可重復使用新型著陸緩沖裝置設計

王永濱 武士輕 牟金崗 龍龍 蔣萬松 雷江利 王立武,4

（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）

（3 南京航空航天大學航天學院，南京 210016）

（4 東南大學土木工程學院，南京 211189）

0 引言

著陸緩沖系統有各種類型，包括著陸支腿式緩沖裝置、緩沖氣囊、反推發動機等。考慮到載人飛船在著陸的過程中需要保持穩定的姿態，并達到可重復使用的目的，因此需要采用具有緩沖吸能裝置的支腿式著陸緩沖裝置是目前普遍采用的方案。

對于各類飛船著陸緩沖裝置的功能要求包括：著陸緩沖支架能夠收攏以適應發射要求，并能夠在空間可靠展開；吸收著陸時的機械能，減小著陸沖擊過載，能夠安全平穩著陸；承受飛船著陸過程沖擊力，為航天員提供良好的力學環境；能適應系統要求的著陸初始條件和著陸點地形，以規定的姿態穩定著陸[1]。

從國內外對于載人飛船著陸緩沖系統的研究來看，目前各國飛船一般采用不可重復使用的著陸緩沖系統，該系統多為一次工作，其成本較低。如在月面著陸后的著陸器作為上升器的平臺，一般不需要重復使用；此外著陸地球的飛船的緩沖一般不需要重復使用，如果需要重復使用僅需更換消耗件即可。但是隨著后續人類對于空間探測任務的延伸，面臨著多次著陸星表的任務需求，這就對可重復使用緩沖器提出了急切的需求。可重復使用的著陸緩沖技術可以多次吸收著陸沖擊能量，一方面可以使飛行器多次探測，擴大飛行器的探測能力和區域，另外一方面可以有效的降低任務成本，提高任務的經濟性。

圍繞重復使用緩沖系統需求，本文提出一種著陸艙和返回艙一體的方案，該著陸艙可以多次用于星表著陸，此外該著陸艙可以返回地球并在地球表面著陸。采用該技術可以實現飛船在月球、火星及地球的著陸。飛船側面安裝有制動系統，著陸時采用著陸反推發動機實現減速，在著陸瞬間采用著陸緩沖支腿進行著陸緩沖。

1 國內外研究狀況

目前國內外載人飛船著陸多采用反推發動機、氣囊和著水三種模式進行緩沖，見圖1。俄羅斯的“聯盟號”飛船（圖1（a））和中國的“神舟”系列飛船均采用反推發動機進行著陸緩沖，即當到達到指定高度時，由 γ射線高度控制器發出點火指令，由反推發動機給返回艙一個反方向的沖量，降低艙體著陸沖擊速度，實現著陸瞬間將速度降到一個極小的數值；中國的新一代載人飛船試驗船（圖1（b））和美國的“乘員航天運輸-100”低軌道載人飛船均采用基于緩沖氣囊的著陸緩沖系統，它是利用氣囊的排氣來釋放沖擊能量，即通過氣囊里面的氣體壓縮和流動來轉移和消耗沖擊能量[2-3]；美國的“獵戶座”飛船（圖1（c））和美國的“龍”飛船利用海水沖擊緩沖，而飛船艙體本身不設計特殊緩沖系統。以上緩沖技術基本上不可以重復使用，即完成飛行任務后如要重復使用需要額外補充或者更換緩沖介質。

圖1 載人飛船著陸系統Fig.1 Manned spaceship landing system

除了在地球上著陸的飛船配置了著陸緩沖系統，應用在月球表面著陸的載人飛船也配置了基于鋁蜂窩壓潰吸能的緩沖系統。針對月面著陸需求，國內外相關研究機構開展了形式多樣的月面著陸緩沖裝置的研究，開發了多種構型的樣機。美國航空航天局（圖2（a）～圖2（b）[2-6]）、歐空局（圖2（c）[7]）和俄羅斯（圖2（d）[8]）等國家針對載人登月的研究，目前成功實現載人月球探測的只有美國航空航天局的“阿波羅”系列月球著陸器[9-11]（圖2（a））。國內針對載人登月月面著陸緩沖裝置的研究，大多進行的是無人著陸器月面著陸研究，中國空間技術研究院總體部完成了“嫦娥三號”和“嫦娥四號”著陸緩沖裝置研制和飛行試驗[12-13]。哈爾濱工業大學（圖2（e）[14]）和北京空間機電研究所（圖2（f）[15-16]）針對載人登月相關論證任務，開展了原理樣機的研制和相關試驗。

圖2 載人月面著陸器Fig.2 Current research status of manned lunar lander

2 新型著陸緩沖器設計與工作模式

圍繞新型飛船多次著陸緩沖需求，本文提出了一種基于油氣式的著陸緩沖器設計，匹配飛船構型，開展了緩沖器結構設計和工作模式研究。

飛船構型主要考慮在不拋飛船大底的前提下，開展可重復使用著陸緩沖裝置的設計和布局方案，受安裝空間限制和滿足可重復使用要求，初步設計選用油氣式緩沖方案。即在工作前該裝置可有效收攏起來滿足安裝空間要求，且可以重復使用。采用該方案至少需要三個支點保持穩定，支腿數量越多其穩定性越好。對于大載重的著陸器，四條支腿的著陸緩沖裝置方案是一個較優的折中方案[15-16]。本設計采用了四條著陸支腿，均布分布于飛船大底邊緣，支腿下端足墊為防熱結構，每條著陸腿為三套筒形式。展開前的安裝布局示意如圖3所示，展開后的安裝布局示意如圖4所示。

圖3 飛船著陸緩沖裝置收攏狀態Fig.3 Spacecraft landing buffer device folded state

圖4 飛船著陸緩沖裝置展開狀態Fig.4 The deployed state of the spacecraft’s landing buffer

2.1 結構設計

油氣式著陸緩沖器為著陸緩沖裝置的核心部件，由支撐結構、外筒、內筒、控制閥、波紋管、流體介質、高壓氣體、足墊、解鎖螺栓及彈簧推桿等幾部分組成，如圖5所示。高壓氣體約束在波紋管內，流體介質充滿在內筒和外筒的間隙中。

圖5 緩沖器基本組成示意Fig.5 Schematic diagram of the basic composition of buffer

著陸緩沖的原理是內外筒兩個部件發生相對運動，采用油氣緩沖方式的著陸緩沖裝置，其緩沖力主要由三部分組成，靜壓力、阻尼力和摩擦力：靜壓力與氣缸內外壓差和內筒截面有關，并隨著活塞進入氣缸的行程增大而逐漸增大；阻尼力與活塞推桿相對于氣缸的速度的平方成正比，大小與阻尼孔的大小有關；摩擦力則與靜壓力有關，基本上可以看作是對靜壓力和阻尼力的修正。緩沖力F可以表示為

式中η為摩擦力對靜壓力和阻尼力的修正因子，在5%左右；v為內外筒之間的瞬時相對速度；C（x）為與行程x有關的阻尼剛度；S為內筒截面積；k（x）為與行程x有關的靜壓剛度；Δx為內外筒間的相對位移；F0為初始支撐力。

阻尼力與沖擊速度的平方成正比，因此在初始時刻最大，并隨著沖擊速度的減小而迅速衰減；而初始時靜壓力可以看作是0，當壓縮到最大行程時達到最大。根據垂直速度得到C(x)S，并得到阻尼孔的大小，由壓縮后的支撐力和內筒截面可以得到內外壓差。設計時應根據流體轉移的體積預留出高壓氣體空間，壓縮初始時壓強（P0）為

式中P為壓強；V0為高壓氣體初始體積空間；ΔV為進入波紋管的液體體積。

2.2 工作模式

飛船在發射和在軌運行階段，著陸緩沖裝置被折疊鎖緊安裝，不執行著陸緩沖功能；在返回著陸飛行段，經過氣動減速系統明顯減速后，啟動著陸緩沖裝置的解鎖器，解鎖器解鎖后，著陸緩沖裝置以伸縮式套筒方式展開，并在達到預定位置時鎖緊，并在隨后的著陸緩沖過程中受力。緩沖內筒的展開是靠密封腔內高壓氣體驅動展開的。

飛船著陸時，足墊觸地后停止運動，而飛船艙體則繼續降落。由于足墊與內筒通過萬向節相連，使得著陸緩沖支腿的內筒壓縮氣缸內的液體，氣缸內液體壓強迅速增大，與活塞另一側的氣缸內液體形成壓差，流體將通過活塞上的阻尼孔流入活塞另一側氣缸，由于液體具有粘性，通過阻尼孔時產生阻力，即形成阻尼力。內筒一側氣缸內的液體受壓后壓強也逐漸增大，增大到一定程度后進入波紋管，波紋管體積膨脹，使得高壓氣體的壓強也越來越高，從而靜壓力增大。緩沖力在著陸緩沖的初始階段，阻尼力占主要地位，而在著陸緩沖結束時，靜壓力占主要地位，阻尼力則逐漸削減至零。油氣式緩沖器的設計需要對靜壓力與阻尼力的組合進行優化設計。控制閥在液體壓強迅速增加時關閉，但在緩慢增加或降低時，控制閥則打開，從而使液體在波紋管和氣缸間流動。

3 著陸沖擊過程仿真

飛船在著陸沖擊過程中，需要經歷一個瞬態沖擊載荷，該過程是軟著陸成功的關鍵。文獻[17]圍繞核心緩沖器以及影響因素開展了系統研究；文獻[18-19]采用有限元或者多剛體動力學手段進行著陸緩沖分析計算；文獻[20-21]提出采用離散元技術開展著陸沖擊分析。本文基于ADAMS軟件建立的著陸緩沖裝置軟著陸動力學仿真模型，應用軟件二次開發接口設計了著陸沖擊動力學分析子程序[22]，并分析了飛船的著陸姿態、速度、地面坡度等因素對著陸性能的影響。

3.1 動力學分析模型

本文采用ADAMS多體動力學分析軟件對油氣式阻尼緩沖支腿的返回艙著陸沖擊過程進行建模和仿真。用新一代載人飛船試驗船數字模型進行分析，艙體質量為7 000kg，質量集中在圖中質心位置，如圖6所示。設定飛船大底最下方O為坐標系原點，X軸為飛船軸向中心線，Y指向飛船Ⅲ象限，D為大底直徑，質心距離中心軸線為0.04D。仿真建模時，返回艙和支腿的幾何模型通過PROE建立，并導入到ADAMS中，并定義滑動副、球鉸副、非線性彈簧、軸向力和接觸等約束及單元。進行返回艙著陸沖擊過程仿真，建立的動力學分析模型如圖7所示。

圖6 飛船質心位置圖Fig.6 The position of the mass center of the spaceship

圖7 仿真動力學模型Fig.7 Simulation dynamic model

3.2 動力學分析參數

液壓阻尼緩沖支腿的動力學仿真需要確定組合緩沖力及緩沖行程。組合緩沖力由靜壓力、阻尼力和摩擦力組成。由于摩擦力只占約 5%，故在仿真時暫忽略不計。靜壓力采用非線性彈簧建模，通過樣條曲線差值獲得靜壓力數值；阻尼力則通過函數建模器以數學表達式形式實時獲得數值。根據沖擊過載要求及緩沖行程，設計組合緩沖力為90kN，高壓氣體產生的靜壓縮力與緩沖行程關系如圖8所示。靜壓縮力中，緩沖行程為0時，由高壓氣體作用，能夠提供約19kN的緩沖力，且結構需做限位設計，在緩沖行程達到最大0.3m時，靜壓縮力最大約140kN。

圖8 靜壓力隨緩沖行程的變化關系Fig.8 The relationship between static pressure and buffer stroke

緩沖力組成中的阻尼力與支腿機構部件的相對運動位置有關，著陸腿液壓阻尼速度特性表現為與速度平方成正比，假設速度均勻減小至0，初始速度為4m/s對應最大阻尼力，而速度為0時阻尼力也為0，阻尼力與相對速度關系如圖9所示。仿真時為簡化建模，設置支腿的拉伸和壓縮阻尼系數相同，則靜壓縮力與阻尼力的合力與行程的關系如圖10所示，最大值約140kN，最小只有64kN。

圖9 阻尼力與相對速度的變化關系Fig.9 The relationship between damping force and relative speed

圖10 組合緩沖力與緩沖行程的變化關系Fig.10 The relationship between the combined cushioning force and the cushioning stroke

3.3 工況分析

首先對基礎工況進行分析，即設置垂直速度4m/s，水平速度0m/s，姿態角均為0°，地面坡度為0°。飛船著陸過程中返回艙位移、速度、加速度和角加速度，以及單支腿緩沖行程和緩沖力隨時間變化曲線如圖11～圖16所示。

圖11 位移隨時間變化關系Fig.11 Displacement versus time

圖12 速度隨時間變化關系Fig.12 Velocity versus time

圖13 加速度隨時間變化關系Fig.13 Acceleration versus time

圖14 角加速度隨時間變化關系Fig.14 Angular acceleration versus time

圖15 支腿緩沖行程隨時間變化關系Fig.15 The relationship between the buffer stroke of the outrigger and time

圖16 支腿緩沖力隨時間變化關系Fig.16 The relationship between outrigger cushioning force and time

從分析結果來看，著陸過程最大加速度約 8gn，超過5gn加速度的時間約25ms。著陸過程中出現反彈，反彈速度約為1m/s。由于飛船的質心是偏置的，所以即使在沒有坡度的地面上著陸，四支腿的壓縮行程也是不一樣的，具體如表1所示，四條支腿壓縮行程分別為225mm、195mm、168mm、195mm，并且有角加速度，最大為7rad/s。

在基礎工況的基礎上，引入了水平速度、地面坡度和著陸模式等變量，補充選取最具有代表性的 4類工況進行了分析，分析結果見表1。通過動力學分析獲得了四條支腿壓縮行程、最大緩沖力、垂直加速度、水平加速度、角加速度等運動參數，相關指標均達到了設計預期設計值。返回艙在著陸穩定以后，各支腿均恢復至原長。

表1 典型工況仿真結果Tab.1 Simulation results of typical working conditions

3.4 結果分析

對5種典型著陸工況進行仿真分析，得出以下幾點：

1）最大緩沖行程設計0.3m，能夠滿足小于10gn的緩沖過載要求，仿真得到最大加速度約為8gn；

2）著陸都存在小幅“空翻”現象，運動過程比較穩定；

3）在有坡面的地形著陸過程中，姿態傾斜角可能比地形坡度大；

4）著陸緩沖過程完成后，返回艙的各著陸支腿基本恢復到原長，即最終穩定姿態取決于著陸地形情況；

5）著陸過程均存在反彈現象，仿真時達1m/s左右，實際設計時考慮增大拉伸阻尼可進一步降低反彈速度；

6）受空間限制，著陸支腿的側擺角度非常有限，目前方案與重心成13°角，仿真結果認為僅從運動過程角度看，能夠承受1m/s的水平速度。

4 結束語

為了解決傳統飛船著陸緩沖裝置采用壓潰材料或者反推發動機無法重復使用的問題，本文提出了一種基于油氣緩沖的新型可重復使用著陸緩沖裝置，圍繞方案設計進行了仿真分析，可以得出以下幾點：

1）新型著陸緩沖裝置方案可實現多次可重復使用，為后續多次著陸任務提出了建設性方案；

2）緩沖器靜壓力和阻尼力匹配合理，模型建立準確；

3）經分析計算，設計的著陸緩沖裝置能夠滿足過載不小于10gn的技術指標，且著陸后比較平穩；

4）本文提出的相關設計可以作為可重復使用載人飛船著陸緩沖設計參考。