載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計與研制

王永濱，蔣萬松，王磊，黃偉

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100076）

載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計與研制

王永濱，蔣萬松，王磊，黃偉

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100076）

基于著陸沖擊動力學(xué)實現(xiàn)載人登月艙月面著陸緩沖裝置的方案設(shè)計，并分別開展機(jī)構(gòu)運(yùn)動分析、振動響應(yīng)分析和著陸沖擊特性分析，對著陸緩沖裝置進(jìn)行了全面的仿真分析計算。在此基礎(chǔ)上研制了全尺寸載人登月艙月面著陸緩沖裝置原理樣機(jī)，并結(jié)合分析優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行了試驗驗證。該研究為研制大收攏比、大尺寸、大載重、低過載的載人登月艙月面著陸緩沖裝置奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

載人登月；著陸機(jī)構(gòu)；緩沖；吸能

引用格式：王永濱，蔣萬松，王磊，等. 載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計與研制［J］. 深空探測學(xué)報，2016，3（3）：262-267.

Reference format: Wang Y B， Jiang W S， Wang L， et al. Design and development of landing gear technology for manned lunar landing ［J］. Journal of Deep Space Exploration， 2016， 3（3）：262-267.

0　引　言

隨著我國探月工程的逐步推進(jìn)，載人月球探測逐漸成為國內(nèi)學(xué)者研究的重點。月面著陸緩沖裝置是載人登月艙在月面實現(xiàn)軟著陸的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，通過著陸緩沖裝置的吸能使著陸艙以低過載實現(xiàn)在月面的安全著陸［1］。相對于無人月球探測著陸器，載人著陸探測器的設(shè)計理念有很大不同，即載人著陸沖擊過載有更高的指標(biāo)要求。此外，對于載人登月艙月面著陸緩沖裝置在尺寸、承載力、展開收攏比、能量吸收率等方面的指標(biāo)要求更高，所以提前開展載人登月艙著陸緩沖的理論研究和樣機(jī)研制是十分重要和急迫的。

國內(nèi)外相關(guān)科研機(jī)構(gòu)針對不同的適用環(huán)境和指標(biāo)要求，對載人登月艙月面著陸緩沖裝置進(jìn)行了大量的理論和應(yīng)用研究。美國航空航天局［2-5］（圖1（a）～（b））、美國SpaceX公司［6］（圖1（c））、歐空局（圖1（d））和俄羅斯［7］（圖1（e）～（f））等國家和機(jī)構(gòu)均針對載人登月相關(guān)任務(wù)需求開展了月面著陸緩沖裝置的研究［8］，目前成功實現(xiàn)載人月球探測的只有美國“阿波羅”系列月球著陸器［9-10］（圖1（a））。國內(nèi)針對載人登月月面著陸緩沖裝置的研究相對有限，目前大多進(jìn)行的是無人著陸器月面著陸研究。哈爾濱工業(yè)大學(xué)［11］（圖1（g））和北京空間機(jī)電研究所（圖1（h））針對載人登月艙著陸特性，已開展了縮比原理樣機(jī)的研制工作。

國內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)針對載人登月艙月面著陸緩沖裝置開展了相關(guān)研究，但是目前研究較為分散，不利于指導(dǎo)典型著陸緩沖裝置的設(shè)計。本文從系統(tǒng)設(shè)計的層面出發(fā)，從載人登月艙月面著陸緩沖的需求出發(fā)，結(jié)合構(gòu)型設(shè)計、緩沖參數(shù)設(shè)計、著陸緩沖分析、原理樣機(jī)研制、系統(tǒng)試驗驗證等多個層面對著陸緩沖裝置的設(shè)計過程進(jìn)行了系統(tǒng)梳理，相關(guān)研究結(jié)果對該類機(jī)構(gòu)的設(shè)計和研制具有一定的指導(dǎo)意義。

1　載人登月艙月面著陸緩沖設(shè)計

1.1載人登月艙月面著陸緩沖需求

載人登月艙的設(shè)計應(yīng)充分考慮載人的因素，在設(shè)計大載重著陸緩沖裝置的基礎(chǔ)上，突出低過載的特殊要求。著陸緩沖技術(shù)作為月球探測的關(guān)鍵技術(shù)［12］，需要在限定著陸重量、著陸緩沖裝置重量、著陸速度、著陸地形等因素的制約下，能夠最大程度地降低登月艙加速度沖擊過載值。此外，由于大載重載人登月艙的尺寸較大，對應(yīng)的著陸緩沖裝置的尺寸也會增加。在滿足火箭整流罩尺寸空間的要求下，需要設(shè)計大展開收攏比的展開鎖定機(jī)構(gòu)。即在收攏狀態(tài)下，展開鎖定機(jī)構(gòu)能夠?qū)⒅懢彌_支腿收攏在限定區(qū)域內(nèi)，待需要展開時再進(jìn)行機(jī)構(gòu)的展開和二次鎖定。

圖1　國內(nèi)外載人登月艙著陸緩沖裝置Fig.1　Manned lunar landing gear research situation at home and abroad

1.2載人登月艙月面著陸緩沖構(gòu)型設(shè)計

著陸緩沖裝置的構(gòu)型設(shè)計是方案設(shè)計的基礎(chǔ)，構(gòu)型設(shè)計涉及支腿數(shù)量、支腿構(gòu)型布局、收攏展開構(gòu)型等環(huán)節(jié)，不同構(gòu)型設(shè)計對應(yīng)不同的設(shè)計方法。支腿數(shù)量決定了著陸艙體穩(wěn)定性，但同時影響整個著陸緩沖裝置的重量，需要權(quán)衡兩者的相互影響關(guān)系；支腿構(gòu)型分為“倒三角”和“懸臂”兩種構(gòu)型，各有優(yōu)缺點，需要權(quán)衡傳力路徑、折疊收攏特性、緩沖后構(gòu)型等特性影響；收攏展開構(gòu)型分為內(nèi)側(cè)折疊收攏、內(nèi)側(cè)收縮收攏、側(cè)向收縮收攏等類型，需要綜合考慮展開收攏比和整流罩尺寸進(jìn)行設(shè)計。本文結(jié)合載人登月任務(wù)需求，提出一種四支腿懸臂式內(nèi)側(cè)折疊收攏著陸緩沖裝置方案，如圖2所示。

圖2　著陸緩沖裝置構(gòu)型圖Fig.2　Landing gear structure

1.3載人登月艙月面著陸緩沖參數(shù)設(shè)計

在完成載人登月艙月面著陸緩沖構(gòu)型設(shè)計后，需要結(jié)合構(gòu)型的相關(guān)參數(shù)，開展能量緩沖參數(shù)研究。載人登月艙月面著陸緩沖過程需要吸收沖擊能量，該沖擊能量包括豎直和水平方向的沖擊能量，需要采用緩沖器進(jìn)行吸收。設(shè)計采用鋁蜂窩作為能量吸收的緩沖元件。需要說明的是，由于月壤對于能量的吸收比例以及變形導(dǎo)致的著陸艙重心的變化無法準(zhǔn)確獲取，初始設(shè)計按照月壤為剛性模型考慮。

著陸艙著陸過程中的垂直方向能量Wv為

其中：m為載人登月艙的重量；vv為垂直著陸速度；gl為月球表面重力加速度；Δh為登月艙著陸緩沖過程中質(zhì)心下降高度。

著陸艙著陸過程中的垂直方向能量Wh為

其中：vh為水平著陸速度。

設(shè)計中采用鋁蜂窩作為緩沖器，蜂窩壓潰后不可恢復(fù)，其力學(xué)性質(zhì)表現(xiàn)為彈塑性和特有平臺性（靜態(tài)壓垮載荷基本為定值）。設(shè)計中鋁蜂窩對于垂直方向的能量吸收功Pv滿足

其中：i為垂直吸能用鋁蜂窩的塊序列號；m為鋁蜂窩塊數(shù)，fi為第i塊鋁蜂窩的壓潰載荷，li為第i塊鋁蜂窩的壓潰長度；A0為垂直方向吸能安全因子。

設(shè)計中鋁蜂窩對于水平方向的能量吸收功Ph滿足

其中：j為水平吸能用鋁蜂窩的塊序列號；n為鋁蜂窩塊數(shù)；fj為第j塊鋁蜂窩的壓潰載荷；lj為第j塊鋁蜂窩的壓潰長度；B0為水平方向吸能安全因子。

2　載人登月艙月面著陸緩沖分析

完成載人登月艙月面著陸緩沖裝置初步方案設(shè)計后，需要進(jìn)行系統(tǒng)的分析計算優(yōu)化設(shè)計過程。包括運(yùn)動特性分析、結(jié)構(gòu)靜載荷分析、鋁蜂窩壓潰特性分析、振動分析、著陸沖擊特性分析和月壤能量吸收特性等分析。

2.1機(jī)構(gòu)展開鎖定運(yùn)動特性分析

為了滿足大尺寸載人登月艙收攏要求，需要設(shè)計大收攏展開比的展開鎖定機(jī)構(gòu)以實現(xiàn)著陸緩沖裝置的初始鎖定和最終展開。著陸緩沖裝置展開過程為復(fù)雜的空間機(jī)構(gòu)運(yùn)動，需要滿足空間機(jī)構(gòu)運(yùn)動自由度要求。空間機(jī)構(gòu)的自由度F的計算公式為

其中：n為除機(jī)架外活動件數(shù)量；P5為Ⅴ級副個數(shù)；P4為Ⅳ級副個數(shù)；P3為Ⅲ級副個數(shù)；P2為Ⅱ級副個數(shù)；P1為Ⅰ級副個數(shù)。經(jīng)計算獲得在展開鎖定狀態(tài)具有2個自由度，即可以滿足2條輔助支腿的軸向拉伸或壓縮運(yùn)動自由度。在展開過程中，具備3個自由度，即除了可以滿足輔助支腿的軸向拉伸或壓縮自由度外，還有一個繞轉(zhuǎn)軸驅(qū)動的自由度。由以上分析可以看出，著陸緩沖支架的機(jī)構(gòu)自由度能夠滿足運(yùn)動與壓縮吸能路徑的要求。

為了驗證機(jī)構(gòu)自由度設(shè)計的合理性，如圖3所示，采用ADAMS軟件建立了著陸緩沖機(jī)構(gòu)展開動力學(xué)模型，并對機(jī)構(gòu)運(yùn)動的正確性進(jìn)行了仿真分析，獲得了各組件的運(yùn)動特性。圖4所示為主支腿角速度隨著時間的變化曲線圖，著陸緩沖機(jī)構(gòu)的主支腿運(yùn)行平穩(wěn)，展開過程近似一個線性增速過程，最大角速度為0.22 rad/s。展開鎖定機(jī)構(gòu)在5.4 s時開始鎖定，在5.9 s時完成鎖定過程，完成鎖定后的主支腿受鎖定機(jī)構(gòu)的鎖鉤作用不再運(yùn)動，相關(guān)仿真分析結(jié)構(gòu)驗證了空間機(jī)構(gòu)設(shè)計的正確性。

圖3　著陸緩沖裝置展開動力學(xué)模型Fig.3　Dynamics model of deployable and lockable mechanism

圖4　主支腿轉(zhuǎn)動角速度-時間曲線Fig.4　Angular speed - time curve of the primary strut

2.2著陸緩沖裝置振動特性分析

著陸緩沖裝置在工作前處于收攏狀態(tài)，收攏狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)和機(jī)構(gòu)需要滿足發(fā)射過程振動要求。采用Patran/Nastran軟件建立了鎖緊態(tài)著陸緩沖支架模型，模型中對各零部組件進(jìn)行了簡化，模擬實際約束狀態(tài)計算了鎖緊狀態(tài)的各階模態(tài)。經(jīng)計算獲得前八階的振型如圖5所示，著陸緩沖支架鎖緊狀態(tài)前兩階固有頻率分別為24.0 Hz和24.7 Hz，滿足基頻大于15 Hz的要求。通過對基頻的分析，獲取了著陸緩沖裝置的剛度特性，證明該裝置能夠滿足發(fā)射過程振動要求。

圖5　前八階固有模態(tài)振型圖Fig.5　First eight mode shape of intrinsic mode

2.3著陸緩沖裝置著陸沖擊特性分析

載人登月艙在月面著陸過程中，需要經(jīng)受一個瞬態(tài)沖擊載荷，該沖擊載荷是設(shè)計和驗證緩沖性能的關(guān)鍵?；贏DAMS建立的著陸緩沖裝置軟著陸動力學(xué)仿真模型，其原理圖如圖6所示，在內(nèi)筒和外筒上分別固定兩個平行的坐標(biāo)系，兩個坐標(biāo)系之間的相對位置相對于初始狀態(tài)沿共軸方向的位移定義為變形量，用x表示，負(fù)值表示壓縮，正值表示拉伸。通過此法表征緩沖鋁蜂窩沖擊塑性平臺效應(yīng)。

圖6　主、輔助支腿仿真模型Fig.6　Model of primary & second structures

單級蜂窩壓縮時的動態(tài)沖擊力Pd1可表達(dá)為

單級拉伸蜂窩（也是通過壓縮實現(xiàn)）的動態(tài)沖擊力Pd2可表達(dá)為

其中：min為當(dāng)前最小變形量（負(fù)值）；max為當(dāng)前最大變形量（正值）；x0為平移量；Pc為靜壓縮載荷，Pt為靜拉伸載荷。對于同類型的蜂窩，Pc和Pt均為定值，可由試驗得到；tanh（x）為雙曲正切函數(shù)；δ為邏輯（bool）函數(shù)

η表征了蜂窩的動態(tài)特性，η可用二次多形式近似

其中：v為沖擊速度（m/s），a和b為待定系數(shù)，可由試驗數(shù)據(jù)得到，對于不同類型的蜂窩，系數(shù)有所不同。多級蜂窩的動態(tài)沖擊力可由上述方法通過疊加得到［13］。此外，在描述月壤的塑性特征時，結(jié)合其表面承載力、彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)等特性對月壤進(jìn)行了表征。相關(guān)參數(shù)參考了“阿波羅號”登月艙和“探測者”系列著陸器著陸仿真所采用的月壤力學(xué)性質(zhì)的描述［14-15］。

本文基于動態(tài)鏈接技術(shù)，結(jié)合ADAMS動力學(xué)分析軟件開展了著陸緩沖裝置的著陸沖擊分析計算，包括不同登月艙質(zhì)量、月面坡度、著陸速度、著陸姿態(tài)和質(zhì)心分布等因素的影響，分析結(jié)果為著陸緩沖裝置的優(yōu)化設(shè)計提供了數(shù)據(jù)支持。圖7為建立的著陸沖擊動力學(xué)模型，在此基礎(chǔ)上，開展了大量的仿真分析計算，通過對15種典型組合著陸工況（不同著陸模式、坡度、著陸速度、質(zhì)心高度的組合）進(jìn)行分析，著陸沖擊過載介于1.5～3.4 gn之間，著陸器本身著陸沖擊過載小于4 gn，滿足載人航天器要求。通過對著陸緩沖裝置的著陸沖擊動力學(xué)分析，可以認(rèn)為目前的設(shè)計較為合理。

圖7　著陸沖擊仿真分析模型Fig.7　Landing model of impact simulation

3　載人登月艙月面著陸裝置試驗驗證

在完成載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計與分析的基礎(chǔ)上，研制了全尺寸載人登月艙著陸緩沖裝置原理樣機(jī)。為了驗證設(shè)計與仿真分析的正確性，開展了機(jī)構(gòu)運(yùn)動試驗、靜力試驗、鋁蜂窩壓潰試驗和著陸沖擊等試驗，通過對試驗數(shù)據(jù)的測試與分析，試驗結(jié)果和仿真結(jié)果基本一致。

圖8所示為無重力機(jī)構(gòu)展開鎖定試驗。如圖9所示為測量獲得的主支腿轉(zhuǎn)動角速度-時間曲線，獲得最大轉(zhuǎn)動角速度為0.25 rad/s，與仿真分析計算獲得的0.22 rad/s基本一致，誤差為12%。從圖中可以看出，試驗測試曲線與仿真分析曲線吻合一致性較好，獲得的展開角速度與鎖定時間較為接近，驗證了仿真分析的準(zhǔn)確性。

圖8　展開鎖定地面驗證試驗Fig.8　Testing of deploying and locking process

圖10所示為進(jìn)行中的全尺寸著陸沖擊試驗，試驗對不同垂直著陸速度、不同水平著陸速度和不同坡度工況分別進(jìn)行了驗證。通過試驗獲得載人登月艙最大過載發(fā)生在無水平速度和坡度的工況，最大過載為3.97 gn。通過試驗對該著陸緩沖裝置的緩沖特性進(jìn)行了全面的驗證：系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度滿足設(shè)計要求，緩沖鋁蜂窩按照預(yù)定壓潰行程壓潰，緩沖過載控制在較低水平，通過著陸沖擊試驗驗證了設(shè)計的正確性。

圖9　主支腿轉(zhuǎn)動角速度-時間試驗曲線Fig.9　Angular speed - time test curve of the primary strut

圖10　全尺寸著陸沖擊試驗Fig.10　Full-scale landing impact experiment

4　結(jié)　論

1）本文從載人登月艙月面著陸緩沖的需求出發(fā)，結(jié)合構(gòu)型設(shè)計、緩沖參數(shù)設(shè)計、著陸緩沖與機(jī)構(gòu)運(yùn)動分析、原理樣機(jī)研制、系統(tǒng)試驗驗證等多個維度對著陸緩沖裝置的設(shè)計過程進(jìn)行了系統(tǒng)梳理，相關(guān)研究結(jié)果對該類機(jī)構(gòu)的設(shè)計具有一定的指導(dǎo)意義。

2）本文提出一種緩沖鋁蜂窩沖擊塑性平臺效應(yīng)材料特性表征方法，基于動態(tài)鏈接技術(shù)，實現(xiàn)了著陸沖擊耦合動力學(xué)分析，該方法對著陸沖擊問題具有普適性。通過仿真分析，獲得著陸艙體著陸沖擊過載介于1.5～3.4 gn之間，著陸器本身著陸沖擊過載小于4 gn，滿足載人航天器要求。

3）通過地面試驗驗證了全尺寸載人登月艙著陸緩沖裝置設(shè)計的合理性。本項研究為研制大收攏比、大尺寸、低過載、大載重的載人登月艙月面著陸緩沖裝置奠定了技術(shù)基礎(chǔ)，研究成果亦可應(yīng)用于其他大載重著陸緩沖領(lǐng)域。

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通信地址：北京市海淀區(qū)友誼路104號院5142信箱269分箱（100096）

電話：（010）68114708，15210103191

E-mail：ybkindy@163.com

Design and Development of Landing Gear Technology for Manned Lunar Landing

WANG Yongbin，JIANG Wansong，WANG Lei，HUANG Wei
（Beijing Institute of Mechanics & Electricity，Beijing 100094，China）

A landing gear for manned lunar landing was designed base on the dynamic analysis of landing impact. System simulation analysis and calculation for lunar landing gear was done including the dynamics analysis，vibration response analysis and impact analysis of landing. The full-scale principle prototype of landing gear for manned lunar landing was established with the designing and simulation results，experimental verification was done base on the analysis and optimization result. The development laid the technical foundation for the large gathering ratio，large size，heavy weight，low overload of manned lunar landing gear.

manned lunar landing；landing gear；buffer；energy absorption

V476

A

2095-7777（2016）03-0262-6

10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.010

王永濱（1984- ），男，碩士，高級工程師，主要研究方向：航天器返回與著陸技術(shù)、航天器力學(xué)環(huán)境仿真分析。

［責(zé)任編輯：宋宏］

2015-10-05；

2016-5-25

國家自然科學(xué)基金資助項目（51505028）