黃偉 竺梅芳 廖航

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

（2 中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司航天進(jìn)入、減速與著陸技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

0 引言

著陸緩沖氣囊能夠?qū)χ懹趶?fù)雜地形表面的航天器進(jìn)行緩沖吸能，限定航天器的著陸過(guò)載，防止航天器翻滾，并可避免航天器的主要結(jié)構(gòu)部位直接與地面接觸，從而實(shí)現(xiàn)航天器的無(wú)損著陸，為其重復(fù)使用創(chuàng)造條件。

相比于著陸反推發(fā)動(dòng)機(jī)、軟著陸支架等其它著陸緩沖手段，著陸緩沖氣囊存在一定的局限性：其一，受氣囊尺寸限制，其緩沖行程有限；其二，由于氣囊為柔性材料制作，緩沖過(guò)程中短時(shí)間內(nèi)形狀變化劇烈且不可能完全規(guī)則，因此控制精度相比其它方式有所不足；其三，緩沖氣囊的安裝與布局等操作相對(duì)復(fù)雜，氣囊需要折疊包裝，充氣管路需要專門(mén)布設(shè)。但是，著陸緩沖氣囊的優(yōu)點(diǎn)也非常突出，可重復(fù)使用，質(zhì)量輕，體積小，著陸穩(wěn)定性好，且具備多種地形和水面的適應(yīng)能力[1-2]。

數(shù)十年來(lái)，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)不斷發(fā)展，類型日益豐富，緩沖效率和精度不斷提高。尤其是近年來(lái)，隨著中國(guó)、美國(guó)新一代載人航天飛船的發(fā)展，不約而同采用了緩沖氣囊作為飛船返回艙著陸緩沖的技術(shù)手段。2019年12月22日，美國(guó)由波音公司研制的新一代載人飛船CST-100成功著陸，緩沖氣囊工作良好。2020年5月8日，我國(guó)新一代載人飛船試驗(yàn)船取得成功，返回艙在緩沖氣囊作用下安全著陸?？梢灶A(yù)見(jiàn)，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)對(duì)于載人航天、深空探測(cè)的發(fā)展將發(fā)揮更加重要的作用。

1 緩沖氣囊工作過(guò)程

航天器著陸緩沖氣囊的工作原理是將航天器落地時(shí)的動(dòng)能通過(guò)氣囊在著陸時(shí)的壓縮，轉(zhuǎn)化為氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)能，氣囊出現(xiàn)內(nèi)外壓差并因而產(chǎn)生緩沖力作用于航天器，使其減速。當(dāng)氣囊內(nèi)部壓力升高到一定程度，氣體通過(guò)排氣口排出（或者在多組氣囊內(nèi)部流動(dòng)），將其吸收的能量耗散，從而有效降低航天器的著陸沖擊。

基于工作原理，著陸緩沖氣囊的工作過(guò)程基本可以分為三步：

1）在航天器觸地前，將緩沖氣囊充氣展開(kāi)，并達(dá)到設(shè)定的壓力。

2）航天器下部的緩沖氣囊觸地后，緩沖氣囊壓縮變形，內(nèi)部氣體壓力升高，產(chǎn)生緩沖力作用于航天器使其減速。由于該過(guò)程時(shí)間很短，一般是0.1s以內(nèi)，緩沖氣囊內(nèi)的氣體可以按絕熱過(guò)程考慮。

3）緩沖氣囊氣體壓力升高到一定程度，進(jìn)行排氣，從而泄去內(nèi)能并抑制航天器的反彈。一般而言，排氣過(guò)程中緩沖氣囊內(nèi)部的氣體壓力仍然大于外部大氣壓力，此時(shí)航天器繼續(xù)減速直至停止。對(duì)于不排氣的緩沖氣囊，也需使其內(nèi)部氣體可在不同氣室間流動(dòng)，從而不斷耗散能量，保證航天器彈跳一定次數(shù)后能夠穩(wěn)定著陸。

氣囊緩沖過(guò)程中航天器主要受重力及氣囊內(nèi)外壓差產(chǎn)生的緩沖力作用，如圖1所示。

圖1 著陸緩沖氣囊受力示意Fig.1 The forces of attenuation airbag sketch

著陸緩沖氣囊工作時(shí)航天器受力關(guān)系為

式中m為航天器（含氣囊）質(zhì)量；a為緩沖過(guò)程中加速度；Pbag為氣囊內(nèi)壓；Patm為大氣壓力；Afp為氣囊與地面的接觸面積；g為地球或地外天體的重力加速度。

氣囊緩沖過(guò)程中，與地面的接觸面積在不斷變化，且不同形狀的氣囊差別較大。氣囊內(nèi)壓在上述第二步工作即不排氣階段基本按照氣體絕熱過(guò)程變化，而第三步排氣階段則還要考慮排氣流量對(duì)內(nèi)部氣體質(zhì)量的減少并導(dǎo)致內(nèi)壓發(fā)生較大的變化。這些變化，導(dǎo)致準(zhǔn)確建立氣囊著陸緩沖過(guò)程的解析動(dòng)力學(xué)模型較為困難，常需一定的簡(jiǎn)化假設(shè)建立接觸面積規(guī)則變化或不變化的簡(jiǎn)單形狀氣囊的動(dòng)力學(xué)模型，或者采用Ls-Dyna等瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)有限元軟件開(kāi)展仿真建模與分析[3-6]。

工程設(shè)計(jì)上一般最關(guān)注的指標(biāo)是氣囊的最大緩沖過(guò)載，緩沖過(guò)載決定了對(duì)緩沖力的約束，進(jìn)而限定了緩沖行程，并與氣囊的作用面積、氣體壓力等的設(shè)計(jì)密切關(guān)聯(lián)，從而決定了氣囊的重要設(shè)計(jì)參數(shù)?；谀芰渴睾阋?guī)律，航天器在氣囊作用下緩沖時(shí)，其動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣囊緩沖力抵消重力后所作的功，考慮氣囊緩沖力做功的效率，氣囊緩沖行程與緩沖過(guò)載、速度等參數(shù)的關(guān)系可以表示為

式中Hbag為緩沖行程；V1為航天器在氣囊緩沖初始時(shí)的垂直著陸速度；V2為航天器在氣囊緩沖行程結(jié)束時(shí)的垂直著陸速度；n為最大緩沖過(guò)載；?為氣囊的緩沖效率。

從式（2）中可以看出，在緩沖過(guò)載與緩沖效率不變的情況下，氣囊的緩沖高度與航天器初始垂直速度的平方成正比，與航天器的質(zhì)量大小無(wú)關(guān)。

2 緩沖氣囊的分類及拓展

2.1 氣囊類型

自20世紀(jì)60年代，美國(guó)NASA首次在“水星號(hào)”飛船上使用著陸緩沖氣囊以來(lái)，著陸緩沖氣囊逐步在載人航天、深空探測(cè)等領(lǐng)域發(fā)揮重要的作用?；诓煌娜蝿?wù)需求，發(fā)展出了各種形式的著陸緩沖氣囊，可歸納為排氣式、密閉式、組合式三類，如圖2所示。其中，排氣式氣囊基于排氣方式可進(jìn)一步分為被動(dòng)排氣氣囊和主動(dòng)排氣氣囊2種類型；密閉式氣囊基于是否對(duì)航天器進(jìn)行包裹，可進(jìn)一步分為全向密閉氣囊和單側(cè)密閉氣囊。組合式氣囊形式多樣，一般采用排氣式氣囊和密閉式氣囊組合，利用排氣式氣囊緩沖著陸能量，利用密閉式氣囊實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器著陸后的離地支撐和觸地防護(hù)。

圖2 航天器著陸緩沖氣囊分類Fig.2 The types of spacecraft landing attenuation airbags

早期基于在無(wú)人機(jī)回收、空降平臺(tái)上的應(yīng)用，發(fā)展出了排氣式緩沖氣囊，首先在“水星號(hào)”飛船上得以成功應(yīng)用?！八翘?hào)”飛船底部的防熱大底之上即是著陸緩沖氣囊，其周邊布置了共計(jì)16個(gè)直徑約72mm的排氣孔[7]。早期的排氣式氣囊都是被動(dòng)排氣的，當(dāng)氣囊內(nèi)部壓力達(dá)到一定程度，氣囊氣體向外排出，將能量耗散。

但是，被動(dòng)排氣式氣囊的適應(yīng)范圍有一定的局限，難以適應(yīng)偏差散布較大的著陸工況。例如，3頂傘組成的群傘系統(tǒng)，需要保證即使只有2頂傘正常工作，飛船返回艙也能夠安全著陸，其對(duì)應(yīng)的穩(wěn)降速度存在較大的差異。在不考慮3傘與2傘效率因子的區(qū)別下，按照阻力面積的變化，2傘作用下返回艙的穩(wěn)降速度相比3傘作用將提高22%，此為緩沖氣囊工作的初始速度差異，導(dǎo)致對(duì)氣囊的緩沖過(guò)程會(huì)產(chǎn)生較大的影響；被動(dòng)式排氣還難以適應(yīng)多種不同的著陸地質(zhì)條件，著陸點(diǎn)軟硬的不同、陸上和水上著陸、不同的坡度等等均對(duì)緩沖氣囊的工作產(chǎn)生影響。

為了適應(yīng)更多的著陸工況，主動(dòng)排氣式緩沖氣囊得以發(fā)展。例如，美國(guó)的“獵戶座”飛船、CST-100飛船、我國(guó)的新一代載人飛船、歐空局的Exo-Mars火星著陸器等新型的航天器均采用了主動(dòng)排氣式緩沖氣囊方案，可基于緩沖過(guò)程中氣囊內(nèi)部壓力或飛船加速度變化主動(dòng)控制氣囊的排氣，且多組氣囊可單獨(dú)控制，以適應(yīng)不同的水平著陸速度、不同的著陸姿態(tài)。相比被動(dòng)排氣式氣囊，主動(dòng)排氣式氣囊在著陸緩沖的精確控制上顯著提升。圖3為CST-100飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，由6組主動(dòng)排氣式氣囊組成，每組氣囊基于囊內(nèi)壓力進(jìn)行主動(dòng)開(kāi)啟控制[8-10]。圖4為我國(guó)正在研制的新一代載人飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，由6組主動(dòng)排氣式氣囊組成，基于緩沖過(guò)程中返回艙的加速度進(jìn)行主動(dòng)排氣控制。

圖3 CST-100飛船主動(dòng)排氣式緩沖氣囊Fig.3 CST-100 spaceship actively vented type attenuation airbags

圖4 我國(guó)新一代飛船主動(dòng)排氣式緩沖氣囊Fig.4 Chinese new spaceship actively vented type attenuation airbags

美國(guó)NASA的“探路者號(hào)”火星探測(cè)器首次在航天領(lǐng)域采用了全向密閉式氣囊，如圖5（a）所示?！疤铰氛咛?hào)”火星探測(cè)器包裹在氣囊內(nèi)部，該全向密閉式氣囊由4個(gè)面組成，單面氣囊由6個(gè)球形小氣囊連接而成。緩沖過(guò)程中，氣囊內(nèi)部氣體不排出，而是在幾個(gè)面氣囊之間流動(dòng)[11]。全向密閉式氣囊的優(yōu)勢(shì)是對(duì)探測(cè)器的著陸姿態(tài)沒(méi)有要求，但是其緩沖能力相比排氣式氣囊要低，需要多次彈跳才能使初始能量完全耗散并穩(wěn)定著陸。事實(shí)上，“探路者號(hào)”緩沖氣囊最初的設(shè)計(jì)是如圖5（b）所示的組合式氣囊，其底部氣囊設(shè)計(jì)為可以向外排氣，其他三個(gè)面的氣囊不向外部排氣，只與底部氣囊進(jìn)行氣路連通[12-13]。

歐洲的“獵兔犬2號(hào)”火星探測(cè)器采用3個(gè)密閉式氣囊組成一個(gè)整體的球形緩沖氣囊，包裹住探測(cè)器，著陸時(shí)氣囊緩沖并彈跳數(shù)次，著陸穩(wěn)定后解除3個(gè)氣囊之間的連接，在內(nèi)壓作用下彈離3個(gè)氣囊各自分離出去[14]。

顧名思義，單側(cè)密閉式緩沖氣囊只是對(duì)航天器的單側(cè)進(jìn)行緩沖，且氣體不向外排出。目前尚未見(jiàn)航天器確實(shí)且僅采用此類型緩沖氣囊方案，基本是作為排氣式緩沖氣囊的有益補(bǔ)充。如上述美國(guó)的“獵戶座”飛船、CST-100飛船、我國(guó)的新一代載人飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)中，均在排氣式氣囊的內(nèi)部還設(shè)置了密閉式緩沖氣囊，用于著陸緩沖后對(duì)返回艙進(jìn)行有效支撐，確保返回艙不直接沖擊地面。

需要說(shuō)明的是，密閉式緩沖氣囊指的是著陸緩沖過(guò)程中氣囊不排氣，但是一般等待航天器著陸穩(wěn)定后往往還是要進(jìn)行排氣操作的。

圖5 “探路者號(hào)”著陸緩沖氣囊Fig.5 Pathfinder attenuation airbag

組合式氣囊是指將排氣式與密閉式緩沖氣囊進(jìn)行組合，可以采用內(nèi)部組合或者外部組合的不同方式。如上所述新飛船的緩沖氣囊，采用內(nèi)部組合的方式，其外囊采用主動(dòng)排氣式類型，內(nèi)囊采用密閉式類型[15]。

北京空間機(jī)電研究所為某新型可重復(fù)使用低成本運(yùn)載火箭開(kāi)發(fā)了一子級(jí)著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，為組合式氣囊，采用了外部組合方式，如圖6所示。該氣囊系統(tǒng)由前后2組氣囊組成，每組氣囊包括底部的排氣式緩沖氣囊以及周側(cè)的密閉式防護(hù)氣囊[16]。落地時(shí)，底部的排氣式氣囊對(duì)一子級(jí)進(jìn)行有效的緩沖。由于一子級(jí)為細(xì)長(zhǎng)圓柱形，當(dāng)側(cè)向姿態(tài)著陸時(shí)，在水平速度、著陸地形等因素的影響下，細(xì)長(zhǎng)圓柱形的一子級(jí)容易側(cè)向翻滾，此時(shí)密閉式氣囊進(jìn)行有效的防護(hù)，避免其直接觸碰地面。

圖6 一子級(jí)著陸緩沖氣囊采用組合式類型Fig.6 Combined type attenuation airbags of the first stage of one launch vehicle

綜上所述，對(duì)航天器著陸緩沖氣囊類型及各自特點(diǎn)和實(shí)例進(jìn)一步歸納說(shuō)明，如表1所示。

表1 航天器著陸緩沖氣囊分類及說(shuō)明Tab.1 The spacecraft landing attenuation airbag type and description

2.2 著陸緩沖氣囊的拓展

航天器著陸緩沖氣囊一般用于航天器著陸時(shí)對(duì)整器進(jìn)行緩沖吸能。除此之外，還可進(jìn)一步拓展，包括分離傘艙蓋的防撞氣囊、空間碎片充氣式防護(hù)屏、航天員座椅式氣囊、充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)等等。

我國(guó)的“神舟號(hào)”飛船在備份傘艙蓋上即設(shè)置了防撞氣囊裝置，以避免彈射分離的傘艙蓋對(duì)返回艙產(chǎn)生不利影響。

國(guó)際空間站服務(wù)艙的太陽(yáng)翼，由于自身防護(hù)能力有限，提出了在其前方布置充氣展開(kāi)式防護(hù)屏的方案[17]。

基于緩沖氣囊類似的折疊、充氣及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)，發(fā)展出的充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)，可集成進(jìn)入減速、防熱與著陸緩沖多種功能于一體，能適應(yīng)高超聲速條件下的進(jìn)入、減速與著陸，是未來(lái)載人登陸火星的重要技術(shù)之一[18]。

NASA組織開(kāi)展研究的返回艙內(nèi)航天員座椅式緩沖氣囊系統(tǒng)，發(fā)射及再入時(shí)充氣展開(kāi)成為航天員的座椅，在軌時(shí)排氣折疊從而擴(kuò)大返回艙內(nèi)的使用空間，如圖7所示。相比常規(guī)乘員座椅，其著陸時(shí)具備更強(qiáng)的緩沖吸能能力，從而提高著陸安全性[19-20]。

圖7 “獵戶座”航天員座椅式緩沖氣囊試驗(yàn)樣機(jī)Fig.7 Orion spacecraft personal airbag system prototype for tests

3 關(guān)鍵技術(shù)

航天器著陸緩沖氣囊的關(guān)鍵技術(shù)主要包括：可靠充氣技術(shù)，高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)，基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，緩沖過(guò)程精確控制技術(shù)以及大載重氣囊試驗(yàn)技術(shù)，等等。

3.1 可靠充氣技術(shù)

緩沖氣囊可采用高壓氣瓶充氣、氣體發(fā)生器充氣以及自充氣等不同的方式實(shí)現(xiàn)可靠充氣。

對(duì)于高壓氣瓶充氣方式，需要布設(shè)充氣管路，其充氣系統(tǒng)相對(duì)較為復(fù)雜，且與航天器的總體布局設(shè)計(jì)密切相關(guān)。充氣系統(tǒng)中管路與氣囊間的進(jìn)氣閥或進(jìn)氣口較為關(guān)鍵，需要保證合理的剛?cè)徇B接形式。

對(duì)于氣體發(fā)生器充氣方式，不需要布設(shè)復(fù)雜的充氣管路，氣體發(fā)生器與氣囊直接連接并充入氣體。需要注意的是，要確保氣體發(fā)生器的產(chǎn)氣溫度在合理的范圍，與氣囊材料相匹配。此外，由于快速充氣時(shí)氣體的溫度相對(duì)較高，一段時(shí)間后氣體冷卻會(huì)導(dǎo)致氣囊內(nèi)部氣壓下降，往往需要?dú)怏w發(fā)生器能夠具備補(bǔ)氣功能。以火星“探路者”緩沖氣囊為例，使用的氣體發(fā)生器包括快速充氣和慢速充氣2個(gè)工作階段，快速充氣工作1.5s，將氣囊內(nèi)壓迅速充到約10kPa，慢速充氣20s，用以補(bǔ)償?shù)蜏貙?dǎo)致的氣體壓縮。

對(duì)于大尺寸緩沖氣囊，如果僅依靠氣瓶或氣體發(fā)生器充氣，由于需要的充氣量大，導(dǎo)致氣瓶、氣體發(fā)生器的數(shù)量、質(zhì)量難以接受，可以采用自吸氣的方式進(jìn)行充氣。此種方法通過(guò)氣囊下降過(guò)程中吸入周邊大氣使氣囊充滿，通常為下部開(kāi)口的骨架式氣囊，骨架利用氣瓶等充滿后，再利用下降過(guò)程中囊體內(nèi)形成的負(fù)壓吸氣使氣囊充滿。如圖6（b）所示結(jié)構(gòu)中，一子級(jí)著陸緩沖氣囊的底部氣囊設(shè)置有單向流通的吸氣口，通過(guò)自吸氣的方式實(shí)現(xiàn)氣囊整體的充滿。

3.2 高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)

航天器著陸緩沖氣囊相比其他應(yīng)用領(lǐng)域?qū)Σ牧系囊蟾鼮榭量?，要求其蒙皮材料具有質(zhì)量輕、拉伸強(qiáng)度高、撕裂強(qiáng)度高、低透氣性、高低溫適應(yīng)性好、彎曲/折疊性能優(yōu)、摩擦系數(shù)低等特點(diǎn)，要求具備良好的抗空間輻照能力、抗原子氧能力，且具備良好的縫合、熱合等加工性能。

目前著陸緩沖氣囊多采用柔性復(fù)合多層蒙皮材料，主要包括氣密層和承力層，有些還設(shè)置專門(mén)的防磨層等其它功能層。其中，氣密層為防止氣囊充入的氣體流失，多采用TPU（熱塑性聚氨酯）、Kapton（一種聚酰亞胺薄膜）以及特種橡膠等材料制作；承力層主要是確保緩沖氣囊的強(qiáng)度滿足要求，多采用Vectran（全芳族聚酯纖維）、凱夫拉、高強(qiáng)尼龍等高強(qiáng)纖維材料制作[21-22]；防磨層用于保護(hù)氣囊，防止與地面摩擦損傷。多層之間通過(guò)粘合涂覆、材料熱合等方式復(fù)合。

例如，“獵戶座”飛船緩沖氣囊材料早期采用了涂覆聚氨酯的凱夫拉蒙皮，后期更換為涂覆聚氨酯的Vectran蒙皮。“探路者號(hào)”火星探測(cè)器氣囊材料采用了涂覆低溫硅橡膠的Vectran蒙皮，考慮到其采用的全向封閉式氣囊要與地面多次彈跳接觸，增加了防磨層，采用多層未涂覆的Vectran材料制作。

氣囊材料明確后，氣囊結(jié)構(gòu)成型技術(shù)也非常關(guān)鍵，需要解決柔性蒙皮的高精度裁剪與縫合、囊體結(jié)構(gòu)高效率縫合、多氣室結(jié)構(gòu)加工工藝、加強(qiáng)帶與蒙皮的無(wú)縫連接、柔性材料與充氣閥等剛性結(jié)構(gòu)可靠連接等一系列問(wèn)題。除了確保滿足氣囊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的尺寸要求外，重點(diǎn)需確保氣囊連接部位的強(qiáng)度性能及氣密性能。此外，氣囊結(jié)構(gòu)成型工藝還必須與折疊展開(kāi)的設(shè)計(jì)相匹配。

3.3 緩沖特性仿真與氣囊優(yōu)化設(shè)計(jì)

航天器著陸緩沖氣囊的設(shè)計(jì)、分析、生產(chǎn)、測(cè)試與試驗(yàn)整個(gè)流程迭代時(shí)間較長(zhǎng)，必須開(kāi)展基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計(jì)?；诰彌_特性仿真的優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)考慮包括氣囊構(gòu)型、尺寸、充氣壓力、排氣面積、排氣控制參數(shù)等多種因素，并對(duì)不同的著陸速度、著陸姿態(tài)、著陸地形與地質(zhì)等多種工況開(kāi)展仿真分析。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于氣囊緩沖特性的仿真通常采用熱力學(xué)方法和有限元方法。

熱力學(xué)方法是基于氣體熱力學(xué)理論及簡(jiǎn)化氣囊變形假設(shè)下建立緩沖過(guò)程的動(dòng)力學(xué)模型，從而計(jì)算氣囊壓縮過(guò)程中各參數(shù)的變化規(guī)律。該方法無(wú)法準(zhǔn)確計(jì)算氣囊的應(yīng)力應(yīng)變，未考慮氣囊的真實(shí)變形，據(jù)此開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)考慮的因素不夠全面。

有限元方法以控制體積法、流固耦合方法為基礎(chǔ)，對(duì)氣囊結(jié)構(gòu)及內(nèi)外部氣體建立完整的幾何及網(wǎng)格模型，模型可以適應(yīng)特殊形狀的氣囊，可以設(shè)置全面的氣囊材料屬性和氣體屬性，也可設(shè)置各種不同的工況條件。利用有限元方法可以精確計(jì)算不同時(shí)刻氣囊結(jié)構(gòu)的變形和受力分布，以及變形引起的囊內(nèi)氣體的參數(shù)變化情況[23]。在氣囊有限元模型基礎(chǔ)上，還可基于離散元等建模方法對(duì)著陸地面進(jìn)行精細(xì)化建模，從而更為準(zhǔn)確地分析氣囊的著陸緩沖特性[24-28]。因此，為了提高基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計(jì)的有效性，常以有限元方法為基礎(chǔ)。

緩沖氣囊仿真的有限元方法涉及到結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格劃分、計(jì)算流體網(wǎng)格建立以及流固耦合解算等，建模復(fù)雜，計(jì)算量大，運(yùn)行時(shí)間長(zhǎng)。要基于此類仿真方法實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)優(yōu)化，必須采用有效方法以縮短大量迭代次數(shù)所需的建模及仿真計(jì)算工作量。

文獻(xiàn)[29]對(duì)氣囊基于緩沖特性仿真分析的設(shè)計(jì)優(yōu)化進(jìn)行了有益探索，對(duì)歐空局正在開(kāi)發(fā)的Exo-Mars緩沖氣囊以質(zhì)量最小為目標(biāo)，基于數(shù)值仿真分析對(duì)氣囊高度、直徑、充氣壓力和排氣面積四項(xiàng)因素進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。通過(guò)對(duì)氣囊?guī)缀文Ｐ瓦M(jìn)行參數(shù)化設(shè)置，通過(guò)求解靈敏度構(gòu)造顯式替代模型，有效降低氣囊有限元網(wǎng)格模型的計(jì)算量，從而基于蒙特卡洛方法開(kāi)展分析評(píng)估，最終確定氣囊的主要設(shè)計(jì)參數(shù)。文獻(xiàn)[30]通過(guò)建立有限元模型的等效響應(yīng)模型進(jìn)行空降車緩沖氣囊的參數(shù)優(yōu)化，采用的由拉丁超立方方法布置采樣點(diǎn)、采用徑向基函數(shù)方法構(gòu)造的等效響應(yīng)模型取得了良好的優(yōu)化設(shè)計(jì)效果。

3.4 精確排氣控制技術(shù)

為了確保航天器的著陸安全，需要對(duì)著陸緩沖氣囊的排氣進(jìn)行精確控制，以確保緩沖過(guò)載在指標(biāo)范圍內(nèi)，并提供更為理想的著陸穩(wěn)定能力。

可基于著陸緩沖過(guò)程航天器的加速度變化或氣囊內(nèi)氣體壓力變化，精確控制氣囊的排氣時(shí)機(jī)，通過(guò)主動(dòng)開(kāi)啟式排氣口實(shí)現(xiàn)氣囊的排氣，從而改善爆破膜等被動(dòng)式排氣控制精度低的問(wèn)題，并有效防止緩沖后的反彈問(wèn)題[31]。對(duì)于多組氣囊，通過(guò)對(duì)每組氣囊單獨(dú)進(jìn)行特定的精確控制，可有效提高多組氣囊的綜合工作性能，適應(yīng)更為復(fù)雜的著陸工況需求。

為了實(shí)現(xiàn)著陸緩沖氣囊的精確排氣控制，除了確定控制參數(shù)與控制策略外，還需要實(shí)現(xiàn)具備快速響應(yīng)與執(zhí)行能力的排氣口設(shè)計(jì)。當(dāng)前主要發(fā)展了采用火工切割器作動(dòng)的排氣口設(shè)計(jì)，有開(kāi)蓋式的剛性結(jié)構(gòu)，也有切割式的柔性結(jié)構(gòu)。其中開(kāi)蓋性結(jié)構(gòu)一般由火工切割器工作解除鎖定，排氣口蓋在氣體作用下迅速翻起打開(kāi)。切割式柔性結(jié)構(gòu)一般由火工切割器切斷封閉繩，解除對(duì)排氣爆破膜的約束，在內(nèi)外壓差作用下排氣口爆破開(kāi)啟，如圖3、圖4所示美國(guó)的CST-100及我國(guó)新一代飛船著陸緩沖氣囊均采用了柔性排氣口。

3.5 大載重氣囊試驗(yàn)及測(cè)量技術(shù)

大載重氣囊試驗(yàn)難度大、代價(jià)高，其試驗(yàn)技術(shù)非常關(guān)鍵，其主要試驗(yàn)項(xiàng)目包括氣囊的折疊與充氣展開(kāi)試驗(yàn)、充氣保壓試驗(yàn)、強(qiáng)度試驗(yàn)、與地面摩擦拖曳試驗(yàn)、著陸緩沖試驗(yàn)等。其中，著陸緩沖試驗(yàn)是氣囊系統(tǒng)最為關(guān)鍵的綜合性驗(yàn)證試驗(yàn)，用于全面驗(yàn)證氣囊在不同的著陸沖擊情況下的性能指標(biāo)。

對(duì)于試驗(yàn)工況設(shè)計(jì)，應(yīng)與仿真分析充分結(jié)合，基于試驗(yàn)規(guī)劃理論設(shè)定優(yōu)化的試驗(yàn)工況，既確保驗(yàn)證充分，又有效減少試驗(yàn)次數(shù)。對(duì)于試驗(yàn)實(shí)施，由于大載重氣囊所用的試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)量大、體積大，其難度主要體現(xiàn)在如何保證試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母呔韧斗?，相?yīng)的試驗(yàn)設(shè)施非常關(guān)鍵。

對(duì)于試驗(yàn)測(cè)量，除了高精度地全面獲取航天器著陸緩沖過(guò)程的運(yùn)動(dòng)和動(dòng)力學(xué)參數(shù)、沖擊響應(yīng)等數(shù)據(jù)外，還需精確獲取緩沖氣囊的關(guān)鍵參數(shù)，如壓力、應(yīng)力應(yīng)變、瞬態(tài)變形、與地面接觸面積的變化等等。

近些年各新型載人飛船開(kāi)展了多次著陸緩沖試驗(yàn)（如圖8所示），美國(guó)先后采用投放塔架、特種移動(dòng)平臺(tái)等形式開(kāi)展了縮比模型、全尺寸模型多種工況的投放[32-33,8]；我國(guó)針對(duì)新一代載人飛船試驗(yàn)船采用龍門(mén)架開(kāi)展了全尺寸模型緩沖驗(yàn)證。

圖8 各新型載人飛船開(kāi)展氣囊系統(tǒng)的著陸緩沖試驗(yàn)Fig.8 Ground impact tests of airbag system for some new manned spaceships

4 結(jié)束語(yǔ)

著陸緩沖氣囊自20世紀(jì)60年代在“水星號(hào)”飛船上得以成功應(yīng)用以來(lái)，在進(jìn)入/返回式航天器上得以不斷發(fā)展。著陸緩沖氣囊的工作原理是通過(guò)氣囊在著陸時(shí)的壓縮變形，將航天器著陸時(shí)的動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)能。相比于其它著陸緩沖手段，著陸緩沖氣囊具有可重復(fù)使用、質(zhì)量輕、體積小、著陸穩(wěn)定性好、具備多種著陸地形適應(yīng)能力的突出優(yōu)點(diǎn)。

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，航天器著陸緩沖氣囊的緩沖效率和控制精度不斷提高，發(fā)展出了排氣式氣囊、密閉式氣囊及組合式氣囊3種主要類型。其中，排氣式氣囊由傳統(tǒng)的被動(dòng)排氣氣囊進(jìn)一步發(fā)展出可精確控制排氣時(shí)機(jī)的主動(dòng)排氣氣囊；密閉式氣囊發(fā)展出全向密閉氣囊和單側(cè)密閉氣囊。組合式氣囊一般采用排氣式氣囊和密閉式氣囊組合，實(shí)現(xiàn)航天器著陸緩沖、翻滾防護(hù)、著陸后離地支撐等綜合需求。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外新一代載人運(yùn)輸飛船、Exo-Mars等新型火星探測(cè)器都采用了著陸緩沖氣囊方案，航天器緩沖氣囊技術(shù)得到更為廣泛的重視。

隨著我國(guó)航天強(qiáng)國(guó)建設(shè)的推進(jìn)，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)將發(fā)揮更加重要的作用，需要對(duì)包括可靠充氣技術(shù)、高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)、基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)、緩沖過(guò)程精確控制技術(shù)以及大載重氣囊試驗(yàn)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)一步深入研究。

此外，基于航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)，還可進(jìn)一步拓展到空間碎片防護(hù)、空天飛行器乘員座椅、高超聲速充氣式進(jìn)入減速等廣泛的應(yīng)用領(lǐng)域?？梢灶A(yù)見(jiàn)，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)的深入研究對(duì)于載人航天、深空探測(cè)的發(fā)展將發(fā)揮更加重要的作用。