人機的要求低，但對外界環(huán)境的依賴性較大，在高原氣壓較低地區(qū)會出現(xiàn)充氣不足的現(xiàn)象。而自帶氣源式氣囊是封閉式氣囊，利用無人機攜帶的氣瓶或氣體發(fā)生器給氣囊沖氣，氣源雖然會給無人機的設(shè)計增加多余的質(zhì)量和體積要求，但其工作較為穩(wěn)定，在氣體充足情況下能使氣囊達(dá)到設(shè)計狀態(tài)。因此考慮到無人機的回收要求，本文采用自帶氣源式氣囊，并且為了增加緩沖著陸過程中氣囊的側(cè)向穩(wěn)定性，將氣囊底部橫向長度加寬，使氣囊為梯臺型。

2 試驗?zāi)Ｐ汀⒃O(shè)備與方案

試驗?zāi)Ｐ唾|(zhì)量為150kg。為探究所設(shè)計氣囊的緩沖性能，本文對無人機回收過程第二階段的緩沖著陸階段進(jìn)行投放試驗。利用投放平臺將無人機–氣囊系統(tǒng)提升至不同高度釋放以達(dá)到指定的著陸速度，測量試驗過程中氣囊內(nèi)部的壓力及無人機的過載以分析氣囊的緩沖性能。

圖2 投放平臺Fig.2 Delivery platform

2.1 氣囊模型

試驗所用氣囊一共有3組共6個氣囊，氣囊排氣口位于氣囊的兩側(cè)，根據(jù)仿真計算結(jié)果選擇排氣口直徑較合適的氣囊，直徑分別為70mm、75mm、80mm。氣囊為封閉式氣囊，充氣前須將密封膜用細(xì)繩固定在金屬排氣口上，防止充氣過程中氣囊漏氣。充氣口位于氣囊頂部中心位置，為直徑20mm標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)螺紋金屬孔，充氣完畢后，將壓力傳感器與充氣口連接。

氣囊材料選用錦絲，其密度較小、強度高、折疊性好且價格便宜，但缺點是氣密性較差。因此為了保證氣囊整體的氣密性，試驗氣囊采用內(nèi)外雙囊的形式，即在外層織布內(nèi)加一層PE膜，該膜密封性好，在排氣口處通過高強度固體膠與金屬排氣口粘連。

2.2 試驗設(shè)備

（1）投放平臺

氣囊緩沖系統(tǒng)的地面模擬試驗主要在自行設(shè)計研制的投放平臺上完成，如圖2所示，試驗投放平臺由可移動門型桁架、升降電機、桁架吊鉤、機械脫鉤、吊繩及緩沖系統(tǒng)等組成。

桁架為自行設(shè)計可移動式門字形鋼架，頂部橫梁距離地面高度5m，為整個緩沖系統(tǒng)提供足夠的初始下墜高度，桁架自身掛鉤及鎖鏈最小長度約為30cm，能滿足0~9.6m/s的釋放速度要求。桁架頂端帶有升降電機，可根據(jù)試驗所要求的不同落速來調(diào)整氣囊緩沖系統(tǒng)的投放高度。

圖3 機械脫離裝置Fig.3 Releasing equipment

機械脫離裝置如圖3所示，機械式脫離鎖結(jié)構(gòu)簡單，使用方便，通過保險銷來鎖住鉤環(huán)，試驗中通過連接在保險銷上的細(xì)繩將保險銷拔出，脫離鎖解鎖，釋放緩沖系統(tǒng)。

（2）數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)采系統(tǒng)由加速度傳感器、壓力傳感器、傳感器導(dǎo)線、24V恒流電源、NI壓力采集板卡、NI數(shù)據(jù)存儲分析單元組成，其具體參數(shù)由表1所示。加速度傳感器共有4組，粘連在無人機的前后及左右兩側(cè)；兩組壓力傳感器分別安裝在兩個氣囊的頂部，并通過導(dǎo)線與數(shù)據(jù)分析單元連接；數(shù)據(jù)分析單元采用NI測量系統(tǒng)，利用商業(yè)軟件Signal Express對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理，試驗中壓力及加速度數(shù)據(jù)取各傳感器數(shù)據(jù)的平均值。

表1 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)單元Tab.1 Data Acquisition System Unit

（3）影像記錄系統(tǒng)

高速攝影儀選用PCD公司DIMAX系列，設(shè)置攝影儀幀數(shù)為1 280，曝光時間0.5ms，延遲時間0.1μs。利用高速攝影機的幀數(shù)可粗略計算下落過程中任一位置的速度，而且高速攝影儀能清晰的拍攝下氣囊觸地后壓縮、排氣口密封膜沖破、模型減速到模型靜止的整個過程。根據(jù)影像可分析緩沖過程中氣囊及模型的狀態(tài)，并與傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析，進(jìn)而能更加清晰的了解氣囊作用過程。

2.3 試驗方案

為了驗證氣囊的緩沖特性，探究不同著陸速度、排氣口大小、地面環(huán)境對氣囊緩沖性能的影響。設(shè)計了6、7、8、9m/s共4個著陸速度；通過理論設(shè)計及仿真分析確定了較為合適的三種排氣口尺寸，其排氣口直徑分別為70、75、80mm；為了探究氣囊在不同地面條件下的緩沖性能是否有所不同，還設(shè)計了硬地與沙地兩種試驗狀態(tài)，其中硬地為剛度較大的水泥地面，沙地由約為10cm厚的沙袋平鋪在水泥地面而成。

首先將充氣完成的氣囊安裝在無人機的底部并起吊至指定高度，當(dāng)試驗開始指令下達(dá)后，機械脫離裝置保險銷拉出解鎖，試驗系統(tǒng)做自由落體運動，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及影像記錄系統(tǒng)同時開始運行。圖4給出了工況5高速攝影儀所拍下的試驗過程。在0ms時刻氣囊觸地壓縮，氣囊壓力急劇增加；在30ms時刻后氣囊爆破膜沖破，氣囊通過排氣口開始排氣；在排氣的過程中，氣囊對無人機模型有一個緩沖作用，最后在620ms時刻模型觸地靜止，緩沖過程結(jié)束。

圖4 試驗氣囊緩沖過程Fig.4 Cushioning process of airbag

試驗結(jié)束后處理并存儲試驗數(shù)據(jù)，但因設(shè)備原因，所測得試驗數(shù)據(jù)通常夾雜著噪聲信號，會一定程度上影響數(shù)據(jù)的分析。因此在數(shù)據(jù)處理中需要對過載及氣囊內(nèi)壓數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波，參考相關(guān)文獻(xiàn)后[21]，采用截止頻率為30Hz的低通濾波器對數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理。

3 試驗結(jié)果分析

試驗結(jié)果如表2所示，包含了試驗主要設(shè)計狀態(tài)，針對表中試驗結(jié)果對氣囊的緩沖性能進(jìn)行分析。

表2 緩沖氣囊試驗結(jié)果Tab.2 Test results of cushion airbag

（1）著陸速度對氣囊緩沖性能影響

根據(jù)試驗條件，開展了4組不同著陸速度的試驗，試驗采用排氣口直徑為75mm的氣囊，工況1~4的試驗結(jié)果如圖5所示。

圖5 著陸初速度對氣囊緩沖性能的影響Fig.5 Effect of initial landing speed on airbag cushioning performance

從圖5可知，隨著著陸速度的增加，緩沖氣囊的內(nèi)壓峰值與過載峰值均增加，且增加的幅值較為明顯，說明了著陸速度是著陸緩沖過程的關(guān)鍵參數(shù)。氣囊在著陸緩沖過程中把動能及勢能以壓縮氣體的形式轉(zhuǎn)換成熱能等其他形式的能量。此過程中勢能可近似等效為彈簧壓縮變形，阻尼等效為熱能及其他能量，即把氣囊簡化為由彈簧和阻尼組成的裝置。由文獻(xiàn)[22]中的相關(guān)理論公式可知，當(dāng)排氣口面積固定時，著陸速度與阻尼是成正比的。因此著陸速度的大小影響著回收系統(tǒng)的整個過程，當(dāng)排氣口面積不變時，速度越大，對緩沖氣囊的沖擊能越大，氣囊等效模型的阻尼越大，使氣囊內(nèi)部壓力更大，過載也會更高。

試驗所要求的無人機最大允許過載為20gn，在不同著陸速度下，工況1、2、3所測得的過載峰值均未超過最大允許過載；而在工況4著陸速度為9m/s的狀態(tài)下，試驗所測得最大過載為21gn，超過了無人機所允許的最大過載?？紤]到速度達(dá)到9m/s時過載超出范圍較小，因此針對本次試驗無人機所設(shè)計氣囊，其最大著陸速度應(yīng)盡量控制在8m/s左右，才能保證無人機的安全回收。

（2）排氣口面積對氣囊緩沖性能影響

緩沖系統(tǒng)著陸速度為8m/s，所用緩沖氣囊排氣口有三種，工況3、5、6分別使用了內(nèi)環(huán)直徑為80、75、70mm的三種排氣口。

圖6 為三種排氣口氣囊所測得的氣囊內(nèi)壓與無人機過載。從圖6中可看出不同排氣口直徑所得到的氣囊內(nèi)壓與過載不同，在一定范圍內(nèi)，排氣口直徑越小，氣囊內(nèi)部的壓力峰值越大，氣囊壓縮行程越長，整個階段儲存的沖擊能量越多，過載越大。綜合比較可知直徑80mm排氣口緩沖性能最好。

圖6 不同排氣口大小對氣囊緩沖性能的影響Fig.6 Effect of different exhaust port sizes on airbag cushioning performance

由氣囊內(nèi)壓曲線圖6（a）可知，氣囊初始內(nèi)壓為一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓（≈0.1MPa）左右，氣囊觸地開始壓縮，模型開始減速，氣囊內(nèi)壓增加并作用于囊體及排氣口密封膜。因密封膜厚度遠(yuǎn)小于氣囊內(nèi)囊厚度，當(dāng)氣囊內(nèi)壓急劇增加超過密封膜所能承受的極限值時，密封膜被沖破，氣囊開始排氣，模型在緩沖過程中繼續(xù)快速壓縮氣囊，速度迅速減小。當(dāng)速度減小最快時，可以從圖6（b）過載曲線圖中得出其沖擊峰值過載，過載曲線中還出現(xiàn)第二個過載峰值，這是由于所設(shè)計氣囊緩沖高度較高，在第一次緩沖結(jié)束后氣囊仍然有足夠的剩余高度，在重力作用下再次下落壓縮氣囊，使得氣囊對模型有了二次緩沖的作用。且其出現(xiàn)的時間與排氣口直徑有關(guān)系，排氣口直徑越大，氣囊泄壓速度越快，緩沖過程時間越短，因此二次緩沖時間越早。

試驗結(jié)果驗證了由理論設(shè)計及仿真所得出的氣囊排氣口直徑具有一定的合理性，排氣口直徑80mm與75mm的氣囊緩沖性能都在允許范圍內(nèi)；而排氣口直徑70mm氣囊所測得過載超過了無人機的最大允許過載。

（3）不同地面條件對氣囊緩沖性能影響

回收環(huán)境也是可能影響著陸緩沖性能的一個方面，在飛行器的實際回收過程中，地面環(huán)境是多變的，因此為了驗證回收地面環(huán)境對于試驗系統(tǒng)的影響，試驗工況采用了硬地和沙地兩種狀態(tài)。

工況3、7的試驗數(shù)據(jù)見圖7。由圖7可知，排除傳感器測量與數(shù)據(jù)處理的誤差后，從數(shù)據(jù)曲線中看出硬地狀態(tài)和沙地狀態(tài)對氣囊的緩沖過程影響區(qū)別較小，因為對于氣囊來說，主要影響其緩沖性能的有著陸速度和排氣面積等因素，而相對簡單的平整硬地與沙地對于氣囊緩沖來說區(qū)別不大，在更為復(fù)雜的環(huán)境，如斜坡、水面等環(huán)境下的影響可能更為顯著。在本次試驗中，硬地與沙地的區(qū)別在于模型觸地后，由于沙地較為松軟，因此模型輕微的震動后很快恢復(fù)靜止?fàn)顟B(tài)，而在硬地上，由于地面剛度較大，模型觸地會引起劇烈的震動。從過載曲線可以明顯的觀察到硬地狀態(tài)下模型觸地后，因地面剛度較大而引起的過載曲線振蕩。

圖7 不同地面條件對氣囊緩沖性能影響Fig.7 Effect of different ground on airbag cushioning performance

上述結(jié)論是在有限的試驗場地下所得出的，考慮到試驗所用沙地為沙袋鋪置成，且氣囊底部與回收地面的接觸面積大，在高速短暫的沖擊下，沙地與硬地的沖擊性能表現(xiàn)差別不大。因此為了驗證試驗結(jié)論，本文在試驗基礎(chǔ)上增加了簡單的數(shù)值仿真來模擬試驗狀態(tài)，以探究不同的地面條件對于氣囊緩沖性能的影響。

通過對試驗?zāi)Ｐ偷慕?，對回收地面模型進(jìn)行設(shè)置。硬地采用全約束的剛性壁面模擬；因試驗條件有限，對于沙地力學(xué)性能參數(shù)的測量較為困難，采用表層土壤模型[23]來代替沙地狀態(tài)仿真。表3給出了回收地面的基本參數(shù)。

表3 回收地面基本參數(shù)Tab.3 Mechanical parameters of recovered ground

仿真結(jié)果如圖8所示?；厥盏孛鏋橛驳貢r，過載為16.7gn；而為土壤時，過載為14.8gn，硬地與土壤有約為11%的差異。這表明不同的地面條件，對氣囊緩沖性能是有影響的，影響程度取決于地面的性能參數(shù)。對于較為松軟的土壤，其緩沖效果要明顯優(yōu)于硬地。而本文試驗由于地面條件的變化較小最終導(dǎo)致了沙地與硬地試驗結(jié)果近似。

圖8 不同回收地面無人機過載值Fig.8 Overload value of drones for different recycling grounds

4 結(jié)束語

本文設(shè)計并建立了用于氣囊緩沖性能測試的投放試驗平臺，通過所構(gòu)建的投放試驗平臺進(jìn)行了各種典型工況的緩沖系統(tǒng)投放試驗，并對影響氣囊緩沖性能的各種因素進(jìn)行了試驗研究，試驗結(jié)果表明：

1）著陸速度是影響氣囊緩沖性能的關(guān)鍵因素。隨著著陸初速度的增加，氣囊緩沖過程的過載峰值和氣囊內(nèi)的最大壓力均會增加，因此在回收中應(yīng)控制好系統(tǒng)的著陸速度。而對于本次試驗所選擇的氣囊，無人機的回收最大著陸速度應(yīng)在8m/s左右，否則無人機回收安全性得不到保障，氣囊的緩沖作用會很大程度上降低。

2）排氣口面積是影響氣囊緩沖性能的關(guān)鍵因素。在一定范圍內(nèi)排氣口面積增大，氣囊受壓后其泄壓速度越快，試驗?zāi)Ｐ偷姆逯颠^載越低。排氣面積過小，泄壓速度跟不上氣囊壓縮程度，會引起試驗?zāi)Ｐ头磸棾^最大允許過載。因此合理設(shè)計氣囊的排氣口大小對于氣囊的緩沖性能起著重要作用。對于本文選擇的氣囊，根據(jù)試驗結(jié)果排氣口直徑為80mm的氣囊緩沖性能較好，但排氣口直徑選取范圍較窄，排氣口直徑超過80mm的緩沖效果可能更好。這同時也說明了在試驗時，對于關(guān)鍵參數(shù)的選取范圍應(yīng)更寬，才能更好的分析氣囊的緩沖性能。

3）回收地面環(huán)境對于氣囊緩沖性能也有影響。因地面條件差異較小，試驗結(jié)果并不明顯，但結(jié)合仿真可以得出不同地面環(huán)境下氣囊的緩沖效果也不同。因此在氣囊的設(shè)計過程中，應(yīng)考慮到地面環(huán)境對氣囊的影響，提高氣囊的設(shè)計強度。同時，在對飛行器進(jìn)行回收時，選擇較為松軟的場地進(jìn)行回收。