全向式氣囊著陸裝置緩沖過程的仿真研究

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1、78中國空間科學(xué)技術(shù)ChineseSpaceScienceandTechnology2010年2月第1期全向式氣囊著陸裝置緩沖過程的仿真研究鄧春燕裴錦華(南京航空航天大學(xué)無人機(jī)研究院,南京210016)摘要為了探索火星著陸器緩沖著陸技術(shù),以“火星探路者”登陸系統(tǒng)的全向式氣囊緩沖裝置為對象,采用大型有限元仿真分析技術(shù),實(shí)現(xiàn)氣囊結(jié)構(gòu)和著陸過程的數(shù)學(xué)和力學(xué)建模,獲得全向式緩沖氣囊著陸的動(dòng)態(tài)過程仿真;同時(shí)得到重要結(jié)構(gòu)部位的過載、重點(diǎn)部位的位移和速度、氣囊內(nèi)部的壓力和溫度以及氣囊結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)應(yīng)力分布等重要指標(biāo)性參數(shù)和變化曲線,確定了“火星探路者”登陸系統(tǒng)的緩沖特性及其仿真分析方法的工程應(yīng)用

2、。關(guān)鍵詞全向式氣囊緩沖裝置著陸數(shù)學(xué)模型仿真航天器1引言全向式氣囊著陸裝置是現(xiàn)代航空航天裝置投放系統(tǒng)采用的一種非常有效的技術(shù)方案。采用此類緩沖氣囊的好處主要有兩點(diǎn):首先,在著陸過程中對負(fù)載方向不敏感;其次,有較多的空間探測應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。全向式氣囊系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式簡單,在受沖擊時(shí),通過氣囊內(nèi)部氣體的壓縮做功來吸收返回艙的著陸動(dòng)能,經(jīng)過多次彈跳后將初始動(dòng)能逐步耗散,最終著陸【l-4]。由于此類氣囊著陸緩沖裝置在工程設(shè)計(jì)中存在較大的技術(shù)難度,傳統(tǒng)的工程設(shè)計(jì)方法僅能定量地分析緩沖裝置設(shè)計(jì)的技術(shù)參數(shù)。本文以美國“火星探路者”為研究對象,建立了全向式氣囊著陸系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的數(shù)學(xué)模型和著陸緩沖過程的

3、數(shù)學(xué)模型,應(yīng)用現(xiàn)代有限元仿真技術(shù),對全向式緩沖氣囊設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行仿真分析,給出了滿足氣囊緩沖動(dòng)力學(xué)性能的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。以“火星探路者”登陸系統(tǒng)為例,如圖l所示。該登陸器采用了一種新型的不帶排氣孔的著陸緩沖氣囊系統(tǒng)。該氣囊系統(tǒng)由4個(gè)子氣囊系統(tǒng)構(gòu)成,包括1個(gè)底部氣囊和3個(gè)相同規(guī)格的側(cè)面氣囊。這4個(gè)子氣囊系統(tǒng)形成一個(gè)封閉的區(qū)域,將裝有設(shè)備的登陸艙包含在內(nèi)部,能夠在接地時(shí)給琶陸艙以充分的保護(hù)。每個(gè)子氣囊內(nèi)部都開有節(jié)流閥,使得子氣囊內(nèi)部的各個(gè)氣囊都能與相鄰的氣囊相互連通,側(cè)面氣囊則通過通氣孔與底面氣囊相連。在著陸過程中,總有一個(gè)子氣囊系統(tǒng)受壓,氣體將通過節(jié)流閥由受壓氣囊流入相鄰的氣

4、囊,一方面耗散部分著陸動(dòng)能,另一方面使得載荷一行程曲線更加平緩。該著陸緩沖氣囊系統(tǒng)對接地點(diǎn)的地形地貌和著陸沖擊力方向不敏感,而且允許登陸器系統(tǒng)在接地后反彈和翻滾若干次。為了使氣囊系統(tǒng)獲得優(yōu)越的著陸性能,“火星探圖1火星探路者的氣囊系統(tǒng)及其登陸艙863高科技研究發(fā)展計(jì)劃(2008AAl2A205)項(xiàng)目資助收稿El期:2009—03—16。收修改稿日期:2009—06—222010年2月中國空間科學(xué)技術(shù)79路者”的登陸系統(tǒng)采用了多層氣囊結(jié)構(gòu),氣囊材料是帶有硅酮涂層的Vectran織物。這種氣囊材料具有高抗拉、抗撕裂強(qiáng)度,氣囊能夠承受高的面內(nèi)載荷,并且在與陸面碰撞和接觸摩擦?xí)r不被撕裂

5、或刺穿。氣囊材料還具有很好的高溫、低溫力學(xué)性能,具備輕質(zhì)、低透氣性和低摩擦系數(shù)等特點(diǎn)。2結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的數(shù)學(xué)建模氣囊系統(tǒng)模型包括氣囊結(jié)構(gòu)、氣囊內(nèi)部氣體和登陸艙模型等部分。由于無法建立精細(xì)的結(jié)構(gòu)模型,早期采用純理論方法描述氣囊結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)行為。采用這種方法建模需要對實(shí)際結(jié)構(gòu)進(jìn)行大量簡化,保留對氣囊系統(tǒng)著陸緩沖性能最為關(guān)鍵的因素,略去一些次要因素的影響。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)、有限元技術(shù)和計(jì)算方法的發(fā)展,使得在更為精確的層面上模擬氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的著陸過程成為可能?,F(xiàn)代有限元仿真技術(shù)不但能夠建立非常精細(xì)的氣囊結(jié)構(gòu)模型,而且可以考慮復(fù)雜因素,如著陸地面情況、摩擦力和氣囊結(jié)構(gòu)阻尼、熱交換、氣體發(fā)生器

6、充氣過程、氣囊的折疊一展開過程等的影響‘s-。2.1氣囊結(jié)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型氣囊結(jié)構(gòu)模型主要由氣囊織物結(jié)構(gòu)、加強(qiáng)筋、收縮繩等模型組成。一般來說,假設(shè)氣囊織物只能承受面內(nèi)張力,而不能承受面內(nèi)拉力,因此可以采用膜單元描述氣囊織物在外載荷作用下變形。加強(qiáng)筋可以考慮為一維結(jié)構(gòu),采用一般的梁單元描述。收縮繩是一種只受拉不受壓的一維結(jié)構(gòu),這類結(jié)構(gòu)比較特殊,考慮到其工作情況較為簡單,可以采用只有拉伸剛度而壓縮剛度為零的非線性彈簧單元來描述。登陸過程的沖擊載荷中的大部分高頻成分可以被氣囊結(jié)構(gòu)的阻尼衰減掉,傳遞到登陸艙上的載荷僅包含低頻成分,如果登陸艙結(jié)構(gòu)本身的固有頻率很高,則可將登陸艙結(jié)構(gòu)作為剛體處

7、理。2.2氣囊內(nèi)部氣體的數(shù)學(xué)模型均壓模型假設(shè)氣囊容積內(nèi)的氣體由理想氣體方程描述【6]PV—mRT(1)式中P、y、T分別表示氣囊內(nèi)部氣壓、體積和溫度;研表示氣體質(zhì)量或摩爾數(shù);R為氣體常數(shù),R的具體取值取決于m的定義方式。如果進(jìn)一步假設(shè)氣體的熱容系數(shù)哺1為常數(shù),則可得到Gamma律方程P=(y一1)pe(2)Gamma律方程主要用于描述氣體內(nèi)能和密度與氣壓之間的關(guān)系,其中y=c。/“為Gamma常數(shù),P為氣體密度,e為氣體內(nèi)能。在實(shí)際計(jì)算過程中,需要在每一個(gè)時(shí)間步長內(nèi)計(jì)算氣囊內(nèi)的氣壓、溫度和氣

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