一种直升机着水后气囊充气展开的分析方法技术

本发明专利技术提供了一种直升机着水后气囊充气展开的分析方法，所述方法包括：建立全机弹塑性分析模型，建立气囊折叠和充气模型；将所述全机弹塑性分析模型与气囊折叠和充气模型装配；建立水域模型，并进行流固耦合模型分析以及气囊展开分析；本发明专利技术通过该分析方法，在型号设计时可以为直升机着水后气囊展开情况的着水载荷进行预测，为应急气囊及其连接结构、机体结构设计提供分析依据，能够减少试验次数，降低设计研发成本及研发风险，同时通过该分析方法可以为直升机建立水上迫降程序及适航取证提供重要支持。航取证提供重要支持。航取证提供重要支持。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机着水后气囊充气展开的分析方法


[0001]本专利技术属于直升机结构强度设计
，尤其涉及一种直升机着水后气 囊充气展开的分析方法。

技术介绍

[0002]水上迫降是航空飞行器在特殊情况下不能继续飞行而在水面上进行降落的 紧急措施。直升机水上迫降过程通常划分为三个阶段：入水前的飞行阶段、入 水过程的结构响应阶段以及入水后的稳定阶段。对于直升机入水过程阶段的问 题分析是涉及流固耦合、结构大变形的非线性动力学问题，分析十分复杂，无 法通过解析方法进行有效的预测。
[0003]目前的研究手段主要为模型试验和数值仿真，试验方法具有结果准确、真 实可信的优点，但大型模型试验耗时长，人力物力成本高，且不能获得所有点 的响应结果。另一方面，随着有限元技术和计算机的发展，数值方法得到飞速 的发展，针对典型的流固耦合问题，能够提供较为高效的分析方法。

技术实现思路

[0004]针对上述技术问题，本专利技术提供了一种直升机着水后气囊充气展开的分析 方法，所述方法包括：
[0005]建立全机弹塑性分析模型，建立气囊折叠和充气模型；
[0006]将所述全机弹塑性分析模型与气囊折叠和充气模型装配；
[0007]建立水域模型，并进行流固耦合模型分析以及气囊展开分析。
[0008]优选地，所述建立全机弹塑性分析模型，包括：
[0009]根据全机结构主传力路径，建立全机简化模型；其中，金属框梁结构通过 壳、梁单元模拟，复材腹板、蒙皮结构通过壳单元模拟；
[0010]对金属材料、复合材料和蜂窝材料的特性和失效方式，分别确定相应的材 料本构模型，并对全机各部位赋予相应属性。
[0011]优选地，全机结构有限元分析采用动力学方程：
[0012][0013]其中，结构阻尼C很小，可以忽略；
[0014]基于静力试验结果、对主要传力结构路径分析的有效性进行验证和修正， 获取较为真实的刚度矩阵K；
[0015]基于动特性试验结果，对主要质量分布的有效性进行验证和修正，进一步 获取和验证质量刚度矩阵M及刚度矩阵K。
[0016]优选地，所述建立气囊折叠和充气模型，包括：
[0017]根据气囊结构，建立气囊分析模型；其中，根据气囊受力特点，采用膜单 元进行模拟；
[0018]根据气囊折叠方式，采用折叠模块对气囊进行折叠，并装入浮筒舱结构中， 进行
展开分析测试；
[0019]根据气囊充气试验，获取气囊充气展开时间，对单个折叠气囊进行充气模 拟，并通过调整气囊充气曲线，获得与试验相同的展开时间；
[0020]气囊充气的质量流曲线考虑梯形曲线，根据气囊最终压力、气体成分以及 气囊展开体积按气体状态方程可以计算出总的气体量，气体状态方程：
[0021][0022]其中，P为气体压力，V为气体体积，m为气体质量，R为普适气体常数，T 为温度，μ为气体的摩尔质量。
[0023]优选地，所述将所述全机弹塑性分析模型与气囊折叠和充气模型装配，包 括：
[0024]根据气囊绑带受力特点，采用壳单元进行模拟所述气囊绑带；
[0025]将所述全机弹塑性分析模型与所述气囊折叠和充气模型通过建立转轴 JOI NT单元进行连接装配，实现网格节点上的载荷传递。
[0026]优选地，所述建立水域模型，包括：
[0027]根据着水区域范围建立水域模型；其中，水体采用光滑粒子流体动力学单 元模拟。
[0028]优选地，所述建立水域模型，还包括：
[0029]基于数值造波方法理论，采用推板造波和动边界造波方法，生成相应的海 况的模型；
[0030]根据着水试验结果，以结果精度、模型计算量为优化目标，以粒子网格尺 寸、粒子光滑长度、人工粘性系数、阻尼系数为优化变量，进行参数优化修正， 获取精度高且运算效率高的参数模型。
[0031]优选地，所述流固耦合模型分析以及气囊展开分析，包括：
[0032]分析着水过程中机体结构变形、破损的响应，得到结构应变响应时间历程、 机体运动姿态、过载时间历程；
[0033]分析气囊展开过程中气囊应力及气囊绑带连接载荷时间历程。
[0034]本专利技术的有益技术效果：
[0035]本专利技术通过该分析方法，在型号设计时可以为直升机着水后气囊展开情况 的着水载荷进行预测，为应急气囊及其连接结构、机体结构设计提供分析依据， 能够减少试验次数，降低设计研发成本及研发风险，同时通过该分析方法可以 为直升机建立水上迫降程序及适航取证提供重要支持。
附图说明
[0036]图1是本专利技术实施例提供的流程图；
[0037]图2是本专利技术实施例提供的气囊典型质量流曲线；
[0038]图3是本专利技术实施提供的海况造波示意图；
[0039]图4是本专利技术实施提供的直升机装配模型示意图；
[0040]其中：1
‑
全机弹塑性分析模型、2
‑
气囊折叠和充气模型、3
‑
水域模型。
具体实施方式
[0041]本专利技术基于数值仿真以及试验，提出一种直升机着水后气囊充气展开分析 方法，结合有限元法(FEM)、均匀压力法(UP)和光滑粒子流体动力学法(SPH)， 建立大型、有效的数值仿真模型，并结合试验修正验证，解决直升机气囊着水 后展开分析问题，属于分析方法创新。
[0042]本专利技术为一种直升机着水后气囊充气展开分析方法，通过建立全机结构模 型、气囊折叠模型、并将全机结构和气囊模型组合、完成组合状态下着水分析， 分析着水过程中气囊动态展开影响，获取直升机着水后气囊展开情况下的机体、 气囊载荷分析以及结构破损情况，其主要方法步骤如下：
[0043](1)建立全机弹塑性分析模型，机体结构分析方法采用有限元法(FEM)。
[0044]a)根据全机结构主传力路径，建立全机简化模型，其中金属框梁结构通过 壳、梁单元模拟，复材腹板、蒙皮结构通过壳单元模拟。
[0045]b)针对金属材料、复合材料、蜂窝材料典型材料特性和失效方式，分别确 定相应的材料本构模型，并对全机各部位赋予相应属性。
[0046]c)机体结构有限元分析采用动力学方程：
[0047][0048]其中，结构阻尼很小，可以忽略，基于静力试验结果、对主要传力结构路 径分析的有效性进行验证和修正，获取较为真实的刚度矩阵K；基于动特性试 验结果，对主要质量分布的有效性进行验证和修正，进一步获取和验证质量刚 度矩阵M及刚度矩阵K。
[0049](2)建立气囊折叠和充气模型，气囊分析方法采用均匀压力法(UP)。
[0050]a)根据气囊结构，建立气囊分析模型，其中根据气囊受力特点，采用膜单元 进行模拟。
[0051]b)根据气囊折叠方式，采用折叠模块对气囊进行折叠，并装入浮筒舱结构中， 进行展开分析测试。
[0052]c)根据气囊充气试验，获取气囊充气展开时本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机着水后气囊充气展开的分析方法，其特征在于，所述方法包括：建立全机弹塑性分析模型，建立气囊折叠和充气模型；将所述全机弹塑性分析模型与气囊折叠和充气模型装配；建立水域模型，并进行流固耦合模型分析以及气囊展开分析。2.根据权利要求1所述的分析方法，其特征在于，所述建立全机弹塑性分析模型，包括：根据全机结构主传力路径，建立全机简化模型；其中，金属框梁结构通过壳、梁单元模拟，复材腹板、蒙皮结构通过壳单元模拟；对金属材料、复合材料和蜂窝材料的特性和失效方式，分别确定相应的材料本构模型，并对全机各部位赋予相应属性。3.根据权利要求2所述的分析方法，其特征在于，全机结构有限元分析采用动力学方程：其中，结构阻尼C很小，可以忽略；基于静力试验结果、对主要传力结构路径分析的有效性进行验证和修正，获取较为真实的刚度矩阵K；基于动特性试验结果，对主要质量分布的有效性进行验证和修正，进一步获取和验证质量刚度矩阵M及刚度矩阵K。4.根据权利要求3所述的分析方法，其特征在于，所述建立气囊折叠和充气模型，包括：根据气囊结构，建立气囊分析模型；其中，根据气囊受力特点，采用膜单元进行模拟；根据气囊折叠方式，采用折叠模块对气囊进行折叠，并装入浮筒舱结构中，进行展开分析测试；根据气囊充气试验，获取气囊充气展开时间，对单个折叠气囊进行充气模拟，并通过调整气囊充气曲线，获得与试验相同的展开时间；气囊充气的质量流曲...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁李斌，树德军，吕乐丰，徐朝梁，刘文琦，洪蛟，刘海，吴远飞，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：