CN114692325A - 基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法 - Google Patents

基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法 Download PDF

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CN114692325A CN202210128165.1A CN202210128165A CN114692325A CN 114692325 A CN114692325 A CN 114692325A CN 202210128165 A CN202210128165 A CN 202210128165A CN 114692325 A CN114692325 A CN 114692325A
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Abstract

本发明提供一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，建立翼伞结构单气室几何模型；建立翼伞结构一次弦向折叠模型和二次弦向折叠模型；赋予所述网格单元属性，其中，对所述翼伞结构单气室几何模型中伞衣部分选用薄膜单元，伞绳部分选用索单元，并采用罚函数法处理薄膜单元与索单元之间的接触碰撞问题；建立流固耦合模型，进行翼伞充气展开仿真计算。本发明仿真效率明显提高，该翼伞结构模型的建立与仿真计算，可以得到翼伞的伞衣，伞绳结构的应力，应变等参数，为工程实践提供可靠参考。

Description

基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法
技术领域
本发明属于空降设备技术领域，具体涉及一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法。
背景技术
冲压翼伞是由柔性织物组成的，具有储存空间小、滑翔比高、操作性好等优点，在航天返回中有着重要的作用。
冲压翼伞呈矩形翼，翼的上下表面用内肋隔开固定，形成盒式翼型气室。开伞时，通过前缘切口进入冲压空气形成滞止压力维持伞形结构，拥有高升阻比的气动性能、优良的滑翔能力、良好的稳定性和操作性，能实现安全、准确的着陆，此外冲压翼伞能像传统的降落伞一样方便地折叠包装，具有体积小、重量轻、便于携带搬运的特点，在航空航天、民用、军事等领域得到广泛应用。
从国内外精确空投技术型号研制的经验和教训来看，70％的系统失效发生在空中开伞、物伞扰动阶段，因此要提高精确空投可靠性，需要对翼伞非线性大变形特征和流固耦合特性及空投系统多体动力学有充分认知。
而在在翼伞的各个工作阶段中，通常认为充气展开阶段是其中物理特性最为复杂的一个阶段。充气阶段的复杂性主要体现在以下几个方面：首先，翼伞伞衣是由柔性织物组成的，在充气张开过程中会经历急剧的外形变化，因此这是一个几何非线性与材料非线性并存的复杂大变形结构动力学问题，针对该类问题的数学建模分析以及求解的难度都较大，相关理论也并不成熟。其次，除了复杂的结构大变形之外，伞衣区域附近的内外流场也将经历急剧和复杂的变化，在伞衣内部，流动处于显著的湍流状态；在伞衣外部，存在着流场分离以及复杂涡系的相互作用，这些都是流体力学中的难点问题，目前都未被很好地解决。最后，考虑到充气过程中流场变化和结构变形并不是独立存在，而是伞衣的结构变形与伞衣周围的流场变化相互影响、相互作用。因此本质上来看，整个充气过程是一个结构动力学与流体动力学高度耦合的复杂流固耦合问题。
发明内容
针对上述现有技术中存在的缺陷，本发明提供一种可以提高计算翼伞折叠后充气展开过程中仿真计算效率的翼伞结构有限元建模方法。
本发明提出的技术方案如下：
本发明公开了一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，包括以下步骤：
建立翼伞结构单气室几何模型；
对所述翼伞结构单气室几何模型进行网格划分，得到翼伞结构网格模型；基于所述翼伞结构网格模型采用自由曲面建模方法得到翼伞结构展向折叠模型；基于所述翼伞结构展向折叠模型采用逆向动力学建模方法得到一次弦向折叠模型和二次弦向折叠模型；
赋予所述网格单元属性，其中，对所述翼伞结构单气室几何模型中伞衣部分选用薄膜单元，伞绳部分选用索单元，并采用罚函数法处理薄膜单元与索单元之间的接触碰撞问题；
建立流固耦合模型，进行翼伞充气展开仿真计算。
进一步地，翼伞结构的动力学控制方程为：
Figure BDA0003501416210000021
其中，ρs为翼伞结构的材料密度，σs为柯氏应力张量，fs为作用在翼伞结构的外部力，μ为翼伞结构质点的速度矢量，t为计算时间，
Figure BDA0003501416210000022
为偏微分运算符号。
进一步地，所述薄膜单元的本构方程为：
Figure BDA0003501416210000023
Figure BDA0003501416210000024
Figure BDA0003501416210000025
其中，ε1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应变，σ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应力，θ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向泊松比，E1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向弹性模量，ε2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应变，σ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应力，θ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向泊松比，E2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向弹性模量，ε12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切向应变，τ12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切应力，G12为翼伞伞衣结构薄膜单元的剪切模量，α为翼伞伞衣结构薄膜单元的非线性系数。
进一步地，所述索单元的本构方程为：
Figure BDA0003501416210000031
其中，ε为翼伞伞绳索单元的纵向应变，σ为翼伞伞绳索单元的纵向应力，为翼伞伞绳索单元的纵向弹性模量。
进一步地，所述罚函数法具体为：
在每一个时间步长开始时，检查每一个从节点，若所述从节点没有穿透主面，则不作任何处理；若所述从节点穿透主面，则在该从节点与主面之间增加一个接触力。
进一步地，所述接触力的大小与从节点穿透的距离、主面的刚度成正比。
进一步地，通过减小时间步长降低所述接触力的振荡程度。
进一步地，采用ALE方法和径向基函数插值法建立流固耦合模型。
进一步地，翼伞充气展开过程中的流体运动控制方程如下：
Figure BDA0003501416210000032
Figure BDA0003501416210000033
其中，ρf为第一流体域气体中流体域单元的密度，uf为第一流体域中流体域单元的速度矢量，ff为作用在第一流体域中流体域单元的外部力，σf为第一流体域中流体域单元的应力张量，
Figure BDA0003501416210000034
为哈密尔顿算子，
Figure BDA0003501416210000035
为求第一流体域中流体域单元对应速度张量的散度，
Figure BDA0003501416210000036
为偏微分运算符号，t为计算时间。
现有技术通常缺乏对翼伞非线性大变形特征和流固耦合特性及空投系统多体动力学的充分认知，本发明提出的基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，采用索单元、膜薄单元对翼伞进行结构有限元建模方法，同时并采用罚函数法处理薄膜单元与索单元之间的接触碰撞问题，对翼伞二次折叠模型进行充气展开过程中的流固耦合仿真计算，仿真效率明显提高，该翼伞结构模型的建立与仿真计算，可以得到翼伞的伞衣，伞绳结构的应力，应变等参数，为工程实践提供可靠参考。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对技术方案描述时所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，本发明的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。在附图中：
图1是本发明实施例中翼伞结构单气室几何模型示意图；
图2是本发明实施例中翼伞结构纵向对称面示意图；
图3是本发明实施例中翼伞结构网格模型示意图；
图4本发明实施例中翼伞结构展向折叠模型示意图；
图5本发明实施例中翼伞结构一次弦向折叠模型示意图；
图6本发明实施例中翼伞结构二次弦向折叠模型示意图；
图7本发明实施例中流场与结构界面接触耦合示意图；
图8本发明实施例中翼伞伞衣上翼面表面应力示意图；
图9本发明实施例中翼伞伞衣下翼面表面应力示意图；
图10本发明实施例中翼伞伞绳应力示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本实施例提供一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，该方法包括以下步骤：
S1：建立翼伞单气室几何模型；
具体地，本实施例使用catia软件建立翼伞单气室几何模型，参照图1和图2，图1所示为翼伞结构单气室几何模型，图2所示为翼伞结构纵向对称面示意图，模型相关参数如表1所示：
表1翼伞模型几何参数
Figure BDA0003501416210000041
Figure BDA0003501416210000051
S2：建立翼伞结构单气室几何模型的一次弦向折叠模型和二次弦向折叠模型；
具体地，对翼伞结构单气室几何模型进行网格划分，得到翼伞结构网格模型，图3示为翼伞结构网格模型；采用自由曲面建模方法将翼伞结构网格模型通过平移，拉伸等操作处理为翼伞结构展向折叠模型；采用逆向动力学建模方法对翼伞结构展向折叠模型进行弦向折叠，得到一次弦向折叠模型和二次弦向折叠模型，图4所示为翼伞结构展向折叠模型，图5所示为翼伞结构一次弦向折叠模型，图6所示为翼伞结构二次弦向折叠模型。
S3：赋予网格单元属性；
具体地，在翼伞的各个工作阶段中，通常认为充气展开阶段是其中物理特性最为复杂的一个阶段，是一个几何非线性与材料非线性并存的复杂大变形流固耦合问题。采用流固耦合数值计算成为目前研究翼伞充气展开过程中较为可行的方法。对翼伞的伞衣和伞绳进行了初步的受力分析可知：伞衣受力特征与膜结构相似，伞绳受力特征与索结构相似。由于索、膜单元的受力形式更加简单，因此在保证计算精度的同时，为了节约计算资源和成本，本实施例对所述翼伞单气室几何模型中伞衣部分选用薄膜单元，伞绳部分选用索单元，用不能承受弯矩的膜单元来模拟伞衣更符合伞衣的结构特点；同时用不能承受弯矩只能单向受拉的索单元来模拟伞绳的作用也更加合理；
进一步地，本实施例中翼伞结构的动力学控制方程为：
Figure BDA0003501416210000052
其中，ρs为所述翼伞结构的材料密度，σs为柯氏应力张量，fs为作用在所述翼伞结构的外部力，μ为所述翼伞结构质点的速度矢量，t为计算时间，
Figure BDA0003501416210000053
为偏微分运算符号；
进一步地，本实施例中采用薄膜单元对翼伞伞衣三维几何外形进行网格划分，所述薄膜单元的本构方程为：
Figure BDA0003501416210000061
Figure BDA0003501416210000062
Figure BDA0003501416210000063
其中，ε1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应变，σ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应力，θ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向泊松比，E1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向弹性模量，ε2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应变，σ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应力，θ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向泊松比，E2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向弹性模量，ε12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切向应变，τ12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切应力，G12为翼伞伞衣结构薄膜单元的剪切模量，α为翼伞伞衣结构薄膜单元的非线性系数。
进一步地，本实施例中采用索单元对翼伞伞绳结构进行网格划分，所述索单元的本构方程为：
Figure BDA0003501416210000064
其中，ε为翼伞伞绳索单元的纵向应变，σ为翼伞伞绳索单元的纵向应力，为翼伞伞绳索单元纵向弹性模量；
进一步地，对翼伞伞绳和伞衣的索、膜单元采用接触碰撞算法，防止翼伞索膜结构有限元模型网格互相穿透，实现翼伞充气展开过程中的仿真计算。在翼伞开伞过程的数值模拟分析中，接触问题是重点和难点。有伞衣、伞绳自接触以及伞衣自接触过程，由于高度非线性，接触界面及接触状态在运动与变形过程中会随时发生变化，无法预知的。以往一般接触问题的处理方法是将结构与载荷耦合，即根据理论或者实验假设一种载荷的时空分布，该方法对于初步预估分析以及柔性小的结构具有可行性，但若是大变形的碰撞过程，则引起较大分析误差；
本实施例中采用罚函数法处理翼伞索、膜单元之间的接触碰撞问题。罚函数法基本原理：在每一个时间步长t开始时，先检查每一个从节点，若从节点没有发生穿透主面的情况，则不作任何处理。如果某从节点穿透主面，则在该从节点与主面之间增加一个力的作用(即接触力)，其大小与从节点穿透的距离、主面的刚度成正比，该接触力称为罚函数值。这种处理方式相当于在从节点与主面之间放置一个弹簧，来限制从节点的穿透。基于该方法的实际操作步骤，其求解出的结构之间接触力、撞击的速度和加速度都是振荡的，其振荡的程度与罚因子数值有关，可以通过减小时间步长来降低振荡；
伞衣单元与流场单元之间的界面耦合力通过接触算法中的罚函数方法进行计算。在单位时间步Δt内，流场节点与结构节点耦合接触算法示意如图7所示，流场节点所受的接触力Ff与结构节点所受接触力Fs大小相等方向相反，且有：
Figure BDA0003501416210000071
其中k为由材料属性决定的接触刚度，C为阻尼系数(相关文献取临界阻尼的5％进行计算)，d为接触位移。接触位移d由结构节点与流场节点间相对速度进行计算，即dt0+Δt＝dt0+(vs-vf)·Δt，其中vs与vf分别为结构节点与流场节点的速度矢量。
S4：建立流固耦合模型，进行翼伞充气展开仿真计算；
具体地，本实施例采用ALE方法和径向基函数插值法建立完整的流固耦合模型，开展翼伞充气展开仿真计算；
进一步地，气展开过程中的来流速度较小，因此不考虑流体运动的压缩性，流体运动控制方程如下：
Figure BDA0003501416210000072
Figure BDA0003501416210000073
其中，ρf为所述第一流体域气体中流体域单元的密度，uf为所述第一流体域中流体域单元的速度矢量，ff为作用在所述第一流体域中流体域单元的外部力，σf为第一流体域中流体域单元的应力张量，
Figure BDA0003501416210000074
为哈密尔顿算子，
Figure BDA0003501416210000075
为求第一流体域中流体域单元对应速度张量的散度，
Figure BDA0003501416210000076
为偏微分运算符号，t为计算时间；
进一步地，在连续介质力学中，有两种经典的运动描述方法：拉格朗日及欧拉描述。前者不利于解决网格大变形问题，后者无法准确确定运动边界的位置。而ALE描述则是统筹了这两个观点，将计算网格不再固定，也不受流体质点的依附，使得其在克服网格畸变的基础上能够应用于自由液面问题。其本质是在拉格朗日描述的材料域以及欧拉描述的空间域中，引入了一个独立的参考域，此参考域在流场计算中始终与网格保持重合。对于材料域及空间域，两者之间的映射关系可以表达为：
x＝φ(X,t) (1)
X为t时刻的空间域坐标，x为对应的t时刻的材料域坐标，由此反应了材料的运动。同理，参考域与空间域的映射关系：
Figure BDA0003501416210000081
χ为t时刻的参考域坐标，由于参考域始终与网格保持重合，则式(1)可以用来表达网格的运动，且此运动和材料之间是独立的。观察式(1)及式(2)可以发现，材料域至参考域可以通过逆变换得到两者之间的映射关系，于是最终得到了拉格朗日描述、欧拉描述以及ALE描述三者之间的关系。最终可以得到ALE描述下的流体控制方程(连续性方程、动量守恒方程以及能量守恒方程)。
在欧拉描述中，流体的连续性方程：
Figure BDA0003501416210000082
假设流体定常，则根据式(1)及式(2)的变换关系，可将式(3)转化为ALE形式：
Figure BDA0003501416210000083
同理，ALE形式下的动量方程及能量方程变为：
Figure BDA0003501416210000084
Figure BDA0003501416210000085
进一步地，采用径向基函数插值法，实现耦合界面的数据传递。构建降维平面后，选择合适的插值方法将流场节点数据准确的传输到翼伞表面节点上。径向基函数(RadialBasis Function，RBF)插值方法具有数值精度高和不依赖网格拓扑的优点，是一种适合在任意网格拓扑上实现结构载荷/位移双向传递的通用插值方法。以位移插值为例对径向基函数插值进行说明，径向基函数插值的基本形式为：
Figure BDA0003501416210000091
式中，F(r)是插值函数，N为插值问题所使用的径向基函数总数目，
Figure BDA0003501416210000092
是采用的径向基函数的通用形式，||r-ri||是两个位置矢量的欧氏距离，ri是第i号径向基函数的支撑点位置，wi是第i号径向基函数对应的权重系数。径向基函数类型很多，对于网格变形而言，常采用的是Wendland's C2函数，其具体形式为
Figure BDA0003501416210000093
式中，
Figure BDA0003501416210000094
d为径向基函数的作用半径。当η＞1时，强制设定
Figure BDA0003501416210000095
的值为零。网格变形时，用径向基函数插值进行近似描述的并不是物面网格节点的实际位置，而是网格的变形位移。利用函数在其作用半径d以外的位置取零的特性，可以将支撑点取为物面网格节点，这样可以将网格变形限制在距离物面d的有限范围内。
将径向基函数的插值条件用矩阵形式描述，即：
ΔXS＝ΦWX ③
ΔYS＝ΦWY ④
ΔZS＝ΦWZ ⑤
式中，下标S表示物面属性，
Figure BDA0003501416210000096
和
Figure BDA0003501416210000097
分别为N个物面边界节点在x，y，z方向上的位移分量，
Figure BDA0003501416210000098
是待定的权重系数序列。矩阵Φ的具体形式为
Figure BDA0003501416210000101
通过式③～⑥可以求解出权重系数Wx、Wy、Wz，求解出权重系数后，就可以获得计算域内任意网格节点j的位移，公式为
Figure BDA0003501416210000102
Figure BDA0003501416210000103
Figure BDA0003501416210000104
由于构建公式⑥后求解公式③、④、⑤的内存消耗是N2量级，计算量是N3量级，所以，直接运用上述公式进行插值，只能求解小规模(基函数数目在1000以下)问题，对于大规模插值，需要额外的算法对支撑点进行选择，以减小计算量。
参照图8-图10，为本实施例的仿真计算结果，根据计算结果可以看出:
上翼面的最大应力主要出现在伞衣的前缘进气口部位；而下翼面的最大应力主要集中在承载肋片周边。连接伞衣中部的部分伞绳应力较小，其他伞绳应力相差不大。
分析：下翼面的初始阶段伞衣底部受高压气流吹袭，承受较大气动力，同时受到伞绳的下拉作用，伞衣应力主要集中在下表面承载肋片周边，随着开伞过程阻力面积的增大，气动力作用减小，下翼面伞衣载荷减小；上翼面的伞衣应力主要集中在前缘进气口，因为约束少始终承受气流吹袭作用。
伞绳整体受力较为平均，但翼伞开伞过程中外形受气动力影响不断变化，伞衣中部的部分伞绳会出现应力较小的时刻。
另外，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其中，该计算机可读存储介质可存储有程序，该程序执行时包括上述方法实施例中记载的任何基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法的部分或全部步骤。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储器中，存储器可以包括：闪存盘、只读存储器、随机存取器、磁盘或光盘等。
以上所述的具体实施方式，对本申请的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本申请的具体实施方式而已，并不用于限定本申请的保护范围，凡在本申请的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
建立翼伞结构单气室几何模型；
对所述翼伞结构单气室几何模型进行网格划分，得到翼伞结构网格模型；基于所述翼伞结构网格模型采用自由曲面建模方法得到翼伞结构展向折叠模型；基于所述翼伞结构展向折叠模型采用逆向动力学建模方法得到一次弦向折叠模型和二次弦向折叠模型；
赋予所述网格单元属性，其中，对所述翼伞结构单气室几何模型中伞衣部分选用薄膜单元，伞绳部分选用索单元，并采用罚函数法处理薄膜单元与索单元之间的接触碰撞问题；
建立流固耦合模型，进行翼伞充气展开仿真计算。
2.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，翼伞结构的动力学控制方程为：
Figure FDA0003501416200000011
其中，ρs为翼伞结构的材料密度，σs为柯氏应力张量，fs为作用在翼伞结构的外部力，μ为翼伞结构质点的速度矢量，t为计算时间，
Figure FDA0003501416200000012
为偏微分运算符号。
3.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，所述薄膜单元的本构方程为：
Figure FDA0003501416200000013
Figure FDA0003501416200000014
Figure FDA0003501416200000015
其中，ε1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应变，σ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向应力，θ1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向泊松比，E1为翼伞伞衣结构薄膜单元的纵向弹性模量，ε2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应变，σ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向应力，θ2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向泊松比，E2为翼伞伞衣结构薄膜单元的横向弹性模量，ε12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切向应变，τ12为翼伞伞衣结构薄膜单元的切应力，G12为翼伞伞衣结构薄膜单元的剪切模量，α为翼伞伞衣结构薄膜单元的非线性系数。
4.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，所述索单元的本构方程为：
Figure FDA0003501416200000021
其中，ε为翼伞伞绳索单元的纵向应变，σ为翼伞伞绳索单元的纵向应力，E为翼伞伞绳索单元的纵向弹性模量。
5.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，所述罚函数法具体为：
在每一个时间步长开始时，检查每一个从节点，若所述从节点没有穿透主面，则不作任何处理；若所述从节点穿透主面，则在该从节点与主面之间增加一个接触力。
6.根据权利要求5所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，所述接触力的大小与从节点穿透的距离、主面的刚度成正比。
7.根据权利要求5所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，通过减小时间步长降低所述接触力的振荡程度。
8.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，采用ALE方法和径向基函数插值法建立流固耦合模型。
9.根据权利要求1所述的一种基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法，其特征在于，翼伞充气展开过程中的流体运动控制方程如下：
Figure FDA0003501416200000022
Figure FDA0003501416200000023
其中，ρf为第一流体域气体中流体域单元的密度，uf为第一流体域中流体域单元的速度矢量，ff为作用在第一流体域中流体域单元的外部力，σf为第一流体域中流体域单元的应力张量，
Figure FDA0003501416200000024
为哈密尔顿算子，
Figure FDA0003501416200000025
为求第一流体域中流体域单元对应速度张量的散度，
Figure FDA0003501416200000026
为偏微分运算符号，t为计算时间。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述存储介质上存储有计算机执行指令，当所述计算机执行指令被执行时，实现如权利要求1至9任一项所述的基于索膜结构的翼伞结构有限元建模方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115408919A (zh) * 2022-10-28 2022-11-29 华中科技大学 一种基于神经网络的重装空投跌落冲击预测方法及其系统

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115081361A (zh) * 2022-08-23 2022-09-20 中国人民解放军国防科技大学 降落伞展开几何特征的快速求解方法、装置和计算机设备
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