新飛船試驗船氣囊著陸緩沖系統特性研究

竺梅芳 武士輕 李博

新飛船試驗船氣囊著陸緩沖系統特性研究

竺梅芳1,2武士輕1,2李博1,2

（1北京空間機電研究所，北京 100094）（2中國航天科技集團有限公司航天進入、減速與著陸技術實驗室，北京 100094）

緩沖氣囊是繼著陸腿及反推發動機之外，另一種行之有效的著陸緩沖裝置。新一代載人飛船采用群傘加緩沖氣囊的無損回收方案，實現了其重復使用的目的。文章對新飛船試驗船緩沖氣囊的選型及參數的確定原則進行了分析，介紹了氣囊著陸緩沖系統的設計狀態、工作程序以及緩沖過程的排氣控制策略。通過建立地面試驗裝置和測量系統，對緩沖氣囊的性能進行了驗證。結果表明：具備主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統緩沖過載達到預期，無側翻和明顯反彈，著陸穩定性滿足要求。試驗船緩沖氣囊的設計理念和設計方法可以為其它大載荷航天器和大載荷空投著陸緩沖氣囊的設計提供依據和參考。

氣囊 特性研究 新飛船試驗船 無損回收 著陸緩沖

0 引言

為滿足日益增長的航天發射需求，降低發射成本已經成為航天領域追求的重要目標之一，世界各國積極開展新型可重復使用飛船的研制或研究論證，美國和俄羅斯的新型載人航天器都取得了很大進展。我國新一代載人飛船對重復使用也提出了明確需求，需要保證飛船返回艙無損回收。

航天器（或著陸器）通常的無損回收方法是采用降落傘進行氣動減速，著陸過程通過一定的緩沖，將航天器著陸過載控制在允許的范圍內。緩沖氣囊是繼著陸腿、反推發動機之外，另一種行之有效的著陸緩沖方式。此種方式是通過降落傘將航天器穩降速度控制在7m/s～10m/s之間，緩沖氣囊在航天器穩降后進行充氣并在著陸前充滿，在著陸瞬間，通過氣囊內氣體壓縮變形排氣吸收著陸能量，衰減航天器的機械能，降低其著陸過程的過載和最終著陸速度，有效保護航天員的生命安全，同時對航天器結構、艙內儀器設備等進行有效保護，保證航天器的無損回收，達到重復使用的目的。我國的新一代載人飛船正是采用群傘減速及氣囊緩沖的無損回收方式[1-4]。

本文對新飛船試驗船著陸緩沖氣囊的選型及參數的確定原則進行了分析，建立了緩沖過程動力學模型，對緩沖過程進行了仿真分析，并通過地面試驗對方案設計的可行性進行了驗證。

1 新飛船試驗船著陸緩沖系統特點分析

1.1 任務總體特點分析

為了為我國未來新一代載人飛船無損著陸奠定一定的技術基礎，試驗船緩沖氣囊的設計將盡可能接近未來的應用需求。試驗船返回艙經過降落傘減速后，正常狀態下著陸速度約8m/s左右，在著陸時，通過氣囊緩沖，將著陸過載控制在允許的范圍內，最終確保返回艙無損著陸。

試驗船著陸緩沖系統工作輸入約束有：

1）返回艙著陸時質量約6 000kg；

2）正常著陸時緩沖過載不大于11n；

3）單個氣囊質量不大于8.5kg；

4）采用高壓氣瓶充氣。

1.2 氣囊著陸緩沖系統特點分析

緩沖氣囊以其較小的質量和包裝體積、良好的折疊性能、可以兼顧水上和陸上兩種著陸方式、穩定性和環境適應性高于著陸支架等技術優勢，在航空航天以及空投軟著陸領域得到了廣泛應用[5]。

緩沖氣囊本身結構形式多樣，按照緩沖機理可分為密閉型緩沖氣囊和排氣型緩沖氣囊。密閉型緩沖氣囊主要通過囊內氣體的壓縮變形以及系統的多次彈跳來耗散著陸器的機械能。由于不涉及緩沖過程的排氣控制問題，這種氣囊結構簡單、制作方便，可靠性較高，在深空探測領域應用較為廣泛。此類氣囊往往采用全向氣囊的結構形式，即在著陸器的各個面均布置氣囊，因此此類氣囊對著陸點的地形不敏感，無論哪個面著陸都具有足夠的緩沖能力。美國的火星探測器如“探路者”、“機遇號”和“勇氣號”均采用全向密閉型緩沖氣囊[6]。此類緩沖氣囊由于氣囊不排氣，每次緩沖的能量耗散率低，反彈速度大，需經歷多次彈跳緩沖才能將著陸器的能量耗散，完成緩沖過程；另外彈跳和翻滾造成著陸器最終著陸姿態不確定，而且氣囊體積和質量大，系統復雜，緩沖能力低，適合較小質量著陸器的緩沖。鑒于全向氣囊緩沖的上述缺點以及大質量航天器對緩沖能力、著陸后穩定姿態的特殊要求，密閉式緩沖氣囊不適用大質量航天器的著陸緩沖。

排氣式氣囊在受到沖擊時，氣囊先保持封閉，囊內氣體首先受到壓縮，動能轉化為氣體內能，當囊內壓力增加到預定值或過載達到預定值時，氣囊上的排氣口開啟，氣體向外排出，伴隨氣體的排出，著陸能量也一并耗散。此類氣囊僅需一次緩沖即能把大部分能量衰減掉。排氣式氣囊具有以下優點：

1）一次緩沖完成能量衰減，沖擊減緩效率高，航天器無需多次承受緩沖過載；

2）經過合理設計排氣口參數，緩沖過程中囊內的最大壓力可控，可有效降低氣囊織物的最大應力，同時由于只需承受一次緩沖過程，對囊體材料的性能要求降低；

3）氣囊只需設置在航天器著陸面一側，體積相對較小，減小了氣源及充氣裝置的質量，降低了系統的復雜程度。氣囊無需包圍航天器，為緩沖氣囊的安裝帶來了便利。

新飛船對著陸緩沖裝置的需求有兩個，一是對飛船進行緩沖，使著陸過載保持在允許的范圍內，二是在緩沖結束，將飛船托離地面，使其底部不直接觸地。為達到上述兩個目的，單氣囊的設計方式顯然不能滿足要求，采用內、外囊組合式結構的緩沖氣囊是必然選擇。Boeing公司研制的CST-100載人飛船及NASA研制的“獵戶座”CEV（Crew Exploration Vehicle）新型載人飛船均采用此種組合式氣囊作為其著陸緩沖裝置[7-10]。

在組合式氣囊的設計上，外囊的設計高度及結構形式與緩沖過載有直接關系，外囊的初始設計高度（除去內囊高度后的剩余尺寸）即為氣囊的緩沖行程，理想的設計是在緩沖行程末端，飛船的剩余速度正好降低到0。外囊設計過高時飛船在外囊壓縮到一定高度時，速度已減小為零，后續在重力的作用下，繼續向下運動，導致飛船觸地時出現反彈。外囊的設計高度過小，能量吸收不充分，觸地時也會由于剩余速度的存在出現反彈。反彈會影響系統的穩定性，因為造成反彈的力不可能是中心對稱的，從而導致飛船的翻轉。如果翻轉方向與飛船的運動方向一致，就更加助推翻轉[11-12]。內囊主要用于對外囊緩沖后的剩余垂直速度進行進一步的緩沖，并使飛船底部與地面隔離，在有水平速度時，內囊還可以輔助飛船側向滑動，減小側翻的可能[13-14]。

緩沖氣囊設計的主要挑戰之一是盡量減少系統的傾倒，由于水平風速、地面環境、著陸姿態等各種因素的影響，滾動和翻轉是必然的傾向。理想的設計是在出現側翻還應具備相應的防護措施。提供防護最有效的方法是在頭部設置不放氣的環形氣囊，將飛船環向包裹，無論側向以何種角度著陸，環向氣囊均可以保證飛船不直接觸地。但往往實際情況是不具備此種環向氣囊及其充氣結構的安裝空間。在無環向氣囊的條件下，緩沖氣囊設計時的抗側翻能力，主要從以下二個方面進行考慮：一是在滿足緩沖過載和質量要求的情況下，盡可能增大緩沖氣囊觸地面積，緩沖氣囊盡可能布置在飛船外側；二是采用主動開啟式緩沖氣囊，使氣囊具備合理的初始充氣壓力和排氣壓力，結合著陸過程艙體不同部位的過載和著陸姿態，使不同的子氣囊按一定的程序分步開啟，減小飛船的反彈和側翻，保證著陸過程的穩定性。

在設計時，為最大限度提高系統可靠性，通常采用數個子氣囊（每個子氣囊均采用組合式氣囊）組成1個氣囊系統，當1個或幾個氣囊失效時，不至于喪失全部功能[15-16]。在子氣囊數量的選擇上，6個和8個均是可以考慮的選擇，但6個子氣囊因為氣囊的側面更少所以質量更輕，但8個子氣囊的結構設計更為健壯，單個子氣囊失效對整體的緩沖性能影響更小。綜合考慮系統可靠性與質量及包裝體積之間的需求后，新飛船采用6個子氣囊的設計方案。

1.3 任務工作程序

根據任務總體要求及氣囊著陸緩沖系統的特點，試驗船著陸緩沖系統需要的工作程序如圖1所示。整個任務工作過程包括：飛船穩定下降、拋防熱大底、轉垂掛、緩沖氣囊充氣展開、緩沖氣囊著陸前充滿、飛船著陸緩沖、緩沖結束，支撐氣囊托墊等7個階段。

1–飛船穩定下降；2–拋防熱大底；3–轉垂掛；4–緩沖氣囊充氣展開；5–緩沖氣囊著陸前充滿；6–飛船著陸緩沖；7–緩沖結束，支撐氣囊托墊

2 緩沖過程的動力學建模仿真

2.1 緩沖過程的動力學方程

氣囊是以氣體作為吸能介質的緩沖裝置，其工作原理是通過壓縮囊內氣體，將航天器的動能轉化為氣囊內氣體的內能。在囊內壓力達到設定值時，氣體通過排氣口排出，通過囊內氣體的運動，將其吸收的能量排出，達到緩沖的目的。

在氣囊緩沖過程中主要經歷兩個階段

第一個階段為氣囊不排氣的壓縮階段，從飛船帶著氣囊接觸地面到爆破膜打開前這個階段飛船在重力作用下下降，壓縮氣囊，氣囊開始變形，體積減小，囊內壓力增大。在增大到排氣口開啟前，氣體質量沒有變化，囊內氣體可視為做等熵壓縮，又由于時間很短，與外界熱交換忽略不計，因此可以按照絕熱壓縮考慮，其動力學方程可表示為

第二個階段為氣囊排氣壓縮階段，從排氣口打開到飛船著地。當囊內壓力大于爆破膜強度或飛船艙體上的過載達到預定值時，排氣口開啟，囊內氣體排出，艙體繼續下落，直到內囊底部接觸地面。這一過程不可逆，是非等熵過程，由于時間很短，與外界熱交換忽略不計，因此排氣過程也可以按照絕熱過程考慮。

在氣囊排氣過程中，某單位時間排氣口排出氣體流速及氣體流量可表示如下

式中e為排氣口排氣速度；為氣囊內初始溫度；為氣體狀態常數。

式中為溫度。

根據式（1）、式（3）和式（4），采用四階龍哥庫塔法求解這一方程組，即可求出排氣過程中過載等重要變量。

2.2 緩沖過程仿真

針對組合式緩沖氣囊，建立飛船返回艙-緩沖系統動力學模型，對緩沖過程進行了仿真分析。在計算過程中，假設氣囊的材料為正交各向同性的線彈性材料，氣囊采用芳綸織物，厚度0.3mm，密度933kg/m3，彈性模量為9.8GPa，泊松比為0.3，所有接觸的摩擦系數一律取為0.3。返回艙和地面定義為剛性體，返回艙和氣囊之間采用節點固連的方式來模擬之間的連接固定。典型的緩沖過程如圖2所示，其中圖2（a）為氣囊開始觸地時刻，此時氣囊還未壓縮；圖2（b）為氣囊受壓變形，囊內壓力升高，施加在返回艙上的作用力增大，達到排氣口開啟過載；圖2（c）為氣囊排氣口開啟后囊體繼續壓縮氣體排出，釋放返回艙的著陸能量。7.5m/s、9.5m/s兩種工況下速度和過載隨時間的變化曲線如圖3所示。

圖2 典型著陸緩沖過程

圖3 兩種工況下速度和過載隨時間的變化曲線

如圖3所示，隨著返回艙著陸速度的降低，施加在返回艙上的過載會不斷增大，當返回艙速度減小為0m/s時，返回艙過載達最大值。緩沖結束后由于有剩余速度的存在，會有一定的反彈。對應7.5m/s和9.5m/s的著陸速度，最大著陸過載分別不超過7.3n和10.4n，滿足任務輸入要求，說明氣囊的緩沖行程、排氣口面積及打開時機等參數的選取均比較合理。

3 氣囊著陸緩沖系統設計

根據著陸能量平衡關系，緩沖氣囊吸收航天器著陸過程全部（或大部分）能量，同時使著陸過載不超過允許值，所需要的最小緩沖行程min為

對于組合式緩沖氣囊，緩沖氣囊（外囊）的設計高度除去所需的緩沖行程外，還應包含內囊的高度。內囊的設計高度應包含支撐高度及布局和變形引起的高度損失。

綜合考慮各種因素，新一代載人飛船著陸面共布置6個組合式的緩沖氣囊，構成1個正六邊形的氣囊環，每個緩沖氣囊為正六邊形的一邊，緩沖氣囊構成六邊形的邊長為1.4m，內切圓直徑為2.4m。緩沖氣囊安裝飛船底部外側，防熱大底內。圖4為緩沖氣囊結構示意，圖5為其在飛船上的布局[5]。

圖4 緩沖氣囊示意

圖5 緩沖氣囊在飛船上的布局圖

根據緩沖過載對緩沖行程的需求以及緩沖結束后的墊高要求，緩沖氣囊（外囊）設計高度為1.3m，內囊的設計高度為0.5m。內、外囊均采用膠囊型，二者在頂部共用一個進氣閥，進氣閥為三通分流閥，能夠同時給內、外囊充氣，且能夠將內、外囊充氣至不同壓力。進氣閥為內囊充氣部分氣部分為單向閥，在內囊充氣到預定壓力后反向關閉，保證內囊在緩沖過程中密封不排氣。

緩沖氣囊的外囊上設置有兩個排氣口，兩個排氣口有一定冗余備份作用，保證一個排氣口出現故障或緩沖過程被堵塞時，另一個排氣口能夠排氣工作。緩沖過程，當艙體過載到預定時，通過排氣口切割器解除對爆破膜的約束后，爆破膜爆破囊內氣體向外排出吸收著陸能量[17]。

緩沖氣囊安裝于飛船上后，通過包布將折疊狀態的氣囊進行約束，充氣過程中，通過氣囊膨脹力自行解除包布的封包。

緩沖氣囊采用高壓氣瓶進行充氣，當飛船乘降落傘穩降到預定高度且防熱大底拋掉以后，回收系統的控制器發出氣囊充氣指令，充氣組件的電爆閥工作，氣囊充氣并保證在著陸前內外囊均處于充滿待命工作的狀態。

為實現著陸緩沖控制，使用3個平均分布在飛船大底結構上的著陸傳感器對過載進行測量。在著陸過程中，3個著陸傳感器分別測量飛船、、三個方向共計9路過載量，同時送至3個FPGA模塊，FPGA軟件對9路過載信號模擬量按照采樣時序經過A/D采樣量化和緩存，實時進行數據濾波處理，為降低著陸緩沖遇到的姿態干擾，需要根據傳感器數據對飛船著陸姿態進行快速逆解，并結合傳感器的分布狀態，對氣囊緩沖的排氣進行動態調整控制，當監測到傳感器數據滿足閾值后，按照氣囊排氣策略控制，使飛船安全緩沖著陸[18-19]。制定氣囊排氣控制策略為：

1）每個著陸傳感器分別控制對應的2個氣囊；

2）若3 個著陸傳感器著陸判斷狀態同時判定為有效，則控制全部氣囊同時排氣；

3）當3 個著陸傳感器中任意2個傳感器著陸判斷狀態判定為有效時，則采用多氣囊差異化排氣控制策略進行氣囊的排氣控制；

4）若只有1個著陸傳感器著陸判斷狀態為有效，不進行排氣。

4 試驗驗證情況

4.1 地面緩沖試驗

為驗證氣囊的緩沖性能，采用龍門架進行了垂直著陸狀態的地面緩沖試驗。投放模型質量7t，利用模型從一定高度自由下落獲得所需的垂直著陸速度。試驗配套的測量設備主要包括測量配電器、微型數據記錄器、加速度傳感器、壓力傳感器等，用于測量模型的沖擊響應及內、外囊內壓力。采用高速攝像測量模型著陸緩沖過程的位置和速度，觀測靶標位于模型質心高度附近。模型利用自身質量垂直下落，著陸時緩沖氣囊進行緩沖。圖6為地面試驗裝置。

圖6 地面試驗裝置

控制系統產品主要包括回收接口裝置、控制器、著陸敏感器、電池以及相關的電纜、行程開關?；厥湛刂破髦醒b載著陸緩沖試驗專用的程序軟件，實時采集判斷由著陸敏感器測量的飛船著陸過載，當過載值滿足預設的接通條件時，發出氣囊排氣指令給回收接口裝置，由接口裝置驅動排氣口切割器，實現氣囊的排氣口打開功能。

試驗測得在飛船正常著陸（著陸速度約7.5m/s）情況下，最大著陸過載不大于10n，滿足返回艙安全著陸需求。在故障模式（著陸速度約9.5m/s）情況下，最大著陸過載不大于12.3n。試驗中氣囊和模型均沒有出現損壞現象[5]。圖7為試驗過載與仿真過載對比曲線，圖中試驗過載和仿真結果基本吻合，存在一定誤差是因為仿真分析對模型進行了一定程度的簡化，另外試驗地面工況為水泥地面，與仿真分析的地面介質存在一定差距。

圖7 試驗過載和仿真過載對比曲線

4.2 空投試驗

空投試驗采用直升機進行模型外掛投放，試驗模型著陸質量7t，投放時海拔高度為3 600m，著陸地區海拔高度約1 000m，緩沖氣囊預定充氣時間64s 。試驗用7個沖擊傳感器測量著陸緩沖過程中模型受到的沖擊過載，每個氣囊上方安裝1個，模型質心附近安裝1個，通過1臺空投數據記錄器記錄數據，記錄7個沖擊傳感器的數據，試驗中沒有對囊內壓力進行測量。試驗測得飛船模型著陸前的垂直穩降速度約7.7m/s，地面風速約4m/s，緩沖氣囊充氣時間約60s，著陸時最大軸向沖擊過載峰值為9.34n，最大橫向沖擊過載峰值2.6n，飛船模型著陸后姿態平穩，艙體結構和艙內設備完好無損。圖8為氣囊充氣展開及著陸時刻圖像，圖9為著陸過載隨時間變化曲線（圖中1～6為6個緩沖氣囊上方位置豎直方向過載，7為質心位置豎直方向過載；1～6和1～6為6個緩沖氣囊上方位置水平方向過載，7和7為質心位置水平方向過載；、、三坐標軸構成右手坐標系）。

圖9 著陸過載隨時間變化曲線

圖9中豎直方向和水平方向的過載均出現了兩個峰值，分析認為第一個峰值是單純外囊的作用力施加在返回艙上產生的過載，第二個峰值是外囊壓縮到一定程度后，內囊也參與了緩沖過程后導致返回艙過載進一步增大，若要內囊不參與緩沖過程，需進一步提高外囊的緩沖行程，這是后續研究需要關注的地方。

5 結束語

本文對新一代載人飛船試驗船氣囊式著陸緩沖系統特性進行了研究，介紹了著陸緩沖子系統的設計方案及工作程序，通過建立氣囊緩沖過程有限元模型，對緩沖過程進行了仿真分析，后續地面緩沖試驗和空投試驗表明，仿真分析和試驗結果的一致性較好，佐證了氣囊式著陸緩沖系統方案可行性。

新一代載人飛船試驗船氣囊式著陸緩沖系統是國內首次在航天器無損回收中應用，系統采用了很多創新性設計，比如內、外囊共用進氣閥的設計、基于著陸穩定性的控制策略設計等等。試驗表明，新飛船試驗船采用多套組合式緩沖氣囊的設計理念和設計方案是合理可行的，緩沖氣囊能夠按照預定的程序和策略實現氣囊的充氣和排氣，能夠有效耗散航天器著陸過程的能量，同時具備一定的防側翻、傾覆能力實現對航天器的著陸緩沖保護。

此種主動排氣控制型的組合式緩沖氣囊的設計方案可推廣到其它大載重航天器和重裝空投著陸緩沖氣囊的設計中。

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Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft

ZHU Meifang1,2WU Shiqing1,2LI Bo1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Laboratory of Aerospace Entry, Descent and Landing Technology, Beijing 100094, China）

The cushion airbag is another effective landing buffer device besides thrust reverser and landing retreat. The new generation manned spacecraft test ship adopts the lossless recovery scheme of group parachutes and cushion airbags to achieve the purpose of reuse. This paper analyzes the type selection and the principle of parameter determination of the new-generation manned test spacecraft cushion airbag, and introduces the design statua, working procedure and control strategy of cushion airbag landing cushion system. Through the establishment of ground test device and measurement system, the performance of cushion airbag verified. The results show that the multi chanber combined airbag landing buffer system with active exhaust control achieves the expected overload, no rollover and obvious rebound, and the landing stability meets the requirements. The design concept and method of the cushion airbag of the test ship can provide the basis and reference for the design of the cushion airbag of other heavy-duty spacecraft and heavy-duty airdrop.

airbag; characteristic research; new generation manned test spacecraft; nondestructive recovery; landing buffer

V423.5

A

1009-8518(2021)03-0052-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.03.006

2021-02-20

國家重大科技專項工程

竺梅芳, 武士輕, 李博. 新飛船試驗船氣囊著陸緩沖系統特性研究[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(3): 52-61. ZHU Meifang, WU Shiqing, LI Bo. Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 52-61. (in Chinese)

竺梅芳，女，1971年生，1995年獲得河南大學化學與化工專業學士學位，高級工程師。研究方向為航天器回收與著陸。E-mail：2592701669@qq.com。

（編輯：陳艷霞）