行星軟著陸氣囊緩沖系統(tǒng)動力學(xué)仿真研究

張 華， 孟 光， 劉漢武， 韓智超

(1. 上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點實驗室，上海 201108；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；3. 上海航天技術(shù)研究院，上海 201109；4. 上海交通大學(xué) 機(jī)械系統(tǒng)與振動國家重點實驗室，上海 200240)

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行星軟著陸氣囊緩沖系統(tǒng)動力學(xué)仿真研究

張 華1,2， 孟 光3,4， 劉漢武2， 韓智超2

(1. 上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點實驗室，上海 201108；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；3. 上海航天技術(shù)研究院，上海 201109；4. 上海交通大學(xué) 機(jī)械系統(tǒng)與振動國家重點實驗室，上海 200240)

氣囊緩沖著陸系統(tǒng)具有輕質(zhì)、安全、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)等特點，能有效保護(hù)著陸過程中著陸器的安全，在行星探測中應(yīng)用廣泛。針對一種“水滴形”自扶正氣囊緩沖著陸系統(tǒng)建立了動力學(xué)模型，描述了氣囊基于接觸和幾何非線性效應(yīng)在行星表面充氣、降落、碰撞、回彈及再碰撞等著陸緩沖過程。依據(jù)動力學(xué)仿真結(jié)果獲取了氣囊初始?xì)鈮?、初始著陸速度、星表地形等對氣囊?nèi)部關(guān)鍵部位緩沖過載的影響規(guī)律，驗證了“水滴形”氣囊緩沖著陸系統(tǒng)可實現(xiàn)自動扶正及彈開分離等重要功能特征。研究結(jié)果為未來深空探測采用的氣囊式緩沖著陸系統(tǒng)的工程設(shè)計提供了理論指導(dǎo)和參考。

行星軟著陸；氣囊；著陸緩沖；動力學(xué)仿真

行星探測器軟著陸技術(shù)作為深空探測的關(guān)鍵技術(shù)之一，一直備受世界航天強(qiáng)國科學(xué)家所關(guān)注和研究[1-4]。目前，探測器的軟著陸裝置按其著陸方式可大致分為氣囊緩沖和軟著陸機(jī)構(gòu)兩類，氣囊緩沖相比軟著陸機(jī)構(gòu)而言有以下優(yōu)點：首先結(jié)構(gòu)簡單、收攏體積小、重量輕；其次著陸緩沖環(huán)境條件要求低、適應(yīng)的沖擊速度范圍較大、適應(yīng)性強(qiáng)；最后對著陸段的姿態(tài)控制要求不高，在不能實時收到地面控制指令的情況下，可以自動完成著陸緩沖過程。鑒于氣囊緩沖的以上優(yōu)越特性，已經(jīng)成功實現(xiàn)地外軟著陸的美國“探路者”[5]、“勇氣號”、“機(jī)遇號”及歐空局的“獵兔犬-2”探測器都采用了氣囊系統(tǒng)作為著陸器的緩沖著陸系統(tǒng)。本文以我國深空探測[6]任務(wù)之一的火星探測為研究背景[7]，論述氣囊緩沖著陸系統(tǒng)在行星探測任務(wù)中的應(yīng)用情況，采用氣囊緩沖著陸技術(shù)的著陸器再入火星大氣的整個過程見圖1。

圖1 氣囊緩沖著陸艙著陸過程示意圖Fig.1 The process of airbag buffering and landing system

氣囊緩沖著陸系統(tǒng)是火星著陸器的重要組成部分，其主要功能是確保著陸器能實現(xiàn)緩沖軟著陸，保護(hù)著陸器免受強(qiáng)烈過載沖擊，同時還能實現(xiàn)著陸器自動扶正并展開，以保證內(nèi)部有效載荷能夠順利地開展科學(xué)探測工作。為滿足上述功能要求，需深入了解氣囊的緩沖機(jī)理和結(jié)構(gòu)設(shè)計方法。通過動力學(xué)仿真[8-10]，著重闡述了氣囊初始內(nèi)壓、初始著陸速度、不同星表地形等因素對氣囊緩沖動態(tài)特性的影響。

1 氣囊緩沖著陸工作原理

氣囊著陸緩沖技術(shù)原理主要是利用氣囊材料的彈性或彈塑性變形、氣囊內(nèi)部氣體的壓縮變形來吸收碰撞時產(chǎn)生的能量，以實現(xiàn)對內(nèi)部結(jié)構(gòu)(著陸器)的緩沖減震效果。為使氣囊緩沖系統(tǒng)著陸后能夠?qū)崿F(xiàn)自扶正，采用“不倒翁”原理設(shè)計的“水滴”形氣囊作為研究對象并開展動力學(xué)仿真和設(shè)計研究，該“水滴”形氣囊是由兩個獨立的囊體將著陸艙布置在偏離氣囊球心以下的位置，其優(yōu)點是不管從任何角度著陸，當(dāng)氣囊在著陸表面上停穩(wěn)后，在重力的作用下會自動回正保證著陸姿態(tài)固定,見圖2。

圖2 氣囊緩沖著陸系統(tǒng)原理圖Fig.2 The principle of airbag buffering and landing system

緩沖著陸系統(tǒng)為非排氣式，在其第一次與星表碰撞到最后自扶正整個過程會經(jīng)歷多個環(huán)節(jié)，如碰撞-彈跳-再碰撞等，期間還可能伴隨著姿態(tài)的翻滾，本文將緩沖過程分解成“著陸、自扶正、解鎖分離”等三個主要過程，著陸過程主要是針對參數(shù)設(shè)計的性能指標(biāo)的動力學(xué)分析和驗證，自扶正、解鎖分離主要針對的是功能性的動力學(xué)分析和驗證。

2 氣囊緩沖著陸過程基本假設(shè)及數(shù)學(xué)描述

2.1 基本假設(shè)

建立氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型需進(jìn)行必要的假設(shè)和簡化：① 假設(shè)氣囊內(nèi)部氣壓為均壓，氣體處于一個封閉容積中、絕熱且無泄漏，氣囊內(nèi)氣體為理想氣體，遵守?zé)崃W(xué)定律且熱容為常數(shù)； ② 氣囊緩沖著陸系統(tǒng)在著陸過程中可能出現(xiàn)多次碰撞彈跳，文中著重分析與星表的第一次碰撞過程，將此作為分析的簡化。

2.2 數(shù)學(xué)描述

氣囊緩沖著陸系統(tǒng)簡化模型見圖 3所示。圖 3中M0為著陸器質(zhì)量；v為著陸器速度；a為著陸器加速度；hA為氣囊體高度；PA，VA，TA分別為囊體氣室的壓強(qiáng)、體積及溫度；St為氣囊觸地面積；Fu為地面對氣囊摩擦力；Fn為地面對氣囊法向緩沖作用力。

圖3 氣囊緩沖著陸系統(tǒng)簡化模型Fig.3 The simple model of airbag buffering and landing system

氣囊在緩沖壓縮過程中，任意時刻t緩沖著落系統(tǒng)可通過以下數(shù)學(xué)方程進(jìn)行描述：

理想氣體熱力學(xué)方程：

PA(t)VA(t)=nRTA(t)

(1)

幾何相容方程：

S(t)=f(h(t))

(2)

緩沖動力學(xué)方程：

Fn=PA(t)S(t),Fu=f(Fn,μ)

(3)

式(1)～(3)中：n為氣體物質(zhì)的量；R為氣體常數(shù)；μ為氣囊與地面間的摩擦因數(shù)；m為氣囊囊體質(zhì)量；gs為行星當(dāng)?shù)刂亓铀俣取?/p>

3 氣囊緩沖著陸系統(tǒng)動力學(xué)仿真分析

3.1 氣囊控制方程

氣囊氣室在充氣-緩沖碰撞過程中其體積的變化、氣體與氣囊薄膜結(jié)構(gòu)間的相互作用可通過控制體積法進(jìn)行描述，其基本原理是將氣囊氣室想象離散成N個有限體積腔，各個有限體積腔通過隔膜阻隔相連，每個體積腔的體積增長變化依賴于凈流入氣體的速率，以及氣體與氣囊薄膜結(jié)構(gòu)之間的動態(tài)平衡。氣囊任意時刻的體積為：

(4)

式中：Ω為氣囊內(nèi)部的空間封閉區(qū)域，由光滑連續(xù)的封閉曲面包圍而成。依據(jù)Green定理，封閉曲面積分與該封閉曲面所包圍的體積積分之間的關(guān)系[6]可描述為：

(5)

式中:ψ,φ分別為在封閉區(qū)域內(nèi)的2個任意函數(shù)且2階連續(xù)可導(dǎo)；α為曲面法向與x軸的夾角。聯(lián)合式(4)和式(5)，并令ψ=1，φ=x則有：

VA(t)=∮xcos(α)dτ

(6)

結(jié)合有限單元法，將氣囊緩沖系統(tǒng)網(wǎng)格化后，式(6)可寫為：

(7)

3.2 邊界條件

氣囊緩沖著陸系統(tǒng)在著陸前其垂直和橫向均有速度分量，氣囊著陸緩沖過程中其水平著陸速度相比垂直著陸速度要小，水平速度一般主要影響其緩沖著陸姿態(tài)如站立、翻滾等。文中主要以垂直速度作為初始邊界，依據(jù)設(shè)計值其垂直著陸速度為10 m/s；著陸器M0為70 kg(著陸部分重量)，氣囊囊體m為10 kg，整個系統(tǒng)在著陸緩沖過程中其有效載荷M0質(zhì)心沖擊過載要求小于50 g(g為地球重力加速度取10 m/s2)，火星當(dāng)?shù)刂亓铀俣热〉厍蛑亓铀俣鹊娜种弧?/p>

3.3 有限元模型

根據(jù)“水滴形”氣囊的幾何參數(shù)和材料參數(shù)，文章對氣囊緩沖著陸系統(tǒng)進(jìn)行了參數(shù)化建模，便于后續(xù)開展優(yōu)化設(shè)計。通過改變其中的參數(shù)即可迭代分析各主要參數(shù)對沖擊過載的影響。有限元模型見圖 4。

圖4 氣囊緩沖著落系統(tǒng)有限元模型Fig.4 The finite element model of airbag buffering and landing system

動力學(xué)模型考慮著陸器有效載荷的塑性性能，氣囊采用正交各向異性材料，行星著陸表面采用剛性平面。氣囊與著陸平面、氣囊自身、氣囊與著陸器有效載荷之間均定義接觸關(guān)系，模擬氣囊緩沖著陸系統(tǒng)在與行星地表進(jìn)行接觸碰撞過程中氣囊、著陸器有效載荷等各個部分間的相互動力學(xué)行為。

3.4 仿真分析結(jié)果

按照設(shè)計要求，著陸器有效載荷在緩沖著陸過程中的加速度過載不應(yīng)超過其承載能力50 g設(shè)計值，通過建立的參數(shù)化模型，仿真分析了以下三種初始條件在氣囊緩沖著陸過程中對著陸器有效載荷的影響：

(1) 初始內(nèi)壓對著陸緩沖的影響

基于氣囊緩沖著陸系統(tǒng)以初始著陸速度10 m/s垂直著陸平面星表情況，針對氣囊初始內(nèi)壓分別選取了10 kPa、15 kPa、20 kPa、25 kPa等四種情況進(jìn)行了仿真分析，通過比對著陸器有效載荷在著陸緩沖過程中加速度響應(yīng)變化曲線見圖 5(原始數(shù)據(jù)曲線，未進(jìn)行濾波處理，下同)，以便選取滿足設(shè)計要求的合適初始內(nèi)壓。依據(jù)仿真分析結(jié)果曲線，氣囊初始內(nèi)壓越大，著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)也越大，在初始內(nèi)壓以5 kPa等差增加時，加速度的響應(yīng)也以2 g左右進(jìn)行近似線性遞增，具體數(shù)值見表1(表中氣囊內(nèi)壓表示氣囊左/氣囊右的囊體內(nèi)壓峰值，下同)。需要指出的是較低的初始內(nèi)壓雖然會降低著陸器有效載荷在著陸緩沖過程中的加速度響應(yīng)，但是過低的初始內(nèi)壓可能導(dǎo)致著陸器有效載荷由于氣囊內(nèi)壓支撐不足而撞擊星表即所謂的“硬著陸”。綜合考慮著陸器有效載荷的承載能力和安全余量，著陸緩沖系統(tǒng)的初始內(nèi)壓可在10 kPa～20 kPa之間選擇。氣囊初始內(nèi)壓為20 kPa時著陸緩沖過程見圖6。

表1 不同初始內(nèi)壓下的加速度、內(nèi)壓變化峰值

圖5 著陸過程中的加速度變化曲線Fig.5 Acceleration response of buffering and landing system

圖6 緩沖著陸過程Fig.6 Process of buffering and landing

(2) 初始著陸速度對著陸緩沖的影響

在氣囊初始內(nèi)壓假定為20 kPa情況下，著陸緩沖系統(tǒng)以不同初始著陸速度撞擊星表，著陸器有效載荷的加速度變化曲線見圖7。在初始著陸速度以5 m/s等差增加時，加速度的響應(yīng)以28 g、35 g量級快速遞增，變化顯著，具體數(shù)值見表2。初始著陸速度越大，著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)越明顯，當(dāng)初始速度大于15 m/s時，著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)峰值為70.0 g，已超過其承載能力40%，即使在初始速度為10 m/s時，加速度響應(yīng)峰值已達(dá)到42.87 g，依據(jù)仿真分析結(jié)果曲線，著陸緩沖系統(tǒng)的初始著陸速度不宜高于10 m/s。

表2 不同初始著陸速度下的加速度變化峰值

圖7 著陸過程中的加速度變化曲線Fig. 7 Acceleration response of buffering and landing system

(3) 星表地形對著陸緩沖的影響

行星表面的地貌地形一般較為復(fù)雜，有平地、坡面、巖石、溝壑等多種形式，不同地形對著陸器有效載荷在著陸緩沖過程中的加速度響應(yīng)變化也必然不同。針對三種典型的星表地形即平面、坡面和障礙物(見圖 8)，在基于初始內(nèi)壓20 kPa、初始著陸速度10 m/s等主要初始參數(shù)一定的情況下，仿真分析著陸器有效載荷在著陸過程的加速度響應(yīng)變化情況，分析結(jié)果見圖9。在上述三種星表地形中，平面星表著陸狀態(tài)對著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)影響最為明顯，其次是坡面，最后是巖石障礙物，見表3。三種星表地形工況下，氣囊在著陸緩沖過程中的彈性變形模式各有不同(見圖10)，最為明顯的是坡面星表工況下右邊囊體由于先接觸星表使得其變形大于左邊囊體，左右氣囊的內(nèi)壓的不同步變化最大；障礙物星表工況由于囊體與星表接觸碰撞面積相對較小，在相同時間內(nèi)有多次緩沖碰撞過程(見圖9中的障礙物星表著陸曲線有兩個峰值)，著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)最小。

圖8 緩沖著落星表地形Fig.8 Analysis case of buffering and landing process

圖9 著陸過程中的加速度變化曲線Fig.9 Acceleration response of buffering and landing system

星表地形平面星表坡面星表障礙物星表加速度/g42.8738.1126.78氣囊內(nèi)壓/kPa20.91/20.9121.82/20.6921.22/21.22

圖10 不同星表地形工況下的緩沖著陸過程Fig.10 Process of buffering and landing

3.5 氣囊緩沖著落系統(tǒng)自動扶正、解鎖分離驗證

“水滴形”兩瓣式氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的最突出特點是以任何方式緩沖著陸后最終可實現(xiàn)自動扶正、切割繩索解鎖、彈開分離。為驗證氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的上述重要功能特點，將建立的充氣后的氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的動力學(xué)仿真模型初始狀態(tài)設(shè)置為躺倒?fàn)顟B(tài)，初始著陸速度為零，左右氣囊初始內(nèi)壓為20 kPa，質(zhì)量特性、重力加速度與文中3.2節(jié)相同。在行星重力矩作用下氣囊緩沖著陸系統(tǒng)開始翻轉(zhuǎn)，通過動力學(xué)仿真分析見圖11(a)～圖11(c)，計算結(jié)果表明最終可自動扶正。

圖11 氣囊緩沖著落系統(tǒng)自動扶正過程Fig.11 Self-standing process of airbag buffering and landing system

為驗證氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的解鎖分離功能，將建立的氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的動力學(xué)仿真模型初始狀態(tài)設(shè)置為豎直站立狀態(tài)即初始著陸速度為零，左右氣囊初始內(nèi)壓為20 kPa，質(zhì)量特性、重力加速度與文中3.2節(jié)相同。當(dāng)氣囊緩沖著陸系統(tǒng)的構(gòu)型約束繩索被切斷時(動力學(xué)模型求解過程中通過繩索單元“死活”失效實現(xiàn))，氣囊的左右獨立囊體能在彼此的內(nèi)壓彈力作用迅速彈開，遠(yuǎn)離著陸器，確保著陸器著陸后有足夠的活動空間進(jìn)行機(jī)構(gòu)展開動作。通過動力學(xué)仿真分析見圖12(a)～圖12(d)，b狀態(tài)充氣后保持40 ms，繩索單元失效解鎖至c狀態(tài)，圖12(d)～圖12(f)動力學(xué)仿真過程可以確認(rèn)氣囊緩沖著陸系統(tǒng)在壓力作用下能可靠、有效的迅速解鎖、彈開及分離。

圖12 氣囊緩沖著落系統(tǒng)解鎖分離過程Fig.12 Separating process of airbag buffering and landing system

4 結(jié) 論

提出了一種“水滴形”新型氣囊緩沖著陸系統(tǒng)設(shè)計方案，基于初步設(shè)計方案建立了動力學(xué)模型，考慮了初始內(nèi)壓、初始著陸速度、星表地形等多種因素在緩沖著陸過程中對著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)的影響，仿真結(jié)果對緩沖著陸系統(tǒng)中的氣囊設(shè)計提供有力的理論支撐，具有重要的工程參考價值。

目前的設(shè)計方案可實現(xiàn)自動扶正、解鎖分離、自動彈開等重要功能，著陸器有效載荷的加速度響應(yīng)沖擊技術(shù)指標(biāo)滿足約束要求，說明該方案的設(shè)計方法基本合理，可作為后續(xù)開展相關(guān)地面試驗研究的基礎(chǔ)，也為我國深空探測奠定軟著陸設(shè)計技術(shù)基礎(chǔ)。

[1] BRAUN R D, MANNING R M. Mars exploration entry,descent, and landing Challenges[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2007,44(2):310-323.

[2] CRUZ J R, LINGARD J S. Aerodynamic decelerators for planetary exploration: past, present, and future[R]. AIAA 2006-6792.

[3] NICHOLAS W B，MATTHEW G D. Advanced airbag landing systems for planetary landers[R].AIAA 2005-11615.

[4] 吳偉仁，劉旺旺，蔣宇平，等. 國外月球以遠(yuǎn)深空探測的發(fā)展及啟示(上)[J].中國航天，2011(7):9-12.

WU Weiren, LIU Wangwang, JIANG Yuping，et al. The revelation from the development of foreign deep space exploration beyond moon[J]. China Spaceflight, 2011(7):9-12.

[5] 趙秋艷. 火星探路者的可膨脹氣囊著陸系統(tǒng)綜述[J].航天返回與遙感，2001，22(4):6-12.

ZHAO Qiuyan. Inflatable airbag landing system of mars pathfinder[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing，2001，22(4)：6-12.

[6] 朱恩涌，孫國江，果琳麗，等. 我國小行星探測發(fā)展思路及關(guān)鍵技術(shù)探討[J]. 航天器工程，2012，21(3)：96-100.

ZHU Enyong, SUN Guojiang, GUO Linli，et al. Study on development idea of Chinese asteroid exploration and key technologies[J]. Space Engineering, 2012，21(3)：96-100.

[7] 歐陽自遠(yuǎn)，肖福根. 火星探測的主要科學(xué)問題[J]. 航天器環(huán)境工程， 2011，28(3)：205-217.

OUYANG Ziyuan, XIAO Fugen. Major scientific issues involved in mars exploration[J]. Spacecraft Enviroment Engineering, 2011，28(3)：205-217.[8] 文桂林，樂永祥，尹漢鋒，等. 雙氣室緩沖氣囊多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化[J]. 湖南大學(xué)學(xué)報，2010,37(7)：27-31.

WEN Guilin，LE Yongxiang，YIN Hanfeng，et al. Optimal design of double-chamber airbag based on multidisciplinary design optimization technology[J]. Journal of Hunan University，2010,37(7)：27-31.

[9] 王紅巖，洪煌杰，李建陽，等．空降車緩沖氣囊系統(tǒng)特性仿真及其參數(shù)優(yōu)化方法研究[J]．兵工學(xué)報，2012，33(12):1461-1466.

WANG Hongyan，HONG Huangjie，LI Jianyang，et al．Research on simulation and optimization of cushion characteristic of airbags for airborne vehicle[J]. Acta Armamentarii, 33(12):1461-1466.

[10] 衛(wèi)劍征，譚惠豐，萬志敏，等. 緩沖氣囊展開與緩沖著陸過程的仿真分析[J].航天返回與遙感，2010，31(5)：1-8.

WEI Jianzheng，TAN Huifeng，WAN Zhimin，et al. Simulation for airbag deployment and landing process of inflatable landing vehicles[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing，2010，31(5)：1-8.

Dynamics simulation on a planetary airbag buffering and landing system

ZHANG Hua1,2， MENG Guang3,4， LIU Hanwu2， HAN Zhichao2

(1. Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanisms， Shanghai 201108，China； 2. Aerospace System Engineering in Shanghai， Shanghai 201109，China；3. Shanghai Academy of Spaceflight Technology， Shanghai 201109，China；4. State Key Laboratory of Mechanical System and Vibration, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China)

Airbag buffering and landing systems are widely used for exploring the planet, possessing the characteristics of lightweight, safety, and the excellent ability for adapting to the environment. A dynamics model was built for an airbag buffering and landing system in this work, and the whole process of charging, landing, contacting, bouncing and re-contacting was demonstrated based on contacting effect and geometric nonlinearity. The rules were obtained from the dynamics simulation on how the airbag initial pressure, initial landing-velocity, and planet ground form affected the acceleration load of important inner positions of the airbag. The characteristics validated the capabilities of the airbag buffering and landing system of self-standing and separating. Research results provide a reference and guidance for the engineering design of the airbag buffering and landing system, which may be applied to deep-space exploration.

planetary soft-landing；airbag；landing cushioning；dynamics simulation

上海市科學(xué)技術(shù)委員會資助(06DZ22105)

2015-06-30 修改稿收到日期：2015-10-01

張華 男，研究員，1977年10月生

V476

A

10.13465/j.cnki.jvs.2016.20.020