航天器著陸緩沖機構技術研究進展

聶 宏，王 宸，陳金寶，陳傳志

（1.南京航空航天大學機械結構力學及控制國家重點實驗室，南京 210016；2.南京航空航天大學航天進入減速與著陸技術航天科技集團重點實驗室，南京 210016）

深空探測技術是國家綜合國力和科技水平的集中體現，也是各航天強國競相角逐的航天技術新高地。在深空探測領域，地外天體軟著陸探測已成為最重要的探測方式之一，著陸緩沖機構是實施軟著陸探測的核心裝置，其性能可靠性直接關系到整個探測任務的成敗［1］。從1959 年至今，前蘇聯、美國、中國和歐盟等國家先后在地外天體實現了航天器著陸探測。從地外天體探測任務的統計來看，發射和著陸是所有深空探測器最容易發生故障的環節。在所有失敗的探測任務中，著陸環節發生故障所引發的探測失敗占探測任務總數的比例分別為金星探測6.25%、月球探測29.2%、火星探測36.8%［2］。而在各類星球探測任務的初始階段，著陸環節故障而導致的探測任務失敗所占比例更高。因此，航天器著陸緩沖機構技術是深空探測的關鍵和基礎。

航天器著陸時需在惡劣且欠認知的星表崎嶇地形條件下，瞬時吸收大沖量沖擊，實現探測器平穩著陸；加之運載器的運載質量、空間限制與發射成本限制嚴苛，航天器著陸緩沖機構的設計必須實現高吸能質量比的緩沖器和強地形適應能力的機構構型的高效適配。其次，航天器著陸緩沖機構的運動副多樣、自由度多、緩沖材料非線性和足墊/月壤接觸非線性強，導致其著陸動力學模型復雜、多種工況模擬分析難及計算效率低。再次，地外天體真空、高低溫、低重力等巨大天地差異環境大大增加了航天器著陸緩沖機構的地面等效試驗驗證難度［3］。本文結合航天器著陸緩沖機構設計所需考慮的技術難點與關鍵科學問題，從航天器著陸緩沖機構設計技術、動力學分析技術和地面等效試驗技術3 方面對航天器著陸技術進行了綜述。

1 航天器著陸緩沖機構設計技術

1.1 航天器著陸緩沖機構主要功能

航天器著陸緩沖機構類似于現代飛機起落架系統，主要用于緩沖航天器著陸時的沖擊，防止著陸過程中由于沖擊過大而導致儀器設備損壞或人員傷害［4］。除此之外，它一般還應具有壓緊收攏、展開鎖定、長期支撐、著陸指示等多種功能，是一種典型的復雜多功能航天器機構；其研究一般涉及構型綜合、運動學、動力學、材料學、摩擦學、土壤力學、傳感器與測量等多個學科，屬于典型的綜合性交叉學科領域，具有較大的理論與技術難度；其主要組成結構與功能如表1 所示。

表1 航天器著陸緩沖機構主要組件與功能Table 1 Main components and functions of spacecraft landing buffer mechanism

為實現航天器著陸緩沖機構的上述功能，在適配緩沖器高效緩沖吸能的著陸緩沖機構設計與研制過程中，需結合機械運動學、動力學與材料學等學科確定航天器的著陸緩沖方法、緩沖器設計方案，融合構型綜合、機械運動學、摩擦學、傳感器與測量等學科，最終確保航天器的平穩著陸，從而支撐地外天體著陸探測任務。

1.2 航天器著陸緩沖方法

在地外天體進行著陸時需要面臨高低溫、真空和崎嶇著陸環境等惡劣條件，并需要滿足高吸能質量比、高可靠性及易檢驗性的要求。因此，采用何種緩沖方法與緩沖器進行著陸緩沖是航天器著陸緩沖機構設計與研制過程中所面臨的首個技術難題。緩沖器是月球著陸器進行緩沖著陸的主要吸能結構，是整個裝置最關鍵部分。傳統的月球軟著陸緩沖機構所用緩沖器，根據其緩沖吸能方法主要可分為：塑性形變緩沖法、氣液緩沖法、電磁緩沖法和磁流變液緩沖法。

1.2.1 塑性形變緩沖法

由于蜂窩材料、薄壁管材料和泡沫材料等吸能材料具有吸能比高、質量輕等優點，被廣泛地應用在著陸緩沖機構的緩沖吸能裝置上。其中，鋁蜂窩材料是一種含有眾多空穴和胞結構的二維多胞材料，擁有剛度小、相對密度小、壓縮變形能力大等眾多優點。作為一種理想的緩沖吸能材料，鋁蜂窩被廣泛地使用在各類緩沖防撞結構中。在著陸緩沖機構中，鋁蜂窩材料在沖擊載荷的作用下發生壓潰變形，將著陸過程中的沖擊能量轉化為材料的壓潰變形能，從而幫助著陸器實現減速著陸，典型的鋁蜂窩緩沖器如圖1 所示。目前，鋁蜂窩緩沖器是月球著陸器的主要方式，例如美國的“阿波羅”系列著陸器［5］、歐洲的“歐洲月球”著陸器［6］，日本的“月亮女神B”著陸器［7］及中國的“嫦娥”［8］系列著陸器均采用此種方式，如圖2 所示。

圖1 典型的鋁蜂窩緩沖器Fig.1 Typical aluminum honeycomb buffer

圖2 各國月球著陸器[5-8]Fig.2 Lunar landers of different countries[5-8]

到20 世紀80 年代，出于對月球資源開發的目的，各國開始了第二輪探月活動，研究人員開始進行新型緩沖方式與設計方法的相關研究。

針對美國的重返月球計劃，美國航空航天局NASA 提出了全新的“牽牛星”月球著陸器，該著陸器采用全新的復合材料和設計方法，相比傳統材料，采用鋁鋰材料制造的著陸器支柱結構質量更輕、緩沖效率更高［9-10］。但該方案無法解決鋁蜂窩緩沖器無法重復使用、阻尼力不可控的根本缺陷問題。此外，NASA 為實現2024 年載人登月與2028年長期駐留月球，提出“Artemis”計劃，選擇了SpaceX、Dynetics 和Blue Origin 三家公司為其研制新型月球著陸器，但其著陸緩沖機構的具體技術方案仍未透露［11-12］。

中國亦有眾多學者對于航天器著陸緩沖方法開展了研究。哈爾濱工業大學的鄧宗全團隊較早對著陸器所用的不同規格鋁蜂窩和泡沫鋁的緩沖性能［13］、金屬橡膠的緩沖性能［14］、新型渦流磁阻尼緩沖器的緩沖性能進行了研究［15］，并研制了倒三角式和懸臂梁式兩種著陸器樣機，對樣機進行了著陸性能和著陸穩定性研究［16-17］。南京航空航天大學的聶宏團隊針對月球著陸器著陸性能［4，18-19］、鋁蜂窩材料緩沖性能的影響因素［20-21］進行了相關研究，并研制了縮比樣機［22］。此外，該團隊針對航天器著陸緩沖吸能材料所需的輕質量、小體積及高吸能要求，開展了納米吸能材料的研究；探索性地將巴基紙材料應用于載人月球著陸器著陸緩沖機構之中，并將其與傳統鋁蜂窩材料的緩沖性能進行了對比，驗證了巴基紙材料的優異緩沖吸能特性［23-24］。中國空間技術研究院總體部楊建中、朱汪等對月球著陸器進行了系統化的工程研究，提出了多種緩沖方法、機構設計方法、試驗方法及可靠性研究［1，8，25-26］；研制了中國“嫦娥”系列著陸器［27］，成功實現了中國首次月面軟著陸與人類歷史首次月背軟著陸。

鋁蜂窩緩沖器具有吸能質量比高、環境適應性強等優勢，美國、前蘇聯（俄羅斯）、中國等國家均采用該方式進行月球探測的著陸緩沖。然而，鋁蜂窩緩沖器也存在若干缺陷，例如緩沖力曲線不平滑、鋁蜂窩變形后不可恢復等局限性。因此，國內外眾多研究機構和學者致力于各類新型塑性形變緩沖方法的研究。

2021 年5 月15 日，中 國 的“天 問 一 號”探 測 器成功著陸火星表面，中國成為繼美國后第二個成功著陸火星的國家［28］。“天問一號”火星著陸器全部采用高錳奧氏體孿生誘發塑性鋼（Twin induced plasticity steel，TWIP）拉桿作為緩沖吸能元件，在主支柱緩沖器內各布置了兩根拉桿。著陸時，利用主緩沖器向外滑移的相對運動，拉伸拉桿吸收縱向和水平方向的沖擊載荷，使拉桿發生拉伸變形，從而將沖擊動能轉化為拉桿塑性變形能。TWIP 能夠提供很高的緩沖塑性變形行程，在變形過程中吸收大量的沖擊能量［29］。相比于鋁蜂窩緩沖方法，在合理設計方法和工藝保證下，TWIP 可實現多次塑性變形進行緩沖吸能，有望在未來月球與火星探測任務中支撐探測器實現多次著陸探測。

1.2.2 氣液緩沖法

氣液緩沖法，是在著陸過程中利用緩沖機構內部液體流經阻尼孔，在兩端產生壓力降的原理，產生阻尼力。氣液緩沖法的緩沖過程平穩、在緩沖過程中不會出現反彈現象，并具有吸能后可恢復的特點，這使得液壓緩沖器在早期的月球著陸緩沖機構中被廣泛使用，例如美國“勘察者”系列月球著陸器和前蘇聯的“月球”16、17、20、24 號月球著陸器。

由于月表環境的特殊性，月球著陸緩沖機構所使用的液壓緩沖器和普通工業級的液壓緩沖器有著很大的差異。普通工業級的緩沖器所采用的緩沖油液是不可壓縮的，但是月球著陸器中所使用的油液則是可壓縮的，例如美國“勘察者”系列月球著陸器通過向油液中添加硅樹脂實現了緩沖油液的可壓縮性。如圖3 所示，著陸緩沖機構的油液被密封在緩沖器的缸體內部，無法流出；在著陸過程中，油液能夠在兩側的腔體內流動；在足墊觸地后，足墊推動液壓式緩沖器內的活塞桿，活塞迫使油液穿過阻尼孔產生阻尼力，進行緩沖減速；完成著陸后，緩沖器內被壓縮的油液推動活塞桿向外伸出，使著陸腿逐漸回復到初始狀態，實現對著陸器姿態的調整［30］。

圖3 美國“勘測者1 號”月球探測器及其緩沖器結構圖[30]Fig.3 The US lunar probe“Surveyor 1”and its buffer structure diagram[30]

因為月球環境具有真空、高低溫、晝夜溫差大等特點，而液體的密度和黏度等受溫度影響較大，且需要考慮液體密封問題，因此該方式在設計和使用時具有較大的難度和較高的風險。其中美國“探測者1 號”在后期月面探測中就出現了液體泄漏的現象，隨著著陸器設計技術的發展，后期各國進行的深空探測活動中均不再采用此種方式［30］。

1.2.3 電磁緩沖法

隨著地外天體探測范圍的擴大與著陸任務要求的提高，越來越多的研究者開展了可重復使用、可控著陸緩沖機構的相關研究。歐洲航空航天局ESA 在其探索火衛一的“Phootprint”任務中提出了一種新型可控著陸器。該著陸器利用電磁執行器作為著陸腿主支柱，其結構如圖4 所示［31］。目前該方案仍處于研制階段，且電磁緩沖器所能承載的著陸器質量與著陸速度十分有限，其所面臨的最大沖擊速度僅為1.5 m/s，緩沖力性能與地形適應能力較差［31］，難以適用于月球、火星等引力較大的地外天體著陸探測任務。

圖4 “Phootprint”著陸器構型及其電磁執行器主支柱[31]Fig.4 Configuration of lander“Photoprint”and main strut of its magnetic actuator[31]

1.2.4 磁流變液緩沖法

磁流變緩沖器具有響應速度極快（可在十幾毫秒內實現屈服應力的控制調節）、緩沖力大、緩沖后可快速恢復等優點。而且還具有適應高低溫環境、能耗低的優勢。因此，國內外許多專家和學者設想將磁流變緩沖器應用于航天器著陸緩沖機構之中［32］。日本宇航研究所JAXA 的Maeda 等［33-34］提出了一種基于半主動控制的磁流變月球著陸器，可獨立地調節每條著陸器的阻尼系數，實現穩定著陸；并對其著陸腿數目、允許的著陸初始運動狀態、著陸穩定性等問題進行了研究。北京航空航天大學的王春潔團隊［35］利用MSC.Adams 動力學軟件建立了一種變阻尼緩沖器模型，并利用多種算法對其進行了優化，分析了采用變阻尼緩沖器的可行性。南京航空航天大學的聶宏團隊［36-40］提出了一種采用磁流變液阻尼器的月球著陸緩沖機構，進行了多種半主動控制方式的著陸仿真分析，并開展了原理樣機著陸試驗。相比于現有鋁蜂窩著陸器，所提出的基于磁流變液緩沖器的半主動控制著陸緩沖機構具有更出色的著陸性能和著陸環境適應能力。

對比現有4 種航天器著陸緩沖方法可以看出，塑性變形緩沖法廣泛適用于月球、火星等各類地外天體的著陸探測，并已經過多種航天型號的工程檢驗，相關技術成熟可靠。但目前僅能實現單次、單點著陸緩沖，致使探測器探測范圍與探測任務內容受限。氣液緩沖法雖然具有可多次緩沖、著陸后姿態可恢復等優點，但受限于地外天體的高低溫和真空等極端環境，僅在早期月球探測中使用，隨著航天器緩沖技術的發展，已被逐漸淘汰。此外，伴隨地外天體探測需求的拓展，電磁緩沖法與磁流變液緩沖法等緩沖力可控的緩沖器應運而生，這兩種緩沖方法均具有阻尼力可控、可重復使用與地外天體環境適應性較強等優點，但目前均仍處于預研階段，仍未實現地外天體的實際工程應用，眾多國內外研究機構和學者致力這兩種緩沖方法型號工程化的研究之中。塑性形變緩沖法、氣液緩沖法、電磁緩沖法和磁流變液緩沖法的綜合性能比較如表2 所示。

表2 各類緩沖器綜合性能比較Table 2 Comprehensive performance comparison of different buffers

1.3 航天器著陸緩沖機構構型

為最大化實現緩沖器的緩沖吸能效益，避免探測器在著陸緩沖過程中發生傾倒等問題，需要結合緩沖器的動、靜力學特性，開展緩沖機構設計。緩沖機構的布局與構型能極大地影響緩沖器的性能功效，決定了緩沖機構的基本性能，是研究著陸緩沖機構的核心內容，目前航天器著陸緩沖機構主要有已實現地外天體著陸型號驗證的傳統構型和處于預研階段的各類新型構型。

1.3.1 傳統構型設計

傳統構型的航天器著陸緩沖機構均采用塑性形變緩沖法、氣液緩沖法等被動式緩沖器，其形式相對單一，其構型主要為倒三角式和懸臂梁式兩類，如圖5 所示。如圖5（a）所示，倒三角式著陸腿的主支柱和輔助支柱在靠近足墊的位置相連，主、輔支柱均為主要的緩沖支柱，均承受軸向力和彎矩的作用。由于其3 個支柱均為主要的緩沖支柱，則3 個支柱均小而輕。但該組合方式存在容易發生構件干涉、展開半徑較小的缺點。如圖5（b）所示，懸臂梁式的主支柱為主要緩沖支柱，其結構較為粗大，可承受軸向力和彎矩，用于緩沖垂向沖擊能量。輔助支柱在主支柱中部的外筒下端與主支柱用萬向節連接，結構較小，僅承受軸向力，主要用于緩沖水平沖擊能量。懸臂梁式著陸腿相比于倒三角著陸腿具有重量輕、不易干涉、著陸穩定性好、收放行程大、展開鎖定簡單、月面地形適應能力強等優點［41］，甚至當在足墊落入凹坑中時，仍然具有一定的緩沖作用。綜合來看，懸臂梁式構型相比于倒三角式構型具有更多的優勢。

圖5 傳統著陸腿構型Fig.5 Traditional landing leg configuration

中國國內外航天器著陸緩沖機構的預先研究和實際應用中，倒三角式和懸臂梁式均有使用，例如美國的“勘測者1 號”月球著陸器（已成功實現月球著陸）、中國的“天問一號”火星著陸器（已成功實現火星著陸）、歐洲的“EuroMoon 2000”月球著陸器（仍未發射）等采用倒三角式構型。然而，更多的研究機構與學者采用懸臂梁式構型，如美國的“阿波羅”系列著陸器（已成功實現月球著陸）、中國的“嫦娥”系列月球著陸器（已成功實現月球著陸）、歐洲的“歐洲月球”著陸器（仍未發射）、日本的“月亮女神”月球著陸器（仍未發射）等。

1.3.2 新型構型設計

隨著深空探測任務的發展，針對各類半主動、主動式緩沖器的相關研究逐漸增多，而倒三角式和懸臂梁式等傳統構型的著陸緩沖機構，其緩沖力與探測器整體動力學映射關系復雜、難于開展著陸緩沖控制，已經難以滿足未來深空探測所需高性能、可控著陸器的設計需求，越來越多的學者開始將仿生學原理和腿式機器人設計方法用于航天器著陸緩沖機構的設計之中［42］。

針對現有著陸緩沖機構的局限性與未來深空探測需求，眾多學者開展了仿生腿式機構設計與控制的相關研究。神經生物學研究表明，腿式動物可通過控制神經系統與肌肉骨骼結構（即肌肉和身體）之間的相互作用來調節腿部剛度［34］，進而適應復雜地表環境，實現各類自適應運動［44］。貓科動物在自然界經過數千萬年的進化，其身體構造具備良好的奔跑和跳躍能力，是研究腿式動物肢體與本體關系的絕佳模型［45］。

蘇黎世聯邦理工大學的Rudin 等［46］提出了一種面向67P 彗星低重力著陸任務的小型四腿仿貓機器人，如圖6 所示，采用強化學習方法進行控制，并對其進行了地面二維微重力著陸試驗。該四足機器人通過四肢控制解決了探測器的飛行階段、平穩著陸階段和起飛上升階段的姿態控制問題，與傳統的動量輪調姿方式相比，可顯著降低探測器質量與機構復雜性，實現探測器低重力下的可重復、可控著陸。

南京航空航天大學的聶宏團隊［47］分析了家貓的形態尺寸比例和質量分布規律，通過對貓跳落過程中的姿態和地面對足部的反作用力進行分析，以關節制動器為緩沖吸能原件，設計了一種仿貓著陸緩沖機構，該著陸緩沖機構具有良好的緩沖性能。哈爾濱工業大學的凡友華團隊［48］通過將仿生機器人的技術成果應用到著陸器的腿式機構設計中，結合蝗蟲腿部的結構特點，設計了一種新型的緩沖著陸機構，與傳統的著陸機構相比，仿蝗蟲腿著陸緩沖機構在最大過載加速度控制方面具有更為出色的性能。此外，該團隊通過模仿貓科動物的腿部骨骼與肌肉結構提出了一種基于氣動肌肉的仿生緩沖機構模型，所提出的仿生著陸緩沖機構在能量轉化率方面要優于傳統著陸器［49］。上海交通大學的高峰團隊［50］提出了仿生四腿/六腿式探月機器人，如圖7 所示，設計了一種新型高功率密度力控驅動單元，采用主被動復合緩沖設計思路和控制方法，實現了機器人的穩定著陸。實驗室條件下，可實現180 kg 負載（系統總質量200 kg）、2.1 m/s 下落速度的主動控制著陸。

圖7 高峰團隊提出的仿生四腿/六腿式探月機器人[50]Fig.7 Bionic four-/six- legged lunar exploration robots proposed by Gao Feng et al.[50]

各類新構型著陸緩沖機構是未來航天器著陸緩沖機構構型研究的重要發展方向，通過引入仿生學、控制科學等學科的研究方法，面向共性導向的技術內涵，實現了多學科交叉融合。但其目前仍處于預先研究狀態，僅進行了試驗室理想條件下的落震試驗，其機構緩沖吸能能力較弱、地外天體極端環境適應能力欠佳等技術瓶頸限制了其型號工程轉化，還需要國內外研究機構與學者進行更為深入的研究。

1.4 地外小天體著陸與錨定機構

隨著航天技術的進一步發展，各航天大國逐漸將深空探測范圍由近地衛星和類地行星擴展到小行星、彗星和流星等近地小天體。由于小天體表面的微重力環境使得著陸器在接觸小天體表面的瞬間容易反彈、飄走，因此地外小天體著陸緩沖機構作為月球/火星著陸緩沖機構技術延展的同時，也存在著較大差異，小行星探測的主要特點如圖8 所示［51］。在著陸器和小天體表面接觸時，著陸器需要通過錨固裝置與小天體表面建立穩定連接，從而避免著陸器在進行采樣、原地勘測等任務時由于反作用力而彈起。

圖8 采樣探測技術特點[51]Fig.8 Features of sampling detection technology[51]

截至目前，全球共發射了22 次小天體探測器，這些探測器以不同形式對小天體進行了科學探測，其探測方式統計如圖9 所示。其中，飛越探測任務有7 次，環繞探測任務有5 次，著陸探測任務有5次，采樣返回任務有4 次，撞擊任務有1 次。縱觀世界各國的小行星探測任務，僅有5 次實現了小天體表面的成功著陸，分別為美國的“近地小行星交會”（Near earth asteroid rendezvous，NEAR）任務和“歐西里斯”任務、日本“隼鳥”系列任務和歐洲空間局“Rosetta”任務［52］。

圖9 小行星探測方式占比Fig.9 Proportion of asteroid detection methods

美國“歐西里斯-雷克斯”和日本“隼鳥”系列小行星著陸器均采用“接觸-分離”的附著方式，在小行星表面短暫附著并采集樣品，然后上升離開［53-54］，該方式簡單、可靠，但單次任務所能探測的信息較為受限。NEAR 探測器是NASA 研制的首個小行星探測器，該探測器采用開環減速制動控制策略，在下降過程中通過4 次制動來降低探測器的著陸速度，最終以1.5 m/s 的速度成功降落在愛神星的表面［55］。2014 年，歐洲宇航局發射的“菲萊”彗星著陸器成功在67P 彗星著陸，成為有史以來第一個在彗星表面著陸并開展科學考察的著陸器，如圖10 所示［56］。“菲萊”采用“冰螺釘”與“魚叉式”組合的錨固方案，當“菲萊”與彗星表面接觸時，將“冰螺釘”推入彗星表面，完成初始錨固。隨后，火工發射裝置將魚叉高速發射叉入彗星表面，使著陸器固定在彗星表面［56］。

圖10 歐洲宇航局發射的“菲萊”彗星著陸器[56]Fig.10 Comet lander“Philae”launched by ESA[56]

中國國內許多學者也開展了對地外小天體探測器著陸/錨定機構的相關研究。哈爾濱工業大學的林曉輝團隊提出了一種小行星跳躍著陸器，并對其進行了著陸與跳躍動力學建模分析，探究了小行星自旋速度、重力加速度、表壤摩擦系數對探測器著陸性能的影響［57］。

哈爾濱工業大學的劉宏團隊［58-60］研制了三腿、可折疊式小行星附著機構，采用半主動控制方式進行著陸，避免了著陸器緩沖過程中的反彈與傾覆。其同時提出了一種采用“線繩-錨體”的錨定方案，可實現著陸器和小行星之間的穩定機械連接，其著陸/錨定機構如圖11 所示［58-60］。南京航空航天大學的聶宏團隊［61］提出了一種可重復緩沖吸能的小行星著陸器，并對其進行了收展與著陸緩沖仿真分析。仿真結果證明，小行星著陸器整機方案著陸性能良好，對小行星表面土壤具有良好的適應性。此外，該團隊面向小行星探測需求，提出了一種新型的采用機械手指技術與爪刺附著技術于一體的刺爪錨固裝置，該機構可以柔順適應星表地形，進行附著與錨定［62］。

圖11 劉宏團隊提出的著陸/錨定機構[58-60]Fig.11 Landing/anchoring mechanism proposed by Liu Hong et al.from Harbin Institute of Technology[58-60]

綜上所述，地外小天體著陸探測主要分為“接觸-分離”和“著陸-錨定”兩種方式。“接觸-分離”成功率高，因此目前已成功完成地外小天體著陸的探測技術方案均采用此種方式。“著陸-錨定”技術方案較為復雜、技術難度大，例如采用該種技術方案的歐洲宇航局發射的“菲萊”著陸器就發生了觸地反彈，未能著陸、錨定于預定的最佳著陸探測點，只完成了部分預定任務。“著陸-錨定”技術方案所需的弱引力著陸緩沖、高可靠瞬時錨定等關鍵技術仍需要相關機構與學者進一步研究。

2 航天器著陸緩沖機構動力學分析技術

在航天器著陸過程中，其著陸緩沖機構的運動學過程與動力學特性十分復雜，加之地外天體著陸時面臨微重力、星表地形崎嶇、足墊/星壤接觸力學特性復雜等嚴苛、欠認知環境，因此在完成航天器著陸緩沖機構的緩沖方法選定與構型設計之后，需要開展大量的航天器著陸緩沖機構動力學分析，從而對機構的性能進行分析、評估與優化，對地面等效試驗進行預分析與試驗方案設計指導，增加地面等效試驗的針對性與科學性，避免試驗樣機損壞、縮短研制周期。

2.1 航天器著陸緩沖機構動力學理論模型分析法

1972 年，NASA 發表了“阿波羅”登月計劃著陸系統的總結報告［63］，系統地介紹了“阿波羅11號”著陸器的設計歷程，報告中對其著陸緩沖機構的軟著陸動力學性能分析計算與等比例樣機模擬試驗進行了大量的詳細介紹。該報告是航天器著陸緩沖機構動力學分析發展中的里程碑式成果［63］。

航天器著陸緩沖機構動力學分析面臨月壤、緩沖材料與緩沖機構的耦合作用問題，在其分析過程中需要綜合考慮月壤、反推火箭、鋁蜂窩、拉桿以及接觸/摩擦等多源非線性因素。針對上述問題，南京航空航天大學的聶宏團隊［64］建立了月球探測器的月面軟著陸六自由度動力學模型，如圖12 所示，對其進行了不同工況下月球探測器的軟著陸特性分析，探究了月面坡度與著陸速度、剛度系數與阻尼系數等對軟著陸效果的影響［65］，并依托所構建的航天器著陸緩沖機構動力學理論模型，探究了不同緩沖器結構參數對于緩沖性能的影響與吸收能量的分配規律，進而為著陸緩沖機構參數化設計提供指導［66］。

圖12 南京航空航天大學聶宏團隊提出的著陸器六自由度動力學分析程序開發流程[64]Fig.12 Development process of six degree of freedom dynamic analysis program for lander proposed by Nie Hong et al.[64]

由于著陸器著陸動力學模型復雜、非線性強，導致其計算分析時間較長、仿真分析難以收斂，北京理工大學的劉莉團隊［67-68］針對探測器的局部非線性，提出了一種基于脈沖響應函數的模態截斷準則，在廣義動力縮聚方法的基礎上篩選少數幾階模態影響系數較高的模態表征中心體的加速度響應，降低模型的階數，從而在保證求解精度的前提下減少分析計算時間。

由于航天器著陸緩沖機構存在自由度多、沖擊力傳遞路徑復雜、足墊與月壤接觸非線性強等影響因素，在采用理論模型分析法對著陸緩沖機構進行研究時，需要對探測器進行一定的合理簡化，難以實現對著陸緩沖過程的精確模擬分析。為提升著陸緩沖機構動力學的整機建模精確性和多工況覆蓋性，許多國內外學者采用動力學仿真商業軟件開展了航天器著陸緩沖機構的動力學仿真分析。

2.2 多剛體動力學仿真法

多剛體動力學仿真分析方法采用矢量力學方法或分析力學方法建立探測器軟著陸的剛體動力學模型，對著陸緩沖過程中的機構運動過程與動力學特性進行仿真分析。多剛體動力學仿真方法廣泛應用于航天器著陸緩沖機構動力學研究中分析月表環境和著陸器初始姿態等因素對航天器著陸的影響。

JAXA 的Nohmi 等［69］在Adams 軟 件 中 建 立 了月球著陸器及月壤模型，如圖13 所示，研究了在考慮巖石和凹坑的月面環境下，著陸姿態角、月面斜坡和月壤摩擦力對著陸穩定性能得影響。哈爾濱工業大學鄧宗全團隊［70-71］針對月球著陸器等航天器研制和試驗費用昂貴的問題，較早地采用Adams 動力學仿真軟件對月球著陸器3 種典型結構進行了動力學建模、優化及在月球重力場下著陸緩沖等仿真研究。

圖13 Nohmi 等建立的Adams 多剛體動力學仿真模型[69]Fig.13 Adams multi rigid body dynamics simulation model established by Nohmi et al.[69]

多體動力學模型具有計算耗時短、便于參數化建模等優點，因此廣泛應用于航天器著陸緩沖機構的前期設計與方案優化。北京航空航天大學的王春潔團隊針對月球著陸器動力學仿真分析［72-73］、各種著陸工況對月球著陸器著陸性能的影響［74-75］、月球著陸器典型故障模型分析［76］進行了相關研究。該團隊采用響應面法、NSGA-II 算法和MIGA 算法等多種優化算法對著陸緩沖機構進行了優化設計，其流程如圖14 所示，提升了著陸器的抗翻倒能力和底面抗損壞能力［77-79］。重慶大學的牛伯瑤［80］提出了一種采用單出桿氣體補償磁流變緩沖器的月球著陸緩沖機構，采用Adams 對其進行了多剛體動力學仿真分析，并以磁流變緩沖器的耗能功率與工作時間為優化目標，采用基于精英策略的非支配排序遺傳算法對其進行了多目標結構優化設計，減小了輸出阻尼力設計冗余，降低了阻尼器的響應時間和耗能功率。南京航空航天大學的聶宏團隊［81］結合某運載火箭的總體參數以及設計要求，建立了著陸緩沖機構布局優化設計的物理模型，使用多目標優化遺傳算法對其進行優化，并在Adams 中建立著陸緩沖機構的動力學模型，通過仿真對比分析，優化后的結點載荷分別降低了23.15%和21.43%，有效地降低了著陸沖擊過載，提高了著陸穩定性。

圖14 王春潔團隊提出的著陸緩沖機構優化設計流程[77-79]Fig.14 Optimization design process of landing buffer mechanism proposed by Wang Chunjie et al.[77-79]

多剛體動力學仿真法具有計算效率高、模擬著陸工況能力較強、便于緩沖機構參數化設計與優化等優點，因此，該方法廣泛應用于航天器著陸緩沖機構的研制初期設計與優化之中。此外，依托多體動力學仿真法計算效率高和工況模擬能力強等優勢，可利用該方法為緩沖機構剛柔耦合/全機柔性動力學仿真分析、地面等效試驗驗證提供典型工況與極限工況篩選。

2.3 剛柔耦合/全機柔性動力學仿真法

為解決多剛體動力學仿真無法分析著陸器結構變形對著陸緩沖性能影響的技術瓶頸，許多學者開展了剛柔耦合動力學仿真分析研究。剛柔耦合動力學分析方法采用基于浮動坐標系的多柔體動力學方法建立航天器的著陸動力學模型。剛柔耦合動力學仿真法可面向著陸器的具體性能分析需求，對著陸腿主支柱等關鍵性結構件進行柔性處理［82］，重點分析著陸沖擊過程中其結構變形對著陸器著陸性能的影響，如圖15所示，進而為地面等效試驗的極限著陸工況選取和緩沖機構優化設計提供準確指導。

圖15 剛柔耦合動力學仿真中主支柱柔性影響[82]Fig.15 Impact of flexibility of main strut in rigid flexible coupling dynamics simulation[82]

隨著動力學仿真軟件和計算機硬件水平的提高，為了更加真實地模擬月球探測器月面軟著陸的動力學過程，探究著陸過程中的諸多非線性因素影響，解決著陸器結構彈性和響應問題，越來越多的學者開始采用全機柔性動力學仿真分析法進行著陸動力學仿真分析。

全柔性航天器著陸動力學分析本質上屬于非線性瞬態分析問題，常常伴隨著結構的大變形或者大位移引起的幾何非線性問題，因此在開展全機柔性動力學仿真分析過程中需要考慮變形對結構平衡的影響，以及結構柔性變形、機構間摩擦引起的能量耗散。2007 年，哈爾濱工業大學的鄧宗全團隊［83］以一種四腿桁架式可折疊月球著陸器為模型，采用MSC 公司的有限元軟件Patran/Nastran 對著陸器基體的動力學特性進行了分析，得到了結構模態的影響因素，給出了樣機結構的約束模態。2008年，該團隊［84］以其研制的四腿桁架式月球著陸器樣機為研究對象，建立了著陸器準靜態穩定性條件，通過分析著陸器與月面著陸時瞬態動力學行為，得到了著陸器在此瞬態的各動力學參數計算公式，以此為依據，離散時間變量，給出了可以程序化實現整個動態著陸過程動力學模擬的計算過程。北京空間飛行器總體設計部的梁東平等［85］采用Abaqus軟件建立了單腿著陸沖擊有限元模型，如圖16 所示，對單腿著陸沖擊工況進行了動力學仿真分析，通過與試驗數據的對比證明了分析結果的正確性。南京航空航天大學的聶宏團隊利用MSC.Dytran 進行了著陸器整機與表壤的全柔性沖擊動力學分析［41，64，86］，提出了一種廣義人工高斯能量計算標準，對月球/火星著陸器的機構運動性能、軟著陸緩沖性能、表壤/足墊承載能力和地面適應能力進行了分析［87-88］，并針對著陸器展開鎖定機構［89］及著陸穩定性關鍵影響因素進行了相關研究［90］。

圖16 梁東平等建立的單腿柔性體有限元仿真模型[85]Fig.16 Finite element simulation model of single leg flexible body established by Liang Dongping et al.[85]

相比于多剛體動力學和剛柔耦合動力學仿真分析方法，基于有限元法的全機柔性動力學仿真分析方法能夠模擬、分析著陸沖擊瞬間緩沖機構的結構大變形和星壤大變形等非線性因素影響，并對探測器的核心結構與關鍵儀器進行著陸沖擊的全過程重點分析，可以更加真實、準確地反映航天器緩沖機構在著陸緩沖過程中的動力學特性。

2.4 半主動控制仿真法

針對現有著陸器無法適應復雜的著陸環境，以及在著陸過程中對突發的未知狀況進行調整的技術局限，國內外許多學者開展了可控月球著陸器的設計與半主動控制仿真分析的相關研究。西北工業大學的李洪波［91］系統地分析了磁流變阻尼器的常用阻尼力模型的特點，提出了一種磁流變阻尼器軟著陸緩沖系統，建立了磁流變阻尼器緩沖系統沖擊時的簡化模型，并對其進行了動力學仿真分析，分析結果表明磁流變阻尼器可應用于月球軟著陸緩沖系統之中。

為實現磁流變阻尼器與航天器著陸緩沖機構的高效能適配，許多國內外學者開展了其半主動控制方法的相關研究，從而提升著陸器的著陸性能與星表環境適應能力。JAXA 的Maeda 等［33-34，92］提出了一種基于半主動控制的磁流變液月球著陸器，建立了其半主動控制著陸動力學模型，如圖17 所示，對其控制方法與著陸性能進行了研究。圖17 中坐標系為著陸器機體質心坐標系。m為著陸器機體質量，J為著陸器機體轉動慣量，h為著陸器機體質心距離月面高度，r為著陸器質心投影與足墊中心距離，w為相鄰兩足墊中心距離，c為緩沖器阻尼系數，k為緩沖器剛度，cT為月壤阻尼系數，kT為月壤剛度，mf為每條著陸腿的質量，μ′為月壤動摩擦系數。南京航空航天大學的聶宏團隊［93-94］提出了一種新型基于半主動控制的磁流變液月球著陸器，并通過半主動控制仿真，將其與傳統鋁蜂窩著陸器進行了著陸性能對比。仿真結果表明，所提出的新型半主動控制著陸器具有更好的著陸性能，對月面傾角和月壤摩擦系數也有著更好的適應能力。

圖17 Maeda 等構建的基于半主動控制的著陸器動力學模型[32]Fig.17 Dynamic model of lander based on semi-active control built by Maeda et al.[32]

緩沖力可控、地形適應能力強和著陸后姿態可恢復的著陸緩沖機構是未來航天器著陸緩沖機構發展的重要趨勢。半主動控制仿真可模擬、分析航天器著陸緩沖機構在著陸過程中的姿態與緩沖力調節控制，實現著陸緩沖機構運動學參數與動力學參數的實時數據交互與反饋控制，為未來星表地形與星壤力學特性主動適應的可控著陸器設計提供技術支持。

綜上所述，航天器著陸緩沖機構動力學分析可以高效率、低成本、較全面地研究緩沖機構主要參數對探測器軟著陸性能的影響，支撐航天器緩沖機構的方案設計與迭代優化，為著陸器地面等效試驗進行方案篩選與數據預估。在航天器著陸緩沖機構設計的初始階段，可采用理論建模分析法和多剛體動力學仿真分析法進行輔助設計與分析，借助其高分析效率、易于構建參數化模型等優勢，開展機構優化和設計迭代。在機構設計定型階段，可采用剛柔耦合/全機柔性動力學仿真分析方法，針對核心器件及典型工況進行重點分析，提升緩沖機構性能與可靠性。

3 航天器著陸緩沖機構地面等效試驗技術

航天器著陸時面臨地外天體表面環境的特殊性、著陸區域的不確定性和著陸器姿態的隨機誤差等技術難題，其著陸緩沖機構需要具備較強的適應能力和良好的著陸緩沖性能［95］。由于航天探測任務具有成本高、可靠性要求高、天地環境差異大等特殊性，在研制過程中除開展動力學仿真分析之外，還需要進行大量的航天器著陸落震試驗，獲得不同著陸工況下的機構著陸性能，進而對著陸緩沖機構進行分析和優化。

地外天體的重力場、表面環境、表壤承載力學特性等與地面存在巨大差異，與航空飛行器起落架等常規地面著陸沖擊試驗相比，航天器著陸緩沖機構的地面著陸試驗需要考慮地外天體重力場模擬、地形環境模擬和表壤性能模擬等問題。本文以最為廣泛、最具代表性的月球著陸器地面等效試驗技術為例進行分析。

3.1 滑輪平衡法

由于月球重力場約等于地球的1/6，滑輪平衡法采用配重質量塊消除掉月球著陸器5/6的重力，確保著陸器在試驗過程中受到約等于月球重力場的重力作用，其原理如圖18所示，m1代表試驗中的月球著陸器，m2代表配重質量塊。哈爾濱工業大學鄧宗全團隊［96］利用此方法對某型著陸器進行了模擬月球重力的著陸落震試驗，并取得了一定的研究成果。

圖18 滑輪平衡法Fig.18 Pulley balance method

滑輪平衡法假設系統沒有摩擦，則整個系統的加速度，即模擬著陸器的加速度為

式中：g′為模擬著陸器的加速度（即所需模擬的月球重力加速度），M為模擬著陸器質量，m為配重的質量，g為地球表面重力加速度。根據式（1）可以計算得到所需配重塊質量

模擬試驗時，著陸器足墊與地面初始距離如下

式中：h為著陸緩沖機構足墊距地面的初始距離，vv為模擬的豎直著陸速度。

傳統的滑輪平衡方法簡單實用，但由于著陸落震試驗過程十分短暫、沖擊加速度大，因而著陸器于配重塊之間的連接繩容易發生松弛，影響著陸試驗效果。為解決該問題，NASA［97］提出了一種滑輪平衡法的改進方案，其原理如圖19 所示。該方案中，NASA 為月球著陸器搭建了一套可自由落震的試驗臺，將其懸掛于滑輪系統左側；選取大質量塊1 和微調質量塊2 懸掛于滑輪系統右側。通過右側的組合質量塊，使左側的試驗平臺系統以5/6的地球重力加速度做自由落體運動，試驗平臺內的月球著陸器以地球重力加速度做自由落體運動，在著陸器著陸到月面模擬裝置后，著陸器以1/6 的重力加速度（即月球重力加速度）進行著陸緩沖。由于所搭建的試驗平臺質量遠大于月球著陸器，因此在著陸沖擊過程中，小質量的月球著陸器對滑輪系統繩子的張緊或松弛影響較小，從而實現對月球重力場進行精準模型。但是，該方法試驗裝置龐大、應用難度較大、試驗成本較高。

圖19 改進后的滑輪平衡法[97]Fig.19 Improved pulley balancing method[97]

除上述局限外，滑輪平衡法僅能模擬豎直著陸速度，若要實現著陸水平速度的模擬，需將整個系統以一定的水平速度運動，這將大大增加設備要求與試驗成本。此外，滑輪平衡法難以月表模擬斜坡、隕石與凹坑環境，無法驗證著陸器的月表環境適應能力與著陸穩定性，具有較多局限性。

3.2 斜坡模擬法

為解決著陸器地面試驗水平速度模擬與月表模擬問題，斜坡模擬法應運而生。美國“阿波羅”系列載人月球著陸器［97］和中國“嫦娥”系列著陸器［98］均采用了此種方法進行試驗，如圖20 所示，試驗系統主要由吊掛纜繩、釋放纜繩、模擬著陸器和傾斜著陸面等組成。

圖20 斜坡模擬法示意圖[98]Fig.20 Schematic diagram of slope simulation method[98]

斜坡模擬法試驗時傾斜著陸面與豎直面之間的夾角α可由式（4）計算得出

在斜坡模擬試驗時，可通過豎直方向和水平方向的纜繩控制著陸時的垂直速度和水平速度，并可在傾斜著陸面鋪設模擬月壤、設置相應的凹凸石塊，以實現對月表環境的模擬。但斜坡模擬法同樣存在一定的局限性，當要模擬的加速度g′較小時，著陸面與豎直面之間的夾角α較小，難以在傾斜著陸面鋪設模擬月壤。

3.3 全機1/6 尺寸模型法

美國“阿波羅”載人月球著陸器研制過程中采用了全機1/6 尺寸模型試驗方法，該方1/6 六分之一，質量為原型的1/216，通過相似性轉換可以較為準確地模擬月球重力場的全機月面著陸沖擊過程，其試驗平臺如圖21 所示，圖中A為試驗時著陸器初始釋放位置，B為著陸器釋放后下落過程位置，C為著陸器著陸位置。

該方法對試驗裝置與試驗操控要求較低，只需要在試驗設計與試驗結果處理階段進行相似性規律轉化即可實現對著陸姿態與月球著陸環境的模擬。對于“阿波羅”系列載人著陸器等大型著陸器，其1/6尺寸模型相對容易加工，縮比樣機試驗也更易操作，有效解決了大型著陸器的地面等效試驗難題。但對于一般的無人月球著陸器，由于其原有尺寸較小，其1/6 縮比后的零件（包括蜂窩和著陸腿結構）尺寸過小，難以加工。南京航空航天大學的聶宏團隊［99］針對無人小型月球著陸器難以進行1/6 縮比加工與裝配的技術難題，研制了一款1/3無人月球著陸器縮比模型，并對其進行了多工況落震試驗與相似性分析。通過落震試驗對著陸器的機體與足墊加速度響應、主/輔支柱的載荷和行程進行了采樣測量，并將其與動力學仿真分析結果進行綜合對比驗證。

綜合對比上述幾種地面等效試驗方法可以看出，傳統滑輪平衡法模擬效果受限、試驗成本低，適用于科研機構和高等院校進行著陸緩沖機構學術研究和原理樣機驗證分析。而改進滑輪平衡法和斜坡模擬法的可等效模擬內容多、等效性強，適用于航天工程單位進行型號正樣的試驗驗證分析。全機1/6 尺寸模型法兼具可等效模擬內容多和試驗成本低等優勢，但縮比試驗樣機的研制加工、試驗方案的相似性轉化等流程較為繁雜。上述地面等效試驗方法主要優缺點對比如表3 所示。

表3 地面等效試驗方法對比Table 3 Comparison of ground equivalent test methods

4 航天器著陸技術現存問題與發展趨勢

經過60 余年的發展，航天器著陸緩沖機構技術取得了巨大進步，航天器著陸機構研制與工程應用、動力學仿真分析和地面等效試驗等領域均取得了長足的發展，但同時遭遇了諸多技術瓶頸。隨著人類對航天探測需求的不斷增長、探測范圍的不斷擴展、探測精度的不斷提高，航天器著陸技術勢必面臨著越來越多的科學問題與技術挑戰，需要國內外研究機構和研究人員的進一步探索。

4.1 航天器著陸技術現存問題

（1）著陸緩沖方法地形適應性差、無法實現多次使用

目前航天器著陸緩沖方法仍以塑性變形法等被動式緩沖吸能方法為主，對于半主動、主動緩沖吸能方法的研究相對較少，距離將新型可控緩沖器轉化到航天器型號的實際應用仍有很大距離。面向未來探測范圍更廣、探測任務內容更豐富的地外天體探測需求，現有被動式緩沖吸能方法難以在崎嶇、陰影環境下的地形中實現自適應緩沖，大大限制了人類深空探測的腳步。此外，現有塑性變形緩沖方法僅能實現單次著陸緩沖，且完成緩沖后無法進行探測器姿態的恢復和調整，難以滿足未來地外天體高頻率、低成本、多點多次著陸探測的任務需求。

（2）缺乏系統化、全流程著陸緩沖機構構型設計理論

目前，航天器著陸緩沖機構構型設計仍主要基于已有構型方案、仿真與試驗分析、生物形態模仿等方法，更多的是基于前人經驗和試驗數據，加之航天任務的高可靠性要求，導致航天器緩沖機構容易發生過度設計、安全冗余度過高的問題。航天器著陸緩沖機構屬于多自由度并聯機構，近年來工業機械領域的并聯機構學理論研究取得了長足的發展，而針對航天器著陸緩沖機構構型所需的系統化、全流程設計理論的相關研究仍相對較少，這已成為航天器著陸緩沖機構設計與研制過程中的短板。

（3）著陸緩沖機構功能集成度低、任務擴展性差

目前月球探測器由著陸器和巡視器組成。著陸器不能行走，僅能攜帶巡視器和探測儀器在月表安全著陸；巡視器只能用于在月表開展行走探測。以“玉兔二號”巡視器為例，其移動速度僅為200 m/h，探測范圍亦受到著陸區域環境（斜坡、巖石等）的嚴格限制［100］。現有探測方案中，著陸緩沖機構僅具備單一的著陸緩沖功能，巡視器僅能完成小范圍、低速度的巡視探測任務。上述技術難以滿足未來月球無人科考站組建任務中多種、大量裝備和物資的著陸、轉運和組裝等任務需求。

4.2 航天器著陸技術的發展趨勢

2022 年，中國國務院新聞辦公室發布的《2021中國的航天》白皮書指出：未來五年，中國將繼續實施月球探測工程，發射“嫦娥六號”探測器、完成月球極區采樣返回，發射“嫦娥七號”探測器、完成月球極區高精度著陸和陰影坑飛躍探測，完成“嫦娥八號”任務關鍵技術攻關，與相關國家、國際組織和國際合作伙伴共同開展國際月球科研站建設。除月球探測任務外，中國將繼續實施行星探測工程，發射小行星探測器、完成近地小行星采樣和主帶彗星探測，完成火星采樣返回、木星系探測等關鍵技術攻關［101］。上述各類地外天體大氣環境、重力場和著陸探測區域的星表地形環境更復雜、相關已知信息更少，探測任務中的星表探測和移動范圍更大。

現有航天器著陸技術所存在的緩沖方法著陸環境適應性弱、緩沖機構設計理論系統性差、緩沖機構功能集成度低等科學與技術問題亟需解決。在國家重大深空探測任務牽引下，針對未來的高頻率深空探測、單次發射多任務內容等具體任務需求，對未來航天器著陸技術的發展趨勢展望如下：

（1）可重復使用的緩沖方法研究

面向未來高頻率、低成本的深空探測需求，重點針對現有具備多次吸能能力的塑性緩沖方法、可重復使用的磁流變液緩沖方法展開研究，研制可重復使用的航天器著陸緩沖機構，將著陸器和巡視器融為一體（即探月飛躍器）［102］。飛躍器利用脈沖噴射器實現月面低空飛行，在多個預定探測點進行著陸，實現高速率、大范圍的多點多次著陸探測，進而減小探測器質量，降低探測經濟成本，提升探測效率與范圍。

（2）星表地形與星壤力學特性主動適應

面向未來月球/火星中央丘陵、峽谷、極區等崎嶇地域探測需求，需開展著陸緩沖機構構型設計理論的體系化、全流程化研究，提升新型緩沖機構構型與可重復使用、可緩沖方法的適配效果。實現航天器著陸緩沖機構星表地形與星壤力學特性主動適應，在著陸過程中實現多套著陸腿共同觸地緩沖，并根據足墊-星壤接觸力進行各著陸腿的緩沖力調整，確保著陸沖擊能量的高效、平穩吸收，實現航天器在崎嶇地形下的穩定著陸，降低著陸過程中的沖擊過載。

（3）著陸緩沖與行走一體化設計

面向未來月球無人科考站及月球基地建設需求，需結合腿式機器人的運動原理與設計方法，開展著陸緩沖與行走一體化設計，設計緩沖和移動性能綜合最優的著陸器新構型，進行步態規劃和控制策略研究，將僅具備單一著陸功能的航天器緩沖機構擴展為具備著陸緩沖、姿態調整與運輸行走多功能于一體的月表航天器智能機構，支撐未來月球科考站與月球基地建設中的裝備投放、物資運輸與平臺對接組建。

5 結束語

本文綜述了目前國內外航天器著陸緩沖機構技術領域的相關研究進展，并結合未來深空探測需求，對航天器著陸技術存在的問題與發展趨勢進行了分析與展望，對于我國深空探測著陸緩沖機構技術研究具有一定的指導意義。