月球著陸器著陸緩沖展開鎖定機構設計與分析

王永濱 武士輕 牟金崗 劉歡 朱謙 馮蕊 唐明章 王立武,4 黃偉

月球著陸器著陸緩沖展開鎖定機構設計與分析

王永濱1,2,3武士輕1,2牟金崗1,2劉歡1,2朱謙1,2馮蕊1,2唐明章1,2王立武1,2,4黃偉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）（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）

月球著陸器著陸緩沖機構是月球著陸探測的關鍵部件，其展開鎖定過程為一拓撲結構變化的過程。由于該過程較為復雜，研究方法多采用試驗研究，而對于其內在運動特性分析不夠深入。為了量化分析著陸緩沖機構展開鎖定拓撲變化過程，評價設計的正確性，獲得其運動過程中的機構運動特性，需要開展機構動力學分析。文章采用奇異性分析法，建立展開鎖定機構拓撲圖并進行了機構的奇異性分析，獲得了該機構的奇異性，證明了設計的正確性。在此基礎上，基于ADAMS軟件建立了著陸緩沖機構虛擬樣機模型，分析了整套機構的運動學特性，獲得了展開過程相關運動參數(shù)，試驗結果與分析結果一致。研究結果表明，該展開鎖定機構展開過程平穩(wěn)、無奇異點、可靠性高，研究結果可作為后續(xù)工程化參考。

著陸緩沖 展開鎖定機構 運動學 仿真 月球探測

0 引言

月面著陸緩沖機構為在月面實現(xiàn)軟著陸的關鍵部件，通過著陸緩沖機構的吸能實現(xiàn)著陸艙以低過載實現(xiàn)在月面的安全著陸。目前美國、俄羅斯、中國、歐洲、日本等國家和地區(qū)均正在開展月球著陸探測相關研究工作[1-4]。月球著陸器著陸緩沖機構的展開鎖定過程為一拓撲結構變化的過程，該過程較為復雜。從國內外相關研究來看，對著陸緩沖機構的緩沖特性的研究較為集中[5-9]，對于著陸緩沖機構展開動力學過程研究較少，只是對機構展開原理進行了介紹。針對空間展開鎖定機構，集中在空間對接結構及艙門的鎖定等領域進行了系統(tǒng)研究[10-13]。圍繞展開鎖定技術，隨著新材料技術的發(fā)展，目前多朝著以記憶合金為代表的新型智能材料方向發(fā)展[14-17]，但仍多采用試驗研究。由于缺乏對于其內在運動特性分析，包括理論和數(shù)值模擬的分析，對于該問題認識不夠深入，無法全方位的指導展開鎖定機構設計。

著陸緩沖機構的解鎖、展開、再鎖定過程是拓撲結構變化的過程，這一過程中存在運動狀態(tài)的變化，為了量化分析著陸緩沖機構展開鎖定拓撲變化過程，評價設計的正確性，獲得其運動過程中的機構運動特性，需要開展機構動力學分析[18-19]。本文設計了一種月球著陸器的展開鎖定機構，采用奇異性分析和虛擬樣機模型運動學分析方法，獲得了該機構的運動特性，驗證了設計的正確性，解決了著陸緩沖機構展開鎖定拓撲變化過程量化分析難的問題。

1 組成及工作原理

著陸緩沖機構的構型設計是方案設計的基礎，構型設計涉及支腿數(shù)量、支腿構型布局、收攏展開構型等環(huán)節(jié)，各類構型設計對應不同的設計方法。圖1為一種四支腿懸臂式內側折疊收攏著陸緩沖機構方案。

圖1 著陸緩沖機構

1.1 機構組成

展開鎖定機構用于實現(xiàn)著陸緩沖機構緩沖支腿的初始鎖定、展開和二次鎖定，由展開機構與鎖定機構兩部分組成，如圖2所示。展開機構與鎖定機構通過渦卷簧軸（3）和限位鉤（10）所組成的具有定角度觸發(fā)功能的聯(lián)動軸聯(lián)接，實現(xiàn)著陸緩沖機構的展開與鎖定功能。該機構采用多連桿耦合作用關系，創(chuàng)新性地提出了一種具有主動抓取且運動時序可控的高可靠空間展開鎖定機構，可實現(xiàn)運動過程多個時序控制。

圖2 展開鎖定機構組成

1.2 機構工作原理

著陸緩沖機構著陸前需完成由折疊收攏狀態(tài)到展開鎖定狀態(tài)的轉換。在折疊收攏狀態(tài)解除鎖定后，展開鎖定機構中處于收緊狀態(tài)的卷簧驅動四連桿機構運動，將展開架連同著陸緩沖支腿展開，在展開過程接近預定位置時定角度觸發(fā)裝置觸發(fā)鎖定機構動作，鎖定機構中處于壓緊狀態(tài)的壓簧釋放儲存的勢能為鎖定機構的動作提供驅動力，鎖定機構主動抓取并引導展開架限位銷進入鎖定位置，實現(xiàn)對展開架與著陸緩沖支腿展開狀態(tài)的鎖定。

圖3為展開鎖定機構的簡化拓撲示意。圖中~為展開鎖定機構各固定點和鉸鏈點，1~9為展開鎖定機構固定結構及運動結構的桿長，1~4分別為桿7、6、5、3與豎直軸線的夾角，為桿2與豎直軸線的夾角。通過將展開鎖定機構進行簡化，可分析其運動機理。首先對展開鎖定機構各桿件進行簡化，利用機械原理簡化基本原則，將實體化結構轉化為基礎桿系，可建立展開鎖定機構各運動部件的動力學方程，最終獲得該空間機構的運動特性。需要說明的是展開鎖定機構為一空間機構，將三條支腿簡化成一個三角形，則該機構可以作為平面機構來分析。展開鎖定機構由兩個平面連桿機構組成，即連桿和連桿。其中2桿為驅動桿，由其驅動四連桿轉動，同時4在2桿的驅動作用下，驅動四連桿進行轉動，最終實現(xiàn)7主支腿的展開和二次鎖定。

圖3 展開鎖定機構拓撲示意

1.3 機構奇異性分析

奇異性分析指的是在機構運動過程中，當機構運動至某些位置時，系統(tǒng)中的構件出現(xiàn)運動的不確定性，稱為機構的“死點”。約束系統(tǒng)可以用拉格朗日坐標系（以下簡稱拉氏）來描述[20]。假設系統(tǒng)中有個活動件，則可相應的用個拉氏坐標來描述系統(tǒng)中的構件的運動。在完整的約束系統(tǒng)中可以用下列形式表示其約束方程f

f(ψ)=0 （1）

式中ψ（1, 2,···,）為拉氏坐標；為約束方程序號，=1, 2, ···,（為約束方程的個數(shù)，=2，為機構閉鏈的個數(shù)）。

式（1）對時間求導得

在拉氏坐標系中，主動件的運動參數(shù)定義為一級坐標，用（1,2, ···,q）表示主動件的一級坐標，為系統(tǒng)中一級坐標的數(shù)量。從動件的運動參數(shù)定義為二極坐標，用（1,2, ···,?）表示從動件的二極坐標，為系統(tǒng)中二級坐標的數(shù)量。則式（2）可以寫成

式（3）的矩陣表達式為

其中

矩陣為速度矩陣，當式（4）有解時，行列式det≠0，若det=0，矩陣稱為奇異矩陣，式（4）無解，即此時機構運動不確定[21]。

對圖3展開鎖定機構拓撲進行機構的奇異性分析，由上文分析可知和連桿兩個閉鏈組成了該展開鎖定機構，其中主驅動桿轉角為，主支腿、輔助支腿、展開架和輔驅動軸的轉動角度分別為1、2、3、4，獲得矩陣的秩

det=3467sin(1+2)sin(4-3) （7）

2 展開動力學分析

2.1 仿真分析模型建立

基于多體動力學仿真分析軟件ADAMS，建立月球探測器著陸緩沖機構展開鎖定動力學分析模型，如圖4所示。模型中的各部組件之間的連接關系按照實際連接形式進行模擬。展開動力采用卷簧驅動，此外對于展開鎖定動態(tài)鉤掛過程中涉及到的零部組件設置了接觸特性。分析中賦予各桿件質量，對轉動關節(jié)設置了轉動自由度，設置渦卷簧的驅動扭矩為80Nm，依照金屬間摩擦系數(shù)設置轉動部件間摩擦力。

圖4 展開鎖定機構動力學分析模型

2.2 運動過程分析

采用ADAMS仿真分析軟件實現(xiàn)展開鎖定機構的運動過程仿真，圖5為展開鎖定過程整體狀態(tài)及對應局部放大示意，圖5（b）中的箭頭為特定時刻彈簧力和接觸力的方向標識。分別選取了0s，1.5s，3s，4.5s和6s不同時刻的運動狀態(tài)，對整個月球探測器著陸緩沖機構及展開鎖定機構局部的展開與鎖定特性進行了分析，獲得了機構展開鎖定的運動全過程，確定了設計和分析的正確性。通過分析可以看出，整個展開鎖定過程運行平穩(wěn)，在運動末段采用鎖鉤主動抓取，實現(xiàn)展開鎖定機構的二次鎖定，經(jīng)鎖定的機構達到穩(wěn)定狀態(tài)。

圖5 展開鎖定過程

2.3 運動學分析

對于展開鎖定過程的分析，除了關注末段鎖定的有效性外，主要對展開過程的運動特性進行分析，包括展開過程的主支腿的轉動角速度和加速度。如圖6和圖7所示分別為主支腿轉動角速度―時間曲線和加速度―時間曲線。由圖6可以看出，著陸緩沖機構的主支腿運行平穩(wěn)，展開過程近似一個線性增速過程，最大角速度為0.22rad/s。展開鎖定機構在5.4s時開始鎖定，在5.9s時完成鎖定過程，完成鎖定后的主支腿受鎖定機構的鎖鉤作用不再運動。由圖7可以看出，在鎖定之前無沖擊加速度，在鎖定瞬間發(fā)生鎖鉤與展開架的碰撞，最大加速度沖擊為3.88m/s2，加速度較小可以忽略不計。通過對運動學的分析，獲得了展開鎖定機構的全過程運動特性，可有效支持該機構詳細設計。

圖6 主支腿轉動角速度—時間曲線

圖7 主支腿加速度—時間曲線

Fig. Acceleration–time curve of the primary strut

2.4 試驗驗證

為了驗證月球探測器著陸緩沖機構展開鎖定機構的運動特性，建立了地面無重力模擬試驗裝置，如圖8所示。試驗時采用錐擺吊掛的試驗方案，將主支腿的末端采用繩索進行吊掛，實現(xiàn)無重力模擬。為了最大程度降低轉動過程中吊掛繩索各向分力的影響，吊掛點選擇在主支腿與著陸探測器連接點正上方，使展開過程實現(xiàn)一個錐擺運動，采用高速攝像設備對主支腿的運動參數(shù)進行了測量。圖9為測量獲得的主支腿轉動角速度―時間曲線，獲得最大轉動角速度為0.25rad/s，與仿真分析計算獲得的0.22rad/s基本一致，誤差為12%。從圖9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確性。

圖8 展開鎖定地面驗證試驗裝置

圖9 主支腿轉動角速度—時間試驗曲線

展開鎖定試驗是驗證著陸緩沖支腿展開鎖定機構性能的一項關鍵試驗，此次試驗共進行6次，試驗結果狀態(tài)良好，數(shù)據(jù)一致度較好且可重復。整個著陸緩沖支腿可以在6s內有效展開，展開過程平穩(wěn)有效，鎖定過程高效可控，試驗達到了設計和分析預期。通過該試驗對設計進行驗證，為后續(xù)的工程化研制積累了經(jīng)驗。

3 結束語

1）針對一種大展開收攏比月球著陸探測器，結合著陸緩沖機構展開收攏構型分析，提出一種高可靠的展開鎖定機構，分析了該機構的組成和工作原理。單套展開鎖定機構可實現(xiàn)著陸緩沖機構的可靠展開，另外該展開鎖定機構還具備主動抓取功能，具備較高的可靠性。

2）基于拉格朗日坐標系，建立了展開鎖定機構各運動部件的動力學方程描述，在此基礎上對機構的奇異性進行了分析，分析表明該展開機構在整個展開過程中不會出現(xiàn)奇異點，展開過程是確定的。

3）基于ADAMS軟件建立了著陸緩沖機構虛擬樣機模型，分析了整套機構的運動學特性，仿真分析結果與試驗值一致，誤差為12%。

4）分析和試驗表明，該展開鎖定機構可在6s內實現(xiàn)展開和鎖定，展開過程平穩(wěn)、無奇異點、可靠性高，研究結果可作為后續(xù)工程化參考。

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Design and Analysis of Landing Buffer Deployment and Locking Mechanism for Lunar Lander

WANG Yongbin1,2,3WU Shiqing1,2MU Jin?gang1,2LIU Huan1,2ZHU Qian1,2FENG Rui1,2TANG Mingzhang1,2WANG Liwu1,2,4HUANG Wei1,2

(1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Laboratory of Aerospace Entry, Descent and Landing Technology, CASC, Beijing 100094, China）（3 College of Astronautics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（4 Southeast University, School of Civil Engineering, Nanjing 211189, China）

Lunar landing buffer device is the key component of lunar landing probe, the deploy and lock process is a topology structure changing process. Due to the complexity of the process, experimental research is mostly applied in research methods, but the analysis for its intrinsic characteristics is not thorough enough. In order to quantitative analysis on the topology structure changing process of lunar landing buffer device, dynamics analysis should be developed to evaluate the designing correctness, obtain kinetic characteristics during the motion process. This paper established the topology structure of the deployable and lockable mechanism and the singularity of the mechanism is analyzed by the singularity analysis method, and the singularity of the mechanism is obtained, and the correctness of the designing is proved. The virtual prototype model of the landing buffer device is established base on the ADAMS software, the kinematics characteristic of the mechanism is analyzed and the deployment process parameters are accessed, the experiment results was in accord with the analysis results. These studies show that the deploy process of the deployable and lockable mechanism is smoothly, with no singular point and high reliability, the results can be used as a reference for follow-up engineered.

landing gear; deployment and locking mechanism; kinematics; simulation; lunar exploration

V476

A

1009-8518(2021)01-0057-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.01.007

王永濱，男，1984年生，2009年獲哈爾濱工業(yè)大學機械電子工程專業(yè)碩士學位，現(xiàn)在南京航空航天大學攻讀先進制造專業(yè)博士學位，高級工程師。主要研究方向為航天器返回與著陸技術、航天器力學環(huán)境仿真分析。E-mail：ybkindy@163.com。

2020-07-15

國家自然科學基金資助（51505028）；載人航天領域第四批預先研究項目（040202）

王永濱, 武士輕, 牟金崗, 等. 月球著陸器著陸緩沖展開鎖定機構設計與分析[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(1): 57-64.

WANG Yongbin, WU Shiqing, MU Jin?gang, et al. Design and Analysis of Landing Buffer Deployment and Locking Mechanism for Lunar Lander[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(1): 57-64. (in Chinese)

（編輯：王麗霞）