大質(zhì)量航天器氣囊著陸緩沖過程研究

廖航 竺梅芳 雷江利 王立武 李博

大質(zhì)量航天器氣囊著陸緩沖過程研究

廖航1,2竺梅芳1,2雷江利1,2王立武1,2李博1,2

（1 北京空間機電研究所，北京 100094） （2 中國航天科技集團有限公司航天進入、減速與著陸技術(shù)實驗室，北京 100094）

針對新型載人飛船返回艙和運載火箭子級等大質(zhì)量航天器的著陸回收需求，對具備主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)進行了研究。文章介紹了氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的工作原理；分析了具備主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的組成及工作過程；建立了氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的有限元模型，并對其緩沖著陸過程進行了仿真分析，仿真分析表明緩沖過載可控，著陸姿態(tài)穩(wěn)定，滿足大質(zhì)量航天器著陸回收需求。通過建立地面試驗系統(tǒng)，完成了帶模型的氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的垂直工況投放試驗。投放試驗結(jié)果表明，主動排氣控制工作正常，能夠有效耗散能量，模型和緩沖氣囊均結(jié)構(gòu)完好，無側(cè)翻和明顯反彈，試驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果驗證了氣囊結(jié)構(gòu)的設(shè)計正確性。研究結(jié)果表明，具備主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，能夠滿足大質(zhì)量航天器的垂直著陸回收需求。研究結(jié)果對大質(zhì)量航天器著陸回收技術(shù)的發(fā)展具有一定參考意義。

緩沖氣囊 著陸緩沖 仿真分析 投放試驗 航天器回收

0 引言

隨著我國航天事業(yè)的不斷發(fā)展，未來我國將研制能替代“神舟”飛船的新型載人飛船，以開展更為多樣的載人空間飛行任務(wù)。新型載人飛船的返回艙質(zhì)量將遠大于現(xiàn)在的“神舟”飛船。從整個飛行任務(wù)看，返回艙的著陸回收過程是任務(wù)的最后一個關(guān)鍵環(huán)節(jié)，是航天員安全著陸的重要保證，關(guān)系到整個任務(wù)的成敗。同時，為滿足日益增長的航天發(fā)射需求，降低發(fā)射成本已經(jīng)成為航天界追求的重要目標(biāo)之一，運載火箭助推器以及子級火箭的重復(fù)使用是降低航天發(fā)射成本的重要途徑，而著陸回收是實現(xiàn)重復(fù)使用的基礎(chǔ)。

以新型載人飛船返回艙和運載火箭子級為代表的大質(zhì)量航天器的著陸回收僅僅依靠降落傘是難以實現(xiàn)的，由于所需降落傘的面積和質(zhì)量巨大，給生產(chǎn)、使用和可靠開傘帶來一系列問題。因此大質(zhì)量航天器以傘降方式進行初步減速，在著陸瞬間采用著陸緩沖裝置進行緩沖，可有效衰減航天器的能量，降低其著陸過程的過載和最終著陸速度。著陸緩沖裝置主要有氣囊和著陸支架2種方式。著陸支架一般與變推力發(fā)動機減速相結(jié)合，氣囊緩沖方案可以兼顧水上和陸上2種著陸方式，穩(wěn)定性和環(huán)境適應(yīng)性高于著陸支架，能夠有效保護航天員的生命安全，同時可對航天器結(jié)構(gòu)、內(nèi)部儀器設(shè)備等進行有效保護，保證航天器的無損回收，達到重復(fù)使用的目的[1-4]。

早在二十世紀九十年代，美國就采用氣囊著陸緩沖技術(shù)，開展了K-1運載器的一級和二級火箭回收，其中一級火箭回收質(zhì)量約20t，二級火箭回收質(zhì)量約12t，均采用降落傘系進行逐級氣動減速，最終通過氣囊緩沖著陸，著陸過載不大于4n。其緩沖氣囊系統(tǒng)均由4個氣囊組成，用于一級火箭回收的單個氣囊體積為19.283m3，用于二級火箭回收的單個外囊體積為14.856m3。該項目于1999年之前就進行了1/4、1/2和全尺寸的地面投放試驗來驗證設(shè)計結(jié)果，同時還通過計算機仿真對一些地面無法模擬的情況進行了仿真分析研究[5-7]。

2004年美國航空航天局在“獵戶座”計劃中提出的新型載人探索飛行器（Crew Exploration Vehicle，CEV）。CEV飛船返回艙的回收質(zhì)量達到了9 525kg。其緩沖裝置由6組氣囊組成，每組氣囊均包括內(nèi)、外囊，外囊用于緩沖吸能，內(nèi)囊用于支撐。該著陸緩沖系統(tǒng)總質(zhì)量約110kg，其中氣囊質(zhì)量約65kg，氣源、管路等其它部件質(zhì)量45kg。在研制過程中，ILC多佛公司與北美空降系統(tǒng)公司設(shè)計了一種基于壓力的氣囊排氣口主動開啟機構(gòu)，采用火工切割器作為打開排氣口的工具。通過裝在氣囊內(nèi)的壓力傳感器來監(jiān)視每個氣囊內(nèi)的壓強，當(dāng)各氣囊內(nèi)壓強滿足預(yù)設(shè)條件時，發(fā)出電信號啟動火工切割器工作。切斷阻攔排氣口打開的繩索，隨后排氣口在內(nèi)外壓差作用下打開，并向外排出氣囊內(nèi)的氣體。經(jīng)多次地面投放試驗表明，這一排氣口主動開啟機構(gòu)切實可行[8-13]。

波音公司研制的“乘員航天運輸-100”（CST-100）低軌道載人飛船，繼承了“阿波羅（Apollo）”、CEV、“軌道快車”（Orbital Express，OE）等一系列計劃的著陸緩沖技術(shù)和方案。CST-100飛船的著陸緩沖氣囊系統(tǒng)由6個布置在大底外沿周向的組合式氣囊和1個中心氣囊組成，如圖1所示。組合式氣囊分為外囊和內(nèi)囊兩部分，組合式氣囊通過高壓氣瓶充氣展開，每個氣囊均可通過智能控制的閥門單獨進行充氣，著陸緩沖時采用主動式的排氣控制，通過電動切割器打開排氣口。中心氣囊用于降低水面著陸時返回艙大底結(jié)構(gòu)受到的沖擊載荷。中心氣囊為自充氣式氣囊，由于陸上著陸時中心氣囊會降低返回艙著陸的穩(wěn)定性，因此在陸上著陸時是不充氣展開的。在水上著陸時，中心氣囊通過連接在外部氣囊上的連接帶在外部氣囊充氣展開時被動拉開[14-16]。

圖1 CST-100著陸緩沖系統(tǒng)

波音公司對緩沖氣囊在陸上和水上著陸時的沖擊過載進行了仿真計算和試驗。陸上試驗時，模擬主傘正常（垂直速度8m/s、水平速度12m/s）和1具主傘失效（垂直速度10m/s、水平速度6.2m/s）的情況。在1具主傘失效時，陸上著陸時的垂直過載峰值在10n左右；正常情況下，垂直過載峰值在8n，水上著陸試驗時，模擬返回艙以15°傾角從7.5m高處自由落下（著水時垂直速度12m/s），最大垂直過載為15.4n。

國內(nèi)大質(zhì)量緩沖氣囊的應(yīng)用主要在低空重裝空投上。我國的ZBD03式輕型履帶式步兵戰(zhàn)車在2004年底正式列裝部隊，該裝備的空投回收系統(tǒng)是引進俄羅斯的“舍利夫”無貨臺重裝空投系統(tǒng)，包括傘降系統(tǒng)和緩沖氣囊系統(tǒng)。該緩沖氣囊系統(tǒng)由8個連在一起的獨立氣囊（主—副囊結(jié)構(gòu)）組成，氣囊采用自充氣的方式充氣。由于采用自充氣結(jié)構(gòu)，氣囊的初始充氣壓力小，緩沖效率低，同時氣囊的質(zhì)量和包裝體積均較大，并不適合航天器使用[17-19]。

1 緩沖氣囊及其工作過程

氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的工作原理，是在著陸過程中把回收航天器的動能以氣囊內(nèi)氣體壓縮的形式轉(zhuǎn)化為熱能和勢能等其他形式的能量，然后排出氣體耗散能量，達到緩沖回收航天器動能的目的。大質(zhì)量航天器由于回收質(zhì)量大，所需要的緩沖氣囊體積也是極其可觀，所以大質(zhì)量航天器的緩沖過程需要采用多組氣囊組成氣囊系統(tǒng)，以提高系統(tǒng)的可實現(xiàn)性。在采用多組氣囊同時進行緩沖時，當(dāng)返回艙著陸過程出現(xiàn)姿態(tài)變化，不同氣囊的觸地時間將不一致，不同氣囊的緩沖效果會有較大差異，容易導(dǎo)致航天器局部過載過大甚至姿態(tài)失穩(wěn)發(fā)生側(cè)翻。為了更好地控制返回艙著陸時的過載并提高穩(wěn)定性，氣囊應(yīng)采用主動排氣的控制方式[20-22]。同時，采用組合式氣囊的方案，緩沖結(jié)束后通過不排氣的內(nèi)囊對返回艙形成支撐，能有效地保護返回艙結(jié)構(gòu)，防止返回艙側(cè)翻，有利于返回艙的重復(fù)使用。

一套完整的大質(zhì)量航天器氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的工作過程如下：

發(fā)射前，緩沖氣囊按照氣囊的包裝包絡(luò)進行折疊包裝并安裝在返回航天器的底部。在發(fā)射、在軌飛行階段，緩沖氣囊處于折疊包裝狀態(tài)。

在返回階段，當(dāng)返回航天器的高度滿足氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的工作條件后，緩沖氣囊使用充氣裝置進行充氣。在充氣過程中，通過囊體充氣膨脹的方式，解除折疊包裝時對緩沖氣囊的約束。隨后，緩沖氣囊充氣至預(yù)定壓力，完成返回艙著陸前的準備工作。

返回航天器著陸時，緩沖氣囊外囊觸地緩沖，內(nèi)部壓力上升。當(dāng)滿足緩沖氣囊排氣口解鎖的設(shè)定條件后，解鎖外囊排氣口，向外排氣耗散能量進行緩沖。緩沖結(jié)束后，緩沖氣囊內(nèi)囊對返回航天器進行支撐保護，使返回航天器不會觸地。

2 著陸緩沖仿真分析

Dytran是MSC軟件（MacNeal-Schwendler Corporation software）公司的核心產(chǎn)品之一，專門適用于高速瞬態(tài)非線性動力問題，瞬態(tài)流固耦合問題的數(shù)值仿真。針對主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，本文通過Dytran非線性瞬態(tài)有限元分析平臺對返回艙的著陸緩沖過程進行分析。

我國新一代載人飛船返回艙的質(zhì)量將達到7 000kg，總高度為4.3m，最大直徑約為4m，遠遠超出了現(xiàn)有的“神舟”飛船的返回艙質(zhì)量及尺寸[23]。如果采用3具“神舟”飛船主傘組成的群傘系統(tǒng)進行穩(wěn)定減速，則返回艙的穩(wěn)降速度將不大于5.5m/s；在1具主傘失效時，返回艙的穩(wěn)降速度不大于7.5m/s?？紤]到返回艙內(nèi)的輔助緩沖措施，正?；厥諘r，氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的最大過載不大于8n，在1具主傘失效時，在保障航天員生命安全的前提下，最大過載可以放寬到不大于13n。

在返回艙的大底下采用6個對稱分布的組合式氣囊，形成緩沖氣囊系統(tǒng)。返回艙質(zhì)心距大底1.5m，在氣囊寬度一定時，其在返回艙底部的安裝位置也是決定穩(wěn)定性的一個因素，氣囊越遠離質(zhì)心，穩(wěn)定性越好，但其有效的緩沖體積會降低，緩沖效率變小。綜合考慮后，氣囊的安裝面直徑取3 368mm。緩沖氣囊系統(tǒng)在返回艙大底下的布置位置如圖2所示。

圖2 氣囊布局示意圖

該系統(tǒng)由6個組合型氣囊組成，外面是排氣式外囊，作為主氣囊，里面是密閉式內(nèi)囊，排氣口設(shè)置在外囊上。解析建模時，假設(shè)氣囊上部所支撐的載荷底面足夠大，氣囊壓縮過程中不會出現(xiàn)凹陷。在系統(tǒng)垂直著陸的過程中，不考慮系統(tǒng)的橫向運動，此時各組氣囊的緩沖過程可視為對稱變形。取單組氣囊進行解析建模。

采用控制體積法（CV算法）來模擬氣囊緩沖過程。控制體積法是忽略氣室內(nèi)的氣體波動效應(yīng)的簡化方法，該法采用氣室內(nèi)某參考點代替整個氣室的氣體性能，比如氣體壓力、溫度及氣體質(zhì)量變化率等。該方法將1個氣囊看作1個控制體積，由氣囊織布表面的單元圍成。組成氣囊的織物由膜單元構(gòu)成。首先基于給定的熱力學(xué)氣囊模型計算出氣囊內(nèi)部的氣體壓力，然后將氣囊內(nèi)部壓力作為載荷施加到氣囊上，求解氣囊下一步的形狀。

本文的氣囊系統(tǒng)是由外囊與內(nèi)囊組成的組合型氣囊，所以在建模時需要單獨為內(nèi)囊建立一個控制體積，同時用膜單元劃分氣囊織物網(wǎng)格，如圖3所示。緩沖氣囊的結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示。最終劃分的外囊的網(wǎng)格約50 000個，內(nèi)囊網(wǎng)格約6 000個。

圖3 單個氣囊有限元模型

表1 緩沖氣囊參數(shù)

Tab.1 Parameters of airbag

實際情況中，緩沖氣囊與返回艙之間是通過連接扣襻進行連接。而在仿真計算模型中，相互之間的接觸面，通過按一定的連接面積進行投影，并削平相應(yīng)重疊部位得到。在網(wǎng)格劃分時，在上述連接面的邊上劃分相同的網(wǎng)格，并通過節(jié)點固連來模擬氣囊和返回艙之間的連接固定。采用罰函數(shù)法作為載荷與氣囊、氣囊之間、氣囊自接觸的接觸算法。

在主動排氣的控制策略上，控制火工品作動的可選信號有囊內(nèi)壓力、返回艙過載等。對于有數(shù)個子氣囊組成的多氣囊緩沖氣囊系統(tǒng)，采取囊內(nèi)壓力作為排氣口開啟信號，系統(tǒng)過于復(fù)雜且不確定因素多。同時由于氣囊的緩沖時間較短，考慮響應(yīng)速度，選擇過載控制的方法。當(dāng)艙內(nèi)的過載達到4n時，開啟對應(yīng)位置的氣囊進行排氣，從而提高緩沖過程的穩(wěn)定性。所以該緩沖氣囊的工作程序如圖4所示。在實際計算中，由于無法直接設(shè)定排氣口過載開啟條件，需要先設(shè)定外囊為不排氣，通過一輪仿真后得出過載達到4n的時刻，再設(shè)定該時刻為排氣口的開啟時間，再次迭代計算。

在計算過程中，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，為簡化計算，材料的接觸摩擦系數(shù)取為0.3。

在建立返回艙的有限元仿真模型時，為了簡化計算，不考慮返回艙體內(nèi)部的復(fù)雜結(jié)構(gòu)。其中為了減少有限元模型規(guī)模，只建立艙體下半部分有限元模型，上半部分艙體看作一個質(zhì)量單元，質(zhì)量單元與艙體下半部分采用剛性單元連接，以質(zhì)量單元為主節(jié)點，艙體側(cè)壁的節(jié)點為從節(jié)點，質(zhì)量單元節(jié)點位置需保證返回艙整體質(zhì)心位置不變。

外界環(huán)境溫度為250K，外界環(huán)境氣壓為1×105Pa，著陸面采用剛體面處理。為了提高計算效率，在系統(tǒng)與地面之間設(shè)置一個很小的距離，并且給艙體—氣囊系統(tǒng)設(shè)置垂直著陸初速度為7.5m/s，這樣可以省去系統(tǒng)在空中的自由落體階段，艙體—氣囊系統(tǒng)著陸緩沖過程模擬采用顯式有限元方法進行求解。

圖5給出了7.5m/s垂直速度下，艙體—氣囊系統(tǒng)緩沖過程中的幾個典型時刻截圖，其分別對應(yīng)著：開始時刻、氣囊排氣口開啟時刻（過載達到4n）、排氣釋能過程中的某一時刻和載荷反彈離地后某時刻。圖中為了顯示內(nèi)囊的壓縮變化情況，將其中一個外囊進行了隱藏。

圖4 工作程序

通過仿真計算，結(jié)果輸出后，并經(jīng)20Hz濾波，可以得到本體坐標(biāo)系下垂直方向、水平方向的最大過載和剩余速度數(shù)據(jù)，如圖6所示。結(jié)果表明，氣囊在接觸剛性地面后，開始被壓縮，當(dāng)壓縮過程返回艙的過載達到4n時，打開所有排氣口，過載繼續(xù)上升，當(dāng)返回艙速度減到最小時，過載達到最大值11.2n。

緩沖過程中外囊的壓力變化情況如圖7所示。由于排氣口同步開啟，6個氣囊的外囊壓力變化基本保持同步，有效防止了氣囊排氣不均勻?qū)е路祷嘏摰膫?cè)翻。

圖6 速度、過載與時間曲線

圖7 外囊壓力變化

緩沖過程中內(nèi)囊的壓力變化情況如圖8所示。內(nèi)囊由于不排氣，在接觸地面后，6個氣囊的壓力值波動有明顯差異，也導(dǎo)致返回艙出現(xiàn)一定量的反彈，最大反彈高度為0.4m。

根據(jù)上述仿真模型，分別對群傘正常工作時和一具主傘失效時返回艙的著陸過程進行了仿真計算，計算結(jié)果如表2所示。工況1和工況2為群傘正常工作狀態(tài)，其中工況2帶有5m/s水平速度；工況3和工況4為一具主傘失效狀態(tài)，其中工況4帶有5m/s水平速度。仿真結(jié)果表明在垂直著陸速度不大于5.5m/s時，艙體的最大垂直過載不超過7n；在垂直著陸速度不大于7.5m/s時，艙體的最大垂直過載不超過12n。返回艙的緩沖過程中過載可控，著陸穩(wěn)定性高，滿足返回艙安全著陸要求。

圖8 內(nèi)囊壓力變化

表2 著陸緩沖過程仿真工況及結(jié)果

Tab.2 Simulation conditions and results of landing

3 緩沖氣囊投放試驗

為驗證基于主動排氣控制的多氣囊結(jié)構(gòu)模型的有效性，進行地面投放試驗?zāi)M返回艙的著陸緩沖過程。緩沖氣囊由芳綸織物加工而成，結(jié)構(gòu)參數(shù)與表1相同。氣囊柱體的外側(cè)設(shè)置2個直徑為0.19m的排氣口，排氣口由封口繩捆扎封閉，每個封口繩上固定1個電切割器，電切割器與控制器相連。試驗?zāi)Ｐ蜑閯傂钥蚣堋善そY(jié)構(gòu)，下部大底直徑為4m，與仿真模型尺寸相同，上部為圓錐體與半球頭結(jié)合形狀，模型總高度為4.3m，配重為7 000kg±50kg，質(zhì)心位置位于軸線上距底部1.5m處。

投放試驗在16m高的龍門架上進行，試驗時將剛性模型吊掛在投放裝置上，再通過充氣管路連接外部充氣設(shè)備依次充滿6個氣囊，其中外囊充氣壓力5kPa（與環(huán)境壓差），內(nèi)囊充氣壓力20kPa（與環(huán)境壓差），與仿真計算保持一致。然后將模型起吊至一定高度，通過投放裝置解鎖模型，模型自由下落，獲得一定的垂直速度著地。

試驗投放示意圖如圖9所示。

圖9 投放試驗過程

投放過程中，由放置于質(zhì)心位置的3臺著陸敏感器實時采集返回艙模型著陸過載，當(dāng)任意2臺著陸敏感器采集到的過載≥4n時，控制器發(fā)出氣囊排氣指令，驅(qū)動電切割器工作，切除所有的排氣口封口繩，實現(xiàn)6個氣囊的同時排氣。

加速度傳感器安裝在艙體模型的質(zhì)心位置，用于獲取試驗時著陸的沖擊響應(yīng)，通過動態(tài)信號分析儀記錄過載的變化。采用1臺高速攝像機測量模型著陸緩沖過程的位置和速度。觀測靶標(biāo)位于模型質(zhì)心高度附近。由高速攝像的圖像，可以分析出艙體的速度變化。

投放試驗的工況設(shè)置和試驗結(jié)果如表3所示。工況1為群傘正常工作時返回艙垂直著陸狀態(tài)，工況2和工況3為一具主傘失效時返回艙垂直著陸狀態(tài)。試驗結(jié)果表明，穩(wěn)降速度不大于5.5m/s時，緩沖過程最大過載不超過7n，穩(wěn)降速度不大于7.5m/s時，緩沖過程最大過載不超過12n；試驗中模型著陸穩(wěn)定，無側(cè)翻及明顯反彈；試驗后檢查氣囊和模型均結(jié)構(gòu)完好，沒有出現(xiàn)破損現(xiàn)象，模型在內(nèi)囊的支撐作用下未與地面發(fā)生接觸；試驗中各產(chǎn)品工作正常，排氣指令發(fā)出正確。

表3 投放試驗工況及結(jié)果

Tab.3 Drop test conditions and results

圖10 著陸速度5.5m/s時過載和速度的變化

圖11 著陸速度7.4m/s時過載和速度的變化

圖12 著陸速度7.3m/s時過載和速度的變化

投放高度1.3m和2.5m分別對應(yīng)返回艙的正常返回狀態(tài)和應(yīng)急返回狀態(tài)。將正常返回狀態(tài)和緊急返回狀態(tài)的試驗測量數(shù)據(jù)與仿真計算數(shù)據(jù)進行對比，如圖13、圖14。可以看出，試驗測試與仿真計算結(jié)構(gòu)符合較好。產(chǎn)生誤差的原因主要包括：1）仿真計算中氣體為理想氣體，而實際過程中氣體參數(shù)會受到壓力、溫度等因素的影響；2）對有限元仿真過程中的氣囊和返回航天器的模型進行了一定簡化，與實際模型有一定差異；3）傳感器和高速攝像設(shè)備存在一定的響應(yīng)延時，對測量結(jié)果也有所影響。

圖13 正常回收時仿真與試驗數(shù)據(jù)對比

圖14 應(yīng)急回收時仿真與試驗數(shù)據(jù)對比

4 結(jié)束語

通過仿真分析表明，基于主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，通過主動開啟氣囊排氣，緩沖過載可控，著陸穩(wěn)定性高，能夠?qū)崿F(xiàn)7t返回艙的著陸緩沖保護。通過投放試驗驗證，氣囊著陸緩沖系統(tǒng)主動排氣控制工作正常，能夠有效耗散能量；模型和緩沖氣囊均結(jié)構(gòu)完好，無側(cè)翻和明顯反彈。試驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果比對，驗證了氣囊結(jié)構(gòu)的設(shè)計正確性。

以上研究結(jié)果表明，具備主動排氣控制的多氣室組合式氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，能夠滿足大質(zhì)量航天器的垂直著陸回收需求。而仿真分析結(jié)果同時表明，氣囊著陸緩沖系統(tǒng)同樣適用于帶有水平速度的著陸工況，但限于試驗條件，沒有對水平工況進行試驗驗證。后續(xù)將繼續(xù)開展水平工況下的大質(zhì)量航天器著陸緩沖過程研究。

[1] 雷江利, 榮偉, 賈賀, 等. 國外新一代載人飛船減速著陸技術(shù)研究[J]. 航天器工程, 2017, 26(1): 100-109. LEI Jiangli, RONG Wei, JIA He, et al. Research on Descent and Landing Technology for New Generation Manned Spacecraft[J]. Spacecraft Engineering, 2017, 26(1): 100-109. (in Chinese)

[2] 高濱. 國外載人航天器回收著陸技術(shù)的進展[J]. 航天返回與遙感, 2009, 30(2): 1-9. GAO Bin. An Overview of Recovery and Landing Systems for Foreign Manned Spacecrafts[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2009, 30(2): 1-9. (in Chinese)

[3] 韓鴻碩, 王一然, 蔣宇平, 等. 國外深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)的特點和應(yīng)用[J]. 航天器工程, 2012, 21(6): 7-23. HAN Hongshuo, WANG Yiran, JIANG Yuping, et a1. Characteristics and Application of Deep-space Explorer Landing Impact Attenuation System[J]. Spacecraft Engineering, 2012, 21(6): 7-23. (in Chinese)

[4] 張蕊. 國外新型可重復(fù)使用飛船特點分析和未來發(fā)展[J]. 國際太空, 2010(12): 31-38. ZHANG Rui. Foreign New Reusable Spacecraft Characteristics Analysis and Future Development[J]. Space International, 2010(12): 31-38. (in Chinese)

[5] FALLON II E, TAYLOR A P, MEYERSON R. Landing System Design Summary of the K-l Reusable Launch Vehicle[C]// 15th Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, June 8-11, 1999, Toulouse, France.

[6] GARDINIER D J, TAYLOR A P, et al. Design and Testing of the K-1 Reusable Launch Vehicle Landing System Airbags[C]//15th Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, June 8-11, 1999, Toulouse, France.

[7] MEYERSON R, TAYLOR A. A Status Report on the Development of the Kistler Aerospace K-1 Reusable Launch Vehicle[C]//16th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 21-24, 2001, Boston, MA.

[8] COOPER M, SINCLAIR R, SANDERS J, et al. Design and Testing of an Airbag Landing Attenuator System for a Generic Crew Return Vehicle[C]//18th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 23-26, 2005, Munich, Germany.

[9] TUTT B, GILL S, WILSON A, et al. A Summary of the Development of a Nominal Land Landing Airbag Impact Attenuation System for the Orion Crew Module[C]//20th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 4-7, 2009, Seattle, Washington.

[10] TUTT B, SANDY C, CORLISS J. Status of the Development of an Airbag Landing System for the Orion Crew Module[C]//20th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 4-7, 2009, Seattle, Washington.

[11] SHOOK L S, TIMMERS R B, HINKLE J. Second Generation Airbag Landing System for the Orion Crew Module[C]//20th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 4-7, 2009, Seattle, Washington.

[12] TIMMERS R B, HARDY R C, WELCH J V, et al. Modeling and Simulation of the Second-generation Orion Crew Module Air Bag Landing System[C]//20th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 4-7, 2009, Seattle, Washington.

[13] TIMOTHY J, MCKINNEY J, FARKAS M A. Airbag Landing Impact Test/Analysis for the Crew Exploration Vehicle[C]//49th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, April 7-10, 2008, Schaumburg, IL.

[14] MCKINNEY J, FERGUSON P F, DIAZ A R, et al. Boeing CST-100 Landing and Recovery System Design and Development Testing[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference, March 25-28, 2013, Daytona Beach, Florida.

[15] MCKINNEY J, WEBER M L, FERGUSON P F. Initial Testing of the CST-100 Aerodynamic Deceleration System[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems (ADS) Conference, March 25-28, 2013, Daytona Beach, Florida.

[16] MCCANN J R, DEPAUW T, MCKINNEY J, et al. Boeing CST-100 Landing and Recovery System Design and Development of an Integrated Approach to Landing[C]//AIAA Space 2013 Conference and Exposition, September 10-12, 2013, San Diego, CA.

[17] 李建陽, 王紅巖, 芮強, 等. 空投緩沖氣囊有限元模型修正方法[J]. 兵工學(xué)報, 2015, 36(4): 752-757. LI Jianyang, WANG Hongyan, RUI Qiang, et al. Finite Element Model Updating Method of Airdrop Airbag[J]. Acta Armamentarii, 2015, 36(4): 752-757. (in Chinese)

[18] 洪煌杰, 王紅巖, 李建陽, 等. 空投裝備氣囊緩沖系統(tǒng)評價方法[J]. 機械工程學(xué)報, 2015, 51(4): 148-154. HONG Huangjie, WANG Hongyan, LI Jianyang, et al. Research on Assessment Method of Airbag Cushion System for Airdropping Equipment[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2015, 51(4): 148-154. (in Chinese)

[19] 唐曉慧, 錢林方, 湯建華, 等. 重裝空投著陸緩沖穩(wěn)定性分析[J]. 振動與沖擊, 2015, 34(15): 122-126. TANG Xiaohui, QIAN Linfang, TANG Jianhua, et al. Stability Analysis of a Soft Landing System for Heavy Cargo Airdrop[J]. Journal of Vibration and Shock, 2015, 34(15): 122-126. (in Chinese)

[20] 戈嗣誠, 陳斐. 智能氣囊的沖擊主動控制原理實驗研究[J]. 宇航學(xué)報, 2004, 25(6): 600-603. GE Sicheng, CHEN Fei. Experimental Study on Theory of Impact Active Control of Intelligent Airbag[J]. Journal of Astronautics, 2004, 25(6): 600-603. (in Chinese)

[21] 戈嗣誠, 陳斐. 緩沖特性可控的智能氣囊裝置實驗研究[J]. 振動工程學(xué)報, 2004,17(4): 377-381. GE Sicheng, CHEN Fei. Experimental Study on Intelligent Airbag Device with Controllable Cushioning Characteristics[J]. Journal of Vibration Engineering, 2004,17(4): 377-381. (in Chinese)

[22] 馬常亮, 何歡, 陳國平. 氣囊著陸緩沖系統(tǒng)的排氣孔面積優(yōu)化[J]. 航天返回與遙感, 2009, 30(4): 6-10. MA Changliang, HE Huan, CHEN Guoping. The Optimization of Venting Area of Airbag Landing System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2009, 30(4): 6-10. (in Chinese)

[23] 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, 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)

[24] 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 Zhiming, et al. Simulation for Airbag Deployment and Landing Process of Inflatable Landing Vehicles[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2010, 31(5): 1-8. (in Chinese)

[25] 衛(wèi)劍征, 王瀅, 甄鐸, 等. 氣囊著陸緩沖過程仿真分析[J]. 載人航天, 2018, 24(4): 529-535. WEI Jianzheng, WANG Ying, ZHEN Duo, et al. Simulation Analysis of Airbag Cushioning Process During Landing[J]. Manned Spaceflight, 2018, 24(4): 529-535. (in Chinese)

[26] 隋蓉, 高樹義, 盧齊躍. 風(fēng)場作用下囊艙組合體相對姿態(tài)仿真研究[J]. 航天返回與遙感, 2018, 39(1): 19-27. SUI Rong, GAO Shuyi, LU Qiyue. Simulation Research on the Relative Attitude of Cushioning Airbag and Capsule in Wind Field[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2018, 39(1): 19-27. (in Chinese)

Airbag Landing Research of Massive Spacecraft

LIAO Hang1,2ZHU Meifang1,2LEI Jiangli1,2WANG Liwu1,2LI Bo1,2

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

In order to meet the demand of landing recovery of massive spacecraft as the reentry module of the new manned spacecraft and the sub-stage of the carrier rocket, the research target is the multi-chamber combined airbag landing system with active exhaust control. The paper introduces the working principle of airbag landing system, and analyzes the composition and working process of the multi-chamber combined airbag landing system with active exhaust control. The finite element model of airbag landing system is established, and its landing process is numerically simulated. The numerical simulation result shows that the landing cushioning overload is controllable, landing attitude stability meets the requirements of landing recovery of massive spacecraft. By setting up the ground test system, the vertical launching test of airbag landing system with model was completed. The test results show that the active exhaust control works normally and can effectively dissipate energy. The comparison between the test data and the simulation results verifies the correctness of the airbag structure design. The research results show that the multi-chamber combined airbag landing system with active exhaust control can meet the requirements of vertical landing recovery of massive spacecraft. The research results have certain guiding significance for the development of the landing recovery technology of massive spacecraft.

airbag; landing cushioning; numerical simulation analysis; drop test; spacecraft recovery

V455

A

1009-8518(2020)01-0028-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2020.01.004

2019-04-02

國家重大科技專項工程

廖航, 竺梅芳, 雷江利, 等. 大質(zhì)量航天器氣囊著陸緩沖過程研究[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(1): 28-38.

LIAO Hang, ZHU Meifang, LEI Jiangli, et al. Airbag Landing Research of Massive Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(1): 28-38. (in Chinese)

廖航，男，1987年生，2012年獲南京航空航天大學(xué)人機與環(huán)境工程專業(yè)碩士學(xué)位，工程師。研究方向為氣動減速技術(shù)。E-mail：gyrs_1999@163.com。

（編輯：龐冰）