航天器著陸緩沖裝置設計及性能分析

張斌 徐方舟 張慶利 孔文秦

摘 ?要：文章研究了航天器著陸緩沖器的設計及分析方法，從工程設計到仿真分析兩個方面探討了航天器前著陸緩沖器研制過程中的關(guān)鍵技術(shù)，總結(jié)了設計及分析過程中需要重點解決的幾個主要問題。并結(jié)合某型前著陸緩沖器的一組設計參數(shù)進行了仿真計算，用計算結(jié)果驗證了設計方案的準確性和有效性。

關(guān)鍵詞：前著陸緩沖器;工程設計;仿真分析

中圖分類號：V525 文獻標志碼：A ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2020）24-0078-02

Abstract： In this paper， the design and analysis method of the landing gear of spacecraft is studied. The key technologies in the process of developing the landing gear is summarized from two aspects： engineering design and simulation analysis. Several main problems that need to be solved in the process of design and analysis are summarized. Combined with a set of design parameters of a certain type of landing gear of spacecraft， the simulation calculation is carried out， and the calculation results are used to verify the accuracy and validity of the design scheme.

Keywords： landing gear of spacecraft; engineering design; simulation analysis

1 概述

本文給出了一種航天器前著陸緩沖器的設計方案，針對該方案進行迭代設計后得到的一組設計參數(shù)進行緩沖性能仿真分析。借助LMS Virtual.Lab 10軟件建立了著陸架動力學模型并進行了仿真計算，對設計方案和設計參數(shù)的正確性和有效性進行了驗證。

2 前著陸緩沖器的設計

前著陸架緩沖器主要由外筒、活塞桿、扭力臂、阻尼閥、浮動活塞、凸輪等組成，如圖1所示。緩沖支柱采用油-氣分離式結(jié)構(gòu)，浮動活塞安裝于活塞桿孔內(nèi)將緩沖支柱分為上、下腔，上腔為油腔，下腔為氣腔。阻尼閥安裝在活塞桿桿頭，緩沖支柱工作時油液流經(jīng)阻尼閥上小孔實現(xiàn)緩沖。

前著陸架緩沖器主要的設計參數(shù)如表1所示。

3 著陸架動力學模型

采用商業(yè)軟件LMS Virtual.Lab 10進行動力學仿真分析，在軟件中搭建前著陸架動力學模型：

（1）各運動關(guān)節(jié)按照實際落震時的自由度進行創(chuàng)建。

（2）輪胎采用“Complex Tire”。

（3）緩沖支柱軸向力按常規(guī)分析方法分為三個部分組成：空氣彈簧力fa、油液阻尼力fd和摩擦力ff。此外，在緩沖支柱全伸長和全壓縮狀態(tài)下，還存在結(jié)構(gòu)限制力[1]，其中：空氣彈簧力、油液阻尼力和摩擦力由式（1）-（3）得出。

Aa-緩沖器氣室有效壓氣面積;P0-緩沖器初始充氣壓力;Patm-當?shù)卮髿鈮?μm-皮碗當量摩擦系數(shù);ν-空氣壓縮多變指數(shù);ρ-油液密度;Ah-緩沖器有效壓油面積;Ad、Ad1-正反行程時主油孔面積;Cd、Cd1-分別為正、反行程時主油孔縮流系數(shù);Ahs、Cds-分別為回油腔有效壓油面積和油孔縮流系數(shù);An、An1-分別是正、反行程時回油腔油孔總面積;μb-庫侖摩擦系數(shù);Nu、N1-分別為緩沖支柱上下支撐點處產(chǎn)生的正壓力。

4 仿真分析結(jié)果

通過調(diào)整輪胎充氣壓力、氣腔體積以及正、反行程阻尼孔直徑來優(yōu)化起落架落震緩沖性能。經(jīng)多次迭代設計后，緩沖器可得到了一組滿足緩沖性能要求的設計參數(shù)。

針對設計著陸工況進行包含機輪帶轉(zhuǎn)的起落架落震仿真分析。

緩沖器載荷隨時間變化曲線如圖2所示。由曲線可見，著陸架無跳離地面的現(xiàn)象，油峰載荷為23951N，氣峰載荷為23591N，兩者偏差很小。

緩沖器載荷隨行程變化曲線如圖3所示，由曲線可看出緩沖器功量圖飽滿，緩沖器效率達到88.3%。

通過分析落震仿真計算結(jié)果，緩沖器最大行程為188.255mm，小于緩沖器設計最大行程的90%（193.5mm），滿足使用需求。經(jīng)過三個行程的正向、反向緩沖耗能，緩沖器恒定在停機壓縮量左右。同時，緩沖器第一個正、反行程共用時0.39s，滿足設計規(guī)范中小于0.8s的設計要求。緩沖器氣峰最大載荷為23591N，油峰載荷為23951N，油峰、氣峰載荷較為接近，緩沖器緩沖性能比較理想。

5 結(jié)論

本文給出了一種航天器前著陸緩沖器的設計方案，并且對該方案的緩沖性能進行了仿真分析。分析結(jié)果表明：該緩沖器設計方案及設計參數(shù)可以解決著陸架跳起現(xiàn)象，同時滿足落震載荷、過載及效率等緩沖性能的要求。

參考文獻：

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