竺梅芳 武士輕 李博

新飛船試驗(yàn)船氣囊著陸緩沖系統(tǒng)特性研究

竺梅芳1,2武士輕1,2李博1,2

（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）

緩沖氣囊是繼著陸腿及反推發(fā)動(dòng)機(jī)之外，另一種行之有效的著陸緩沖裝置。新一代載人飛船采用群傘加緩沖氣囊的無(wú)損回收方案，實(shí)現(xiàn)了其重復(fù)使用的目的。文章對(duì)新飛船試驗(yàn)船緩沖氣囊的選型及參數(shù)的確定原則進(jìn)行了分析，介紹了氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的設(shè)計(jì)狀態(tài)、工作程序以及緩沖過(guò)程的排氣控制策略。通過(guò)建立地面試驗(yàn)裝置和測(cè)量系統(tǒng)，對(duì)緩沖氣囊的性能進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明：具備主動(dòng)排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)緩沖過(guò)載達(dá)到預(yù)期，無(wú)側(cè)翻和明顯反彈，著陸穩(wěn)定性滿足要求。試驗(yàn)船緩沖氣囊的設(shè)計(jì)理念和設(shè)計(jì)方法可以為其它大載荷航天器和大載荷空投著陸緩沖氣囊的設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考。

氣囊 特性研究 新飛船試驗(yàn)船 無(wú)損回收 著陸緩沖

0 引言

為滿足日益增長(zhǎng)的航天發(fā)射需求，降低發(fā)射成本已經(jīng)成為航天領(lǐng)域追求的重要目標(biāo)之一，世界各國(guó)積極開展新型可重復(fù)使用飛船的研制或研究論證，美國(guó)和俄羅斯的新型載人航天器都取得了很大進(jìn)展。我國(guó)新一代載人飛船對(duì)重復(fù)使用也提出了明確需求，需要保證飛船返回艙無(wú)損回收。

航天器（或著陸器）通常的無(wú)損回收方法是采用降落傘進(jìn)行氣動(dòng)減速，著陸過(guò)程通過(guò)一定的緩沖，將航天器著陸過(guò)載控制在允許的范圍內(nèi)。緩沖氣囊是繼著陸腿、反推發(fā)動(dòng)機(jī)之外，另一種行之有效的著陸緩沖方式。此種方式是通過(guò)降落傘將航天器穩(wěn)降速度控制在7m/s～10m/s之間，緩沖氣囊在航天器穩(wěn)降后進(jìn)行充氣并在著陸前充滿，在著陸瞬間，通過(guò)氣囊內(nèi)氣體壓縮變形排氣吸收著陸能量，衰減航天器的機(jī)械能，降低其著陸過(guò)程的過(guò)載和最終著陸速度，有效保護(hù)航天員的生命安全，同時(shí)對(duì)航天器結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)儀器設(shè)備等進(jìn)行有效保護(hù)，保證航天器的無(wú)損回收，達(dá)到重復(fù)使用的目的。我國(guó)的新一代載人飛船正是采用群傘減速及氣囊緩沖的無(wú)損回收方式[1-4]。

本文對(duì)新飛船試驗(yàn)船著陸緩沖氣囊的選型及參數(shù)的確定原則進(jìn)行了分析，建立了緩沖過(guò)程動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)緩沖過(guò)程進(jìn)行了仿真分析，并通過(guò)地面試驗(yàn)對(duì)方案設(shè)計(jì)的可行性進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 新飛船試驗(yàn)船著陸緩沖系統(tǒng)特點(diǎn)分析

1.1 任務(wù)總體特點(diǎn)分析

為了為我國(guó)未來(lái)新一代載人飛船無(wú)損著陸奠定一定的技術(shù)基礎(chǔ)，試驗(yàn)船緩沖氣囊的設(shè)計(jì)將盡可能接近未來(lái)的應(yīng)用需求。試驗(yàn)船返回艙經(jīng)過(guò)降落傘減速后，正常狀態(tài)下著陸速度約8m/s左右，在著陸時(shí)，通過(guò)氣囊緩沖，將著陸過(guò)載控制在允許的范圍內(nèi)，最終確保返回艙無(wú)損著陸。

試驗(yàn)船著陸緩沖系統(tǒng)工作輸入約束有：

1）返回艙著陸時(shí)質(zhì)量約6 000kg；

2）正常著陸時(shí)緩沖過(guò)載不大于11n；

3）單個(gè)氣囊質(zhì)量不大于8.5kg；

4）采用高壓氣瓶充氣。

1.2 氣囊著陸緩沖系統(tǒng)特點(diǎn)分析

緩沖氣囊以其較小的質(zhì)量和包裝體積、良好的折疊性能、可以兼顧水上和陸上兩種著陸方式、穩(wěn)定性和環(huán)境適應(yīng)性高于著陸支架等技術(shù)優(yōu)勢(shì)，在航空航天以及空投軟著陸領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[5]。

緩沖氣囊本身結(jié)構(gòu)形式多樣，按照緩沖機(jī)理可分為密閉型緩沖氣囊和排氣型緩沖氣囊。密閉型緩沖氣囊主要通過(guò)囊內(nèi)氣體的壓縮變形以及系統(tǒng)的多次彈跳來(lái)耗散著陸器的機(jī)械能。由于不涉及緩沖過(guò)程的排氣控制問(wèn)題，這種氣囊結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、制作方便，可靠性較高，在深空探測(cè)領(lǐng)域應(yīng)用較為廣泛。此類氣囊往往采用全向氣囊的結(jié)構(gòu)形式，即在著陸器的各個(gè)面均布置氣囊，因此此類氣囊對(duì)著陸點(diǎn)的地形不敏感，無(wú)論哪個(gè)面著陸都具有足夠的緩沖能力。美國(guó)的火星探測(cè)器如“探路者”、“機(jī)遇號(hào)”和“勇氣號(hào)”均采用全向密閉型緩沖氣囊[6]。此類緩沖氣囊由于氣囊不排氣，每次緩沖的能量耗散率低，反彈速度大，需經(jīng)歷多次彈跳緩沖才能將著陸器的能量耗散，完成緩沖過(guò)程；另外彈跳和翻滾造成著陸器最終著陸姿態(tài)不確定，而且氣囊體積和質(zhì)量大，系統(tǒng)復(fù)雜，緩沖能力低，適合較小質(zhì)量著陸器的緩沖。鑒于全向氣囊緩沖的上述缺點(diǎn)以及大質(zhì)量航天器對(duì)緩沖能力、著陸后穩(wěn)定姿態(tài)的特殊要求，密閉式緩沖氣囊不適用大質(zhì)量航天器的著陸緩沖。

排氣式氣囊在受到?jīng)_擊時(shí)，氣囊先保持封閉，囊內(nèi)氣體首先受到壓縮，動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣體內(nèi)能，當(dāng)囊內(nèi)壓力增加到預(yù)定值或過(guò)載達(dá)到預(yù)定值時(shí)，氣囊上的排氣口開啟，氣體向外排出，伴隨氣體的排出，著陸能量也一并耗散。此類氣囊僅需一次緩沖即能把大部分能量衰減掉。排氣式氣囊具有以下優(yōu)點(diǎn)：

1）一次緩沖完成能量衰減，沖擊減緩效率高，航天器無(wú)需多次承受緩沖過(guò)載；

2）經(jīng)過(guò)合理設(shè)計(jì)排氣口參數(shù)，緩沖過(guò)程中囊內(nèi)的最大壓力可控，可有效降低氣囊織物的最大應(yīng)力，同時(shí)由于只需承受一次緩沖過(guò)程，對(duì)囊體材料的性能要求降低；

3）氣囊只需設(shè)置在航天器著陸面一側(cè)，體積相對(duì)較小，減小了氣源及充氣裝置的質(zhì)量，降低了系統(tǒng)的復(fù)雜程度。氣囊無(wú)需包圍航天器，為緩沖氣囊的安裝帶來(lái)了便利。

新飛船對(duì)著陸緩沖裝置的需求有兩個(gè)，一是對(duì)飛船進(jìn)行緩沖，使著陸過(guò)載保持在允許的范圍內(nèi)，二是在緩沖結(jié)束，將飛船托離地面，使其底部不直接觸地。為達(dá)到上述兩個(gè)目的，單氣囊的設(shè)計(jì)方式顯然不能滿足要求，采用內(nèi)、外囊組合式結(jié)構(gòu)的緩沖氣囊是必然選擇。Boeing公司研制的CST-100載人飛船及NASA研制的“獵戶座”CEV（Crew Exploration Vehicle）新型載人飛船均采用此種組合式氣囊作為其著陸緩沖裝置[7-10]。

在組合式氣囊的設(shè)計(jì)上，外囊的設(shè)計(jì)高度及結(jié)構(gòu)形式與緩沖過(guò)載有直接關(guān)系，外囊的初始設(shè)計(jì)高度（除去內(nèi)囊高度后的剩余尺寸）即為氣囊的緩沖行程，理想的設(shè)計(jì)是在緩沖行程末端，飛船的剩余速度正好降低到0。外囊設(shè)計(jì)過(guò)高時(shí)飛船在外囊壓縮到一定高度時(shí)，速度已減小為零，后續(xù)在重力的作用下，繼續(xù)向下運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致飛船觸地時(shí)出現(xiàn)反彈。外囊的設(shè)計(jì)高度過(guò)小，能量吸收不充分，觸地時(shí)也會(huì)由于剩余速度的存在出現(xiàn)反彈。反彈會(huì)影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性，因?yàn)樵斐煞磸椀牧Σ豢赡苁侵行膶?duì)稱的，從而導(dǎo)致飛船的翻轉(zhuǎn)。如果翻轉(zhuǎn)方向與飛船的運(yùn)動(dòng)方向一致，就更加助推翻轉(zhuǎn)[11-12]。內(nèi)囊主要用于對(duì)外囊緩沖后的剩余垂直速度進(jìn)行進(jìn)一步的緩沖，并使飛船底部與地面隔離，在有水平速度時(shí)，內(nèi)囊還可以輔助飛船側(cè)向滑動(dòng)，減小側(cè)翻的可能[13-14]。

緩沖氣囊設(shè)計(jì)的主要挑戰(zhàn)之一是盡量減少系統(tǒng)的傾倒，由于水平風(fēng)速、地面環(huán)境、著陸姿態(tài)等各種因素的影響，滾動(dòng)和翻轉(zhuǎn)是必然的傾向。理想的設(shè)計(jì)是在出現(xiàn)側(cè)翻還應(yīng)具備相應(yīng)的防護(hù)措施。提供防護(hù)最有效的方法是在頭部設(shè)置不放氣的環(huán)形氣囊，將飛船環(huán)向包裹，無(wú)論側(cè)向以何種角度著陸，環(huán)向氣囊均可以保證飛船不直接觸地。但往往實(shí)際情況是不具備此種環(huán)向氣囊及其充氣結(jié)構(gòu)的安裝空間。在無(wú)環(huán)向氣囊的條件下，緩沖氣囊設(shè)計(jì)時(shí)的抗側(cè)翻能力，主要從以下二個(gè)方面進(jìn)行考慮：一是在滿足緩沖過(guò)載和質(zhì)量要求的情況下，盡可能增大緩沖氣囊觸地面積，緩沖氣囊盡可能布置在飛船外側(cè)；二是采用主動(dòng)開啟式緩沖氣囊，使氣囊具備合理的初始充氣壓力和排氣壓力，結(jié)合著陸過(guò)程艙體不同部位的過(guò)載和著陸姿態(tài)，使不同的子氣囊按一定的程序分步開啟，減小飛船的反彈和側(cè)翻，保證著陸過(guò)程的穩(wěn)定性。

在設(shè)計(jì)時(shí)，為最大限度提高系統(tǒng)可靠性，通常采用數(shù)個(gè)子氣囊（每個(gè)子氣囊均采用組合式氣囊）組成1個(gè)氣囊系統(tǒng)，當(dāng)1個(gè)或幾個(gè)氣囊失效時(shí)，不至于喪失全部功能[15-16]。在子氣囊數(shù)量的選擇上，6個(gè)和8個(gè)均是可以考慮的選擇，但6個(gè)子氣囊因?yàn)闅饽业膫?cè)面更少所以質(zhì)量更輕，但8個(gè)子氣囊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)更為健壯，單個(gè)子氣囊失效對(duì)整體的緩沖性能影響更小。綜合考慮系統(tǒng)可靠性與質(zhì)量及包裝體積之間的需求后，新飛船采用6個(gè)子氣囊的設(shè)計(jì)方案。

1.3 任務(wù)工作程序

根據(jù)任務(wù)總體要求及氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的特點(diǎn)，試驗(yàn)船著陸緩沖系統(tǒng)需要的工作程序如圖1所示。整個(gè)任務(wù)工作過(guò)程包括：飛船穩(wěn)定下降、拋防熱大底、轉(zhuǎn)垂掛、緩沖氣囊充氣展開、緩沖氣囊著陸前充滿、飛船著陸緩沖、緩沖結(jié)束，支撐氣囊托墊等7個(gè)階段。

1–飛船穩(wěn)定下降；2–拋防熱大底；3–轉(zhuǎn)垂掛；4–緩沖氣囊充氣展開；5–緩沖氣囊著陸前充滿；6–飛船著陸緩沖；7–緩沖結(jié)束，支撐氣囊托墊

2 緩沖過(guò)程的動(dòng)力學(xué)建模仿真

2.1 緩沖過(guò)程的動(dòng)力學(xué)方程

氣囊是以氣體作為吸能介質(zhì)的緩沖裝置，其工作原理是通過(guò)壓縮囊內(nèi)氣體，將航天器的動(dòng)能轉(zhuǎn)化為氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)能。在囊內(nèi)壓力達(dá)到設(shè)定值時(shí)，氣體通過(guò)排氣口排出，通過(guò)囊內(nèi)氣體的運(yùn)動(dòng)，將其吸收的能量排出，達(dá)到緩沖的目的。

在氣囊緩沖過(guò)程中主要經(jīng)歷兩個(gè)階段

第一個(gè)階段為氣囊不排氣的壓縮階段，從飛船帶著氣囊接觸地面到爆破膜打開前這個(gè)階段飛船在重力作用下下降，壓縮氣囊，氣囊開始變形，體積減小，囊內(nèi)壓力增大。在增大到排氣口開啟前，氣體質(zhì)量沒(méi)有變化，囊內(nèi)氣體可視為做等熵壓縮，又由于時(shí)間很短，與外界熱交換忽略不計(jì)，因此可以按照絕熱壓縮考慮，其動(dòng)力學(xué)方程可表示為

第二個(gè)階段為氣囊排氣壓縮階段，從排氣口打開到飛船著地。當(dāng)囊內(nèi)壓力大于爆破膜強(qiáng)度或飛船艙體上的過(guò)載達(dá)到預(yù)定值時(shí)，排氣口開啟，囊內(nèi)氣體排出，艙體繼續(xù)下落，直到內(nèi)囊底部接觸地面。這一過(guò)程不可逆，是非等熵過(guò)程，由于時(shí)間很短，與外界熱交換忽略不計(jì)，因此排氣過(guò)程也可以按照絕熱過(guò)程考慮。

在氣囊排氣過(guò)程中，某單位時(shí)間排氣口排出氣體流速及氣體流量可表示如下

式中e為排氣口排氣速度；為氣囊內(nèi)初始溫度；為氣體狀態(tài)常數(shù)。

式中為溫度。

根據(jù)式（1）、式（3）和式（4），采用四階龍哥庫(kù)塔法求解這一方程組，即可求出排氣過(guò)程中過(guò)載等重要變量。

2.2 緩沖過(guò)程仿真

針對(duì)組合式緩沖氣囊，建立飛船返回艙-緩沖系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)緩沖過(guò)程進(jìn)行了仿真分析。在計(jì)算過(guò)程中，假設(shè)氣囊的材料為正交各向同性的線彈性材料，氣囊采用芳綸織物，厚度0.3mm，密度933kg/m3，彈性模量為9.8GPa，泊松比為0.3，所有接觸的摩擦系數(shù)一律取為0.3。返回艙和地面定義為剛性體，返回艙和氣囊之間采用節(jié)點(diǎn)固連的方式來(lái)模擬之間的連接固定。典型的緩沖過(guò)程如圖2所示，其中圖2（a）為氣囊開始觸地時(shí)刻，此時(shí)氣囊還未壓縮；圖2（b）為氣囊受壓變形，囊內(nèi)壓力升高，施加在返回艙上的作用力增大，達(dá)到排氣口開啟過(guò)載；圖2（c）為氣囊排氣口開啟后囊體繼續(xù)壓縮氣體排出，釋放返回艙的著陸能量。7.5m/s、9.5m/s兩種工況下速度和過(guò)載隨時(shí)間的變化曲線如圖3所示。

圖2 典型著陸緩沖過(guò)程

圖3 兩種工況下速度和過(guò)載隨時(shí)間的變化曲線

如圖3所示，隨著返回艙著陸速度的降低，施加在返回艙上的過(guò)載會(huì)不斷增大，當(dāng)返回艙速度減小為0m/s時(shí)，返回艙過(guò)載達(dá)最大值。緩沖結(jié)束后由于有剩余速度的存在，會(huì)有一定的反彈。對(duì)應(yīng)7.5m/s和9.5m/s的著陸速度，最大著陸過(guò)載分別不超過(guò)7.3n和10.4n，滿足任務(wù)輸入要求，說(shuō)明氣囊的緩沖行程、排氣口面積及打開時(shí)機(jī)等參數(shù)的選取均比較合理。

3 氣囊著陸緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)著陸能量平衡關(guān)系，緩沖氣囊吸收航天器著陸過(guò)程全部（或大部分）能量，同時(shí)使著陸過(guò)載不超過(guò)允許值，所需要的最小緩沖行程min為

對(duì)于組合式緩沖氣囊，緩沖氣囊（外囊）的設(shè)計(jì)高度除去所需的緩沖行程外，還應(yīng)包含內(nèi)囊的高度。內(nèi)囊的設(shè)計(jì)高度應(yīng)包含支撐高度及布局和變形引起的高度損失。

綜合考慮各種因素，新一代載人飛船著陸面共布置6個(gè)組合式的緩沖氣囊，構(gòu)成1個(gè)正六邊形的氣囊環(huán)，每個(gè)緩沖氣囊為正六邊形的一邊，緩沖氣囊構(gòu)成六邊形的邊長(zhǎng)為1.4m，內(nèi)切圓直徑為2.4m。緩沖氣囊安裝飛船底部外側(cè)，防熱大底內(nèi)。圖4為緩沖氣囊結(jié)構(gòu)示意，圖5為其在飛船上的布局[5]。

圖4 緩沖氣囊示意

圖5 緩沖氣囊在飛船上的布局圖

根據(jù)緩沖過(guò)載對(duì)緩沖行程的需求以及緩沖結(jié)束后的墊高要求，緩沖氣囊（外囊）設(shè)計(jì)高度為1.3m，內(nèi)囊的設(shè)計(jì)高度為0.5m。內(nèi)、外囊均采用膠囊型，二者在頂部共用一個(gè)進(jìn)氣閥，進(jìn)氣閥為三通分流閥，能夠同時(shí)給內(nèi)、外囊充氣，且能夠?qū)?nèi)、外囊充氣至不同壓力。進(jìn)氣閥為內(nèi)囊充氣部分氣部分為單向閥，在內(nèi)囊充氣到預(yù)定壓力后反向關(guān)閉，保證內(nèi)囊在緩沖過(guò)程中密封不排氣。

緩沖氣囊的外囊上設(shè)置有兩個(gè)排氣口，兩個(gè)排氣口有一定冗余備份作用，保證一個(gè)排氣口出現(xiàn)故障或緩沖過(guò)程被堵塞時(shí)，另一個(gè)排氣口能夠排氣工作。緩沖過(guò)程，當(dāng)艙體過(guò)載到預(yù)定時(shí)，通過(guò)排氣口切割器解除對(duì)爆破膜的約束后，爆破膜爆破囊內(nèi)氣體向外排出吸收著陸能量[17]。

緩沖氣囊安裝于飛船上后，通過(guò)包布將折疊狀態(tài)的氣囊進(jìn)行約束，充氣過(guò)程中，通過(guò)氣囊膨脹力自行解除包布的封包。

緩沖氣囊采用高壓氣瓶進(jìn)行充氣，當(dāng)飛船乘降落傘穩(wěn)降到預(yù)定高度且防熱大底拋掉以后，回收系統(tǒng)的控制器發(fā)出氣囊充氣指令，充氣組件的電爆閥工作，氣囊充氣并保證在著陸前內(nèi)外囊均處于充滿待命工作的狀態(tài)。

為實(shí)現(xiàn)著陸緩沖控制，使用3個(gè)平均分布在飛船大底結(jié)構(gòu)上的著陸傳感器對(duì)過(guò)載進(jìn)行測(cè)量。在著陸過(guò)程中，3個(gè)著陸傳感器分別測(cè)量飛船、、三個(gè)方向共計(jì)9路過(guò)載量，同時(shí)送至3個(gè)FPGA模塊，F(xiàn)PGA軟件對(duì)9路過(guò)載信號(hào)模擬量按照采樣時(shí)序經(jīng)過(guò)A/D采樣量化和緩存，實(shí)時(shí)進(jìn)行數(shù)據(jù)濾波處理，為降低著陸緩沖遇到的姿態(tài)干擾，需要根據(jù)傳感器數(shù)據(jù)對(duì)飛船著陸姿態(tài)進(jìn)行快速逆解，并結(jié)合傳感器的分布狀態(tài)，對(duì)氣囊緩沖的排氣進(jìn)行動(dòng)態(tài)調(diào)整控制，當(dāng)監(jiān)測(cè)到傳感器數(shù)據(jù)滿足閾值后，按照氣囊排氣策略控制，使飛船安全緩沖著陸[18-19]。制定氣囊排氣控制策略為：

1）每個(gè)著陸傳感器分別控制對(duì)應(yīng)的2個(gè)氣囊；

2）若3 個(gè)著陸傳感器著陸判斷狀態(tài)同時(shí)判定為有效，則控制全部氣囊同時(shí)排氣；

3）當(dāng)3 個(gè)著陸傳感器中任意2個(gè)傳感器著陸判斷狀態(tài)判定為有效時(shí)，則采用多氣囊差異化排氣控制策略進(jìn)行氣囊的排氣控制；

4）若只有1個(gè)著陸傳感器著陸判斷狀態(tài)為有效，不進(jìn)行排氣。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證情況

4.1 地面緩沖試驗(yàn)

為驗(yàn)證氣囊的緩沖性能，采用龍門架進(jìn)行了垂直著陸狀態(tài)的地面緩沖試驗(yàn)。投放模型質(zhì)量7t，利用模型從一定高度自由下落獲得所需的垂直著陸速度。試驗(yàn)配套的測(cè)量設(shè)備主要包括測(cè)量配電器、微型數(shù)據(jù)記錄器、加速度傳感器、壓力傳感器等，用于測(cè)量模型的沖擊響應(yīng)及內(nèi)、外囊內(nèi)壓力。采用高速攝像測(cè)量模型著陸緩沖過(guò)程的位置和速度，觀測(cè)靶標(biāo)位于模型質(zhì)心高度附近。模型利用自身質(zhì)量垂直下落，著陸時(shí)緩沖氣囊進(jìn)行緩沖。圖6為地面試驗(yàn)裝置。

圖6 地面試驗(yàn)裝置

控制系統(tǒng)產(chǎn)品主要包括回收接口裝置、控制器、著陸敏感器、電池以及相關(guān)的電纜、行程開關(guān)?；厥湛刂破髦醒b載著陸緩沖試驗(yàn)專用的程序軟件，實(shí)時(shí)采集判斷由著陸敏感器測(cè)量的飛船著陸過(guò)載，當(dāng)過(guò)載值滿足預(yù)設(shè)的接通條件時(shí)，發(fā)出氣囊排氣指令給回收接口裝置，由接口裝置驅(qū)動(dòng)排氣口切割器，實(shí)現(xiàn)氣囊的排氣口打開功能。

試驗(yàn)測(cè)得在飛船正常著陸（著陸速度約7.5m/s）情況下，最大著陸過(guò)載不大于10n，滿足返回艙安全著陸需求。在故障模式（著陸速度約9.5m/s）情況下，最大著陸過(guò)載不大于12.3n。試驗(yàn)中氣囊和模型均沒(méi)有出現(xiàn)損壞現(xiàn)象[5]。圖7為試驗(yàn)過(guò)載與仿真過(guò)載對(duì)比曲線，圖中試驗(yàn)過(guò)載和仿真結(jié)果基本吻合，存在一定誤差是因?yàn)榉抡娣治鰧?duì)模型進(jìn)行了一定程度的簡(jiǎn)化，另外試驗(yàn)地面工況為水泥地面，與仿真分析的地面介質(zhì)存在一定差距。

圖7 試驗(yàn)過(guò)載和仿真過(guò)載對(duì)比曲線

4.2 空投試驗(yàn)

空投試驗(yàn)采用直升機(jī)進(jìn)行模型外掛投放，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭戀|(zhì)量7t，投放時(shí)海拔高度為3 600m，著陸地區(qū)海拔高度約1 000m，緩沖氣囊預(yù)定充氣時(shí)間64s 。試驗(yàn)用7個(gè)沖擊傳感器測(cè)量著陸緩沖過(guò)程中模型受到的沖擊過(guò)載，每個(gè)氣囊上方安裝1個(gè)，模型質(zhì)心附近安裝1個(gè)，通過(guò)1臺(tái)空投數(shù)據(jù)記錄器記錄數(shù)據(jù)，記錄7個(gè)沖擊傳感器的數(shù)據(jù)，試驗(yàn)中沒(méi)有對(duì)囊內(nèi)壓力進(jìn)行測(cè)量。試驗(yàn)測(cè)得飛船模型著陸前的垂直穩(wěn)降速度約7.7m/s，地面風(fēng)速約4m/s，緩沖氣囊充氣時(shí)間約60s，著陸時(shí)最大軸向沖擊過(guò)載峰值為9.34n，最大橫向沖擊過(guò)載峰值2.6n，飛船模型著陸后姿態(tài)平穩(wěn)，艙體結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)設(shè)備完好無(wú)損。圖8為氣囊充氣展開及著陸時(shí)刻圖像，圖9為著陸過(guò)載隨時(shí)間變化曲線（圖中1～6為6個(gè)緩沖氣囊上方位置豎直方向過(guò)載，7為質(zhì)心位置豎直方向過(guò)載；1～6和1～6為6個(gè)緩沖氣囊上方位置水平方向過(guò)載，7和7為質(zhì)心位置水平方向過(guò)載；、、三坐標(biāo)軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系）。

圖9 著陸過(guò)載隨時(shí)間變化曲線

圖9中豎直方向和水平方向的過(guò)載均出現(xiàn)了兩個(gè)峰值，分析認(rèn)為第一個(gè)峰值是單純外囊的作用力施加在返回艙上產(chǎn)生的過(guò)載，第二個(gè)峰值是外囊壓縮到一定程度后，內(nèi)囊也參與了緩沖過(guò)程后導(dǎo)致返回艙過(guò)載進(jìn)一步增大，若要內(nèi)囊不參與緩沖過(guò)程，需進(jìn)一步提高外囊的緩沖行程，這是后續(xù)研究需要關(guān)注的地方。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)新一代載人飛船試驗(yàn)船氣囊式著陸緩沖系統(tǒng)特性進(jìn)行了研究，介紹了著陸緩沖子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案及工作程序，通過(guò)建立氣囊緩沖過(guò)程有限元模型，對(duì)緩沖過(guò)程進(jìn)行了仿真分析，后續(xù)地面緩沖試驗(yàn)和空投試驗(yàn)表明，仿真分析和試驗(yàn)結(jié)果的一致性較好，佐證了氣囊式著陸緩沖系統(tǒng)方案可行性。

新一代載人飛船試驗(yàn)船氣囊式著陸緩沖系統(tǒng)是國(guó)內(nèi)首次在航天器無(wú)損回收中應(yīng)用，系統(tǒng)采用了很多創(chuàng)新性設(shè)計(jì)，比如內(nèi)、外囊共用進(jìn)氣閥的設(shè)計(jì)、基于著陸穩(wěn)定性的控制策略設(shè)計(jì)等等。試驗(yàn)表明，新飛船試驗(yàn)船采用多套組合式緩沖氣囊的設(shè)計(jì)理念和設(shè)計(jì)方案是合理可行的，緩沖氣囊能夠按照預(yù)定的程序和策略實(shí)現(xiàn)氣囊的充氣和排氣，能夠有效耗散航天器著陸過(guò)程的能量，同時(shí)具備一定的防側(cè)翻、傾覆能力實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器的著陸緩沖保護(hù)。

此種主動(dòng)排氣控制型的組合式緩沖氣囊的設(shè)計(jì)方案可推廣到其它大載重航天器和重裝空投著陸緩沖氣囊的設(shè)計(jì)中。

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Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft

ZHU Meifang1,2WU Shiqing1,2LI Bo1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Laboratory of Aerospace Entry, Descent and Landing Technology, Beijing 100094, China）

The cushion airbag is another effective landing buffer device besides thrust reverser and landing retreat. The new generation manned spacecraft test ship adopts the lossless recovery scheme of group parachutes and cushion airbags to achieve the purpose of reuse. This paper analyzes the type selection and the principle of parameter determination of the new-generation manned test spacecraft cushion airbag, and introduces the design statua, working procedure and control strategy of cushion airbag landing cushion system. Through the establishment of ground test device and measurement system, the performance of cushion airbag verified. The results show that the multi chanber combined airbag landing buffer system with active exhaust control achieves the expected overload, no rollover and obvious rebound, and the landing stability meets the requirements. The design concept and method of the cushion airbag of the test ship can provide the basis and reference for the design of the cushion airbag of other heavy-duty spacecraft and heavy-duty airdrop.

airbag; characteristic research; new generation manned test spacecraft; nondestructive recovery; landing buffer

V423.5

A

1009-8518(2021)03-0052-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.03.006

2021-02-20

國(guó)家重大科技專項(xiàng)工程

竺梅芳, 武士輕, 李博. 新飛船試驗(yàn)船氣囊著陸緩沖系統(tǒng)特性研究[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(3): 52-61. ZHU Meifang, WU Shiqing, LI Bo. Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 52-61. (in Chinese)

竺梅芳，女，1971年生，1995年獲得河南大學(xué)化學(xué)與化工專業(yè)學(xué)士學(xué)位，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)楹教炱骰厥张c著陸。E-mail：2592701669@qq.com。

（編輯：陳艷霞）