风场作用下囊舱组合体相对姿态仿真研究

隋蓉 高树义 卢齐跃



风场作用下囊舱组合体相对姿态仿真研究

隋蓉1,2高树义1卢齐跃1

（1 北京空间机电研究所，北京 100094）（2 北京市航空智能遥感装备工程技术研究中心，北京 100094）

对于使用缓冲气囊的返回舱，着陆姿态是影响返回舱实现预期缓冲效果的重要因素。在降落伞-返回舱组合体的降落过程中，返回舱的着陆姿态经常不理想，而加入气囊后降落伞-返回舱-气囊组合体相对于降落伞-返回舱组合体来讲着陆姿态更易受扰动，此时对囊舱组合体运动姿态的研究十分必要。为了研究风场对囊舱组合体运动姿态的影响，文章以带有自吸式气囊的回收系统作为研究对象，采用Hyperwork及LS_DYNA软件，对基于流固耦合方法气囊充气状态及囊舱组合体风场作用下的运动特性进行了分析，计算了不同工况下囊舱组合体的相对姿态，分析了可能影响囊舱组合体相对姿态的因素。结果表明，气囊内压与风速会对囊舱组合体的相对姿态产生不同程度的影响：风速越大气囊摆角越大；增加气囊内压会降低气囊的摆角，提高气囊的稳定性。

着陆姿态 缓冲气囊 风场 流固耦合 航天返回

0 引言

由于降落伞的质量和体积受到限制，返回式航天器经过降落伞减速后，通常其着陆速度不能达到软着陆的要求，为了将着陆冲击过载限制在工程设计范围之内，还需要通过着陆缓冲装置实现安全着陆[1]，缓冲气囊作为飞行器和空投着陆缓冲系统常用的一种缓冲方式已经开始应用在我国的航天器回收系统中。

返回舱的着陆姿态是影响返回舱安全着陆的重要因素。在降落伞-返回舱组合体的降落过程中，返回舱的着陆姿态经常不理想，国内外许多学者对返回舱着陆姿态的相关问题做过研究[2-6]。而当加入气囊后，降落伞-返回舱-气囊组合体相对于降落伞-返回舱组合体着陆姿态更易受扰动，着陆姿态更不明确。本文研究的返回舱配置了一个大型垫状自吸式缓冲气囊，它的着陆姿态角作为缓冲气囊缓冲过程的一个初始条件对气囊缓冲效果的影响很大[7-9]，囊舱组合体如果没有以一个合理的姿态着陆有可能发生侧翻或者受到较大的冲击过载，因此气囊相对返回舱有无姿态的偏移对整个着陆缓冲系统的安全性与有效性有重要的影响。

影响囊舱组合体运动姿态的因素很多，例如风场、降落伞的伞型、囊舱组合体的质量等，本文主要研究了风场对囊舱组合体姿态的影响。囊舱组合体中的气囊为柔性织物材料，容易产生变形，风场为流体，因此研究内容可以概括为柔性充气结构的流固耦合问题。在求解柔性大变形物体的流固耦合数值计算方法中，常用LS_DYNA软件中的任意拉格朗日-欧拉（Arbitrary Lagrangeian-Eulerian，ALE）方法求解降落伞的开伞过程[10-11]、气囊的充气展开过程[12]、柔性翼的气动计算[13]。在对平流层飞艇的流固耦合计算中，常采用FLUENT与ABAQUS结合的非线性动态流体-结构交错积分耦合法[14-16]。ALE方法是目前求解流固耦合问题最常使用的一种方法，其数值求解结果的准确性已在许多仿真算例中得到了验证[10-13]。ALE方法具有操作方便、针对低速流场的流固耦合问题求解精度高的优点。为了得到囊舱组合体姿态在风场中的变化，选取Hyperwork软件做仿真前处理，采用LS_DYNA软件中的ALE方法进行充气结构的流固耦合仿真计算，得到了不同工况条件下囊舱组合体在风场中的姿态变化。

1 仿真计算

1.1 ALE方法

ALE方法在求解流固耦合问题时，针对结构边界运动的处理具有Lagrange方法的特点，能够有效跟踪物质结构边界的运动；在流体网格的划分上具有Euler方法的特点，流体网格独立于物质结构而存在，但流体网格可以根据定义的参数在求解中调整位置，以致网格不会产生大的变形。

在ALE方法的描述中，假设用表示物质结构的速度，表示流体网格速度，则定义相对速度=-。在Lagrange和Euler坐标系之外的任意参考坐标系中，与参考坐标系相关的物质微商可以写为

式中为Lagrange坐标；为Euler坐标；为相对速度；为时间

ALE方法的求解满足质量守恒、动量守恒和能量守恒，其控制方程采用式（1）的形式可表示为

式中为密度；为应力张量；为体积力；为内能。

在LS_DYNA软件中通过*CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID关键字来定义流固耦合关系，定义流场单元为主面，囊舱组合体结构为从面，耦合约束方法采用罚函数法耦合系数，以实现力学参数从固体结构到流体单元的传递，界面接触耦合力为

式中为从面的穿透深度；为主面的刚度系数。

1.2 控制体积法

本文在求解气囊的流固耦合问题时不考虑气囊内气体的内外界交换，并假设气囊内部气体压强均匀分布，因此对气囊充气状态采用控制体积法进行设置，气囊内部气体的压强与体积的关系为

2 仿真模型的建立

仿真模型以采用自吸式气囊实现着陆缓冲的返回舱为基础，由于不研究气囊的展开充气与排气过程，囊舱仿真模型未考虑蒙皮的空气进气口与排气口结构。本文采用ProE软件建立囊舱组合体及流场的几何模型。

2.1 囊舱组合体模型参数

由于不考虑气囊的折叠展开过程，为提高计算效率，对囊舱组合体的展开状态进行建模，囊舱组合体模型如图1（a）所示。模型中自吸式气囊包含骨架气囊与蒙皮气囊两部分结构，如图1（b）所示。骨架气囊利用自身携带的气源装置充气展开并将蒙皮支撑成型，蒙皮气囊底部设有空气进气口，能在下降过程中利用大气中的气体给自己充气。骨架气囊的气体状态通过*AIRBAG_SIMPLE_PRESSURE_ VOLUME卡片进行控制，充气后的骨架气囊应力分布如图1（c）所示。气囊材料为柔性织物材料，蒙皮气囊与骨架气囊的厚度均为0.38mm，密度为7.3694×10–7kg/mm3，弹性模量为9.8GPa。返回舱设置为刚体属性。气囊与返回舱通过网格共结节点的方式实现固连，如图2（a）所示。气囊骨架结构与蒙皮结构同样采用网格共结点的方式实现固连，如图2（b）所示。通过设置骨架气囊与蒙皮的接触形式，可防止计算中出现骨架气囊与蒙皮的穿透现象。

图2 网格共结点示意

2.2 流场模型参数

考虑到流固耦合仿真的需要及计算机的计算能力，并尽可能模拟真实环境，流场域选定为长方体，共包含流场底部入口、流场出口、侧风来流入口，侧风出口，流场壁面和中心试验区六大部分。流场域几何参数如表1所示，几何模型与网格模型如图3所示。根据参考文献[10-11]中降落伞流固耦合分析流场的网格划分，综合计算效率与计算精度，选定流场网格数量约31万。

表1 流场域参数

Tab.1 The Parameter of the Fluid Domain

图3 流场域几何建模示意图

流场域的入口通过*BOUNDARY_PRESCRIBED_MOTION_SET完成入口强制对流速度的设定，出口通过*BOUNDARY_NON_REFLECTING完成无反射边界条件设定，流场域壁面满足无滑移边界条件，中心试验区流场状态参数通过*EOS_LINEAR_POLYNOMIAL来定义，满足理想气体状态方程。

2.3 仿真工况参数

为了分析影响囊舱组合体姿态的因素，以气囊的可控参数骨架气囊内压、蒙皮气囊内压以及外界条件参数底部来流速度、侧风来流速度为变量设计了共8种仿真工况，见表2，并将8种工况分成4组，见表3。通过四组工况的结果比较，可以分别得出侧风来流速度、底部来流速度、蒙皮内压、骨架气囊内压对囊舱组合体姿态的影响。

表2 仿真工况参数

Tab.2 The parameter of the working conditions

表3 工况分组

Tab.3 The group of the working conditions

3 仿真结果与分析

将Hyperwork前处理得到的k文件提交至LS_DYNA进行求解，仿真结果采用LS-PrePost软件进行后处理。本节对气囊相对摆角、模型状态与姿态影响因素进行分析。

3.1 气囊摆角时域曲线分析

定义气囊轴线与返回舱轴线的夹角为气囊摆角，得到8种工况下摆角与时间的关系曲线，如图4所示。可以看出，气囊在风场作用的初始时刻会产生摆动的现象。工况1与工况2的关系曲线相似；工况3与工况8的曲线相似，摆动现象较弱；工况4、5、6、7的曲线相似，气囊的摆动时间较长。结合各工况的参数表可以发现，气囊的摆动现象与蒙皮的内压有很大的关系，当蒙皮内压值较小的时候，气囊在风场的作用下会出现较为明显的摆动现象。摆动现象会因为蒙皮内压的增大而变弱。

其中工况7的气囊姿态随时间的变化如图5所示，在0.1s时气囊的摆角最大，气囊的偏移最剧烈，随后在0.15s时气囊摆角趋于0°，0.22s气囊摆角达到第二个峰值，0.5s后气囊的摆角趋于稳定值。

3.2 囊舱组合体在风场中的稳定状态

8种工况计算稳定状态时的模型如图6所示，可以看到，工况1与工况2的蒙皮气囊内外压差为0，在风场作用下能看到蒙皮有明显的凹陷。工况3与工况8下蒙皮气囊均设置了0.1MPa的压差，充气后气囊形状饱满，其摆角受风场的影响非常小，在20m/s的侧风下气囊的摆角仍很小，处于一个姿态很稳定的状态；然而蒙皮的内压变大，气囊沿高度方向的尺寸会增大，可能会影响气囊着陆缓冲时的稳定性；且由于内部骨架气囊的存在，自吸式气囊的外形状态呈椭球性，此时骨架气囊会由于挤压产生变形。工况8的骨架气囊应力分布如图7所示，骨架气囊与蒙皮接触的区域以及骨架气囊圆管连接处会产生应力集中。工况4、5、6、7的模型状态介于工况1、2与工况3、8之间。

图6 囊舱组合体计算稳定状态的模型示意

3.3 囊舱组合体姿态影响因素分析

图8为气囊摆角比较的柱状图，通过四组工况的结果比较，可以分别得出侧风来流速度、底部来流速度、蒙皮内压、骨架气囊内压对囊舱组合体姿态的影响。

第一组分析侧风风速对摆角影响，如图8（a）所示：工况1与工况2为蒙皮不填充气体的状态，此时气囊摆角对风场的速度比较敏感，容易受到侧风的作用产生较大的摆角。工况1中侧风7m/s的情况下气囊摆角稳定值在5.5°左右，工况2中侧风风速10m/s的情况下气囊摆角稳定值在7.8°左右。工况3与工况8中，蒙皮气囊内压较大，气囊姿态受侧风的干扰影响很小，但摆角的仿真结果同样显示气囊摆角随着侧风来流速度的变大而变大。这是由于气囊所受侧风来流动压与来流速度的平方成正比，风速越大，作用在气囊上的动压载荷越大，气囊的变形也就越明显。

第二组分析底部来流速度对摆角影响，如图8（b）所示：工况4底部来流速度为6m/s，工况5底部来流速度为3m/s，两者摆角相差只有0.3°，在气囊展开后的囊舱组合体降落过程中下降速度一般不会超过6m/s，从仿真结果看在此速度范围内底部来流速度对摆角的影响非常小，相比较而言，气囊的姿态受到侧风风速的影响比较大。

图8 四组工况气囊摆角比较

第三组分析蒙皮内压对摆角影响，如图8（c）所示：工况2、工况4、工况7与工况3的蒙皮气囊所受内外压差依次增大，分别为0MPa、0.01MPa、0.02MPa，0.1MPa，在同样的风场作用下，气囊摆角分别为7.8°、6.4°、3.7°、1.4°，气囊摆角随外侧气囊内压值的增大而变小，外侧气囊内压对摆角影响显著，说明外侧气囊内压的提升能明显增大气囊整体的刚度，使气囊抵抗变形的能力变强，在相同的载荷下产生的变形变小，因此气囊的姿态也就越稳定。

第四组分析骨架气囊内压对摆角影响，如图8（d）所示：工况4中骨架气囊内压为0.2MPa,气囊摆角约为6.4°；而工况6骨架气囊内压为0.4MPa，气囊摆角约5.4°，相比较工况4只减小了1°，说明气囊摆角会随着骨架内压的增大而变小，但是与蒙皮内压对气囊姿态的影响相比，骨架内压对气囊姿态的影响较小。

4 结束语

本文用ProE建立囊舱组合体及流场的几何模型，用Hyperwork软件进行前处理设置，用LS_DYNA软件的ALE方法对囊舱组合体在风场作用下的流固耦合过程进行求解，通过计算发现，风场的作用会使囊舱组合中气囊相对返回舱发生姿态的偏移，这种姿态的变化会影响气囊着陆缓冲过程的输入条件。通过研究仿真模型中有关参数对囊舱组合体姿态的影响，得到如下结论：

1）气囊摆角随着侧风来流速度的变大而变大，而底部来流速度对摆角的影响小；

2）增大骨架气囊与蒙皮气囊的内压值均会降低气囊的摆角，提高气囊的姿态稳定性，蒙皮气囊的内压值对气囊姿态的稳定性影响更大。

本文仅利用流固耦合方法对囊舱组合体的姿态进行了初步的仿真研究，后续可通过试验来对仿真结果做进一步的验证与优化。在流固耦合仿真计算中，将风场简化为流体做恒定方向、恒定速度的运动，而实际的风场环境是随机多变的，在未来的工作中，可以开展复杂风场下的流固耦合仿真计算，结合物伞系统的运动得到囊舱组合体在整个回收系统中的姿态变化。

[1] 王希季. 航天器进入与返回技术(上下册)[M]. 北京: 中国宇航出版社, 1991. WANG Xiji. Technology of Spacecraft Entry/Reentry[M]. Beijing: Astronautics Publishing House, 1991. (in Chinese)

[2] 廖前芳, 程文科, 宋旭民, 等. 风场对舱-伞系统着陆姿态影响的仿真研究[J], 航天返回与遥感, 2005, 26(2): 6-10. LIAO Qianfang, CHENG Wenke, SONG Xumin, et al. The Simulation Study of Wind Influence on Attitude of Landing of Cabin-parachute Systems[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2005, 26(2): 6-10. (in Chinese)

[3] 刘敏, 荣伟, 王伟志. 蒙特卡洛方法在降落伞-返回舱系统中的应用[J]. 航天返回与遥感, 2007, 28(1): 18-21. LIU Min, RONG Wei, WANG Weizhi. Monte Carlo Method for the Parachute-return Capsule System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2007, 28(1): 18-21. (in Chinese)

[4] STRIEPE S A, WAY D W, BALARAM J. Mars Smart Lander Simulations for Entry, Descent, and Landing[R]. AIAA Paper, 2002-4412, 2002.

[5] 刘敏, 荣伟. 反推发动机失效模式对返回舱着陆姿态的影响分析[J]. 航天返回与遥感, 2013, 22(1): 82-86. LIU Min, RONG Wei. Analysis of Retro-rocket Inactivation Effect on Return Capsule Landing Attitude[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 22(1): 82-86. (in Chinese)

[6] ZABOLOTNOV Y M. Statistical Analysis of Attitude Motion of A Light Capsule Entering the Atmosphere[J]. Cosmic Research, 2013, 51(3): 213-224.

[7] 洪煌杰, 王红岩, 李建阳, 等. 空投装备气囊缓冲系统评价方法[J]. 机械工程学报, 2015, 51(4): 148-154. HONG Huangjie, WANG Hongyan, LI Jianyang, et al. Research on Assessment Method of Airbag Cushion System for Airdropping Equipment[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2015, 51(4): 148-154. (in Chinese)

[8] 戈嗣诚, 施允涛. 无人机回收气囊缓冲特性研究[J]. 南京航空航天大学学报, 1999, 31(4): 458-463. GE Sicheng, SHI Yuntao. Study on Cushioning Characteristics of Airbags for RPV Recovery[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics ＆Astronautics, 1999, 31(4): 458-463. (in Chinese)

[9] 蔡文, 李斌, 温金鹏, 等. 无人机软着陆气囊缓冲特性研究[J]. 兵工学报, 2014, 35(11): 1867-1875. CAI Wen, LI Bin, WEN Jinpeng, et al. Research on Cushioning Characteristics of UAV Soft Landing Airbags[J]. Acta Armamentarii, 2014, 35(11): 1867-1875. (in Chinese)

[10] 程涵, 余莉, 李胜全. 基于ALE的降落伞充气过程数值仿真[J]. 南京航空航天大学学报, 2012, 44(3): 290-293. CHENG Han, YU Li, LI Shengquan. Numerical Simulation of Parachute Inflation Process Based on ALE[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics, 2012, 44(3): 290-293. (in Chinese)

[11] 高兴龙, 高庆玉, 张青斌, 等. 基于ALE方法的开缝降落伞充气过程研究[J]. 航天返回与遥感, 2013, 34(1): 13-20. GAO Xinglong, GAO Qingyu, ZHANG Qingbin, et al. A Study on the Slots-parachute Inflation Based on ALE Method[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(1): 13-20. (in Chinese)

[12] 余莉, 程涵, 刘雄. 气囊充气过程流固耦合数值模拟[J]. 南京航空航天大学学报, 2010, 42(4): 472-476. YU Li, CHENG Han, LIU Xiong. Numerical Simulation of Airbag During Deploying Process[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2010, 42(4): 472-476. (in Chinese)

[13] 孟令兵, 昂海松, 肖天航. 柔性翼微型飞行器流固耦合数值模拟[J]. 南京航空航天大学学报, 2013, 45(5): 621-627. MENG Lingbing, ANG Haisong, XIAO Tianhang. Numerical Simulation of Fluid-structure Interaction for Flexible Wing MAV[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics. 2013, 45(5): 621-627. (in Chinese)

[14] 刘建闽. 平流层飞艇绕流场与膜结构大变形的耦合计算[D]. 上海交通大学, 2007. LIU Jianmin. Coupling Computation of the Flow Field and the Large Deformation of Membrane Structure of Stratosphere[D]. Shanghai Jiaotong University, 2007. (in Chinese)

[15] 王晓亮, 单雪雄, 陈丽. 平流层飞艇流固耦合分析方法研究[J]. 宇航学报, 2011, 32(1): 22-28. WANG Xiaoliang, SHAN Xuexiong, CHEN Li. Study on Fluid-structure Coupled Computational Method for Stratosphere Airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(1): 22-28. (in Chinese)

[16] 唐逊, 赵攀峰, 秦朝中. 高空飞艇的流固耦合数值研究[J]. 航空科学技术, 2008(4): 18-22. TANG Xun, ZHAO Panfeng, QIN Zhaozhong. A Numerical Investigation on the Fluid-structure Interaction of High-altitude Airship[J]. Aeronautical Science and Technology, 2008(4): 18-22. (in Chinese)

[17] 白金泽. LS_DYNA3D理论基础与实例分析[M]. 北京: 科学出版社, 2005. BAI Jinze. LS_DYNA 3D Basic Theory and Application Analysis[M]. Beijing: Science Press, 2005. (in Chinese)

[18] 李裕春, 时党勇, 赵远. ANSYS 11. 0/LS_DYNA基础理论与工程实践[M]. 北京: 中国水利水电出版社, 2008. LI Yuchun, SHI Dangyong, ZHAO Yuan. Ansys 11. 0/LS-DYNA Basic Theory and Engineering Application[M]. Beijing: China Water Power Press, 2008. (in Chinese)

（编辑：王丽霞）

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年获南京航空航天大学飞行器设计与工程专业学士学位，现在中国空间技术研究院飞行器设计专业攻读硕士学位。研究方向为航天器返回与着陆。E-mail: suirong2011@qq.com。

2017-11-15

国家重大科技专项工程