“嫦娥三號”著陸緩沖機構的研究成果及其應用

楊建中 滿劍鋒 曾福明 朱汪 聶宏

（1中國空間技術研究院總體部，北京100094）（2南京航空航天大學航空宇航學院，南京210016）

0 引言

著陸緩沖技術是深空著陸探測或回收的一項關鍵技術，許多學者都對此進行了有益的探索。文獻[1]對火星探測減速著陸技術進行了分析，并歸納總結了火星探測器減速著陸技術的發展趨勢。文獻[2]研究了美國、歐洲、俄羅斯在載人飛船、登月艙、火星著陸器等載人航天器回收著陸技術方面取得的成果，為我國著陸緩沖技術的發展提供了參考。文獻[3]提出了一種著陸緩沖機構設計方法，為著陸緩沖機構的設計提供了有益指導。在“嫦娥三號”研制過程中，投入了很大的力量來突破著陸緩沖這一關鍵技術。“嫦娥三號”通過4套著陸緩沖機構實現月面著陸緩沖，如圖1所示[4]。它們以平面對稱的方式安裝在著陸器結構的底部。發射階段，著陸緩沖機構處于收攏壓緊狀態，以滿足運載的包絡要求。到達預定的軌道后，著陸緩沖機構釋放展開并鎖定，以便為著陸時提供較大的支撐面積，有效避免著陸時的翻倒。著陸器進入月球軌道，且開始向月面降落后，通過一系列的減速控制，最終依靠著陸緩沖機構緩沖著陸器著陸瞬時受到的沖擊載荷，實現著陸器在月面的穩定、安全著陸[4]。著陸完成后，著陸緩沖機構長期、穩定地支撐著陸器，為巡視器的順利釋放及相關有效載荷的正常工作創造條件。因此，著陸緩沖機構的性能是否可靠直接關系著整個“嫦娥三號”著陸探測計劃的成敗。

圖1 “嫦娥三號”著陸緩沖機構Fig.1 Landing gear for Chang’e-3

在“嫦娥三號”著陸緩沖機構研制過程中，通過自主創新在緩沖方法選取、著陸緩沖機構設計、著陸過程仿真分析、著陸緩沖機構地面驗證等方面取得了豐碩的研究成果。本文對其中的鋁蜂窩緩沖特點、機構關鍵參數設計、地面緩沖試驗以及研究成果的推廣進行介紹。

1 緩沖方法研究

在“嫦娥三號”著陸緩沖機構工程研制過程中，對鋁蜂窩壓潰變形緩沖技術等進行了深入研究，解決了鋁蜂窩壓潰過程中的不規則變形及其導致的緩沖力不穩定問題[5]，同時提出了可提供較大緩沖力的鋁蜂窩壓潰與薄壁金屬管壓潰相組合的緩沖技術[6]，鋁蜂窩壓潰與金屬桿拉伸相結合的拉壓雙向緩沖技術[7]等，最終滿足了著陸緩沖機構的緩沖需要。

1.1 緩沖性能要求

一般而言，緩沖性能要具有受空間環境影響小、可靠性高、存儲壽命長等優點。在選擇著陸緩沖方法時，除了要考慮上述要求外，還要考慮以下要求：

1）不可逆性。盡可能把航天器著陸時的動能不可逆地轉變為其他形式的能量，如塑性變形能、熱能、電能等，而不要通過彈性變形來儲存能量，以避免彈性變形能的自由釋放而導致二次沖擊或其他難以控制的后果。

2）高效性。耗散單位能量所需的緩沖材料質量輕、體積小，所需的防熱、徑向約束等附加措施或條件少，以便在有限的質量、空間和能源條件下完成緩沖任務。

3）穩定性。緩沖方法受地面存儲環境以及空間環境的影響小，且在緩沖過程中緩沖力的波動小，以保證穩定吸能，避免著陸時的沖擊響應值超出要求。

4）可設計性。可以通過改變某個設計尺寸，來方便地適應不同能量的吸收，或保證不同的緩沖能力裕度，以適應可能的著陸初始條件的變化。

5）工藝性。緩沖方法易于工程實施，便于加工制造、裝配調試和使用。

6）易檢驗性。在地面可以方便地對表征緩沖力大小的有關參數進行檢驗、測量，以確保緩沖力滿足要求。

7）經濟性。加工、裝配、調試、試驗等環節的成本低。

1.2 鋁蜂窩緩沖特點

對于拉伸成形的鋁蜂窩而言，由于加工工藝的限制，鋁蜂窩沿芯格軸線方向的尺寸一般不超過150mm。當緩沖行程要求較大時，可以把幾段鋁蜂窩串聯起來使用，這樣不僅可以降低加工難度，而且在沖擊輸入不變的前提下，可以通過不同規格鋁蜂窩的串聯組合，得到期望的緩沖輸出曲線[8]。

鋁蜂窩的緩沖能力與鋁箔材料的屈服強度、鋁箔的厚度、芯格的尺寸有關。這些參數受環境溫度的影響小，因此鋁蜂窩的緩沖力比較穩定，非常適合空間環境下的著陸緩沖。實測的鋁蜂窩材料靜態變形時的緩沖力曲線如圖2（a）所示，鋁蜂窩材料壓潰過程如圖2（b）所示。

圖2 典型鋁蜂窩材料緩沖力曲線及壓縮過程Fig.2 Al-honeycomb compression and characteristics

鋁蜂窩壓潰變形時，其緩沖力具有以下特點：

1）緩沖力具有較長的“平臺”特性。在靜態壓縮變形的初期，芯格側面由光滑到皺褶變形的過程中，緩沖力–位移曲線會出現一個寬度很小、數值較大的“峰值”，隨后是一段較長的“平臺”。

2）在不同沖擊速度下，鋁蜂窩緩沖力會略有區別。如圖3所示，沖擊速度為7m/s時對應的緩沖力–位移曲線比沖擊速度為4.43m/s時對應的緩沖力–位移曲線的波動要大，且相應的平均緩沖力也稍大。

3）沖擊過程中鋁蜂窩有可能失穩。當鋁蜂窩存在局部缺陷時，或沖擊力的方向與鋁蜂窩芯格軸線方向不重合時，鋁蜂窩在沖擊變形過程中有可能局部失穩，由此將導致緩沖力出現較大波動。

圖3 鋁蜂窩材料沖擊緩沖曲線Fig.3 A l-honeycomb dynam ic compression characteristics

2 機構關鍵參數設計

在“嫦娥三號”著陸緩沖機構的研制過程中，基于能量法提出了著陸緩沖機構幾何參數確定及緩沖能力設計方法，有效指導了著陸緩沖機構的設計。

2.1 幾何參數確定方法

著陸器翻倒過程中勢能的變化情況如圖4所示[4]。著陸緩沖機構設計需要確定的關鍵幾何參數包括著陸瞬時著陸器結構最低點到月面的初始高度Lh和相鄰兩個足墊中心連線與著陸器結構中心軸線之間的距離LV。圖中L0為著陸器質心到結構最低點的距離；H0為著陸器的質心高度；Δh為著陸器翻倒過程中質心位置升高的最大值。

圖4 著陸器翻倒過程中勢能的變化Fig.4 Potential energy variation during overturn of the lander

為減小系統的質量，在滿足著陸穩定性要求的前提下，Lh、LV的值應盡可能地小。其中，Lh的最小值Lh,min可以通過式（1）估算：

式中Sh為主緩沖器在垂直方向的位移；S0為著陸器著陸后結構最低點距離著陸面的安全預留距離；ΔH為著陸器著陸過程中相對著陸面的下陷深度。

一般情況下，著陸器質心到結構最低點的距離L0是已知的，因此，當Lh,min數值確定后，著陸器的質心高度H0便可以按式（2）確定：

在設計初始階段，可以利用能量轉換原理來初步估算LV的數值。為保證著陸過程中著陸器不翻倒，必須滿足以下條件：

式中WD為著陸過程中著陸器翻轉開始時具有的動能；WH為著陸器質心運動到相鄰足墊中心連線所在的豎直平面內時（即著陸器的質心在著陸面上的投影落到穩定性多變形的某一邊上時）著陸器相對著陸瞬時勢能的增加。為便于估算WD的數值，并確保公式（3）的成立，WD可以認為是著陸瞬時著陸器所具有的動能。即只要著陸瞬時著陸器的動能不大于翻倒過程中著陸器勢能的增加，著陸器就不會翻倒。WD可按式（4）計算：

式中m為著陸器質量；vV為著陸瞬時著陸器的垂直速度；vh為著陸瞬時著陸器的水平速度。

WH可按式（5）計算：

式中g′為月面重力加速度；Δh為著陸器翻倒過程中質心位置升高的最大值，如圖4所示。

Δh的值可以按主緩沖器不縮短、足墊不下陷來估算，即：

由式（3）～式（6）可得：

2.2 緩沖能力確定方法

著陸緩沖機構需要吸收的總能量主要包括：著陸器著陸瞬時所具有的動能以及由于緩沖器工作和足墊下陷而減少的著陸器重力勢能。考慮到足墊下陷的深度以及此過程中著陸面的變形吸能量難以確定，在初步設計時，可以假設由于足墊下陷而導致的重力勢能的減少量與著陸面的變形吸能量相同。此假設的物理意義是著陸器在剛性著陸面上著陸。

著陸過程中由主緩沖器吸收的總能量W為：

式中H為從著陸瞬時開始到穩定著陸后由于主緩沖器壓縮而導致的著陸器質心的下降高度。

在設計初期可以假設每個主緩沖器的最大吸能能力為：

式中Amax為每個主緩沖器的最大吸能能力；a0為某一常數，它與著陸面的形貌、機械特性和初始著陸速度以及機構的具體構型等有關。

輔助緩沖器主要用于緩沖水平方向的沖擊載荷。在初始設計時可以按單個輔助緩沖器吸收整個著陸器水平方向的全部動能考慮，即單個輔助緩沖器的最大吸能能力Bmax為：

事實上，由于著陸緩沖機構的構型不同，輔助緩沖器在拉伸和壓縮時吸收的能量往往不一樣，前者一般大于后者，且可能大于公式（10）的計算值。一般情況下，著陸瞬時主緩沖器軸線與著陸面的夾角越小，輔助緩沖器越容易發生拉伸變形，著陸過程中通過它可以吸收的能量也就越多。

3 地面緩沖試驗

3.1 單套著陸緩沖機構的緩沖試驗

緩沖性能是著陸緩沖機構的核心性能，因此需要在地面開展大量的試驗對其緩沖性能進行全面的驗證。該試驗在專用的試驗臺上完成。試驗臺由導軌、釋放裝置、吊籃和配重及測力平臺等組成，沖擊試驗臺及試件安裝情況如圖5所示。

圖5 沖擊試驗臺及試件安裝Fig.5 Schema of impact test facility

試驗時將著陸緩沖機構與吊籃相連，吊籃用于模擬著陸時的質量，它通過釋放裝置（掛彈鉤）與起吊裝置相連，可沿導軌在豎直方向移動。通過調整配重的質量、吊籃與著陸緩沖機構的安裝接口以及投放高度等，保證施加在著陸緩沖機構上的沖擊能量、沖擊載荷及其與著陸面之間的相對姿態滿足要求。為了準確測量著陸時的沖擊載荷，一般在模擬著陸面的下面安放專用的6維測力平臺，在主緩沖器和輔助緩沖器與吊籃的接口處設置相應的測力傳感器，分別用于測量主緩沖器、輔助緩沖器對吊籃的作用力。

在試驗過程中，為了模擬著陸器以不同姿態著陸時著陸緩沖機構的緩沖情況，可以將著陸緩沖機構相對吊籃旋轉不同的角度。

3.2 組合緩沖性能試驗

該試驗主要用于考核多套著陸緩沖機構組合使用時的緩沖能力，即將安裝有多套著陸緩沖機構的模擬著陸器起吊到一定的高度，而后以一定的水平速度和姿態釋放，驗證著陸緩沖機構的緩沖情況或模擬著陸器上相應位置點的沖擊響應情況，如圖6所示[4]。

試驗時將模擬著陸器通過電磁解鎖裝置與雙擺桿相連，雙擺桿為平行四邊形機構，在其擺動過程中，其下表面始終保持水平。根據預期的著陸速度，通過卷揚機把模擬著陸器拉偏一定的角度，而后釋放卷揚機，讓雙擺桿自由擺動，當其下表面擺動到最低位置時，電磁解鎖裝置解鎖，從而釋放模擬著陸器，使其按期望的速度和姿態著陸。

圖6 組合緩沖性能試驗Fig.6 System testof the attenuation characteristics

姿態調節裝置可以實現繞3個正交軸的旋轉角度的調整，從而可以模擬著陸時的不同姿態。通過控制雙擺桿擺角的大小，可以模擬不同的水平著陸速度。通過控制投放高度，可以模擬不同的垂直著陸速度。通過在地面鋪設專用的模擬土壤，可以模擬月面的不同機械特性。通過在著陸場設置相應的凸起、凹坑，可以模擬著陸面的地形地貌。通過上述模擬量的有機組合，可以模擬多種可能的著陸初始條件。

該試驗要模擬、測量的物理參數很多，試驗實施的難度很大，代價很高，因此，該試驗要結合相應仿真試驗的結果來開展，僅針對那些惡劣的、典型的著陸工況進行有限次數的試驗驗證。

該試驗中模擬土壤的制備一般是在土壤力學專家的指導下實施[9-10]，根據對目標星體表面土壤情況的認識，從顆粒級配、密度、含水量、內摩擦角等多方面進行控制，從而利用地面土壤來模擬月壤的機械特性。

4 研究成果的推廣應用

4.1 航天器著陸緩沖領域

“嫦娥三號”著陸緩沖技術在以下航天器著陸緩沖領域中也具有廣闊的應用前景：

1）火星等行星探測器的著陸緩沖。只要控制好著陸速度、識別好著陸區，并確定適當的著陸時刻，避免火星表面風速的影響，在火星表面的緩沖與在月球表面的緩沖沒有實質性差別，“嫦娥三號”著陸緩沖技術通過適應性改進就可以應用于火星表面的著陸緩沖。

2）新一代可重復使用飛船返回艙的著陸緩沖。目前美國已經提出了可重復使用的飛船返回艙技術，該返回艙的著陸就采用著陸緩沖機構實現緩沖和落地后的支撐，從而避免飛船殼體直接著陸而導致的變形等損傷。我國新一代飛船返回艙也可以采用類似的技術實現著陸時的緩沖。

4.2 緩沖技術的地面應用

在我國航天器著陸緩沖技術進一步發展的同時，應加快相關技術在地面應用的推廣工作，以便讓航天技術更多、更好地為我國國民經濟的發展服務，讓航天技術作為更強勁的引擎帶動民用技術的發展，實現航天技術與地面應用密切結合、相互支撐、相互促進的發展目標。

緩沖技術的地面應用可體現在以下幾個方面：

1）直升機抗墜毀。“嫦娥三號”著陸緩沖技術可以用于直升機機身的抗墜毀以及飛行員座椅的抗墜毀，從而有效保護飛行員的生命安全。

2）交通安全。“嫦娥三號”著陸緩沖技術可以用于高速列車車廂之間的碰撞防護、公路攔石網、公路護欄、汽車碰撞防護、橋梁碰撞防護、橋梁限高桿等，有效降低重大交通事故造成的損失。

3）反恐防爆。相應的緩沖材料可以用于制造輕質便攜式防爆罐，有效降低爆炸恐怖活動對人民生命財產造成的影響。

5 結束語

通過“嫦娥三號”著陸緩沖機構的研究，在緩沖方法選擇、機構設計方法、地面驗證方法與實施等方面取得了豐碩的成果。這些研究成果對于后續月面取樣返回、火星探測、載人登月等深空著陸探測任務的開展，以及地面碰撞緩沖與爆炸防護技術的研究等奠定了良好的技術基礎。

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