風場作用下囊艙組合體相對姿態仿真研究

隋蓉 高樹義 盧齊躍

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風場作用下囊艙組合體相對姿態仿真研究

隋蓉1,2高樹義1盧齊躍1

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）（2 北京市航空智能遙感裝備工程技術研究中心，北京 100094）

對于使用緩沖氣囊的返回艙，著陸姿態是影響返回艙實現預期緩沖效果的重要因素。在降落傘-返回艙組合體的降落過程中，返回艙的著陸姿態經常不理想，而加入氣囊后降落傘-返回艙-氣囊組合體相對于降落傘-返回艙組合體來講著陸姿態更易受擾動，此時對囊艙組合體運動姿態的研究十分必要。為了研究風場對囊艙組合體運動姿態的影響，文章以帶有自吸式氣囊的回收系統作為研究對象，采用Hyperwork及LS_DYNA軟件，對基于流固耦合方法氣囊充氣狀態及囊艙組合體風場作用下的運動特性進行了分析，計算了不同工況下囊艙組合體的相對姿態，分析了可能影響囊艙組合體相對姿態的因素。結果表明，氣囊內壓與風速會對囊艙組合體的相對姿態產生不同程度的影響：風速越大氣囊擺角越大；增加氣囊內壓會降低氣囊的擺角，提高氣囊的穩定性。

著陸姿態 緩沖氣囊 風場 流固耦合 航天返回

0 引言

由于降落傘的質量和體積受到限制，返回式航天器經過降落傘減速后，通常其著陸速度不能達到軟著陸的要求，為了將著陸沖擊過載限制在工程設計范圍之內，還需要通過著陸緩沖裝置實現安全著陸[1]，緩沖氣囊作為飛行器和空投著陸緩沖系統常用的一種緩沖方式已經開始應用在我國的航天器回收系統中。

返回艙的著陸姿態是影響返回艙安全著陸的重要因素。在降落傘-返回艙組合體的降落過程中，返回艙的著陸姿態經常不理想，國內外許多學者對返回艙著陸姿態的相關問題做過研究[2-6]。而當加入氣囊后，降落傘-返回艙-氣囊組合體相對于降落傘-返回艙組合體著陸姿態更易受擾動，著陸姿態更不明確。本文研究的返回艙配置了一個大型墊狀自吸式緩沖氣囊，它的著陸姿態角作為緩沖氣囊緩沖過程的一個初始條件對氣囊緩沖效果的影響很大[7-9]，囊艙組合體如果沒有以一個合理的姿態著陸有可能發生側翻或者受到較大的沖擊過載，因此氣囊相對返回艙有無姿態的偏移對整個著陸緩沖系統的安全性與有效性有重要的影響。

影響囊艙組合體運動姿態的因素很多，例如風場、降落傘的傘型、囊艙組合體的質量等，本文主要研究了風場對囊艙組合體姿態的影響。囊艙組合體中的氣囊為柔性織物材料，容易產生變形，風場為流體，因此研究內容可以概括為柔性充氣結構的流固耦合問題。在求解柔性大變形物體的流固耦合數值計算方法中，常用LS_DYNA軟件中的任意拉格朗日-歐拉（Arbitrary Lagrangeian-Eulerian，ALE）方法求解降落傘的開傘過程[10-11]、氣囊的充氣展開過程[12]、柔性翼的氣動計算[13]。在對平流層飛艇的流固耦合計算中，常采用FLUENT與ABAQUS結合的非線性動態流體-結構交錯積分耦合法[14-16]。ALE方法是目前求解流固耦合問題最常使用的一種方法，其數值求解結果的準確性已在許多仿真算例中得到了驗證[10-13]。ALE方法具有操作方便、針對低速流場的流固耦合問題求解精度高的優點。為了得到囊艙組合體姿態在風場中的變化，選取Hyperwork軟件做仿真前處理，采用LS_DYNA軟件中的ALE方法進行充氣結構的流固耦合仿真計算，得到了不同工況條件下囊艙組合體在風場中的姿態變化。

1 仿真計算

1.1 ALE方法

ALE方法在求解流固耦合問題時，針對結構邊界運動的處理具有Lagrange方法的特點，能夠有效跟蹤物質結構邊界的運動；在流體網格的劃分上具有Euler方法的特點，流體網格獨立于物質結構而存在，但流體網格可以根據定義的參數在求解中調整位置，以致網格不會產生大的變形。

在ALE方法的描述中，假設用表示物質結構的速度，表示流體網格速度，則定義相對速度=-。在Lagrange和Euler坐標系之外的任意參考坐標系中，與參考坐標系相關的物質微商可以寫為

式中為Lagrange坐標；為Euler坐標；為相對速度；為時間

ALE方法的求解滿足質量守恒、動量守恒和能量守恒，其控制方程采用式（1）的形式可表示為

式中為密度；為應力張量；為體積力；為內能。

在LS_DYNA軟件中通過*CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID關鍵字來定義流固耦合關系，定義流場單元為主面，囊艙組合體結構為從面，耦合約束方法采用罰函數法耦合系數，以實現力學參數從固體結構到流體單元的傳遞，界面接觸耦合力為

式中為從面的穿透深度；為主面的剛度系數。

1.2 控制體積法

本文在求解氣囊的流固耦合問題時不考慮氣囊內氣體的內外界交換，并假設氣囊內部氣體壓強均勻分布，因此對氣囊充氣狀態采用控制體積法進行設置，氣囊內部氣體的壓強與體積的關系為

2 仿真模型的建立

仿真模型以采用自吸式氣囊實現著陸緩沖的返回艙為基礎，由于不研究氣囊的展開充氣與排氣過程，囊艙仿真模型未考慮蒙皮的空氣進氣口與排氣口結構。本文采用ProE軟件建立囊艙組合體及流場的幾何模型。

2.1 囊艙組合體模型參數

由于不考慮氣囊的折疊展開過程，為提高計算效率，對囊艙組合體的展開狀態進行建模，囊艙組合體模型如圖1（a）所示。模型中自吸式氣囊包含骨架氣囊與蒙皮氣囊兩部分結構，如圖1（b）所示。骨架氣囊利用自身攜帶的氣源裝置充氣展開并將蒙皮支撐成型，蒙皮氣囊底部設有空氣進氣口，能在下降過程中利用大氣中的氣體給自己充氣。骨架氣囊的氣體狀態通過*AIRBAG_SIMPLE_PRESSURE_ VOLUME卡片進行控制，充氣后的骨架氣囊應力分布如圖1（c）所示。氣囊材料為柔性織物材料，蒙皮氣囊與骨架氣囊的厚度均為0.38mm，密度為7.3694×10–7kg/mm3，彈性模量為9.8GPa。返回艙設置為剛體屬性。氣囊與返回艙通過網格共結節點的方式實現固連，如圖2（a）所示。氣囊骨架結構與蒙皮結構同樣采用網格共結點的方式實現固連，如圖2（b）所示。通過設置骨架氣囊與蒙皮的接觸形式，可防止計算中出現骨架氣囊與蒙皮的穿透現象。

圖2 網格共結點示意

2.2 流場模型參數

考慮到流固耦合仿真的需要及計算機的計算能力，并盡可能模擬真實環境，流場域選定為長方體，共包含流場底部入口、流場出口、側風來流入口，側風出口，流場壁面和中心試驗區六大部分。流場域幾何參數如表1所示，幾何模型與網格模型如圖3所示。根據參考文獻[10-11]中降落傘流固耦合分析流場的網格劃分，綜合計算效率與計算精度，選定流場網格數量約31萬。

表1 流場域參數

Tab.1 The Parameter of the Fluid Domain

圖3 流場域幾何建模示意圖

流場域的入口通過*BOUNDARY_PRESCRIBED_MOTION_SET完成入口強制對流速度的設定，出口通過*BOUNDARY_NON_REFLECTING完成無反射邊界條件設定，流場域壁面滿足無滑移邊界條件，中心試驗區流場狀態參數通過*EOS_LINEAR_POLYNOMIAL來定義，滿足理想氣體狀態方程。

2.3 仿真工況參數

為了分析影響囊艙組合體姿態的因素，以氣囊的可控參數骨架氣囊內壓、蒙皮氣囊內壓以及外界條件參數底部來流速度、側風來流速度為變量設計了共8種仿真工況，見表2，并將8種工況分成4組，見表3。通過四組工況的結果比較，可以分別得出側風來流速度、底部來流速度、蒙皮內壓、骨架氣囊內壓對囊艙組合體姿態的影響。

表2 仿真工況參數

Tab.2 The parameter of the working conditions

表3 工況分組

Tab.3 The group of the working conditions

3 仿真結果與分析

將Hyperwork前處理得到的k文件提交至LS_DYNA進行求解，仿真結果采用LS-PrePost軟件進行后處理。本節對氣囊相對擺角、模型狀態與姿態影響因素進行分析。

3.1 氣囊擺角時域曲線分析

定義氣囊軸線與返回艙軸線的夾角為氣囊擺角，得到8種工況下擺角與時間的關系曲線，如圖4所示。可以看出，氣囊在風場作用的初始時刻會產生擺動的現象。工況1與工況2的關系曲線相似；工況3與工況8的曲線相似，擺動現象較弱；工況4、5、6、7的曲線相似，氣囊的擺動時間較長。結合各工況的參數表可以發現，氣囊的擺動現象與蒙皮的內壓有很大的關系，當蒙皮內壓值較小的時候，氣囊在風場的作用下會出現較為明顯的擺動現象。擺動現象會因為蒙皮內壓的增大而變弱。

其中工況7的氣囊姿態隨時間的變化如圖5所示，在0.1s時氣囊的擺角最大，氣囊的偏移最劇烈，隨后在0.15s時氣囊擺角趨于0°，0.22s氣囊擺角達到第二個峰值，0.5s后氣囊的擺角趨于穩定值。

3.2 囊艙組合體在風場中的穩定狀態

8種工況計算穩定狀態時的模型如圖6所示，可以看到，工況1與工況2的蒙皮氣囊內外壓差為0，在風場作用下能看到蒙皮有明顯的凹陷。工況3與工況8下蒙皮氣囊均設置了0.1MPa的壓差，充氣后氣囊形狀飽滿，其擺角受風場的影響非常小，在20m/s的側風下氣囊的擺角仍很小，處于一個姿態很穩定的狀態；然而蒙皮的內壓變大，氣囊沿高度方向的尺寸會增大，可能會影響氣囊著陸緩沖時的穩定性；且由于內部骨架氣囊的存在，自吸式氣囊的外形狀態呈橢球性，此時骨架氣囊會由于擠壓產生變形。工況8的骨架氣囊應力分布如圖7所示，骨架氣囊與蒙皮接觸的區域以及骨架氣囊圓管連接處會產生應力集中。工況4、5、6、7的模型狀態介于工況1、2與工況3、8之間。

圖6 囊艙組合體計算穩定狀態的模型示意

3.3 囊艙組合體姿態影響因素分析

圖8為氣囊擺角比較的柱狀圖，通過四組工況的結果比較，可以分別得出側風來流速度、底部來流速度、蒙皮內壓、骨架氣囊內壓對囊艙組合體姿態的影響。

第一組分析側風風速對擺角影響，如圖8（a）所示：工況1與工況2為蒙皮不填充氣體的狀態，此時氣囊擺角對風場的速度比較敏感，容易受到側風的作用產生較大的擺角。工況1中側風7m/s的情況下氣囊擺角穩定值在5.5°左右，工況2中側風風速10m/s的情況下氣囊擺角穩定值在7.8°左右。工況3與工況8中，蒙皮氣囊內壓較大，氣囊姿態受側風的干擾影響很小，但擺角的仿真結果同樣顯示氣囊擺角隨著側風來流速度的變大而變大。這是由于氣囊所受側風來流動壓與來流速度的平方成正比，風速越大，作用在氣囊上的動壓載荷越大，氣囊的變形也就越明顯。

第二組分析底部來流速度對擺角影響，如圖8（b）所示：工況4底部來流速度為6m/s，工況5底部來流速度為3m/s，兩者擺角相差只有0.3°，在氣囊展開后的囊艙組合體降落過程中下降速度一般不會超過6m/s，從仿真結果看在此速度范圍內底部來流速度對擺角的影響非常小，相比較而言，氣囊的姿態受到側風風速的影響比較大。

圖8 四組工況氣囊擺角比較

第三組分析蒙皮內壓對擺角影響，如圖8（c）所示：工況2、工況4、工況7與工況3的蒙皮氣囊所受內外壓差依次增大，分別為0MPa、0.01MPa、0.02MPa，0.1MPa，在同樣的風場作用下，氣囊擺角分別為7.8°、6.4°、3.7°、1.4°，氣囊擺角隨外側氣囊內壓值的增大而變小，外側氣囊內壓對擺角影響顯著，說明外側氣囊內壓的提升能明顯增大氣囊整體的剛度，使氣囊抵抗變形的能力變強，在相同的載荷下產生的變形變小，因此氣囊的姿態也就越穩定。

第四組分析骨架氣囊內壓對擺角影響，如圖8（d）所示：工況4中骨架氣囊內壓為0.2MPa,氣囊擺角約為6.4°；而工況6骨架氣囊內壓為0.4MPa，氣囊擺角約5.4°，相比較工況4只減小了1°，說明氣囊擺角會隨著骨架內壓的增大而變小，但是與蒙皮內壓對氣囊姿態的影響相比，骨架內壓對氣囊姿態的影響較小。

4 結束語

本文用ProE建立囊艙組合體及流場的幾何模型，用Hyperwork軟件進行前處理設置，用LS_DYNA軟件的ALE方法對囊艙組合體在風場作用下的流固耦合過程進行求解，通過計算發現，風場的作用會使囊艙組合中氣囊相對返回艙發生姿態的偏移，這種姿態的變化會影響氣囊著陸緩沖過程的輸入條件。通過研究仿真模型中有關參數對囊艙組合體姿態的影響，得到如下結論：

1）氣囊擺角隨著側風來流速度的變大而變大，而底部來流速度對擺角的影響小；

2）增大骨架氣囊與蒙皮氣囊的內壓值均會降低氣囊的擺角，提高氣囊的姿態穩定性，蒙皮氣囊的內壓值對氣囊姿態的穩定性影響更大。

本文僅利用流固耦合方法對囊艙組合體的姿態進行了初步的仿真研究，后續可通過試驗來對仿真結果做進一步的驗證與優化。在流固耦合仿真計算中，將風場簡化為流體做恒定方向、恒定速度的運動，而實際的風場環境是隨機多變的，在未來的工作中，可以開展復雜風場下的流固耦合仿真計算，結合物傘系統的運動得到囊艙組合體在整個回收系統中的姿態變化。

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（編輯：王麗霞）

Simulation Research on the Relative Attitude of Cushioning Airbag and Capsule in Wind Field

SUI Rong1,2GAOShuyi1LU Qiyue1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Engineering Technology Research Center of Aerial Intelligent Remote Sensing Equiment, Beijing 100094, China）

The landing attitude of return capsule with cushioning airbag is the main factor which affects achieving the expected buffering effect. During the landing process of parachute and return capsule, the attitude of return capsule is often unsatisfactory. After the addition of the cushioning airbag, the attitude of capsule and cushioning airbag is more susceptible to disturbance. So it is necessary to study the attitude of capsule and cushioning airbag assembly. This paper mainly studies the influence of wind field on the attitude of capsule and airbag assembly among lots of disturbing factors, which is relative with the attitude of capsule and cushioning airbag assembly. In this paper, the recovery system with self-priming airbag was used as the research object, and the analysis of fluid structure interaction and airbag inflation state were carried out by using Hyper work and LS_DYNA. The relative attitude of capsule and cushioning airbag assembly under different working conditions were calculated and the factors could influence the attitude were analyzed. The simulation result suggests that the pressure in the airbag and the wind speed affect the attitude differently. The oscillation angle of the cushioning airbag will increase with the increase of wind speed. Increasing the pressure of airbag can reduce airbag swing angle and improve airbag stability.

landing attitude; cushioning airbag; wind field; fluid structure interaction; spacecraft recovery

V445

A

1009-8518(2018)01-0019-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.01.003

隋蓉，女，1993年生，2015年獲南京航空航天大學飛行器設計與工程專業學士學位，現在中國空間技術研究院飛行器設計專業攻讀碩士學位。研究方向為航天器返回與著陸。E-mail: suirong2011@qq.com。

2017-11-15

國家重大科技專項工程