垂直起降運載器展開鎖定機構(gòu)設(shè)計與仿真分析

聶獻東，楊 赧，聶 宏，張 明

(1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點科學(xué)實驗室，江蘇 南京 210016)

(2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201100)

航天技術(shù)是一個國家綜合國力的重要體現(xiàn)，而運載技術(shù)是其最基本的組成部分。運載火箭是人類進入太空的最重要手段，一直受到世界各國的關(guān)注[1]。在人類進行航天和空間探索的過程中，航天運輸?shù)闹饕侄问且淮涡允褂眠\載火箭(expendable launch vehicle，ELV)。ELV主要有以下3個缺點：發(fā)射費用昂貴；殘骸著陸點分布范圍廣；生產(chǎn)和測試周期長，難以滿足發(fā)射需求。ELV限制了航天工業(yè)的快速發(fā)展，因此可重復(fù)使用運載火箭(reusable launch vehicle，RLV)逐漸受到航天領(lǐng)域的關(guān)注[2-3]。

第一代可重復(fù)使用運載器，即航天飛機，未能實現(xiàn)系統(tǒng)設(shè)計之初預(yù)期的大幅降低發(fā)射和運營成本的目標(biāo)。歐美等國的政府機構(gòu)提出了針對第二代可重復(fù)使用運載器的設(shè)計方案[4]。其中，對RLV項目進行了重點研究。根據(jù)回收方式，RLV主要分為3種類型：傘降回收、帶翼飛回和垂直起降(vertical takeoff and vertical landing，VTVL)。傘降回收著陸技術(shù)的可靠性高、技術(shù)成熟度較高，但落點精度較低。如果采用帶翼飛回的回收方式，則需要對主流的非升力體形式的火箭進行重大修改，這將直接影響其上升段飛行特性。VTVL的回收方式在不顯著改變現(xiàn)有火箭結(jié)構(gòu)的情況下，為火箭回收提供了有效的技術(shù)支持，且其回收方式僅需較小面積的場坪[5]。

垂直起降運載器著陸裝置的3種典型結(jié)構(gòu)形式是伸縮式、連桿式和外翻式。伸縮式的特點是質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)簡單，展開半徑小，著陸穩(wěn)定性較差，需要箭體下部有一定的傾斜角度，不適合圓柱形箭體。連桿式展開半徑大、著陸穩(wěn)定性好，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大等劣勢會影響運載火箭整體的運載能力。外翻式可很好地適應(yīng)圓柱形箭體，著陸穩(wěn)定性高，可承受過載大，機構(gòu)自由度大，且不受箭體內(nèi)部空間的限制，可用于著陸質(zhì)量較大的運載器。

國外垂直起降運載器的典型代表是美國Space-X公司研制的獵鷹系列運載器。獵鷹九號驗證機成功進行了一子級海上濺落試驗和陸地回收試驗。重型獵鷹火箭使用的兩個助推器幾乎同時實現(xiàn)陸地著陸回收，但其芯級在海上回收失敗。獵鷹九號火箭多次實現(xiàn)成功回收，其主著陸腿由伸縮式的多級展開支柱和緩沖器組成。

中國商業(yè)航天公司翎客航天對垂直起降可重復(fù)使用運載器進行了研究。RLV-T1垂直起降飛行器實現(xiàn)了首次懸停飛行，RLV-T2具有更高的結(jié)構(gòu)效率及可收縮著陸腿，RLV-T3可進行頻繁起降的飛行試驗。上海航天技術(shù)研究院和中國運載火箭技術(shù)研究院也各自提出了可重復(fù)使用運載器的方案，分別在長征六號和長征八號運載火箭上進行技術(shù)驗證。

本文設(shè)計了返回著陸系統(tǒng)總體布局，對展開鎖定機構(gòu)進行了結(jié)構(gòu)設(shè)計，說明了機構(gòu)工作過程。對展開鎖定機構(gòu)進行機械結(jié)構(gòu)建模和氣壓驅(qū)動建模，實現(xiàn)氣動-機械聯(lián)合仿真，并討論支柱的展開特性。

1 展開鎖定機構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計

著陸機構(gòu)采用外翻式著陸支腿設(shè)計。在運載器發(fā)射階段著陸腿緊貼箭體表面并與箭體鎖定；在返回階段通過氣壓驅(qū)動使著陸腿展開并鎖定，進入著陸工作狀態(tài)。

1.1 返回著陸系統(tǒng)總體布局

為便于著陸時的載荷傳遞，著陸腿均布于箭體四周的4根大梁處，數(shù)量為4。著陸機構(gòu)收起狀態(tài)和展開狀態(tài)如圖1所示。

1—箭體；2—整流罩；3—上耳片；4—驅(qū)動作動筒；5—下耳片；6—輔助支柱；7—鎖定裝置；8—外殼；9—足墊；10—緩沖器；11—第三級套筒；12—第二級套筒；13—第一級套筒；14—端蓋

主支柱包括收放支柱(即展開鎖定機構(gòu))和緩沖器，展開鎖定機構(gòu)包含端蓋和三級相互嵌套的同心套筒，各級套筒可在氣動力作用下伸縮，到達指定位置時通過各級套筒間的內(nèi)鎖鎖定，也可反向解鎖。緩沖器能夠承受箭體著陸時的地面載荷。輔助支柱位于外殼內(nèi)，對運載器著陸起輔助支撐作用，可承受著陸時的部分載荷。足墊與地面接觸，直接承受著陸沖擊載荷。外殼主要用于包裹主支柱和輔助支柱，使其免受熱流燒蝕。上耳片與主支柱的端蓋連接，下耳片與輔助支柱連接，上下耳片都固定于箭體承力梁。鎖定裝置位于外殼和箭體上，可在著陸機構(gòu)處于收起狀態(tài)時，將外殼和箭體鎖定，保證著陸腿不會意外展開。驅(qū)動作動筒可在主支柱展開時提供動力幫助其通過死點。死點位置為主支柱展開過程中長度最短的位置，此時主支柱并非緊貼箭體，而是與箭體成一定角度。因運載器要求有較高展開速度，故采用氣壓驅(qū)動。

1.2 收放支柱結(jié)構(gòu)設(shè)計

收放機構(gòu)主要由三級同心套筒和端蓋組成，其中第二、三級套筒可軸向運動。第二、三級套筒端部有排氣孔，且各連接一個鋼球鎖機構(gòu)，不同級間有密封裝置。圖2和圖3分別為端蓋和第一級套筒結(jié)構(gòu)圖。第二、三級套筒結(jié)構(gòu)和第一級套筒類似。

圖2 端蓋

圖3 第一級套筒

鎖定裝置是展開鎖定機構(gòu)的重要組成部分。本文使用鋼球鎖作為展開鎖定機構(gòu)的內(nèi)鎖。展開鎖定機構(gòu)有兩處鋼球鎖裝置。圖4為機構(gòu)的鋼球鎖結(jié)構(gòu)剖面圖。

圖4 鋼球鎖結(jié)構(gòu)剖面圖

展開鎖定機構(gòu)包含高壓腔、環(huán)形背壓腔1、環(huán)形背壓腔2這3個可變氣體腔室和1個不變氣體腔室排氣腔，如圖5所示。

圖5 展開鎖定機構(gòu)剖面圖

鋼球鎖上鎖過程是：高壓氣體從端蓋上側(cè)進氣口進入高壓腔，其氣壓力作用在第二、三級套筒端部鋼球鎖端面，第二、三級套筒一起向右運動，環(huán)形背壓腔1內(nèi)的氣體經(jīng)過鋼球鎖進入排氣腔，流經(jīng)氣管，最終從端蓋下側(cè)的排氣口排出。當(dāng)?shù)诙壧淄策\動到端部鎖槽位置時，其通過鋼球鎖與第一級套筒鎖定形成整體。隨后第三級套筒在氣動力作用下伸出，當(dāng)?shù)谌壧淄策\動到端部鎖槽位置時，其通過鋼球鎖與第二級套筒鎖定形成整體。圖6為展開鎖定機構(gòu)全展開狀態(tài)。

圖6 展開鎖定機構(gòu)全展開狀態(tài)

2 著陸系統(tǒng)展開動力學(xué)建模

著陸支腿的展開過程是：首先外殼解鎖，外殼被驅(qū)動作動筒推動通過死點位置，然后氣壓驅(qū)動著陸腿繼續(xù)展開到位。針對著陸腿展開過程進行仿真分析，模擬其展開過程。在ADAMS軟件中建立著陸機構(gòu)的機械結(jié)構(gòu)模型，在AMESim軟件中建立氣壓驅(qū)動模型，通過AMESim提供的接口模塊進行氣動-機械聯(lián)合仿真。

支腿氣壓-機械系統(tǒng)模型主要包括兩部分：氣壓驅(qū)動模型和機械結(jié)構(gòu)模型。前者用于計算作用在展開鎖定機構(gòu)內(nèi)的實時氣壓力，后者用于計算展開過程中各級套筒的位移、速率等，計算結(jié)果實時交互。

2.1 建立氣壓驅(qū)動模型

著陸支腿的氣壓驅(qū)動模型包括展開鎖定機構(gòu)模型和氣壓驅(qū)動回路模型兩部分。展開鎖定機構(gòu)模型可模擬展開鎖定機構(gòu)內(nèi)部的氣體腔室和流動結(jié)構(gòu)，氣壓驅(qū)動回路模型可模擬展開鎖定機構(gòu)外部的控制回路。

根據(jù)氣流在機構(gòu)內(nèi)的流動路徑、摩擦力、套筒直徑、套筒行程等參數(shù)，在AMESim中建立展開鎖定機構(gòu)氣動模型，如圖7所示。

圖7 展開鎖定機構(gòu)氣動模型

展開鎖定機構(gòu)可以看作由第一、二級套筒和第二、三級套筒組成的氣缸模型構(gòu)成。第一、二級套筒組成的氣缸的高壓腔對應(yīng)于展開鎖定機構(gòu)的高壓腔，背壓腔對應(yīng)于機構(gòu)的環(huán)形背壓腔1；第二、三級套筒組成的氣缸的高壓腔對應(yīng)于機構(gòu)的高壓腔，背壓腔對應(yīng)于機構(gòu)的環(huán)形背壓腔2；固定體積的氣室模擬排氣腔；節(jié)流孔模擬進、排氣口；摩擦力模型模擬級間摩擦力。

建立好展開鎖定機構(gòu)的氣動模型后，還需建立氣壓驅(qū)動回路模型，包括高壓氣瓶、減壓閥、展開鎖定機構(gòu)等通過AMESim的接口模塊，創(chuàng)建與機械結(jié)構(gòu)模型連接的接口，實現(xiàn)氣壓系統(tǒng)與機械結(jié)構(gòu)的聯(lián)合仿真。在建立接口時，需要定義AMESim模型的輸出、輸入，輸出是作用于第二、三級套筒上的氣動力，輸入是機械結(jié)構(gòu)模型反饋給氣壓系統(tǒng)的第二、三級套筒位移和速率。AMESim接口模塊如圖8所示。

圖8 AMESim的接口模塊

最后需在AMESim中設(shè)置各套筒直徑、0位移腔室長度、摩擦力參數(shù)、排氣腔體積等參數(shù)。同時還需設(shè)置氣瓶壓力、體積和減壓閥出口壓力。

2.2 建立機械結(jié)構(gòu)模型

采用外部文件導(dǎo)入的方法，首先對模型進行簡化處理：將所有零部件視為剛體，各零部件間的連接簡化為剛性連接，略去機構(gòu)中螺栓、O形圈等標(biāo)準(zhǔn)件；然后定義材料屬性、部件間運動副和筒內(nèi)氣壓力等；最后設(shè)置聯(lián)合仿真數(shù)據(jù)傳輸方式。著陸支腿機械結(jié)構(gòu)模型如圖9所示。

圖9 著陸支腿機械結(jié)構(gòu)模型

3 著陸系統(tǒng)展開運動聯(lián)合仿真

3.1 不考慮氣動阻力的展開運動仿真

1)死點位置前。

著陸腿從緊貼箭體外壁到死點位置受重力和摩擦力作用，不受氣壓力作用。在ADAMS模型中施加重力，氣壓系統(tǒng)模型中減壓閥出口壓力取大氣壓，模擬不充氣的情況。展開角度曲線如圖10所示，各腿曲線相同。

圖10 無氣動阻力死點位置前的展開角度

展開角度為17°，展開時間為0.9 s。

2)死點位置后。

著陸腿從死點位置到完全展開受氣壓力作用。AMESim模型參數(shù)：進排氣口面積為40 mm2，內(nèi)部節(jié)流孔面積為450 mm2，氣瓶體積為24 L，初始壓力為2 MPa，減壓閥出口壓力為0.3 MPa。仿真結(jié)果如下。

①展開角度。

圖11為展開鎖定機構(gòu)展開角度曲線。

圖11 無氣動阻力死點位置后的展開角度

展開角度為119°，總展開角度為136°。

②展開鎖定機構(gòu)行程。

圖12為第二、三級套筒行程曲線。

圖12 無氣動阻力死點位置后的套筒行程

展開時間為2.2 s，第二級套筒行程為0.838 m，第三級套筒行程為1.687 m。放下過程中第二、三級套筒先是一起伸出，第二級套筒到位后第三級套筒再伸出直至最終狀態(tài)。四腿展開同步性較好。

3.2 考慮氣動阻力的展開運動仿真

1)死點位置前。

箭體有20 m/s的下落速度。在ADAMS模型中添加下落速度對應(yīng)的氣動阻力，氣壓系統(tǒng)模型中減壓閥出口壓力取大氣壓，模擬不充氣的情況，發(fā)現(xiàn)僅靠重力支柱無法從初始位置展開至死點位置。于是在模型中添加一氣動力矩以模擬驅(qū)動作動筒對外殼的推動力，得到展開角度曲線如圖13所示。

圖13 有氣動阻力死點位置前的展開角度

展開角度為17°，展開時間為0.6 s。

2)死點位置后。

在ADAMS模型中添加氣動阻力。支腿死點后的展開受氣壓力作用。AMESim模型參數(shù)同無氣動阻力死點位置后的參數(shù)，仿真發(fā)現(xiàn)不能在5 s內(nèi)順利展開，于是增大減壓閥出口壓力至1 MPa，圖14為展開鎖定機構(gòu)展開角度曲線。

圖14 有氣動阻力死點位置后的展開角度

展開角度為119°，總展開角度為136°，展開時間為2.8 s，四腿展開同步性較好。

3.3 死點位置后箭體下落速度的影響

AMESim模型參數(shù)：進排氣口面積為40 mm2，內(nèi)部節(jié)流孔面積為450 mm2，氣瓶體積為24 L，初始壓力為5 MPa，減壓閥出口壓力為2 MPa。箭體下落速度為40 m/s，在ADAMS模型中設(shè)置對應(yīng)的氣動阻力。得到第二、三級套筒行程如圖15所示。

圖15 死點位置后箭體40 m/s下落時的套筒行程

箭體下落速度為40 m/s時無法正常展開。箭體下落速度過大無法正常展開。

3.4 考慮箭體過載情況下的展開運動

1)死點位置前。

在ADAMS中加下落速度20 m/s對應(yīng)的氣動阻力，對箭體施加方向向上大小1g的過載。氣壓系統(tǒng)中減壓閥出口壓力取大氣壓，模擬不充氣。展開角度如圖16所示。

圖16 有箭體過載死點位置前的展開角度

展開角度為17°，展開時間為0.4 s。無驅(qū)動作動筒的驅(qū)動力作用也能展開，因為箭體所受過載對支柱展開起積極作用。

2)死點位置后。

在ADAMS模型中添加20 m/s下落速度對應(yīng)的氣動阻力，對箭體施加方向向上的大小1g的過載。氣壓系統(tǒng)模型中減壓閥出口壓力取大氣壓，模擬不充氣。得到第二、三級套筒行程如圖17所示。

圖17 有箭體過載死點位置后的套筒行程

展開時間為1.6 s，不用氣壓驅(qū)動也能展開，箭體所受過載對支柱展開起積極作用。

3.5 箭體傾斜角對展開同步性的影響

上述所有仿真箭體均無傾斜角，本節(jié)討論箭體在支柱對稱面內(nèi)偏轉(zhuǎn)5°情況下的展開運動。

在ADAMS中修改重力方向，使其由鉛垂向下變?yōu)樵谥е鶎ΨQ面內(nèi)偏轉(zhuǎn)5°向下，修改ADAMS中的氣動阻力。

AMESim模型參數(shù)：進排氣口面積為40 mm2，內(nèi)部節(jié)流孔面積為450 mm2，氣瓶體積為24 L，初始壓力為2 MPa，減壓閥出口壓力為1 MPa。無箭體過載。得到展開角度和套筒行程如圖18和圖19所示。

圖18 死點位置后傾斜條件下的展開角度

圖19 死點位置后傾斜條件下的套筒行程

各支腿展開時間分別為2.5 s、2.8 s、2.8 s、3.1 s。展開時間為3.1 s的支柱因為受氣動阻力最大所以展開最慢，展開時間為2.5 s的支柱因為受氣動阻力最小所以展開最快，展開時間為2.8 s的支柱因為受氣動阻力相等所以展開時間相等。此條件下箭體傾斜角對展開同步性有影響。

4 結(jié)論

本文根據(jù)運載器返回著陸系統(tǒng)的總體參數(shù)，設(shè)計了著陸系統(tǒng)的總體布局形式，針對系統(tǒng)中的展開鎖定機構(gòu)進行了結(jié)構(gòu)設(shè)計，說明了其工作過程。對展開系統(tǒng)進行機械結(jié)構(gòu)、氣壓驅(qū)動建模和氣動-機械聯(lián)合仿真。結(jié)論如下：

1)著陸機構(gòu)采用外翻式著陸支腿設(shè)計，4條著陸腿均布于箭體四周，其可繞下耳片轉(zhuǎn)動以完成著陸機構(gòu)的收放。

2)收放機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕，能夠承受著陸載荷；鎖定機構(gòu)可方便地上鎖、解鎖且本身結(jié)構(gòu)相對簡單，可靠性高。

3)無氣動阻力下，過死點前，不加氣動阻力和氣壓系統(tǒng)，得死點角度為17°，展開時間為0.9 s；過死點后，不加氣動阻力，加氣壓系統(tǒng)，AMESim中的減壓閥出口壓力為0.3 MPa，得展開角度為119°，展開時間為2.2 s?？傉归_角度為136°，總展開時間為3.1 s。

4)有氣動阻力下，過死點前，加氣動阻力，不加氣壓系統(tǒng)，無法正常展開，施加驅(qū)動作動筒驅(qū)動力后，得死點角度為17°，展開時間為0.6 s；過死點后，加氣動阻力，加氣壓系統(tǒng)，AMESim中的減壓閥出口壓力取1 MPa，得展開角度為119°，展開時間為2.8 s?？傉归_角度為136°，總展開時間為3.4 s。

5)箭體下落速度越大，展開時間越長，下落速度過大會無法正常展開。

6)箭體受方向向上大小1g的過載且外殼受氣動阻力時，不用驅(qū)動作動筒的驅(qū)動力也能完成死點前的展開運動，不用氣壓驅(qū)動也能完成死點后的展開運動。

7)箭體傾斜5°時，各支腿展開不同步，因為氣動阻力與箭體傾斜角有關(guān)。