王永濱，蔣萬(wàn)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(jì)與研制

王永濱，蔣萬(wàn)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(dòng)力學(xué)實(shí)現(xiàn)載人登月艙月面著陸緩沖裝置的方案設(shè)計(jì)，并分別開(kāi)展機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析、振動(dòng)響應(yīng)分析和著陸沖擊特性分析，對(duì)著陸緩沖裝置進(jìn)行了全面的仿真分析計(jì)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(yàn)驗(yàn)證。該研究為研制大收攏比、大尺寸、大載重、低過(guò)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(wàn)松，王磊，等. 載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計(jì)與研制［J］. 深空探測(cè)學(xué)報(bào)，2016，3（3）：262-267.

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0　引　言

隨著我國(guó)探月工程的逐步推進(jìn)，載人月球探測(cè)逐漸成為國(guó)內(nèi)學(xué)者研究的重點(diǎn)。月面著陸緩沖裝置是載人登月艙在月面實(shí)現(xiàn)軟著陸的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，通過(guò)著陸緩沖裝置的吸能使著陸艙以低過(guò)載實(shí)現(xiàn)在月面的安全著陸［1］。相對(duì)于無(wú)人月球探測(cè)著陸器，載人著陸探測(cè)器的設(shè)計(jì)理念有很大不同，即載人著陸沖擊過(guò)載有更高的指標(biāo)要求。此外，對(duì)于載人登月艙月面著陸緩沖裝置在尺寸、承載力、展開(kāi)收攏比、能量吸收率等方面的指標(biāo)要求更高，所以提前開(kāi)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(guó)內(nèi)外相關(guān)科研機(jī)構(gòu)針對(duì)不同的適用環(huán)境和指標(biāo)要求，對(duì)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(guó)航空航天局［2-5］（圖1（a）～（b））、美國(guó)SpaceX公司［6］（圖1（c））、歐空局（圖1（d））和俄羅斯［7］（圖1（e）～（f））等國(guó)家和機(jī)構(gòu)均針對(duì)載人登月相關(guān)任務(wù)需求開(kāi)展了月面著陸緩沖裝置的研究［8］，目前成功實(shí)現(xiàn)載人月球探測(cè)的只有美國(guó)“阿波羅”系列月球著陸器［9-10］（圖1（a））。國(guó)內(nèi)針對(duì)載人登月月面著陸緩沖裝置的研究相對(duì)有限，目前大多進(jìn)行的是無(wú)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(duì)載人登月艙著陸特性，已開(kāi)展了縮比原理樣機(jī)的研制工作。

國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)針對(duì)載人登月艙月面著陸緩沖裝置開(kāi)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(jì)。本文從系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(jì)、緩沖參數(shù)設(shè)計(jì)、著陸緩沖分析、原理樣機(jī)研制、系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證等多個(gè)層面對(duì)著陸緩沖裝置的設(shè)計(jì)過(guò)程進(jìn)行了系統(tǒng)梳理，相關(guān)研究結(jié)果對(duì)該類機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)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(jì)

1.1載人登月艙月面著陸緩沖需求

載人登月艙的設(shè)計(jì)應(yīng)充分考慮載人的因素，在設(shè)計(jì)大載重著陸緩沖裝置的基礎(chǔ)上，突出低過(guò)載的特殊要求。著陸緩沖技術(shù)作為月球探測(cè)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(guò)載值。此外，由于大載重載人登月艙的尺寸較大，對(duì)應(yīng)的著陸緩沖裝置的尺寸也會(huì)增加。在滿足火箭整流罩尺寸空間的要求下，需要設(shè)計(jì)大展開(kāi)收攏比的展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)。即在收攏狀態(tài)下，展開(kāi)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(kāi)時(shí)再進(jìn)行機(jī)構(gòu)的展開(kāi)和二次鎖定。

圖1　國(guó)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(jì)

著陸緩沖裝置的構(gòu)型設(shè)計(jì)是方案設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，構(gòu)型設(shè)計(jì)涉及支腿數(shù)量、支腿構(gòu)型布局、收攏展開(kāi)構(gòu)型等環(huán)節(jié)，不同構(gòu)型設(shè)計(jì)對(duì)應(yīng)不同的設(shè)計(jì)方法。支腿數(shù)量決定了著陸艙體穩(wěn)定性，但同時(shí)影響整個(gè)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(diǎn)，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(kāi)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(kāi)收攏比和整流罩尺寸進(jìn)行設(shè)計(jì)。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(jì)

在完成載人登月艙月面著陸緩沖構(gòu)型設(shè)計(jì)后，需要結(jié)合構(gòu)型的相關(guān)參數(shù)，開(kāi)展能量緩沖參數(shù)研究。載人登月艙月面著陸緩沖過(guò)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(jì)采用鋁蜂窩作為能量吸收的緩沖元件。需要說(shuō)明的是，由于月壤對(duì)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(wú)法準(zhǔn)確獲取，初始設(shè)計(jì)按照月壤為剛性模型考慮。

著陸艙著陸過(guò)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(guò)程中質(zhì)心下降高度。

著陸艙著陸過(guò)程中的垂直方向能量Wh為

其中：vh為水平著陸速度。

設(shè)計(jì)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(tái)性（靜態(tài)壓垮載荷基本為定值）。設(shè)計(jì)中鋁蜂窩對(duì)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(hào)；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(zhǎng)度；A0為垂直方向吸能安全因子。

設(shè)計(jì)中鋁蜂窩對(duì)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(hào)；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(zhǎng)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(jì)后，需要進(jìn)行系統(tǒng)的分析計(jì)算優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程。包括運(yùn)動(dòng)特性分析、結(jié)構(gòu)靜載荷分析、鋁蜂窩壓潰特性分析、振動(dòng)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(kāi)鎖定運(yùn)動(dòng)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(jì)大收攏展開(kāi)比的展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)以實(shí)現(xiàn)著陸緩沖裝置的初始鎖定和最終展開(kāi)。著陸緩沖裝置展開(kāi)過(guò)程為復(fù)雜的空間機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，需要滿足空間機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)自由度要求?？臻g機(jī)構(gòu)的自由度F的計(jì)算公式為

其中：n為除機(jī)架外活動(dòng)件數(shù)量；P5為Ⅴ級(jí)副個(gè)數(shù)；P4為Ⅳ級(jí)副個(gè)數(shù)；P3為Ⅲ級(jí)副個(gè)數(shù)；P2為Ⅱ級(jí)副個(gè)數(shù)；P1為Ⅰ級(jí)副個(gè)數(shù)。經(jīng)計(jì)算獲得在展開(kāi)鎖定狀態(tài)具有2個(gè)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(dòng)自由度。在展開(kāi)過(guò)程中，具備3個(gè)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(gè)繞轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)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(dòng)與壓縮吸能路徑的要求。

為了驗(yàn)證機(jī)構(gòu)自由度設(shè)計(jì)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(kāi)動(dòng)力學(xué)模型，并對(duì)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的正確性進(jìn)行了仿真分析，獲得了各組件的運(yùn)動(dòng)特性。圖4所示為主支腿角速度隨著時(shí)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(kāi)過(guò)程近似一個(gè)線性增速過(guò)程，最大角速度為0.22 rad/s。展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)在5.4 s時(shí)開(kāi)始鎖定，在5.9 s時(shí)完成鎖定過(guò)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(dòng)，相關(guān)仿真分析結(jié)構(gòu)驗(yàn)證了空間機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的正確性。

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

圖4　主支腿轉(zhuǎn)動(dòng)角速度-時(shí)間曲線Fig.4　Angular speed - time curve of the primary strut

2.2著陸緩沖裝置振動(dòng)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(guò)程振動(dòng)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(duì)各零部組件進(jìn)行了簡(jiǎn)化，模擬實(shí)際約束狀態(tài)計(jì)算了鎖緊狀態(tài)的各階模態(tài)。經(jīng)計(jì)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(guò)對(duì)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(guò)程振動(dòng)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(guò)程中，需要經(jīng)受一個(gè)瞬態(tài)沖擊載荷，該沖擊載荷是設(shè)計(jì)和驗(yàn)證緩沖性能的關(guān)鍵?；贏DAMS建立的著陸緩沖裝置軟著陸動(dòng)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(gè)平行的坐標(biāo)系，兩個(gè)坐標(biāo)系之間的相對(duì)位置相對(duì)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(guò)此法表征緩沖鋁蜂窩沖擊塑性平臺(tái)效應(yīng)。

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

單級(jí)蜂窩壓縮時(shí)的動(dòng)態(tài)沖擊力Pd1可表達(dá)為

單級(jí)拉伸蜂窩（也是通過(guò)壓縮實(shí)現(xiàn)）的動(dòng)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(duì)于同類型的蜂窩，Pc和Pt均為定值，可由試驗(yàn)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(dòng)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(yàn)數(shù)據(jù)得到，對(duì)于不同類型的蜂窩，系數(shù)有所不同。多級(jí)蜂窩的動(dòng)態(tài)沖擊力可由上述方法通過(guò)疊加得到［13］。此外，在描述月壤的塑性特征時(shí)，結(jié)合其表面承載力、彈性系數(shù)和阻尼系數(shù)等特性對(duì)月壤進(jìn)行了表征。相關(guān)參數(shù)參考了“阿波羅號(hào)”登月艙和“探測(cè)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(dòng)態(tài)鏈接技術(shù)，結(jié)合ADAMS動(dòng)力學(xué)分析軟件開(kāi)展了著陸緩沖裝置的著陸沖擊分析計(jì)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(jì)提供了數(shù)據(jù)支持。圖7為建立的著陸沖擊動(dòng)力學(xué)模型，在此基礎(chǔ)上，開(kāi)展了大量的仿真分析計(jì)算，通過(guò)對(duì)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(guò)載介于1.5～3.4 gn之間，著陸器本身著陸沖擊過(guò)載小于4 gn，滿足載人航天器要求。通過(guò)對(duì)著陸緩沖裝置的著陸沖擊動(dòng)力學(xué)分析，可以認(rèn)為目前的設(shè)計(jì)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(yàn)驗(yàn)證

在完成載人登月艙月面著陸緩沖裝置設(shè)計(jì)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(yàn)證設(shè)計(jì)與仿真分析的正確性，開(kāi)展了機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)、靜力試驗(yàn)、鋁蜂窩壓潰試驗(yàn)和著陸沖擊等試驗(yàn)，通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的測(cè)試與分析，試驗(yàn)結(jié)果和仿真結(jié)果基本一致。

圖8所示為無(wú)重力機(jī)構(gòu)展開(kāi)鎖定試驗(yàn)。如圖9所示為測(cè)量獲得的主支腿轉(zhuǎn)動(dòng)角速度-時(shí)間曲線，獲得最大轉(zhuǎn)動(dòng)角速度為0.25 rad/s，與仿真分析計(jì)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(yàn)測(cè)試曲線與仿真分析曲線吻合一致性較好，獲得的展開(kāi)角速度與鎖定時(shí)間較為接近，驗(yàn)證了仿真分析的準(zhǔn)確性。

圖8　展開(kāi)鎖定地面驗(yàn)證試驗(yàn)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(yàn)，試驗(yàn)對(duì)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(yàn)證。通過(guò)試驗(yàn)獲得載人登月艙最大過(guò)載發(fā)生在無(wú)水平速度和坡度的工況，最大過(guò)載為3.97 gn。通過(guò)試驗(yàn)對(duì)該著陸緩沖裝置的緩沖特性進(jìn)行了全面的驗(yàn)證：系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度滿足設(shè)計(jì)要求，緩沖鋁蜂窩按照預(yù)定壓潰行程壓潰，緩沖過(guò)載控制在較低水平，通過(guò)著陸沖擊試驗(yàn)驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的正確性。

圖9　主支腿轉(zhuǎn)動(dòng)角速度-時(shí)間試驗(yàn)曲線Fig.9　Angular speed - time test curve of the primary strut

圖10　全尺寸著陸沖擊試驗(yàn)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(jì)、緩沖參數(shù)設(shè)計(jì)、著陸緩沖與機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析、原理樣機(jī)研制、系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證等多個(gè)維度對(duì)著陸緩沖裝置的設(shè)計(jì)過(guò)程進(jìn)行了系統(tǒng)梳理，相關(guān)研究結(jié)果對(duì)該類機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)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(tái)效應(yīng)材料特性表征方法，基于動(dòng)態(tài)鏈接技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了著陸沖擊耦合動(dòng)力學(xué)分析，該方法對(duì)著陸沖擊問(wèn)題具有普適性。通過(guò)仿真分析，獲得著陸艙體著陸沖擊過(guò)載介于1.5～3.4 gn之間，著陸器本身著陸沖擊過(guò)載小于4 gn，滿足載人航天器要求。

3）通過(guò)地面試驗(yàn)驗(yàn)證了全尺寸載人登月艙著陸緩沖裝置設(shè)計(jì)的合理性。本項(xiàng)研究為研制大收攏比、大尺寸、低過(guò)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(hào)院5142信箱269分箱（100096）

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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(jí)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(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（51505028）