臨近空間載人艙著陸動力學(xué)及影響因素分析

岳　帥，聶　宏，張　明，魏小輝，甘盛勇

(1. 南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016； 2. 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016)

0　引　言

由于科技進(jìn)步的推動，臨近空間飛行器越來越引起世界各國的廣泛關(guān)注[1]。近年來，隨著臨近空間商業(yè)用途概念的提出，臨近空間載人艙被廣泛研究。臨近空間載人艙是用來搭載乘客前往臨近空間進(jìn)行旅游觀光的飛行器，通常由氦氣球系統(tǒng)攜帶飛行到達(dá)20至40 km的臨近空間，幫助乘客體驗(yàn)超乎想象的近太空風(fēng)光[2]。在艙體的回收過程中，著陸是其中的最后一步，同時也是決定回收成功與否的關(guān)鍵所在。美國Worldview公司設(shè)計的臨近空間載人艙在返回時切斷氦氣球，并通過翼傘加著陸支腿的方式實(shí)現(xiàn)回收，該方案已進(jìn)行部分試驗(yàn)驗(yàn)證。國內(nèi)的“旅行者”號載人艙在正常情況下控制氦氣球排氣下降返回，在氦氣球故障的應(yīng)急情況下通過降落傘系統(tǒng)控制下降，并最終依靠著陸緩沖系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)回收[2]。鑒于載人艙著陸工況的不確定性以及著陸系統(tǒng)可多次重復(fù)使用的要求，研究設(shè)計一套可重復(fù)使用，并能滿足多工況著陸下過載及穩(wěn)定性要求的著陸緩沖系統(tǒng)變得尤為重要。

目前國內(nèi)外對于臨近空間載人艙的研究還處于方案論證或試驗(yàn)階段，對于艙體著陸動力學(xué)的研究更是鮮見報端，因而可參考對于深空探測著陸器以及垂直降落運(yùn)載器著陸動力學(xué)方面的研究成果。有學(xué)者對基于鋁蜂窩為緩沖材料的“懸臂梁”式構(gòu)型著陸器著陸過程進(jìn)行了多自由度動力學(xué)建模[3-4]及優(yōu)化分析[5]，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證動力學(xué)模型[6]，在此基礎(chǔ)上研究不同著陸條件對著陸性能的影響[7]以及故障模式下的著陸性能[8]，有學(xué)者對金屬結(jié)構(gòu)變形緩沖方式下探測器的著陸性能進(jìn)行了研究[9],上述研究工作主要針對的是不可重復(fù)使用緩沖器，且在不對稱著陸工況下著陸器主體無法恢復(fù)到水平位置。有學(xué)者對基于油液阻尼器的“倒三角”式構(gòu)型著陸器進(jìn)行了建模與研究[10]，但此構(gòu)型在足墊與地面無法相對滑移時油液阻尼器將無法提供緩沖作用，因此無法適應(yīng)足墊與地面摩擦系數(shù)過大的情況。有學(xué)者對磁流變液緩沖器運(yùn)用在著陸器上的可行性進(jìn)行了研究，并對著陸過程進(jìn)行了建模分析[11-12]，盡管磁流變液緩沖器具有工作溫度范圍寬、體積小、質(zhì)量小以及可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，但是該緩沖器還處于實(shí)驗(yàn)室研究階段，沒有投入實(shí)際使用[9]。

鑒于此，本文提出一種可重復(fù)使用的新型著陸緩沖系統(tǒng)，以雙腔緩沖器作為主緩沖支柱，單腔緩沖器作為輔助緩沖支柱。隨后將艙體動力學(xué)模型，主、輔緩沖器模型以及足墊與地面接觸力模型相結(jié)合建立了聯(lián)合仿真模型。對聯(lián)合仿真模型進(jìn)行動力學(xué)分析并與單腿沖擊試驗(yàn)作對比驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，重點(diǎn)研究三個著陸初始條件對于艙體著陸性能的影響。研究結(jié)果表明在艙體不同的著陸工況下此緩沖系統(tǒng)均具有良好的緩沖性能以及著陸穩(wěn)定性。

1　臨近空間載人艙軟著陸動力學(xué)建模

1.1　臨近空間載人艙著陸機(jī)構(gòu)方案

根據(jù)我國臨近空間載人艙的工程需要，考慮到臨近空間載人艙在草原地表著陸，著陸環(huán)境及初始著陸條件均具有一定的不確定性，提出以下初始著陸條件假設(shè)：

(1)在正常著陸情況下，載人艙通過控制氦氣球排氣下降返回，垂向返回速度最大值取為4 m/s。在氦氣球故障的應(yīng)急情況下，載人艙通過降落傘系統(tǒng)控制下降，垂向返回速度取為7 m/s。

(2)充分考慮風(fēng)速及降落傘拉力作用的影響，將艙體水平著陸極限速度選為3 m/s。

(3)在姿控系統(tǒng)調(diào)節(jié)下，艙體都以2-2式著陸模式著陸。

(4)艙體在2-2著陸模式下的最大著陸俯仰角取15度，且本文中所指的著陸俯仰角都是在2-2著陸模型下定義。

綜合著陸條件，將緩沖系統(tǒng)主支柱選為自適應(yīng)雙腔緩沖器，將輔助支柱選為單腔定油孔緩沖器。艙體著陸緩沖機(jī)構(gòu)構(gòu)型方案如圖1所示。

圖1　著陸緩沖機(jī)構(gòu)構(gòu)型方案Fig.1　Schema of landing strut mechanism

每條著陸支柱由一條主緩沖支柱、兩條輔助緩沖支柱、連接器、足墊組成，主、輔支柱在緩沖過程中僅受軸向力作用，支柱頂端與艙體通過向心關(guān)節(jié)軸承連接，主支柱底端與連接器鉸接，輔助支柱底端與連接器通過向心關(guān)節(jié)軸承連接，連接器底端與足墊通過球鉸連接。4條著陸支腿均勻周向分布于艙體底部，著陸時通過主、輔支柱內(nèi)油氣式緩沖器的壓縮來吸收艙體的水平及豎直方向的著陸能量。足墊一般具有較大面積，以增大與著陸地表的接觸面積，有效減少接觸壓力。

1.2　緩沖系統(tǒng)動力學(xué)模型

在對載人艙著陸緩沖系統(tǒng)建立動力學(xué)模型時，需要將主支柱與輔助支柱的緩沖力分別進(jìn)行分析。

1.2.1主支柱緩沖力模型

主支柱緩沖器采用圖2所示的雙氣腔雙油腔式緩沖器[13]。緩沖器分為上、下油腔，上、下組油孔以及高、低氣壓腔，其中上組油孔的中心孔采用基于彈簧的自適應(yīng)阻尼孔形式，如圖3所示，它的主要特點(diǎn)是中心油孔面積根據(jù)上油腔與低氣壓腔之間的壓力差以及調(diào)節(jié)彈簧的剛度自動確定的，下組油孔只有在艙體具有較大初始著陸速度時才起作用。這種自適應(yīng)緩沖器可在艙體正常著陸時具有較高的緩沖效率，又能在艙體大俯仰角、高著陸速度著陸時有效降低艙體過載以及提高著陸穩(wěn)定性。

圖2　雙腔緩沖器構(gòu)型方案Fig.2　Schema of double chamber damper

基于此構(gòu)型，得出主緩沖器軸向力Fp的表達(dá)式為：

(1)

(2)

圖3　自適應(yīng)阻尼孔構(gòu)型方案Fig.3　Schema of self-adaptive orifice

(3)

(4)

式中：Soc0為無調(diào)節(jié)油針時中心油孔面積；Fp為彈簧預(yù)緊力；kp為彈簧剛度系數(shù)；其他參數(shù)的定義參見圖3。

(5)

式中：μm為O型圈與外筒的摩擦系數(shù)；Dm為O型圈外徑；Wm為O型圈截面直徑；Em為O型圈材料彈性模量；υm為材料泊松比；em為O型圈預(yù)壓縮量。

(6)

式中：Kl為活塞桿受到的結(jié)構(gòu)限制剛度；lpmax為緩沖器的最大壓縮行程。

對擋板進(jìn)行受力分析可得：

(7)

(8)

1.2.2輔助支柱緩沖力模型

輔助支柱結(jié)構(gòu)主要包含單氣腔緩沖器與連接桿。其中單氣腔緩沖器結(jié)構(gòu)如圖4所示，緩沖器中油腔與氣腔通過浮動活塞隔開，保證氣腔始終位于上部。

圖4　輔助緩沖器構(gòu)型方案Fig.4　Schema of secondary damper

輔助支柱主要用于消耗艙體水平方向的著陸能量以及使得緩沖系統(tǒng)在地面摩擦系數(shù)過大導(dǎo)致足墊無法滑移的情況下依然能夠具有緩沖能力。

輔助支柱軸向力Fs的表達(dá)式為：

(9)

他在1961年提出了自己的想法，后來將它們匯編成一系列報告。還有另外一位英國科學(xué)家差不多在同一時間得出了類似的結(jié)論，他稱之為“分組交換”技術(shù)。數(shù)年之后，美國國防部高級研究計劃署將他們的想法付諸行動，建立了一個早期網(wǎng)絡(luò)，并稱之為阿帕網(wǎng)（ARPANET）。阿帕網(wǎng)后來逐漸演變成為我們今天的互聯(lián)網(wǎng)，它是互聯(lián)網(wǎng)的前身。它的基本架構(gòu)仍然依賴于可為信息包找到最快路由的分布式網(wǎng)絡(luò)思想。

1.3　足墊與土壤接觸力模型

土壤在垂向靜態(tài)載荷的作用下發(fā)生的垂直沉陷量主要包含兩部分，分別為彈性沉陷量與塑性沉陷量[15]。如圖5所示，在土壤的重復(fù)加載過程中，不同載荷狀態(tài)對應(yīng)著不同的承壓-沉陷曲線。同時由于土壤在沖擊載荷下的動強(qiáng)度大于靜強(qiáng)度，參照以往研究[16]，取土壤的動態(tài)承壓力為靜態(tài)承壓力的2倍。

圖5　土壤承壓特性曲線Fig.5　The pressure of loam under loading

基于此，考慮足墊與土壤可能會發(fā)生多次接觸，得出足墊與土壤的法向接觸力模型如下：

a.當(dāng)足墊與土壤第一次發(fā)生相互滲透時(曲線OA段)，土壤垂向力服從Bekker模型[17]：

(10)

式中：η為動態(tài)承壓系數(shù)，取為2；Kc，Kφ為土壤滲透系數(shù)；SF，R分別為足墊的面積及半徑；n為滲透指數(shù)；δ為足墊在土壤中穿透量。

b.當(dāng)足墊離開土壤時(曲線AB段)，垂向力遵循Wong模型：

(11)

式中：Ku為線段AB斜率的均值；Fu為足墊離開土壤前受到的垂向力；δmax為足墊離開土壤前的穿透量；K0，Au為土壤的材料系數(shù)。

c.當(dāng)足墊與土壤再次發(fā)生滲透時(曲線BAC段)，如果Fn≤Fu，則足墊所受垂向力取式(11)；否則垂向力采用式(10)。此后足墊與土壤再次分離時(曲線DC段)重復(fù)以上步驟計算垂向力。

足墊與土壤的切向摩擦力以庫倫摩擦模型為基礎(chǔ)[18]，在考慮土壤穿透量對摩擦系數(shù)影響的基礎(chǔ)上，對動摩擦系數(shù)μdm進(jìn)行修正：

μdm=μδ·δeμ+μd0

(12)

式中：μδ為穿透深度系數(shù)；eμ穿透深度的指數(shù)系數(shù)；μd0為常摩擦系數(shù)。

論文采用沙壤土模型[17]，各參數(shù)取值如表1所示。

表1　土壤模型參數(shù)Table 1　The parameter of loam model

2　著陸沖擊仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1　著陸沖擊仿真模型

在動力學(xué)軟件ADAMS中建立艙體著陸沖擊模型，在保證機(jī)構(gòu)質(zhì)量及慣性矩的前提下，簡化各部件模型，并施加艙體初始著陸條件。

圖6　艙體動力學(xué)模型Fig.6　Dynamic model of capsule

如圖6所示，虛擬樣機(jī)模型中主要包含艙體主體、著陸緩沖機(jī)構(gòu)以及地面。表2中列出了艙體各主要部件及其重量特征。

基于對主、輔支柱的軸向力分析及相應(yīng)數(shù)學(xué)模型推導(dǎo)，在AMESim軟件中建立了著陸緩沖系統(tǒng)的仿真模型，并與ADAMS中建立的動力學(xué)模型進(jìn)行聯(lián)合仿真。

表2　艙體各部件結(jié)構(gòu)重量Table 2　Weight of each component of capsule

圖7　土壤接觸力計算流程Fig.7　Working flow of loam contact force calculation

由于在ADAMS中利用其自帶函數(shù)表達(dá)土壤垂向承壓特性較為復(fù)雜，因此，本文通過編寫vfosub子程序來模擬足墊與土壤間的接觸力。子程序在仿真中的每一個積分步內(nèi)記錄當(dāng)前土壤壓縮變形量最大值，并以此值作為判斷土壤垂向承壓曲線選取的依據(jù)。子程序計算流程如圖7所示。

最終建立的整個著陸沖擊聯(lián)合仿真模型示意圖如圖8所示。

圖8　著陸沖擊聯(lián)合仿真示意圖Fig.8　Schema of co-simulation for landing

2.2　著陸沖擊試驗(yàn)

對艙體著陸系統(tǒng)進(jìn)行單腿著陸沖擊試驗(yàn)，以驗(yàn)證主、輔支柱的緩沖性能以及建立的動力學(xué)模型正確性。為便于對比分析，建立了單腿著陸沖擊仿真模型，如圖9所示，設(shè)定艙體只具有垂直方向的自由度。

圖9　單腿著陸仿真模型Fig.9　Simulation model of single leg touchdown

圖10　單腿著陸試驗(yàn)Fig.10　Experiment of single leg touchdown

如圖10可知，試驗(yàn)系統(tǒng)包含臺架、吊籃、提升釋放系統(tǒng)、三維測力平臺系統(tǒng)以及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。試驗(yàn)時的初始著陸質(zhì)量為750 Kg，臺架初始下沉速度為4 m/s,支腿初始俯仰角為15度。試驗(yàn)中著陸俯仰角選為15度是因?yàn)樵诖烁┭鼋窍轮?、輔支柱都會產(chǎn)生較大的壓縮行程，進(jìn)而便于與仿真工況對比分析主、輔支柱的緩沖情況。為對著陸沖擊過程中足墊與土壤接觸力進(jìn)行測量，論文中通過由六個拉壓力傳感器組成的三維測力平臺來采集足墊與土壤之間的垂向載荷和切向載荷，三維測力平臺上面是裝有沙壤土的鐵盒，用以模擬真實(shí)的著陸地表。

2.3　仿真與試驗(yàn)結(jié)果對比及分析

由圖11可知，試驗(yàn)測得的主支柱受力曲線與仿真中測得的主支柱受力曲線基于相同，在0.107 s足墊觸地時仿真的主支柱受沖擊載荷為37748.9 N，與試驗(yàn)中的沖擊載荷值相差3.51%，在0.171 s后，主支柱開始反彈，主支柱受力隨之劇烈下降。由圖12及13可知，試驗(yàn)與仿真的主支柱最大壓縮行程的誤差為0.31%，輔助支柱最大壓縮行程試驗(yàn)與仿真值的誤差為2.44%，試驗(yàn)時主、輔支柱行程測量值都存在小幅振動，其原因主要在于測量行程所用的拉線式位移傳感器在著陸時會產(chǎn)生振動。足墊與土壤垂向接觸力與切向摩擦力的試驗(yàn)仿真對比如圖14所示，由圖可知，試驗(yàn)與仿真的接觸力曲線趨勢基本一致，在觸地瞬間，試驗(yàn)與仿真的垂向接觸力峰值分別為-124153.3 N及-139472.0 N，切向摩擦力峰值分別為44399.8 N及48821.7 N，隨后垂向接觸力與切向摩擦力試驗(yàn)曲線都存在不同程度的振動，這主要是由三維測力平臺的柔性變形以及六個拉壓傳感器與測力平臺之間的連接間隙造成。綜合以上試驗(yàn)與仿真的對比分析，本文建立的著陸沖擊仿真模型是合理有效的。

圖11　主支柱力對比Fig.11　Primary-strut force comparison

圖12　主支柱行程對比Fig.12　Primary strut stroke comparison

圖13　輔助支柱行程對比Fig.13　Auxiliary strut stroke comparison

圖14　足墊與土壤接觸力對比Fig.14　Contact force comparison

3　關(guān)鍵因素對著陸性能影響分析

在建立的臨近空間載人艙著陸動力學(xué)仿真模型基礎(chǔ)上，分別研究艙體水平著陸速度、著陸俯仰角以及地面摩擦系數(shù)等關(guān)鍵因素對于艙體著陸性能的影響，分析工況為2-2式對稱著陸工況。

論文使用翻倒距離來判定艙體著陸穩(wěn)定性[19]，定義為艙體著陸過程中運(yùn)載器質(zhì)心到通過鄰近兩足墊質(zhì)心點(diǎn)連線，并平行于重心線的平面的距離最小值。如圖15所示，對著陸支腿進(jìn)行編號，以便進(jìn)行著陸性能分析。

圖15　載人艙俯視圖Fig.15　Top view of the manned capsule

3.1　水平著陸速度的影響

本節(jié)的分析工況為豎直著陸速度7 m/s，艙體著陸俯仰角0度，地面傾角0度，地面常摩擦系數(shù)μd0為0.55，重力加速度9.8 m/s2，此外分別選取水平著陸速度為0 m/s，1.5 m/s和3 m/s三種情況進(jìn)行對比分析。

表3　不同水平速度下著陸響應(yīng)Table 3　Landing response with different horizontal velocity

三種情況下的主支柱、輔助支柱最大行程以及艙體的翻倒距離如表3所示。隨著著陸水平速度的增加，1號主支柱行程由339.4 mm增大為426.9 mm，4號主支柱行程由339.4 mm減小到293.1 mm，輔助支柱5、6、11號的緩沖行程都有增加，而12號輔助支柱行程有小幅減小。由此可得，水平速度增加帶來的增大的著陸能量主要由1(2)號主支柱以及5(8)、11(10)號輔助支柱吸收。艙體翻倒距離隨著水平速度的增加而減小，由此說明水平速度的增大會降低艙體的著陸穩(wěn)定性能。

圖16　艙體豎直過載Fig.16　Vertical overload of capsule

圖17　艙體水平過載Fig.17　Horizontal overload of capsule

水平速度/(m·s-1)主支柱最大壓力/N輔助支柱最大壓力/N輔助支柱最大拉力/N062135．435886．717956．61．567177．1(1號)52358．8(5號)44151．3(6號)390713．8(1號)58622．4(5號)45218．4(12號)

圖16-17分別是艙體在三種著陸情況下的豎直過載及水平過載。由圖可知，水平速度對于艙體在豎直方向上的過載影響不大。艙體水平方向過載絕對值隨著水平速度的增加有較大增加，并且在水平速度3 m/s情況下水平過載分別在0.117 s，0.159 s以及0.237 s處出現(xiàn)了三個波谷(-2.73，-2.55，-2.41)，分別對應(yīng)了由艙體觸地瞬時沖擊引起的過載谷值。表4顯示了不同水平速度下主輔支柱軸向力最值對比，由表可知，隨著水平速度增加，1號主支柱、5號輔助支柱的壓力值以及6號、12號輔助支柱的拉力值都大幅增加。

3.2　著陸俯仰角的影響

本節(jié)的分析工況為豎直著陸速度7 m/s，水平著陸速度3 m/s，地面傾角0度，地面常摩擦系數(shù)μd0為0.55，重力加速度9.8 m/s2，此外分別選取俯仰角度為0度，7.5度和15度三種情況來進(jìn)行對比分析。

表5　不同著陸俯仰角下著陸響應(yīng)Table 5　Landing response with different angle

三種情況下的主支柱、輔助支柱最大行程以及艙體翻倒距離如表5所示。隨著艙體著陸俯仰角增大，1號，4號主支柱行程分別由426.9 mm及293.1 mm大幅減小到337.6 mm及161.7 mm，先觸地的5號，6號輔助支柱行程分別由47.7 mm及7.8mm增大到404.7 mm及16.2 mm，而后觸地的11號，12號輔助支柱行程分別由49.1 mm及0.7 mm小幅減小到32.4 mm及0.2 mm，這是因?yàn)橹懜┭鼋堑淖兓淖兞酥鹊膫髁β窂?，使得沖擊力更多傳到先觸地的輔助支柱中，使其吸收的能量顯著增加。此外，艙體翻倒距離隨著著陸俯仰角的增加而劇烈減小。

圖18　艙體豎直過載Fig.18　Vertical overload of capsule

圖19　艙體水平過載Fig.19　Horizontal overload of capsule

著陸俯仰角/(°)主支柱最大壓力/N輔助支柱最大壓力/N輔助支柱最大拉力/N090713．8(1號)58622．4(5號)45218．4(12號)7．581890．7(1號)80505．7(5號)57154．5(12號)1561526．8(1號)87028．5(5號)88197．7(6號)

圖18～19分別是艙體在三種著陸情況下的豎直過載以及水平過載。由圖可知，隨著著陸俯仰角增大，著陸支腿觸地瞬時引起的沖擊過載峰值有較大變化，其中豎直過載由0度俯仰角時的10.96減小到15度時的6.68，水平過載極值由0度時的-2.72減小到15度時的-5.41，這主要是因?yàn)殡S著著陸俯仰角增加，艙體上僅有兩條著陸支腿在初始時刻觸地，同時著陸沖擊載荷更多地通過輔助支柱傳遞到水平方向。表6顯示了不同著陸俯仰角下主輔支柱軸向力最大值對比，由表可知，隨著著陸俯仰角增加，1號主支柱的壓力值減小，5號輔助支柱壓力值以及6號、12號輔助支柱的拉力值都大幅增加，且具有最大拉力值的輔助支柱由12號變?yōu)?號。

3.3　地面摩擦系數(shù)的影響

本節(jié)的分析工況為豎直著陸速度7 m/s，水平著陸速度3 m/s，艙體著陸俯仰角0度，地面傾角0度，重力加速度9.8 m/s2，此外分別選取地面的常摩擦系數(shù)μd0為0.2，0.55和0.9三種情況進(jìn)行對比分析。

表7　不同地面常摩擦系數(shù)下著陸響應(yīng)Table 7　Landing response with different ground constant friction coefficient

三種情況下的主支柱、輔助支柱最大行程以及艙體的翻倒距離如表7所示。隨著地面常摩擦系數(shù)由0.2增加到0.9，1號，4號主支柱行程減小，導(dǎo)致吸收能量變少，輔助支柱吸收能量普遍增大，這是因?yàn)榈孛婺Σ料禂?shù)的增加使得足墊無法與地面進(jìn)行相對滑移。同時，由于無法通過足墊滑動摩擦消耗一部分水平著陸能量，使得艙體翻倒距離由常摩擦系數(shù)0.2時的1672.5 mm減小為常摩擦系數(shù)0.9時的1501.8 mm。

圖20　艙體豎直過載Fig.20　Vertical overload of capsule

圖21　艙體水平過載Fig.21　Horizontal overload of capsule

常摩擦系數(shù)主支柱最大壓力/N輔助支柱最大壓力/N輔助支柱最大拉力/N0．270011．9(1號)56411．9(6號)33774．2(12號)0．5590713．8(1號)58622．4(5號)45218．4(12號)0．992699．9(1號)75187．4(5號)45273．3(6號)

圖20～21分別是艙體在三種著陸情況下的豎直過載以及水平過載。由圖可知，隨著地面摩擦系數(shù)的增大，艙體豎直方向的過載峰值由9.54增大到12.45。艙體水平過載絕對值隨著地面摩擦系數(shù)的增大也相應(yīng)增加，由常摩擦系數(shù)0.2時的峰值2.11增加到4.44，艙體過載的增加主要是由輔助支柱受載變大引起。表8顯示了不同常摩擦系數(shù)下主輔支柱軸向力最值對比，由表可知，隨著地面常摩擦系數(shù)的增加，1號主支柱、5號輔助支柱的壓力值以及12號輔助支柱的拉力值都大幅增加，6號輔助支柱的受力情況發(fā)生改變，由摩擦系數(shù)0.2情況下主要受壓力變化為摩擦系數(shù)0.9下主要受拉力。

4　結(jié)　論

1) 提出一種以雙腔油氣式緩沖器為主支柱，單腔油氣式緩沖器為輔助支柱的新型著陸緩沖系統(tǒng)，并在考慮著陸地表彈塑性變形的基礎(chǔ)上，建立了該緩沖系統(tǒng)的聯(lián)合仿真著陸動力學(xué)模型。

2) 對新型著陸緩沖系統(tǒng)進(jìn)行單腿著陸沖擊試驗(yàn)，并將試驗(yàn)結(jié)果與聯(lián)合仿真動力學(xué)模型進(jìn)行對比分析，從而驗(yàn)證了仿真模型的有效性。

3) 對關(guān)鍵因素對著陸性能的影響進(jìn)行分析，得出初始水平著陸速度的增大將改變主、輔支柱的受載分配，增大艙體水平方向過載以及降低艙體著陸穩(wěn)定性能，因此在艙體進(jìn)行回收時，應(yīng)嚴(yán)格控制水平著陸速度。隨著著陸俯仰角的增加，將導(dǎo)致艙體水平方向的過載增大，著陸穩(wěn)定性能將下降，但是會使得艙體豎直方向過載減小，同時在水平或小俯仰角著陸時，主、輔支柱的受載分配更加合理，因此艙體應(yīng)保持在水平或有小俯仰角工況下進(jìn)行著陸。較大的地面摩擦系數(shù)將導(dǎo)致艙體著陸穩(wěn)定性能降低，同時增加艙體的沖擊過載，因此應(yīng)盡量保證足墊表面光滑，以減少其與地面間摩擦力。

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