載人飛船兩種垂掛轉(zhuǎn)換方案載荷比較及分析

包進(jìn)進(jìn) 雷江利 賈賀

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載人飛船兩種垂掛轉(zhuǎn)換方案載荷比較及分析

包進(jìn)進(jìn)1,2雷江利1賈賀1

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）（2 北京市航空智能遙感裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100094）

為了對新一代載人飛船轉(zhuǎn)垂掛載荷進(jìn)行深入研究，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，文章首先建立了轉(zhuǎn)垂掛過程的動力學(xué)模型，通過與空投試驗(yàn)結(jié)果比對驗(yàn)證了模型的正確性。在此基礎(chǔ)上，針對標(biāo)稱工況、主傘阻力面積偏小工況、返回艙質(zhì)量偏大工況，計(jì)算得到無阻尼緩沖裝置和有阻尼緩沖裝置兩種轉(zhuǎn)垂掛方案對應(yīng)垂掛轉(zhuǎn)換過程中垂掛吊帶載荷及返回艙過載。結(jié)果表明：最小載荷出現(xiàn)在主傘阻力面積偏小工況下，最大載荷出現(xiàn)在返回艙質(zhì)量偏大工況下；各種工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果；載荷越大的工況阻尼緩沖裝置的緩沖效果越差。文章的建模方法和分析結(jié)果對新一代大載重載人飛船的論證有一定借鑒意義。

拉力 過載 阻尼緩沖裝置 垂掛吊帶 垂掛轉(zhuǎn)換 載人飛船

0 引言

為了降低載人飛船的著陸過載，消除對航天員的沖擊傷害，在采用降落傘減小載人飛船下降速度方案的基礎(chǔ)上，需配合采用反推發(fā)動機(jī)或著陸緩沖氣囊的方案，實(shí)現(xiàn)將載人飛船著陸過載控制在航天員可接受范圍內(nèi)。反推發(fā)動機(jī)或緩沖氣囊均布置在飛船防熱大底內(nèi)部、返回艙正下方，而降落傘吊點(diǎn)一般布局在返回艙側(cè)壁靠近頂端，在降落傘減速階段采用單點(diǎn)吊掛方式工作。為了反推發(fā)動機(jī)或緩沖氣囊更好的工作，在反推發(fā)動機(jī)或緩沖氣囊工作前，需將降落傘吊掛方式由單點(diǎn)吊掛轉(zhuǎn)換為雙點(diǎn)吊掛，使反推發(fā)動機(jī)推力或氣囊緩沖作用力盡量沿返回艙軸向方向。為此，飛船著陸過程中設(shè)置轉(zhuǎn)垂掛程序，實(shí)現(xiàn)返回艙單點(diǎn)吊掛轉(zhuǎn)為雙點(diǎn)吊掛[1]。

在飛船垂掛轉(zhuǎn)換工作過程中，將產(chǎn)生較大的載荷作用在垂掛吊帶和返回艙結(jié)構(gòu)上，隨著“神舟”飛船一期及二期飛行任務(wù)的成功，對飛船轉(zhuǎn)垂掛過程的吊帶載荷和返回艙過載已經(jīng)進(jìn)行了深入的研究，并通過地面、空投試驗(yàn)和飛行任務(wù)的驗(yàn)證，表明“神舟”飛船轉(zhuǎn)垂掛過程設(shè)計(jì)的正確性和合理性。目前，國內(nèi)外均在加緊研制功能和性能更強(qiáng)的新一代載人飛船，新一代載人飛船質(zhì)量比“神舟”飛船質(zhì)量大很多，將采用阻力面積更大的群傘進(jìn)行減速[2-4]。由于返回艙質(zhì)量增加且垂掛轉(zhuǎn)換的自由行程大，新一代載人飛船垂掛轉(zhuǎn)換過程將可能帶來更大的載荷[5]，對垂掛吊帶和返回艙的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了更高要求。

為了對新一代載人飛船轉(zhuǎn)垂掛載荷進(jìn)行深入研究，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，本文首先通過建立轉(zhuǎn)垂掛過程的動力學(xué)模型，仿真得到垂掛轉(zhuǎn)換過程中的吊帶拉力及返回艙過載。為了減小吊帶承受的拉力和返回艙過載，設(shè)計(jì)采用傳統(tǒng)的減小沖擊的鋁蜂窩阻尼緩沖裝置，通過仿真對阻尼緩沖裝置工作下的轉(zhuǎn)垂掛過程吊帶拉力和返回艙過載進(jìn)行分析。并對無阻尼緩沖裝置和有阻尼緩沖裝置兩種方案的載荷進(jìn)行比對。本文的建模方法和分析結(jié)果對新一代大載重載人飛船的論證有一定借鑒意義。

1 動力學(xué)模型及模型驗(yàn)證

1.1 基本假設(shè)

在飛船轉(zhuǎn)垂掛過程中，受力情況十分復(fù)雜，為了簡化計(jì)算過程，對計(jì)算模型進(jìn)行如下假設(shè)：

1）主降落傘和返回艙在每一瞬時的運(yùn)動都遵循同一條軌跡，且運(yùn)動方向與重力方向相同；

2）考慮重力、氣動力、傘帶拉力；

3）考慮主傘結(jié)構(gòu)質(zhì)量和附加質(zhì)量[6-7]；

4）阻尼緩沖裝置工作過程垂掛吊帶按恒定拉力計(jì)算；

5）傘帶在拉伸過程中的受力嚴(yán)格按照其材料試驗(yàn)獲得的靜態(tài)應(yīng)力—應(yīng)變曲線[8]；

6）不考慮主傘運(yùn)動過程中的扭矩。

1.2 動力學(xué)模型

本仿真所建動力學(xué)模型將主傘傘衣、主傘傘繩和主傘吊帶視為一個質(zhì)點(diǎn)，將返回艙視為一個質(zhì)點(diǎn)，將主傘傘繩、主傘吊帶和垂掛吊帶等效為一根柔性帶[9-10]，稱為傘帶。動力學(xué)模型如圖1所示。

根據(jù)圖1建立的動力學(xué)模型如下

ds/d=(s-ds)/s+n，ds/d=s（1）

dc/d=(-dc-s)/c+n，dc/d=c（2）

s=×，>0 （3）

式中為中間變量，=(sl×bl×bh×(sl+bl+bh))/(bl×bh×slsl×bh×blsl×bl×bh)，其中sl、bl、bh依次為主傘傘繩、主傘吊帶、垂掛吊帶斷裂強(qiáng)度；為傘帶總伸長率，(sl+bl+bh-(sl+bl+bh))/(sl+bl+bh)，其中sl、bl、bh依次為主傘傘繩、主傘吊帶、垂掛吊帶未變形前原長，sl、bl、bh依次為物傘系統(tǒng)運(yùn)動過程中主傘傘繩、主傘吊帶、垂掛吊帶伸長后實(shí)際長度。

圖1 動力學(xué)模型

在上述動力學(xué)模型基礎(chǔ)上，考慮阻尼緩沖裝置的動力學(xué)模型應(yīng)為：在上述動力學(xué)模型基礎(chǔ)上，將垂掛轉(zhuǎn)換過程分為兩個階段，第一個階段為單點(diǎn)吊掛轉(zhuǎn)為雙點(diǎn)吊掛階段，實(shí)際仿真過程中在此階段考慮垂掛吊帶拉脫防熱層階段（拉防熱層階段認(rèn)為傘帶拉力為定值，s取定值，即取為防熱層拉脫力）；第二個階段為阻尼緩沖裝置工作階段，此階段認(rèn)為傘帶的拉力為定值，s取定值，即取為阻尼緩沖裝置的壓潰力。

1.3 模型驗(yàn)證

為了驗(yàn)證動力學(xué)模型的正確性，利用“神舟”飛船空投試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果進(jìn)行比對，具體仿真結(jié)果如圖2所示，試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示。

通過圖2可以看出，垂掛吊帶最大拉力仿真結(jié)果為62kN，穩(wěn)降階段拉力約為18kN，拉力變化周期約為1s。通過圖3可以看出，此次空投試驗(yàn)垂掛吊帶最大拉力約為60kN，穩(wěn)降階段的拉力約為18kN，拉力變化周期約為1s。仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，因此認(rèn)為仿真結(jié)果可信。

由于本仿真不考慮垂掛轉(zhuǎn)換過程中的艙的擺動，因此仿真結(jié)果較試驗(yàn)結(jié)果更早趨于穩(wěn)定。

圖2 仿真結(jié)果

圖3 試驗(yàn)結(jié)果

2 兩種垂掛轉(zhuǎn)換方案載荷比較與分析

由于傳統(tǒng)的降低沖擊的緩沖裝置為鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，因此本文研究無阻尼緩沖裝置和采用鋁蜂窩結(jié)構(gòu)的有阻尼緩沖裝置兩種方案對應(yīng)的吊帶載荷及返回艙過載。兩種方案具體連接形式如圖4和圖5所示。

新一代大載重載人飛船回收著陸過程中涉及多種工況，為了全面考察兩種轉(zhuǎn)垂掛方案在各工況下的工作性能，本文針對標(biāo)稱工況、主傘阻力面積偏小工況、返回艙質(zhì)量偏大工況，分別對兩種轉(zhuǎn)垂掛方案下的吊帶載荷及返回艙過載進(jìn)行仿真計(jì)算。

2.1 標(biāo)稱工況

標(biāo)稱工況下，兩種轉(zhuǎn)垂掛方案下的吊帶載荷及返回艙過載仿真結(jié)果如圖6~圖9所示。

圖4 無阻尼緩沖裝置方案示意圖

圖5 有阻尼緩沖裝置方案示意圖

圖6 無阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖7 有阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖8 無阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

圖9 有阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

根據(jù)圖6、圖8可以看出，無阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為167.39kN，返回艙最大過載為2.754 9n。根據(jù)圖7、圖9可以看出，有阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為150kN，返回艙最大過載為2.468 7n。

上述仿真結(jié)果表明：標(biāo)稱工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果。

2.2 主傘阻力面積偏小工況

主傘阻力面積偏小工況下，兩種轉(zhuǎn)垂掛方案下的吊帶載荷及返回艙過載仿真結(jié)果如圖10~圖13所示。

根據(jù)圖10、圖12可以看出，無阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為158.88kN，返回艙最大過載為2.614 9n。根據(jù)圖11、圖13可以看出，有阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為142.65kN，返回艙最大過載為2.347 8n。

上述仿真結(jié)果表明：主傘阻力面積偏小工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果。

2.3 返回艙質(zhì)量偏大工況

返回艙質(zhì)量偏大工況下，兩種轉(zhuǎn)垂掛方案下的吊帶載荷及返回艙過載仿真結(jié)果如圖14~圖17所示。

圖10 無阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖11 有阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖12 有阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

圖13 無阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

圖14 無阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖15 有阻尼緩沖裝置方案吊帶拉力

圖16 無阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

圖17 有阻尼緩沖裝置方案返回艙過載

根據(jù)圖14、圖16可以看出，無阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為187.03kN，返回艙最大過載為2.650 7n。根據(jù)圖15、圖17可以看出，有阻尼緩沖裝置的轉(zhuǎn)垂掛方案中兩根垂掛吊帶的拉力合力（沿返回艙軸線）最大值為174.76kN，返回艙最大過載為2.476 7n。

上述仿真結(jié)果表明：返回艙質(zhì)量偏大工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果。

2.4 兩種方案比較分析

根據(jù)2.1~2.3節(jié)仿真結(jié)果，比較兩種方案的垂掛轉(zhuǎn)換過程載荷如表1所示。

表1 兩種方案對應(yīng)載荷比較

Tab.1 Load comparison of two schemes

通過表1可以看出：

1）主傘阻力面積偏小工況下，垂掛轉(zhuǎn)換過程中垂掛吊帶的拉力和返回艙過載與其他兩種工作模式比較最??；返回艙質(zhì)量偏大工況下，垂掛轉(zhuǎn)換過程中垂掛吊帶的拉力和返回艙過載與其他兩種工作模式比較最大；

2）各種工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果，加阻尼緩沖裝置降低載荷百分比在6.6%~10.39%之間；

3）由于緩沖行程不變，使得載荷越大的工況下阻尼緩沖裝置的緩沖效果越差。

3 結(jié)束語

本文針對標(biāo)稱工況、主傘阻力面積偏小工況、返回艙質(zhì)量偏大工況，研究了無阻尼緩沖裝置和有阻尼緩沖裝置兩種轉(zhuǎn)垂掛方案對應(yīng)垂掛轉(zhuǎn)換過程中垂掛吊帶載荷及返回艙過載。通過分析仿真結(jié)果得出以下結(jié)論：

1）最小載荷出現(xiàn)在主傘阻力面積偏小工況下，最大載荷出現(xiàn)在返回艙質(zhì)量偏大工況下；

2）各種工況下，阻尼緩沖裝置對降低垂掛轉(zhuǎn)換過程中的過載能起到一定的效果，為了提高緩沖效率，后續(xù)需要對緩沖行程和蜂窩性能進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)；

3）載荷越大的工況阻尼緩沖裝置的緩沖效果越差。

由于轉(zhuǎn)垂掛過程時間較短，本文的建模過程未考慮返回艙姿態(tài)的變化，為了更深入的對新一代載人飛船垂掛轉(zhuǎn)換過程載荷進(jìn)行系統(tǒng)研究，后續(xù)需要開展考慮返回艙姿態(tài)的垂掛轉(zhuǎn)換過程仿真工作。

[1] 童旭東, 李惠康, 葛玉君, 等. 神舟號載人飛船回收著陸分系統(tǒng)設(shè)計(jì)與性能評估[J]. 航天返回與遙感, 2004, 25(3): 1-5. TONG Xudong, LI Huikang, GE Yujun, et al. Design and Performance Evaluation of ‘SZ’ Manned Spacecraft Recovery and Landing System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2004, 25(3): 1-5. (in Chinese)

[2] 楊雷, 張柏楠, 郭斌, 等. 新一代多用途載人飛船概念研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(3): 703-713.YANG Lei, ZHANG Bainan, GUO Bin, et al. Concept Definition of New-generation Multi-purpose Manned Spacecraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(3): 703-713. (in Chinese)

[3] 陳怡, 閆大慶. 國外新一代載人飛船研制概況[J]. 中國航天, 2015, (10): 18-23. CHEN Yi, YAN Daqing. Overview of New Generation of Manned Spacecraft[J]. Aerospace China, 2015, (10): 18-23. (in Chinese)

[4] 龐之浩. 美國研制中的幾種載人天地往返系統(tǒng)[J]. 國際航空, 2014, (7): 31-37. PANG Zhihao. U.S. Manned Spacecraft Developing in Progress[J]. International Aviation, 2014, (7): 31-37. (in Chinese)

[5] 張家琦, 馬逵. 一種特殊用途垂掛吊索鋼絲繩的研發(fā)試制[J]. 熱加工工藝, 2011, 40(18): 8-10.ZHANG Jiaqi, MA Kui. Research Development and Pre-production of Wire Rope of Hang Down Suspender with Special Use[J]. Hot Working Technology, 2011, 40(18): 8-10. (in Chinese)

[6] 黃偉. 降落傘附加質(zhì)量的計(jì)算方法[J]. 航天返回與遙感, 2016, 37(2): 42-50. HUANG Wei. Calculation Methods of Added Mass of Parachute[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(2): 42-50. (in Chinese)

[7] 熊菁, 秦小波, 程文科. 降落傘系統(tǒng)附加質(zhì)量的研究[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2002, 22(4): 32-38. XIONG Jing, QIN Xiaobo, CHENG Wenke. The Added Mass Research in Parachute System[J]. Chinese Space Science and Technology, 2002, 22(4): 32-38. (in Chinese)

[8] 林斌. 降落傘傘包載荷分析計(jì)算[J]. 航天返回與遙感, 2005, 26(1): 14-17. LIN Bin. Load Analysis for Parachute Bag[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2005, 26(1): 14-17. (in Chinese)

[9] 王利榮. 降落傘理論與應(yīng)用[M]. 宇航出版社, 1997: 318-319. WANG Lirong. Parachute Theory and Application[M]. China Astronautic Publishing House, 1997: 318-319. (in Chinese)

[10] EWING E G, BIXBY H W. 回收系統(tǒng)設(shè)計(jì)指南[M]. 吳天爵, 馬宏偉, 譯. 航空工業(yè)出版社, 1988: 225-242. EWING E G, BIXBY H W. Recovery Systems Design Guide[M]. Translated by: WU Tianjue, MA Hongwei. Aviation Industry Press, 1988: 225-242. (in Chinese)

[11] GREENE G C, PREISSER J S. Effect of Suspension Line Elasticity on Parachute Loads[J]. Journal of Spacecraft & Rockets, 1970, 7(10): 1278-1280.

[12] MOULIN J. Recovery System Simulation: Link Modelization[C]//AIAA 12thAerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Lodon, United Kingdom, 1993: 296-304.

[13] 余莉, 史獻(xiàn)林, 袁文明. 牽頂傘在降落傘拉直過程中的作用[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 41(2): 198-201. YU Li, SHI Xianlin, YUAN Wenming. Effects of Parachute Deployment Using Attached Apex Drogue[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2009, 41(2): 198-201. (in Chinese)

[14] 王從磊, 孫建紅, 喻東明. 阻力傘拉直過程的影響因素分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 45(2): 196-201. WANG Conglei, SUN Jianhong, YU Dongming. Analysis of Effect Factors on Deployment of Drag Parachute[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(2): 196-201. (in Chinese)

[15] 魯媛媛, 榮偉, 吳世通. 火星環(huán)境下降落傘拉直過程的動力學(xué)建模[J]. 航天返回與遙感, 2014, 35(1): 29-36.LU Yuanyuan, RONG Wei, WU Shitong. Dynamic Modeling of Parachute Deployment in Mars Environment[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(1): 29-36. (in Chinese)

[16] 張青斌, 彭勇, 程文科, 等. 降落傘拉直過程的質(zhì)量阻尼彈簧模型[J]. 彈道學(xué)報(bào), 2003, 15(1): 31-36. ZHANG Qingbin, PENG Yong, CHENG Wenke, et al. A Mass Spring Damper Model of Parachute Deployment[J]. Journal of Ballistics, 2003, 15(1): 31-36. (in Chinese)

[17] 宋旭民, 秦子增, 程文科, 等. 具有倒“Y”型吊掛的降落傘系統(tǒng)動力學(xué)建模[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2005, 27(5): 103-106. SONG Xumin, QIN Zizeng, CHENG Wenke, et al. The Dynamic Model of a Parachute System with the Inverted ‘Y’ Suspension[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2005, 27(5): 103-106. (in Chinese)

[18] 張青斌, 程文科, 彭勇, 等. 降落傘拉直過程的多剛體模型[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2003, 23(2): 45-50. ZHANG Qingbin, CHENG Wenke, PENG Yong, et al. A Multi-rigid-body Model of Parachute Deployment[J]. Chinese Space Science and Technology, 2003, 23(2): 45-50. (in Chinese)

（編輯：龐冰）

Load Comparison and Analysis of Two Kinds of Suspension Conversion Schemes for Manned Spacecraft

BAO Jinjin1,2LEI Jiangli1JIA He1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Engineering Technology Research Center of Aerial Intelligent Remote Sensing Equipments, Beijing 100094, China）

In order to study suspension conversion load and optimize structure design for new generation manned spacecraft, the dynamic model of suspension conversion process is established in this paper, simulation model is confirmed by comparing airdrop test data. In normal working mode, reducing main parachute area mode, increasing capsule weight mode, hanging rope tension and capsule overload of suspension conversion process is obtained by hanging rope and hanging rope with buffer. Results show that minimum load occurs in reducing main parachute area mode, maximum load appears in increasing capsule weight mode, the damping buffer device has certain effect on reducing the load in all of modes. The load is larger, the buffer effect is worse. The results of this paper have certain reference significance for the demonstration of the new generation manned spacecraft.

tension; overload; buffer; hanging rope; suspension conversion; manned spacecraft

V423.5

A

1009-8518(2018)01-0028-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.01.004

包進(jìn)進(jìn)，女，1984年生，2011年獲中國空間技術(shù)研究院飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)碩士學(xué)位，工程師。研究方向?yàn)楹教炱鞣祷嘏c著陸技術(shù)。E-mail：bjj0524@163.com。

2016-12-26

國家重大科技專項(xiàng)工程