某型无人机气囊系统设计及缓冲性能测试

为实现质量为100kg某型无人机的安全着陆,防止某型无人机受到过载冲击而损伤,设计了一种新型气囊来吸收无人机着陆时的冲击过载。首先完成了气囊囊体的设计,然后通过跌落实验模拟无人机着陆的气囊缓冲过程,运用动态测试仪记录缓冲过程的过载变化。试验结果表明,所设计的气囊能够符合实现无人机的平稳着陆,缓冲过程中最大过载10g,符合设计要求。     

空降车着陆缓冲过程结构强度分析方法研究

为了研究空降车着陆缓冲过程中的结构强度,采用有限元方法建立了车体-气囊有限元模型,在两种工况下进行仿真计算,获得最大加速度结果,并将有限元仿真与加速度试验结果对比。仿真结果能准确反映空降车着陆缓冲过程,车体冲击加速度满足着陆缓冲过程的要求。进一步得到了正常着陆工况和恶劣着陆工况下车体的应力分布情况,结果表明,车体最大Von Mises应力小于材料的抗拉强度,车体的结构强度满足设计要求。     

空降车缓冲气囊系统特性仿真及其参数优化方法研究

建立了空降车-气囊系统非线性有限元模型,并通过典型工况试验对模型进行了验证,空降车各测点的垂向冲击加速度的仿真结果与实测结果的高度一致性表明,文中所建立模型的精度能够满足工程分析的需要。针对缓冲气囊的复杂非线性模型计算规模大、难以通过迭代的方法进行优化的问题,研究采用建立等效响应模型方法进行缓冲气囊的参数优化,优化前后气囊缓冲特性的对比结果表明,气囊优化后空降车着陆冲击加速度最大值减小了19.81%,气囊的能量吸收能力提高了7.85%,气囊的缓冲性能有显著的提高。     

空降车辆着陆缓冲过程动态建模仿真

针对空降车辆空投试验费用高、周期长、风险大的现实问题,在某空降车辆方案设计阶段,建立车辆和缓冲气囊仿真计算模型。采用有限元分析法分别建立车辆模型、气囊模型、车辆与气囊刚柔耦合模型,对空投正常工况和极限工况下的着陆缓冲过程进行仿真计算,得出车辆着陆过程自由落体、气囊缓冲和气囊反弹阶段车辆姿态变化情况,车体底甲板、顶甲板和炮塔部位冲击加速度特性以及2种工况下车体结构最大应力部位和最大值。研究发现：在正常工况下,车体顶部甲板冲击加速度最大,平均峰值达11.31 g,最大应力均满足设计要求;在极限工况下,动力装置支撑处出现最大峰值冲击载荷,最大应力超出设计许用值,需要进行局部结构改进设计。研究结果表明,所提模型可为车辆结构优化设计提供量化载荷边界条件,为着陆缓冲过程试验测试方案提供计算数据,同时可为车辆和气囊优化匹配、试验、改进等提供理论依据。     

空投缓冲气囊有限元模型修正方法

为了提高空投缓冲气囊有限元模拟的准确性,需要对气囊有限元模型进行修正。建立了载荷-气囊系统有限元模型,通过模型参数对气囊缓冲特性的灵敏程度分析,选择气囊与地面之间的摩擦系数和气囊排气口流量系数作为待修正参数,建立了摩擦系数、流量系数与冲击响应的响应面模型,对该响应面模型采用遗传算法进行迭代修正,求解出待修正参数的最优解。通过修正前后仿真结果与试验结果的对比验证了模型修正的有效性。     

高压多气室排气式气囊设计计算研究

应用大型有限元软件Abaqus对多气室排气式高压气囊缓冲特性进行计算研究。建立多气室气囊模型,计算分析了影响气囊缓冲特性的具体参数。结果表明,在同种条件下,结构所受过载随气囊初始充气压力增大而提高;在相同充气压力下,缓冲过载随排气压力提高而提高,随排气口面积增加而降低。气囊缓冲特性不仅与初始充气压力有关,而且与排气口面积和排气压力有关。     

基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析

月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿真分析,研究了结构响应对软着陆腿着陆冲击性能的影响。结果表明:该瞬态动力学分析模型的缓冲器能量吸收、缓冲行程和探测器机体加速度响应峰值等分析结果与实验符合较好;2级蜂窝缓冲软着陆腿着陆过程中,当第2级蜂窝开始压缩时探测器机体加速度响应最大;软着陆腿结构柔性变形及储能导致了软着陆腿着陆性能恶化。     

车载炮重装空投着陆缓冲底盘强度分析

参照车辆动力学方法,建立某车载炮重装空投着陆缓冲动力学模型,以着陆过程中货台的位移为激励,计算出悬架在该激励下的动力学响应,并通过分析悬架行程估算出悬架强度是否满足要求。在此基础上基于控制体积法和有限元法,利用LS-DYNA瞬态动力学分析软件,建立了某车载炮空投着陆缓冲系统的仿真模型,综合考虑了气囊、悬架及可压缩结构的缓冲效应,据此分析了缓冲系统的缓冲特性和车架强度,为车载武器系统空投着陆方式设计提供了依据。     

月球探测器着陆动响应区间不确定性分析

月球探测器软着陆动力学分析对探测器设计十分重要。目前软着陆动力学分析一般考虑确定的是着陆姿态和着陆速度,未考虑着陆参数的不确定性带来的动力学响应变化。基于Chebyshev多项式区间参数分析方法,针对探测器着陆过程动态特性,提出基于非线性有限元建模的探测器着陆动响应区间分析流程,计算得到了探测器着陆动响应上界和下界,并与蒙特卡洛仿真方法得到的响应上界和下界进行了对比,结果显示Chebyshev多项式区间方法分析结果可以完全包裹蒙特卡洛方法分析结果,并且结果区间没有被过度放大;对比分析截断阶数对区间分析误差的影响,结果表明截断阶数对分析误差影响较小。 Chebyshev多项式区间参数分析方法具有包裹性强、分析效率高的优势。     

超重装备空投适应性仿真与优化

为了研究超重装备的空投适应性,采用气体动力学和热力学方法对空投超重装备的气囊缓冲过程进行了分析。分析了现有气囊结构带来的缓冲末端速度过大的特点,对气囊直径、高度进行参数化研究,找到了可行的设计区域。运用优化后的气囊结构参数,计算了正常着地工况下的气囊缓冲过程,得到气囊剩余长度、货台速度、加速度以及气囊内压等特性曲线。分析表明,经优化后的气囊实现20t超重装备的空投是可行的。     

水下航行体充气上浮仿真方法研究

为研究气囊展开对水下航行体充气上浮过程中的姿态变化以及运动轨迹的影响,提出一种多学科协同仿真方法。建立水下气囊的展开动力学模型,基于控制体积算法获得气囊充气展开过程的体积膨胀率曲线;在保持气囊体积膨胀率等效的条件下,建立可以同时耦合航行体6自由度刚体运动和气囊局部变形的水动力模型,并基于Navier-Stokes方程进行计算。通过仿真计算,得到水下航行体充气上浮的精细化过程,并获得水下航行体上浮时合力分量的时间历程曲线和姿态变化数据。结果表明：气囊的增浮作用能有效实现航行体的上浮回收;在上浮过程中,由于漩涡结构的不对称性使得航行体受到一定侧向力的作用,上浮时处于螺旋上升过程;上浮时,航行体会受到水流提供的竖向力作用,因此为加快上浮,上浮前应尽量调整航行体的攻角为正。     

月壤撞击坑对探测器着陆性能影响研究

探测器软着陆后的姿态是上升器月面稳定起飞的前提基础,研究月壤撞击坑给探测器着陆性能带来的影响对上升器月面稳定起飞具有重要意义。通过有限元法(FEM)模拟GRC-1 型月壤的非线性力学特性,并与文献[13]中三轴试验结果对比,验证了仿真方法的有效性;在综合考虑月壤非线性、反推火箭残余应力、姿态控制力和重力的基础上,建立了探测器着陆过程动力学模型;以四腿悬架式着陆器为研究对象,研究了月壤撞击坑对探测器着陆后姿态的影响。结果表明:探测器着陆后的姿态角随撞击坑深度的增加而增大;若要保证上升器月面稳定起飞,撞击坑深度不能超过600 mm.     

水下无人航行器折叠气囊充气展开特性模拟研究

为深入了解水下航行器助浮折叠气囊的充气展开行为,对水下环形折叠气囊的充气展开特性进行相关研究。基于初始矩阵法,建立环形助浮折叠气囊的有限元模型。基于控制体积方法,采用有限元分析软件LS-DYNA进行折叠气囊的展开仿真计算。通过与地面展开试验的初步对比,验证气囊环向折叠建模方法的有效性。考虑不同水深带来的外部压力效应不同,进一步分析充气压力、充气管径、水深、环境热交换等设计参数对水下折叠气囊展开过程的影响。结果表明：气囊极限工作深度随充气压力的升高而线性增加;充气时间随充气管径的增加而减小;环境与展开系统的传热作用主要发生在气囊与环境之间,在气囊与气瓶充气平衡后进行,气囊完全展开的时间随着传热系数增加而减小。     

某小型无人机近地飞行纵向控制律的设计与仿真

针对某小型无人机在起飞着陆的近地飞行阶段容易擦地的问题,提出一种用双超声波高度表精确控制俯仰角防止擦地的方案。建立该无人机近地飞行时的数学模型,结合飞机实际外形特点,采用双层回路进行俯仰角稳定控制,利用经典控制设计该机的纵向控制律,并运用2个超声波高度表来精确地控制小型无人机的姿态和轨迹。分析结果表明:该方案控制效果良好,可以满足近地飞行的纵向稳定和控制,保证飞机安全飞行。     

蜂窝铝冲击波形数值计算及分析

为分析蜂窝铝结构参数以及弹丸参数对冲击波形的影响,利用LS-DYNA有限元软件建立了弹丸侵彻蜂窝铝模型,模拟了侵彻波形的发生过程。比较了蜂窝铝相对密度、胞孔角度,侵彻初速和弹头形状对冲击加速度波形的影响。结果表明,增大蜂窝铝相对密度、减小胞孔角度可以引起加速度峰值的提高和冲击脉宽的减小;提升初始侵彻速度可以同时引起加速度峰值与脉宽的提升;弹丸形状影响冲击波形,使用卵形弹可以获得较平缓的加速度波形。研究结果对以蜂窝铝为缓冲材料的冲击试验参数选择具有重要参考价值。     

无人机自主着陆过程中的视觉导航技术分析

为解决目前国内外无人机难以实现自动着陆的问题,对无人机着陆过程中的视觉导航技术进行研究.介绍了飞行器的降落等级和着陆阶段,分别对无人机着陆过程中的图像处理技术和位姿估计问题进行分析,重点研究着陆过程中的图像特征提取技术和位姿估计的迭代算法.研究结果表明:将视觉导航与其他导航方式相结合,发展鲁棒性好、精度高、实时性好的组合导航位姿估计融合算法将是未来视觉导航的发展重点.     

基于光流的无人机自主着陆控制策略

为解决无人机自主导航过程中自主着陆时难以满足特征识别条件的问题,提出一种基于光流的高度估计及自主着陆控制策略.依据无人机高度和垂直速度的关系,建立状态空间模型,通过模拟着陆,采用小扰动线性化系统模型,分析在恒定光流散度着陆过程中自激振荡的发生.仿真结果表明:控制增益给定的情况下,控制回路的稳定性仅取决于对地高度,当接近地面时,控制回路出现自激振荡,此时机载设备可以检测到震荡,并计算出高度.     

气囊动能弹致伤效应分析

为考核气囊动能弹的致伤效应,首先利用控制容积法对气囊静态充气膨胀过程进行了仿真分析,所设计的气囊系统能够在10 ms内完成充气膨胀,形成半轴长分别为60 mm、60 mm、50 mm的椭球形气囊.其次,利用ANSYS/LS-DYNA软件对气囊动能弹以70 m/s、80 m/s、90 m/s的初速对人体的动态打击效应开展了仿真研究,得到了气囊动能弹的打击效果图、应力分布云图等,仿真表明速度为80 m/s条件下气囊动能弹具有良好的非致命效应和打击效果.