返回器著陸緩沖技術(shù)途徑綜述

逯運(yùn)通 張旭輝 李青 張正峰 黃俊 邢立坤

返回器著陸緩沖技術(shù)途徑綜述

逯運(yùn)通 張旭輝 李青 張正峰 黃俊 邢立坤

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

返回器在著陸或著水瞬間將受到一定的沖擊載荷，為了保護(hù)宇航員及器上產(chǎn)品的安全，返回器需要具備著陸緩沖能力。文章對(duì)返回器當(dāng)前主流的著陸緩沖方式進(jìn)行了分析和比較，包括主結(jié)構(gòu)著陸緩沖、海面濺落式緩沖、氣囊式著陸緩沖、反推發(fā)動(dòng)機(jī)著陸緩沖等，并對(duì)月地高速再入返回飛行器、MPCV和CST-100等典型返回器的著陸緩沖設(shè)計(jì)及驗(yàn)證進(jìn)行了分析；另外，還對(duì)著陸腿式著陸緩沖、反向重構(gòu)式著陸緩沖、充氣隔熱罩著陸緩沖等返回器新型著陸緩沖方式進(jìn)行了詳細(xì)介紹。對(duì)返回器的各種著陸緩沖方式進(jìn)行了分析、歸納和比較，并根據(jù)分析結(jié)果給出了返回器著陸緩沖途徑研究的啟示與建議。

返回器 著陸緩沖 著陸沖擊 航天返回

0 引言

返回式航天器（簡(jiǎn)稱返回器）歷經(jīng)高速再入返回飛行，最后在地面或者海面上著陸。由于返回器通常攜帶采樣樣本、有效載荷或搭載宇航員，同時(shí)部分設(shè)備在著陸后仍需要繼續(xù)工作，因此其必須具備一定的著陸緩沖功能，以降低著陸沖擊載荷的影響，確保返回器上人員或產(chǎn)品的安全。[1]

不同國(guó)家、不同任務(wù)的返回器著陸緩沖技術(shù)存在較大的差異，從實(shí)現(xiàn)方式來(lái)看，主要包括主結(jié)構(gòu)著陸緩沖、海面濺落式緩沖、氣囊式著陸緩沖和反推發(fā)動(dòng)機(jī)著陸緩沖等技術(shù)。隨著飛行任務(wù)的拓展及新技術(shù)的發(fā)展，返回器新型著陸緩沖技術(shù)也逐漸從概念設(shè)計(jì)走向應(yīng)用，其中代表性的有著陸腿式著陸緩沖、反向重構(gòu)式著陸緩沖和充氣隔熱罩著陸緩沖等。

本文針對(duì)上述國(guó)內(nèi)外返回器的著陸緩沖技術(shù)進(jìn)行了調(diào)研，介紹了一些典型航天器著陸緩沖技術(shù)的設(shè)計(jì)、仿真及試驗(yàn)情況，并進(jìn)一步研究了著陸緩沖技術(shù)的發(fā)展，在橫向分析對(duì)比的基礎(chǔ)上，給出了返回器著陸緩沖技術(shù)發(fā)展的啟示和建議。

1 傳統(tǒng)返回器著陸緩沖技術(shù)途徑分析

1.1 主結(jié)構(gòu)著陸緩沖

（1）技術(shù)特點(diǎn)

主結(jié)構(gòu)著陸緩沖方式是一種著陸地點(diǎn)為陸地，通過(guò)主結(jié)構(gòu)和土壤相互作用來(lái)吸收返回器動(dòng)能的著陸緩沖方式。其主要優(yōu)點(diǎn)是返回器無(wú)需設(shè)計(jì)專門的著陸緩沖裝置，功能相對(duì)簡(jiǎn)單，成本較低。但由于缺少專門的緩沖裝置，著陸沖擊載荷相對(duì)較大，在著陸沖擊過(guò)程中主結(jié)構(gòu)可能會(huì)產(chǎn)生變形，導(dǎo)致返回器無(wú)法重復(fù)使用。

圖1 典型無(wú)人返回器著陸后的狀態(tài)

采用主結(jié)構(gòu)進(jìn)行著陸緩沖是當(dāng)前返回器最普遍的著陸方式，主要應(yīng)用于無(wú)人返回器，典型的案例包括美國(guó)的“星塵號(hào)”、“起源號(hào)”、“奧西里斯號(hào)”，日本的“隼鳥(niǎo)號(hào)”系列，前蘇聯(lián)的“月球號(hào)”，中國(guó)的返回式衛(wèi)星和月地高速再入返回飛行器等[2-9]；部分載人返回器的備選著陸方案也采用主結(jié)構(gòu)緩沖方式，如美國(guó)的“阿波羅”飛船、MPCV等[10-11]。幾個(gè)典型無(wú)人返回器著陸后的狀態(tài)如圖1所示。

（2）典型型號(hào)分析

我國(guó)月地高速再入返回飛行器采用的是典型的主結(jié)構(gòu)著陸緩沖技術(shù)。其著陸緩沖設(shè)計(jì)基本思路為：1）采用防熱和承力功能一體化大底結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，在輕量化設(shè)計(jì)同時(shí)，盡量提高大底剛度，在小緩沖行程的約束下最大程度的吸收著陸沖擊能量；2）提高返回器結(jié)構(gòu)著陸區(qū)域局部剛度，借助土壤吸能；3）對(duì)設(shè)備安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)設(shè)計(jì)，保證安裝設(shè)備的安全[12]。

為了驗(yàn)證著陸緩沖性能，月地高速再入返回飛行器開(kāi)展了仿真分析和著陸沖擊試驗(yàn)。仿真分析采用LS-DYNA 軟件建立返回器著陸沖擊動(dòng)力學(xué)分析模型，包括返回器模型和土壤模型，兩者的相互作用采用典型的彈塑性模型和可以壓潰的泡沫模型進(jìn)行描述。分析模型如圖2所示[1,12]。

月地高速再入返回飛行器開(kāi)展了著陸沖擊過(guò)程能量吸收方面的研究，發(fā)現(xiàn)土壤是返回器沖擊能量吸收的主體，占到了總能量的55%以上，結(jié)構(gòu)吸能比例僅為30%左右。此種能量分配方式避免了返回器主結(jié)構(gòu)發(fā)生較大破壞，有助于保證返回器的安全，但載荷和部分器上設(shè)備需要較高的抗沖擊能力[12]。著陸沖擊試驗(yàn)采用平行四邊形擺桿機(jī)構(gòu)來(lái)投放返回器，返回器在著陸前獲得要求的水平速度和豎直速度，隨后返回器在預(yù)定區(qū)域著陸[1]。通過(guò)著陸沖擊試驗(yàn)對(duì)仿真分析模型進(jìn)行了修正，以水平著陸速度10m/s、垂直著陸速度13m/s的工況為例，著陸沖擊試驗(yàn)和仿真分析中典型位置的加速度響應(yīng)如表1所示[12]，測(cè)量點(diǎn)位置如圖2所示。

圖2 月地高速返回飛行器的著陸沖擊分析模型

表1 返回器典型位置的加速度響應(yīng)

Tab.1 The acceleration response at the typical position of the reentry capsule

1.2 海面濺落式緩沖

（1）技術(shù)特點(diǎn)

海面濺落式緩沖是一種返回器著陸地點(diǎn)為海洋、通過(guò)主結(jié)構(gòu)和海水相互作用來(lái)吸收返回器動(dòng)能的著陸緩沖方式。其優(yōu)點(diǎn)是海水剛度遠(yuǎn)低于地面，著陸沖擊載荷更小，器上載荷和宇航員不容易受到損害；另外，由于海上著陸沖擊載荷較小，載人返回器不必配置反推發(fā)動(dòng)機(jī)、著陸緩沖裝置等產(chǎn)品，降低了返回器的復(fù)雜程度，節(jié)省了質(zhì)量。但相對(duì)于陸上回收，海面回收投入相對(duì)較高且返回器在海水中浸泡會(huì)受到鹽蝕影響，不利于修復(fù)和重復(fù)使用。

目前，大部分美國(guó)載人返回器采用海面濺落的方式進(jìn)行著陸回收，比較典型的航天器包括“阿波羅”、MPCV、“龍飛船”等[13-16]；部分載人返回器的備選著陸方案也采用海面濺落方式，如我國(guó)的“神舟”飛船[17]。

（2）典型型號(hào)分析

美國(guó)的MPCV乘員艙采用的是典型的海面濺落著陸緩沖方式。其著陸緩沖設(shè)計(jì)基本思路為：1）通過(guò)仿真優(yōu)化，尋找乘員艙最優(yōu)入水姿態(tài)，最大限度的降低乘員艙的著水沖擊過(guò)載；2）采用2級(jí)著陸緩沖（返回器著水緩沖+宇航員座椅緩沖），以達(dá)到降低宇航員承受沖擊載荷的目的。

為了驗(yàn)證乘員艙的著水緩沖性能，開(kāi)展了仿真分析和著水沖擊試驗(yàn)。MPCV使用LS-DYNA軟件針對(duì)著水沖擊開(kāi)展了大量的仿真分析，乘員艙的著水分析模型為典型的流固耦合模型，包括乘員艙模型、空氣模型和水模型，采用光滑質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)法（SPH）進(jìn)行求解，得到乘員艙的運(yùn)動(dòng)軌跡和著水沖擊響應(yīng)。根據(jù)分析結(jié)果可知，在乘員艙器以27.5°傾角著水時(shí)，質(zhì)心位置的沖擊加速度最小，可以控制在5n之下，這也是乘員艙的標(biāo)稱著水傾角。圖3為乘員艙在27.5°入水夾角，水平速度14.0m/s，垂直速度12.5m/s的著水工況下入水的運(yùn)動(dòng)軌跡。[16-17]

圖3 MPCV乘員艙典型著水工況下的運(yùn)動(dòng)軌跡

MPCV的著水沖擊試驗(yàn)分為剛體模型的著水試驗(yàn)和真實(shí)模型的著水試驗(yàn)。前者主要是用于獲取結(jié)構(gòu)的沖擊響應(yīng)邊界，后者用于獲取真實(shí)的著陸沖擊數(shù)據(jù)，并對(duì)乘員艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、緩沖座椅設(shè)計(jì)和艙內(nèi)沖擊過(guò)載環(huán)境等進(jìn)行全面的考核和驗(yàn)證。

1.3 氣囊式著陸緩沖

（1）技術(shù)特點(diǎn)

氣囊式著陸緩沖是一種利用氣囊的可壓縮性來(lái)吸收著陸沖擊能量的緩沖方式。其優(yōu)點(diǎn)是成本較低、性能可調(diào)、技術(shù)成熟度高，對(duì)于著陸環(huán)境的適應(yīng)能力較強(qiáng)，可以在斜坡或者小巖石的粗糙地形上穩(wěn)定著陸，并且可以實(shí)現(xiàn)返回器的可重復(fù)使用；缺點(diǎn)是增加了系統(tǒng)的復(fù)雜度和質(zhì)量。

（2）典型型號(hào)分析

隨著商業(yè)航天和可重復(fù)使用返回器的發(fā)展，氣囊緩沖系統(tǒng)已經(jīng)成為了返回器著陸緩沖的重要選項(xiàng)。目前使用氣囊式緩沖的返回器主要是美國(guó)的CST-100飛船以及中國(guó)的新一代飛船，獵戶座飛船初期設(shè)計(jì)也采用了氣囊式緩沖，不過(guò)后期由于質(zhì)量原因放棄。CST-100返回器選擇陸地為主選著陸場(chǎng)，海洋為備選著陸場(chǎng)，并配有氣囊扶正系統(tǒng)。返回器的減速著陸過(guò)程如圖4所示。

CST-100返回艙的緩沖氣囊由6個(gè)圓柱狀的外部氣囊、6個(gè)內(nèi)部氣囊和一個(gè)中心氣囊組成，如圖5所示。陸上著陸時(shí)，中心氣囊不工作，因?yàn)樵陉懙刂憰r(shí)，中心氣囊會(huì)降低返回艙著陸的穩(wěn)定性。外部氣囊由高壓氣瓶進(jìn)行充氣，有2個(gè)排氣孔；內(nèi)部氣囊為密封型氣囊，用于緩沖外部氣囊緩沖后的剩余垂直速度，并且在有水平速度的情況下用于地面滑行。水面著陸時(shí)，中心氣囊將被動(dòng)展開(kāi)，使返回艙與海面之間擁有更大緩沖空間。[18-19]

圖4 CST-100返回艙的著陸減速過(guò)程

圖5 CST-100的氣囊緩沖系統(tǒng)

為了評(píng)估CST-100返回艙著陸緩沖性能，利用LS-DYNA軟件開(kāi)展了陸上和水上著陸沖擊的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析，建立返回艙的有限元模型，并描述了氣囊的非線性特性。CAD 模型和有限元網(wǎng)格模型如圖6所示。以垂直速度10m/s、水平速度6.2 m/s的陸地著陸工況為例，對(duì)CST-100返回艙著陸緩沖進(jìn)行了仿真分析，并將仿真結(jié)果與CST-100研制人員開(kāi)展的著陸沖擊試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比（如圖7所示）。圖中T、T、T分別表示返回艙軸向（向）和返回艙橫向（、向）的加速度響應(yīng)測(cè)試結(jié)果，A、A、A表示仿真計(jì)算分析結(jié)果，試驗(yàn)結(jié)果與分析結(jié)果一致性良好。在該工況下，著陸時(shí)的向加速度響應(yīng)峰值為10n左右，向和向?yàn)?n左右。[18-19]

圖6 CST-100返回艙CAD模型和有限元分析模型

1.4 反推發(fā)動(dòng)機(jī)著陸緩沖

反推發(fā)動(dòng)機(jī)著陸緩沖是一種利用反推發(fā)動(dòng)機(jī)向上沖量大幅減小著陸速度，進(jìn)而有效降低沖擊載荷的著陸緩沖方式。其主要優(yōu)點(diǎn)是著陸速度是所有方式中最低的，著陸沖擊載荷較??；缺點(diǎn)是增加了系統(tǒng)的復(fù)雜度和系統(tǒng)質(zhì)量，且返回器在著陸后仍然由主結(jié)構(gòu)承受最后的著陸沖擊載荷，結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生一定的變形，無(wú)法重復(fù)使用。在陸地著陸的載人返回器通常采用反推發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行著陸緩沖，著陸程序如圖8所示。

圖8 典型反推發(fā)動(dòng)機(jī)緩沖返回器的著陸程序

目前，采用反推發(fā)動(dòng)機(jī)著陸緩沖方式的主要是中俄兩國(guó)的載人返回器，其中比較典型的是俄羅斯的“聯(lián)盟號(hào)”和我國(guó)的“神舟”飛船。其著陸緩沖設(shè)計(jì)基本思路為：1）通過(guò)反推發(fā)動(dòng)機(jī)大幅降低著陸速度，最大限度的降低返回艙的著陸沖擊過(guò)載；2）采用2級(jí)著陸緩沖（返回器大底結(jié)構(gòu)緩沖+宇航員座椅緩沖），以達(dá)到降低宇航員承受沖擊載荷的目的。[20]在著陸過(guò)程中返回器的力學(xué)特性與1.1節(jié)介紹的主結(jié)構(gòu)著陸緩沖類似，仿真分析和試驗(yàn)方式也基本一致，只是初始著陸速度大幅降低，本節(jié)不再進(jìn)行贅述。

2 新型返回器著陸緩沖途徑

2.1 著陸腿式著陸緩沖

利用著陸腿進(jìn)行著陸緩沖已經(jīng)在地外星球著陸和運(yùn)載火箭回收著陸中得到了廣泛的應(yīng)用，但應(yīng)用于返回器的著陸緩沖技術(shù)尚處在概念設(shè)計(jì)階段。俄羅斯和美國(guó)開(kāi)展了返回器的著陸腿式概念設(shè)計(jì)工作。

乘員空間運(yùn)輸系統(tǒng)（CSTS）飛船是俄羅斯與歐洲合作研制的飛船項(xiàng)目，返回器裝有著陸腿，在海拔600~800m處進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，垂直下降后，在距地面30m處開(kāi)始執(zhí)行精確著陸，最后返回器采用4組著陸腿進(jìn)行緩沖，每組緩沖腿包括兩條支腿。在初始狀態(tài)著陸緩沖腿折疊在飛船大底上方，拋掉大底之后著陸腿展開(kāi)，在著陸瞬間實(shí)現(xiàn)對(duì)艙體的緩沖[13-14]。

在CSTS項(xiàng)目流產(chǎn)后，俄羅斯啟動(dòng)了“新一代有人駕駛運(yùn)輸飛船”（PTK-NP）的設(shè)計(jì)。PTK-NP飛船的推進(jìn)式著陸系統(tǒng)在10m高度處啟動(dòng)，具有精密的推力控制及更強(qiáng)的控制能力。飛船底部安裝有可折疊的著陸腿，用于緩沖返回艙的觸地沖擊過(guò)載，如圖9所示。該返回艙可重復(fù)用于10次任務(wù)。[13-14]

美國(guó)SpaceX公司的“龍飛船”也設(shè)計(jì)了一種基于著陸腿的緩沖方式：先使用4臺(tái)著陸反推發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行第一階段的減速，隨后將布置在返回艙底部的彈伸式著陸腿展開(kāi)，完成最終的著陸緩沖，緩沖示意如圖10所示。著陸腿的足墊實(shí)現(xiàn)了功能復(fù)用，其在著陸腿展開(kāi)前作為大底防熱層的一部分使用，在著陸時(shí)作為承力足墊使用，這種設(shè)計(jì)降低了系統(tǒng)的復(fù)雜度，在著陸腿展開(kāi)前無(wú)需拋掉防熱大底。[13-14]

圖9 俄羅斯PTK-NP著陸腿式著陸緩沖示意

圖10 “龍飛船”著陸腿式著陸緩沖示意

2.2 反向重構(gòu)式著陸緩沖

目前國(guó)際上正在研究一種半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)，基本設(shè)計(jì)思路是其在返回器頂部支撐一個(gè)雨傘狀結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)減速，在發(fā)射時(shí)該機(jī)構(gòu)為收攏狀態(tài)，能夠適應(yīng)火箭整流罩的空間；著陸階段，半剛性機(jī)械展開(kāi)機(jī)構(gòu)上的剛性防熱鼻脫落，反推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火減速，并且展開(kāi)機(jī)構(gòu)的氣動(dòng)面進(jìn)行重新構(gòu)造，輻條和連接桿向后折疊變成緩沖機(jī)構(gòu)，可以在著陸過(guò)程中起到緩沖作用，如圖11所示[21]。該機(jī)構(gòu)主要應(yīng)用于火星著陸，經(jīng)過(guò)系統(tǒng)優(yōu)化也可用于地球表面著陸。

2.3 充氣隔熱罩著陸緩沖

充氣減速器是一種新型再入返回飛行器，在發(fā)射階段，再入系統(tǒng)折疊包裝在很小的容器內(nèi)，在再入過(guò)程中，充氣展開(kāi)形成倒錐形結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)可以兼顧防熱、氣動(dòng)減速和著陸緩沖。目前，充氣式減速器已經(jīng)由概念設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)為飛行驗(yàn)證。美國(guó)已經(jīng)成功完成了飛行試驗(yàn)，并成功在水上濺落。當(dāng)前主要的充氣式減速器如圖12所示。由于充氣式減速器為充氣結(jié)構(gòu)，可以有效的進(jìn)行著陸緩沖，在海上著陸還可以保持漂浮狀態(tài)，容易進(jìn)行回收。[22]

圖11 反向重構(gòu)式著陸緩沖的結(jié)構(gòu)形式

圖12 充氣式減速器

3 返回器著陸緩沖途徑綜合分析

針對(duì)任務(wù)需求和國(guó)情特點(diǎn)，返回器的著陸緩沖方式多種多樣，不同著陸緩沖方式比對(duì)如表2所示。近年來(lái)，無(wú)損著陸和可重復(fù)使用等任務(wù)需求對(duì)返回器的著陸緩沖性能提出了更高的要求；國(guó)際上也開(kāi)始廣泛研究了新的著陸緩沖方式，部分技術(shù)已經(jīng)得到了驗(yàn)證。總體來(lái)看，返回器的著陸緩沖方式主要有以下特點(diǎn)。

1）降低返回器著陸沖擊載荷和減少著陸緩沖系統(tǒng)質(zhì)量是選擇著陸緩沖途徑最重要的2個(gè)選項(xiàng)，需要結(jié)合任務(wù)需求和任務(wù)約束進(jìn)行綜合性分析；對(duì)于無(wú)人返回器而言，返回器對(duì)于著陸沖擊載荷不敏感，對(duì)于部分抗沖擊能力差的設(shè)備或載荷可以采用局部緩沖設(shè)計(jì)和單機(jī)抗沖擊環(huán)境設(shè)計(jì)來(lái)解決問(wèn)題，無(wú)需采用系統(tǒng)級(jí)的復(fù)雜著陸緩沖方案，主結(jié)構(gòu)緩沖方式最為合適；對(duì)于載人返回器而言，保護(hù)宇航員的安全是首要任務(wù)，因此需要首先考慮如何降低著陸沖擊載荷，其次是如何降低系統(tǒng)質(zhì)量。

2）返回器的可重復(fù)回收使用，對(duì)著陸緩沖性能要求嚴(yán)格，要求主結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)較小損傷。海上著陸采用海面濺落式緩沖，有利于節(jié)約成本；陸地著陸需采用緩沖器，主要是氣囊或著陸腿。氣囊著陸可以兼顧陸地和海洋，具有較好的穩(wěn)定性，CST-100返回艙的氣囊已經(jīng)完成了飛行驗(yàn)證；使用著陸腿著陸仍處于概念設(shè)計(jì)階段，應(yīng)用前景不明朗。

3）返回器著陸緩沖性能的驗(yàn)證主要采用著陸沖擊仿真分析和著陸沖擊試驗(yàn)相結(jié)合的方式，其中仿真分析主要是基于LS-DYNA等非線性動(dòng)力學(xué)分析軟件完成。

4）充氣隔熱罩著陸緩沖和反向重構(gòu)式著陸緩沖是近年來(lái)發(fā)展的新型著陸方式，將減速、防熱、緩沖等功能進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，可以有效的節(jié)約著陸緩沖系統(tǒng)質(zhì)量，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的多功能復(fù)用，適用于無(wú)人探測(cè)返回器。

通過(guò)上面分析可知，為了實(shí)現(xiàn)著陸緩沖功能，返回器均需要付出一定的質(zhì)量代價(jià)，部分返回器甚至較大程度提高了系統(tǒng)復(fù)雜度。筆者認(rèn)為，返回器在返回地球后進(jìn)行定點(diǎn)著陸是航天技術(shù)發(fā)展的必然，隨著返回器定點(diǎn)著陸精度的不斷提高，將著陸緩沖系統(tǒng)由器上轉(zhuǎn)移至回收?qǐng)?，可以有效?jié)省系統(tǒng)質(zhì)量、降低系統(tǒng)復(fù)雜度和降低研制成本。例如，可以在返回器預(yù)定著陸區(qū)域鋪設(shè)一個(gè)較大的氣囊緩沖墊，返回器在返回地球后通過(guò)定點(diǎn)著陸方式直接降落到地面氣囊緩沖墊上，從而實(shí)現(xiàn)返回器的著陸緩沖，而返回器本身無(wú)需設(shè)計(jì)著陸緩沖系統(tǒng)，地面的氣囊緩沖墊也可以重復(fù)使用。

表2 返回器不同的著陸緩沖方式比對(duì)

Tab.2 Comparison of different landing buffers for the reentry capsules

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)返回器著陸緩沖技術(shù)的調(diào)研與分析，得到以下啟示：

1）返回器的著陸緩沖方式無(wú)墨定之規(guī)，可以廣泛開(kāi)啟思路，借鑒一切可能的著陸方式，比如著陸腿式著陸緩沖在地外天體著陸和火箭回收已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用，氣囊式著陸緩沖在火星上也得到了多次驗(yàn)證。

2）返回器在返回地球后進(jìn)行定點(diǎn)著陸，是航天技術(shù)發(fā)展的必然，隨著定點(diǎn)著陸精度的不斷提高，可以考慮將著陸緩沖系統(tǒng)由器上轉(zhuǎn)移至回收?qǐng)?，這樣能夠有效的節(jié)省系統(tǒng)質(zhì)量。

3）根據(jù)當(dāng)前的國(guó)情和技術(shù)水平，我國(guó)返回器的重復(fù)使用采用氣囊式著陸緩沖最為合適，不僅可以繼承陸地著陸的傳統(tǒng)，無(wú)需更改再入返回軌道，又可以有效降低著陸載荷，能夠?qū)崿F(xiàn)無(wú)損著陸。

4）返回器的著陸緩沖通常考慮通過(guò)結(jié)構(gòu)或者緩沖機(jī)構(gòu)來(lái)吸能，土壤吸能通常被忽略，如何有效的利用土壤來(lái)吸收返回器的著陸能量是一個(gè)值得深入探討的課題。

5）減速、防熱、著陸緩沖的多功能一體化設(shè)計(jì)，可以有效的節(jié)約系統(tǒng)質(zhì)量，是未來(lái)無(wú)人返回器的一個(gè)重要發(fā)展方向。

目前國(guó)際上已經(jīng)廣泛開(kāi)展了新型返回器著陸緩沖方案的研制工作，部分技術(shù)已經(jīng)得到飛行驗(yàn)證，建議我國(guó)盡快開(kāi)展相關(guān)方面的研究工作。

[1] 逯運(yùn)通, 張正峰, 王剛, 等. 返回器著陸沖擊性能驗(yàn)證方法研究[C]//第二屆進(jìn)入、減速與著陸(EDL)技術(shù)全國(guó)學(xué)術(shù)會(huì), 南京, 2004.LU Yuntong, ZHANG Zhengfeng, WANG Gang, et al. Study on the Land-impact Performance Validation of Reentry Vehicle [C]//The 2th National Conference on Entry, Deceleration and Landing (EDL) Technology, Nanjing, 2004. (in Chinese)

[2] 賈賀, 榮偉, 陳旭, 等. 典型采樣返回探測(cè)器的進(jìn)入減速著陸系統(tǒng)分析[J]. 航天器工程, 2010, 19(5): 56-63. JIA He, RONG Wei, CHEN Xu, et al. Entry, Descent, and Landing System Analysis of Typical Sampling & Return Capsules[J]. Spacecraft Engineering, 2010, 19(5): 56-63. (in Chinese)

[3] 逯運(yùn)通, 張正峰, 傅子敬, 等. 一種深空粒子采樣返回探測(cè)器構(gòu)型設(shè)想[J]. 深空探測(cè)學(xué)報(bào), 2019, 6(1): 96-102. LU Yuntong, ZHANG Zhengfeng, FU Zijing, et al. Study on the Configuration of Deep Space Particles Sampling and Return Spacecraft[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2019, 6(1): 96-102. (in Chinese)

[4] BARROW K, CHEUVRONT A, FARIS G, et al. Sample Return Primer and Handbook: JPL D-37294[R].Pasadena, CA: Jet Propulsion Laboratory, 2007.

[5] RYSCHKEWITSCH M, JONES P, SPIDALIERE P, et al. Genesis Mishap Report[R]. Washington, DC: NASA, 2005.

[6] Yoshitsugu Sone. Charge/discharge Performance of Lithium-ion Secondary Cells under Microgravity Conditions: Lessons Learned from Operation of Interplanetary Spacecraft Hayabusa[J]. Electrochimica Acta, 2013, 100: 358-363.

[7] TSUDA Y , YOSHIKAWA M, ABE M. et al. System Design of the Hayabusa 2—Asteroid Sample Return Mission to 1999 JU3[J]. Acta Astronautica, 2013, 91: 356-362.

[8] BESHORE E, LAURETTA D, BOYNTON W, et al. The OSIRIS-REx Asteroid Sample Return Mission[R]. Greenbelt: NASA Goddard Space Flight Center, 2015.

[9] 逯運(yùn)通, 張正峰, 李海飛, 等. 月地高速再入返回器構(gòu)型布局設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)[J]. 中國(guó)科學(xué), 2015, 45(2): 124-131. LU Yuntong, ZHANG Zhengfeng, LI Haifei, et al. Design and Realization of Configuration and Layout for Lunar-earth High-speed Reentry Capsule[J]. Scientia Sinica Technological, 2015, 45(2): 124-131. (in Chinese)

[10] MCCULLOUGH J E, LANDS J F Jr. Apollo Commmand Module Land-Impact Tests: MSC-S-301, NASA-TN-D-6979 72N32857[R].1972.

[11] HEYMSFIELD E, FASANELLA E L. Using Numerical Modeling to Simulate Space Capsule Ground Landings: LF99-7336[R]. 2009.

[12] 王剛, 董彥芝, 楊昌昊, 等. 適應(yīng)斜落著陸沖擊的一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證技術(shù) [J].中國(guó)科學(xué), 2015, 45(2): 204-212 WANG Gang, DONG Yanzhi, YANG Changhao, et al. Reentry Spacecraft Integrated Structural Design and Test for Slanting Pose Landing Impact[J]. Scientia Sinica Technological, 2015, 45(2): 204-212. (in Chinese)

[13] 雷江利, 榮偉, 賈賀, 等. 國(guó)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)

[14] 石泳, 劉哲, 陳偉躍, 等. 載人飛船鈍頭體返回艙減速著陸組合方式對(duì)比[J]. 航天返回與遙感, 2016, 37(6): 20-27. SHI Yong, LIU Zhe, CHEN Weiyue, et al.Combination of Deceleration and Landing Modes for Return Capsule with Blunt Body of Manned Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(6): 20-27. (in Chinese)

[15] 王宇翔, 杜匯良, 馬春生, 等. 飛船返回艙著水與著陸工況沖擊兼容性設(shè)計(jì)分析[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2012, 31(9): 94-101. WANG Yuxiang, DU Huiliang, MA Chunsheng, et al. Analysis on Water and Landing Impact Compatibility for Space Capsule[J]. Journal of Vibration and Shock , 2012, 31(9): 94-101. (in Chinese)

[16] LITTELL J D, LAWRENCE C, CARNEY K S. Crew Exploration Vehicle (CEV) Water Landing Simulation: NASA/TM-2007-214681[R]. 2007.

[17] 房紅軍, 楊雷. 載人飛船返回艙著水沖擊問(wèn)題研究進(jìn)展[J]. 載人航天, 2013, 19(6): 76-83. FANG Hongjun, YANG Lei. Review on Water Landing Impact Problems of Manned Reentry Capsules[J]. Manned Spaceflight, 2013, 19(6): 76-83. (in Chinese)

[18] 沈祖煒. 商用載人飛船CST-100回收與著陸系統(tǒng)[C]. 第二屆進(jìn)入、減速與著陸(EDL)技術(shù)全國(guó)學(xué)術(shù)會(huì), 南京, 2004. SHEN Zuwei. Commercial Crew Spacecraft CST-100 Recovery and Landing System[C]//The 2th National Conference on Entry, Deceleration and Landing (EDL) Technology, Nanjing, 2004. (in Chinese)

[19] MCKINNEY J, WEBER M L, FERGUSON P, et al. Boeing CST-100 Landing and Recovery System Design and Development Testing: AIAA 2013-1262[R]. [S.l.]: AIAA, 2013.

[20] 朱光辰. 載人飛船返回艙再入著陸力學(xué)環(huán)境防護(hù)技術(shù)改進(jìn)[J]. 航天返回與遙感, 2010, 31(5): 9-15. ZHU Guangchen. Improvement on Protecting Technology Against the Reentry and Landing Mechanical Environment of Manned Spacecraft Return Module[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2010, 31(5): 9-15. (in Chinese)

[21] VENKATAPATHY E, ARNOLD J, FERNANDEZ I, et al. Adaptive Deployable Entry and Placement Technology(ADEPT): A Feasibility Study for Human Missions to Mars[C]//21st AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar: AIAA 2011-2608, Dublin, Ireland, 2011.

[22] HUGHES S J, DILLMAN R A, STARR B R, et al. Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) Design Overview[C]//18th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 23-26, Munich, Germany: AIAA. 2005: 1-14.

Study on the Landing Buffer Pattern of the Reentry Capsule

LU Yuntong ZHANG Xuhui LI Qing ZHANG Zhengfeng HUANG Jun XING Likun

（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China）

The reentry capsules would be subjected to a certain impact load at the moment of landing on the terrene or water. In order to ensure the safety of astronauts and products in the capsule, the reentry capsules should have landing buffer capability. In this paper, the main landing buffering methods of the reentry capsules are analyzed and compared, including landing buffering of the main structure, sea splash-landing buffering, landing buffering of the airbag, and landing buffering of the retrorocket. The design and verification of landing buffering of the typical reentry capsules including Circumlunar Return and Reentry Capsule, MPCV and CST-100 are described. The landing gear, reverse reconfiguration landing buffering and inflatable heat shield landing are also introduced. Finally, various buffering methods of the reentry capsules are compared and summarized. According to the analysis results enlightenment and suggestions on the research of landing buffer path of the reentry capsules are provided.

reentry capsule; landing buffer; landing impact; spacecraft recovery

V414.5

A

1009-8518(2021)01-0039-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.01.005

逯運(yùn)通，男，1985年生，2011年獲北京航空航天大學(xué)機(jī)械工程專業(yè)工學(xué)碩士學(xué)位，高級(jí)工程師，主要從事航天器機(jī)械總體設(shè)計(jì)工作。E-mail：yuntonglu@126.com。

2020-03-03

逯運(yùn)通, 張旭輝, 李青, 等. 返回器著陸緩沖技術(shù)途徑綜述[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(1): 39-47.

LU Yuntong, ZHANG Xuhui, LI Qing, et al. Study on the Landing Buffer Pattern of the Reentry Capsule[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(1): 39-47 (in Chinese)

（編輯：夏淑密）