徐彦 杨毅龙 陈刚 李广兴 陈华健

基于折纸技术的组合型缓冲气囊设计及仿真

徐彦1杨毅龙1陈刚2李广兴2陈华健2

（1 浙江大学航空航天学院，杭州 310027）（2 上海宇航系统工程研究所，上海 201108）

为了改善传统圆柱缓冲气囊的缓冲性能，文章基于折纸技术，设计并研究了一种新型组合型缓冲气囊。基于解析模型，设计了气囊的几何尺寸、初始压力、卸载压力及排气口等；基于控制体积法建立了返回器和组合型缓冲气囊的有限元分析模型，仿真得到了缓冲过程的动力学行为，并对组合型缓冲气囊的缓冲特性进行了分析。和传统圆柱缓冲气囊对比，新型组合型缓冲气囊的最大过载为5.95n，将返回器的过载降低了39.6%。研究了组合型缓冲气囊在复杂环境下的缓冲性能，探究了非水平着陆面、有风环境、地面障碍等对缓冲过程的影响机理。结果表明：缓冲气囊具有良好的缓冲性能，适用于复杂着陆环境，为大载重返回器的软着陆缓冲系统设计提供技术支撑。

组合型缓冲气囊 折纸 冲击动力学 最大过载 复杂环境 返回式航天器

0 引言

载人航天和深空探测等很多计划需要实现探测器在地外天体表面的着陆、取样和返回任务。由于缓冲气囊具有可折叠、可靠性高、质量小、缓冲性能优越和可重复使用等优点，许多返回式航天器都采用缓冲气囊作为着陆缓冲装置。缓冲气囊是一种充气展开结构，其缓冲原理是利用柔性复合材料的弹塑性变形、内部气体的压缩变形以及着陆缓冲时排气的方式来吸收返回式航天器的动能，达到减速、减小冲击过载、保护返回式航天器的目的[1-2]。

按缓冲机理，缓冲气囊可分为：密闭型气囊、排气型气囊和组合型气囊，其中组合型气囊应用最广。美国ILC Dover公司和Airborne Systems North America（ASNS）公司分别面向Crew Exploration Vehicle（CEV）设计了缓冲气囊系统[3-4]，均采用了组合式气囊方案。缓冲系统由数个组合型气囊组成，均表现出了优秀的缓冲性能，实现了减速、减小冲击过载等功能，避免了翻倒和内陷问题。欧空局（ESA）的ExoMars火星探测器也采用组合式气囊方案[5]，主气囊分为六个腔室，每个腔室各内置一个密闭型环形气囊。在主气囊完成排气减缓后，环形密闭内气囊为探测器提供弹性支撑，避免和地面发生直接碰撞。由于缓冲气囊的试验研究成本较高，在前期方案设计时大多采用数值模拟方法评估其缓冲性能和方案可行性，目前为止主要采用有限元法实现气囊的数值仿真。卫剑征等采用控制体积法对缓冲气囊的展开及缓冲过程进行了仿真，研究了着陆器正碰和侧碰对缓冲气囊压力、着陆器的加速度和运动的影响机理[6-7]；冯强等采用LS-DYNA软件分析了火星着陆缓冲气囊的充气压力、冲击速度、冲击姿态角等对其缓冲性能的影响[8]；周清艳等采用控制体积法数值模拟了某型空投缓冲系统中气囊的缓冲过程[9]；Dmitri Fokin等分别采用流固耦合（Arbitrary Lagrange-Euler，ALE）法和控制体积（Control Volume，CV）法模拟了物体碰撞实验（Body Block Test，BBT）[10]，结果表明ALE方法与实验数据更吻合。

近年来，折纸技术被广泛应用于金属薄壁吸能结构设计中[11-13]，研究表明，按照折纸样式设计金属薄壁管状结构，将会增大塑性铰线和减小屈曲临界载荷，从而改变金属薄壁管状结构的静力变形和屈曲变形模式，最终提高变形及吸能性能[14]。刘祥等基于diamond 刚性折纸模型设计了方形截面薄壁管状结构，采用显式有限元分析方法研究了其轴向冲击性能[15]；Yuan L等根据一组可展开的折纸图案对薄壁管的表面进行预折叠，设计了一系列具有矩形、多边形和锥形截面的新型折纸碰撞箱[16]；Yang K等提出了三种具有预折叠折纸图案的新型多胞管结构，通过有限元建模和有限元分析研究了几何参数对力学性能的影响[17]。目前折纸技术还很少应用于缓冲气囊等软着陆缓冲的设计，有必要研究引入折痕设计后的缓冲气囊变形及缓冲性能。

传统缓冲气囊在缓冲过程中存在过载峰值大、能量吸收率低、易发生触底等问题，有必要改善其缓冲性能。本文将折纸技术用于组合式缓冲气囊的方案设计，对返回器和缓冲气囊的缓冲过程进行动力学建模和仿真，并探究复杂着陆环境对新型缓冲气囊缓冲性能的影响机理，验证组合式缓冲气囊方案的可行性和优越的缓冲性能。

1 组合型缓冲气囊方案设计

针对如图1的返回器，设计组合式缓冲气囊方案。返回器质量为300kg，缓冲气囊的质量体积比一般为1 000～1 100kg/m3[18]。

图1 返回器构型

接下来确定缓冲气囊的初始内压。对于缓冲气囊有一个特征压力，若初始内压大于特征压力，返回器在着陆缓冲过程中容易出现反弹。由于初始内压在一定范围之内对着陆缓冲过程中的气囊最大内压、最大过载的影响不大[19]，故本文中缓冲气囊的初始内压取标准大气压101kPa。

1.1 气囊高度设计

返回器在着陆缓冲过程中的能量变化值为

式中为设计安全系数。

1.2 气囊排气口设计

在返回器着陆前，缓冲气囊的排气孔处于封闭状态。在着陆缓冲过程中，气囊受到挤压体积变小，内压增大。当气囊内压达到设定值时，打开排气口进行排气泄压。组合式气囊的排气口面积是影响气囊缓冲性能的重要设计因素，气囊排气口面积out的计算式如下[20]

1.3 折纸型气囊方案设计

缓冲气囊的截面外接圆半径为

缓冲气囊的设计高度为

2 缓冲动力学建模与仿真

2.1 有限元建模

图2 气囊几何模型

返回器和缓冲气囊的材料参数如表1。在*AIRBAG_WANG_NEFSKE定义气囊模型，地面为刚性平面，返回器和地面设置为刚体。在*CONTRAINED_EXTRA_NODES_SET关键字中定义返回器与缓冲气囊的连接。气囊与地面之间的接触采用面-面接触模型，缓冲气囊与返回器之间的接触采用点-面接触模型，考虑缓冲气囊本身的自接触。气囊及返回器受到的重力加速度为1n。在*INITIAL_VELOCITY_ GENERATION中定义返回器的竖直方向着陆初速度为5m/s。不考虑气动阻力，着陆面坡度为0°，地面为刚体，不考虑地面对冲击载荷的吸收情况，返回器着陆姿态无倾角。气囊的初始气压为101kPa，当排气气囊的内压超过120kPa时排气孔完全打开，排气孔面积设置为0.008 5m2。将关键字添加后生成“K”文件，导入LS-DYNA软件中计算。

表1 返回器和缓冲气囊的材料参数

Tab.1 Material parameters of returner spacecrafts and cushion airbag

2.2 仿真结果分析

仿真分析了折纸气囊和圆柱气囊的着陆缓冲过程，得到其形态及应力分布如图3、图4。

图3 折纸气囊缓冲过程的等效应力云图

图4 圆柱气囊缓冲过程的等效应力云图

从图3、图4可以看出缓冲气囊在接触地面时，排气气囊受到的应力最大，在受到地面的冲击之后有略微的反弹。同时由于返回器的重力分布不均匀，因此返回器头部有所前倾。衡量缓冲气囊吸能性能的两个关键指标为缓冲后速度与冲击过载[23]。

图5为两种缓冲气囊的缓冲过程中冲击过载和方向速度的时程曲线，经仿真计算，由过载变化曲线可知折纸气囊在0.08s达到最大过载5.95n，圆柱气囊在0.082s达到最大过载9.85n，采用折纸缓冲气囊后过载峰值降低了39.6%。由方向速度变化情况可知，采用折纸气囊后，返回器的速度比采用圆柱气囊时小，由此可见折纸气囊具有比圆柱气囊更好的缓冲性能。

图5 两种气囊的缓冲性能比较

图6 折纸气囊体积和压强变化

图7 圆柱气囊缓冲过程体积和压强变化

为了更好地研究着陆缓冲动力学行为，得到两种气囊缓冲过程中的体积与囊压随时间变化的曲线如图6、图7所示。分析体积时程曲线，在初始自由落体阶段（0～0.047s）两种气囊的体积均保持不变。触地后，封闭式气囊由于不进行排气，体积略有减少，而排气气囊由于气囊排气压缩导致体积迅速减小，由于折纸型气囊引入折痕设计，压缩过程快于圆柱气囊，因此折纸型气囊体积降低更快。由压强时程曲线可知，在初始自由落体阶段（0～0.047s）两种气囊压强保持不变。在0.047～0.066s期间，由于气囊的压缩变形，排气气囊压强从101MPa增加至120MPa。当排气气囊的内压超过120MPa时，打开排气口，但是此时气囊压缩变形速率还很大，气囊压缩变形引起的压强变化大于排气引起的压强变化，压强仍继续增大。0.085s时折纸气囊的排气气囊压强达到最大值124MPa，0.081s时圆柱气囊的排气气囊压强达到最大值130MPa。之后气囊压缩变形引起的压强变化小于排气引起的压强变化，两种气囊的排气气囊压强迅速降低。由于引入折痕设计，折纸气囊的封闭式气囊压强振荡下降。而圆柱气囊的封闭式气囊压强直线下降。在缓冲气囊静止后，封闭式气囊压强高于环境压强，而排气气囊压强约等于环境压强。

3 复杂着陆环境影响分析

由于返回器实际的着陆环境非常复杂，缓冲气囊的缓冲过程极易受到着陆面坡度、自然条件等着陆环境因素的影响[23]。本节研究组合型缓冲气囊在复杂着陆环境下的缓冲性能，探究非水平着陆面、有风环境、地面障碍等对缓冲过程的影响机理。

3.1 着陆面坡度影响

本节对折纸气囊在不同着陆面坡度影响下的缓冲性能进行分析研究，选取5°、10°、15°三种不同坡度进行研究，各类工况下组合气囊的变形及应力分布如图8。

图8 着陆面坡度影响

从图8中的分析结果可知，在组合型缓冲气囊未触地时，气囊的最大应力出现在气囊的几何缺陷处。当组合气囊触地后，气囊与地面的接触部位应力较大。当地面坡度为5°时，着陆缓冲阶段结束后气囊未发生滑移。当着陆面坡度为10°及15°时，由于坡度较大，返回器受力不均匀，所以着陆缓冲阶段结束后发生侧滑，应力略大。但是在各种坡度环境下，缓冲气囊都没有发生侧翻，说明缓冲装置具有较强的稳定性。

图9为不同坡度下返回器的动力学行为。分析返回器的竖直过载可知，当着陆面坡度为5°、10°、15°时，返回器的第一个最大过载分别为5.30n、5.38n、4.85n，随着坡度的增加，缓冲过程中由于返回器头部封闭式气囊与坡度地面的接触，会出现第二个最大过载，分别为2.69n、6.0n、6.3n。缓冲气囊在着陆面有坡度的情况下，最大过载都小于10n，具有良好的缓冲性能。过载随着坡度的增加呈现不断增加的趋势，15°时第二个过载最大。

图9 返回器的动力学行为

分析返回器的水平方向加速度可知，不同坡度下的水平方向加速度值都会上下波动，坡度越大，加速度峰值越大，水平向受力越大，返回器越不容易稳定地着陆。分析返回器竖直速度的变化可知，三种不同坡度下缓冲气囊的缓冲效果基本一致，着陆面坡度越大，缓冲气囊缓冲后竖直方向速度越大。对比不同坡度下水平方向速度可知，坡度越大，水平向速度越大。原因是随着坡度的增大，返回器会出现打滑，坡度越大，水平向打滑越严重，但都未出现侧翻。

3.2 有风环境影响

返回器在着陆缓冲过程中由于受到风速的影响，其会在着陆时具有一定的着陆水平速度，因此需探究有风环境对折纸气囊缓冲性能的影响。为了分析有风环境的影响，本文取水平速度V分别为1m/s和2m/s进行对比验证[23]，分析缓冲气囊同时具有竖向速度和水平速度下的缓冲过程，气囊的变形及应力分布如图10所示。

图10 气囊缓冲过程等效应力云图

由图10中可知，缓冲气囊受到水平速度的影响，由于气囊和地面的摩擦作用产生摩擦力，返回器头部会进行一定的倾斜，但是不足以使得返回器发生倾覆，说明缓冲气囊在水平速度的影响下具有良好的稳定性。同时由于水平向速度的存在，导致气囊无法竖直压缩，缓冲气囊的缓冲能力下降，出现了明显的反弹现象。当水平速度大于等于3m/s时，缓冲气囊无法有效地保护返回器，缓冲过程中返回器会碰触地面。

缓冲装置在有风环境影响下的竖直过载、竖直速度、水平速度、水平加速度如图11。由分析结果可知，缓冲气囊出现两个过载峰值，第一个过载峰值是由于排气气囊与地面的接触导致。第二个过载峰值是由于排气气囊倾倒后封闭式气囊与地面的接触产生。随着水平速度的增大，最大竖直过载有所增大，水平向加速度则由于底层气囊的倾倒，加速度先反向增加，之后由于与地面的摩擦导致加速度迅速上升，竖直向速度两种情况下变化不大，水平速度的变化则与加速度的变化相对应。

图11 返回器的动力学行为

3.3 地面障碍环境影响

缓冲气囊的缓冲性能受地面障碍物的影响较大，因此需要研究地面障碍对缓冲气囊缓冲过程的影响。缓冲气囊单层折纸单元的高度为0.16m，故地面障碍物设置为0.15m×0.15m×0.15m的正方体，放置在其中一个组合式缓冲气囊的中心位置。对地面存在障碍时缓冲气囊的缓冲着陆过程进行仿真分析，得到组合式缓冲气囊的变形及应力分布如图12所示。

图12 气囊缓冲过程等效应力云图

选取缓冲气囊的缓冲过程中三个关键状态进行分析，分别是缓冲气囊开始下降后（=0.025s）、前部气囊与障碍物首先接触（=0.045s）、最终稳定状态（=0.5s）。缓冲气囊开始下降阶段，前部障碍物没有影响。然后前部两个气囊与障碍物首先接触，气囊发生大变形，局部出现较大的应力。最终稳定状态中，由于前部障碍物的存在，返回器有所后倾，但是返回器和气囊并未发生侧翻。

返回器的过载与竖直方向速度如图13所示。由于地面障碍物的存在，最大过载6.24n，相较于无障碍工况过载略高，竖直方向速度变化平缓，无明显的反弹现象，缓冲效果较好。

图13 返回器的过载与竖直方向速度

4 结束语

本文基于折纸技术，设计并数值仿真研究了一种新型组合型缓冲气囊，得到了以下结论：

1）新型组合型缓冲气囊的最大过载为5.95n，与传统圆柱状缓冲气囊的最大过载相比，降低了39.6%，采用折纸气囊后返回器的速度比采用圆柱气囊时小，折纸气囊具有比圆柱气囊更好的缓冲性能。

2）随着着陆面坡度的增加，过载的第一个峰值不断降低，第二个峰值不断增加，当着陆面坡度为5°、10°、15°时，返回器的最大过载分别为5.3n、6.0n、6.3n，具有良好的缓冲性能。

3）在有风环境中，返回器会进行一定的倾斜，但是不足以使返回器发生侧翻，说明缓冲气囊具有良好的稳定性。由于前部障碍物的存在，返回器和气囊有所后倾，但是未发生侧翻。由于障碍物的存在，最大过载为6.24n。竖直方向速度变化平缓，无明显的反弹现象。

通过本文的研究可知，将折纸技术应用于缓冲气囊设计，有助于改善其缓冲性能，对设计软着陆缓冲系统有工程意义。后续将对折纸型缓冲气囊的设计参数进行优化设计，以确定最优设计方案。本文仅限于数值仿真研究，后续还将开展相应的试验验证。

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Design and Simulation of a Novel Combined Cushion Airbag Based on Origami Technology

XU Yan1YANG Yilong1CHEN Gang2LI Guangxing2CHEN Huajian2

（1 School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, China）（2 Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201108, China）

To improve the cushioning performance of traditional cylindrical airbags, a novel combined cushion airbag based on origami technology is proposed and investigated. Geometry size, initial pressure, unloading pressure and exhaust port of the airbag are designed preliminarily by analytical model. With the control volume method, the finite element analysis model including return spacecrafts and combined cushion airbag is established, the dynamic behaviors of process are obtained, and the cushioning characteristics of the combined cushion airbag are analyzed. Compared with the traditional cylindrical airbags, the maximum overload of the novel combined airbag is 5.95n, and the overload of the spacecrafts is reduced by 39.6%. The cushioning performances of the combined airbags in complex environment are studied. The influence of non-horizontal landing surface, wind environment and ground obstacles on cushioning process are investigated. The results shows that the combined cushion airbag has excellent cushioning performances and is fit for complex landing environment. The work provides technical supports for the soft landing systems design for heavy return spacecrafts.

combined cushion airbag; origami; impact dynamics; maximum overload; complex environment; return spacecraft

V474

A

1009-8518(2022)05-0024-12

10.3969/j.issn.1009-8518.2022.05.003

2022-10-12

国家自然科学基金（91748209，11402229）；上海航天科技创新基金（SAST2021–059）

徐彦, 杨毅龙, 陈刚, 等. 基于折纸技术的组合型缓冲气囊设计及仿真[J]. 航天返回与遥感, 2022, 43(5): 24-35.

XU Yan, YANG Yilong, CHEN Gang, et al. Design and Simulation of a Novel Combined Cushion Airbag Based on Origami Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2022, 43(5): 24-35. (in Chinese)

徐彦，男，1982年生，2009年获浙江大学土木工程专业博士学位，现为浙江大学航空航天学院副教授、博导。研究方向是航天器结构机构、空间机器人。E-mail：xyzs@zju.edu.cn。

（编辑：庞冰）