王永滨 蒋万松 王磊 黄伟

（北京空间机电研究所，北京 100094）

0 引言

随着世界各国对空间探测技术的关注与研究，各类深空探测任务对空间探测的星表着陆能力提出了非常强烈的需求。目前成功实现深空探测着陆的途径主要包括支架式着陆缓冲装置着陆和气囊着陆。在进行载人登月探测活动中，需要采用着陆缓冲装置吸收探测器在月球表面着陆冲击过程中所产生的冲击能量，确保将月面载荷作用于探测器结构和舱载设备的过载系数减小到系统设计范围之内，保证航天器及其内部结构不因月面冲击载荷过大而受到损伤，着陆缓冲装置是着陆器月面着陆的关键系统。此外，通过着陆缓冲装置建立返回的平台，而着陆缓冲气囊不具备这样的功能，故在进行载人登月探测活动时需要采用支架式着陆缓冲装置进行着陆缓冲[1]。

国内外相关科研机构针对不同的适用环境和指标要求，对载人登月舱月面着陆缓冲装置进行了大量的理论和应用研究。美国航空航天局（图1（a）~（b））[2-5]、美国SpaceX公司（图1（c））、欧空局（图1（d））[6]和俄罗斯（图 1（e）~（f））[7]等国家和机构均针对载人登月相关任务需求开展了月面着陆缓冲装置的研究[1]。目前成功实现载人月球探测只有美国“阿波罗”系列月球着陆器[8-9]（图1（a）），其设计理念和方法对于载人登月软着陆缓冲装置的设计有十分重要的借鉴意义。

国内针对载人登月月面着陆缓冲装置的研究相对有限，目前大多进行的是无人着陆器月面着陆研究。已实现在月球软着陆的“嫦娥三号”月球着陆器采用基于铝蜂窝的四支腿软着陆缓冲装置实现月面软着陆器，着陆载荷约 1.3t。而载人月球着陆器着陆载荷在 7~10t之间，其设计理念和指标要求同无人月球着陆器有很大的不同。哈尔滨工业大学[10]和北京空间机电研究所针对载人登月舱着陆特性，已开展了载人登月舱着陆缓冲装置原理样机的研制工作（图1（g）~（h）），相关设计均部分借鉴了“阿波罗”月球着陆器的研制经验。本文以我国载人登月月面着陆任务需求为出发点，基于着陆缓冲装置技术途径选择分析，采用理论与仿真相结合的方法，研制全尺寸载人登月月面软着陆缓冲装置，为后续工程实施提供技术支撑。

图1 国内外载人登月舱着陆缓冲装置Fig.1 Human Lunar landing gear research situation at home and abroad

1 着陆缓冲装置技术途径选择

对于每一次登月任务，登月舱的软着陆支架是最为关键的装置之一。软着陆支架能确保登月舱安全平稳地降落在月球表面，航天员得以顺利出舱并进行月面探测活动。同时，软着陆支架还起到月面上升器的发射架作用，保证航天员携带月球样品可靠地由月面进入环月轨道，最终安全返回地球。着陆缓冲装置涉及的相关技术主要包括着陆缓冲装置支腿构型和缓冲方式。在着陆缓冲装置的初始设计阶段，着重从着陆缓冲装置的数量、缓冲方法和构型等几方面进行组合，提出尽可能多的设计方案[11]。

采用着陆缓冲装置着陆时，至少需要三个着陆支点，支腿数量越多，着陆器的稳定性越好。但是，支腿数量增多会带来系统质量增加。因此，要根据着陆器质量、着陆稳定性、运载器包络尺寸等要求，综合分析来确定支腿数量。对于大载重的着陆器，四条支腿的着陆缓冲装置方案是一个较优的折中方案。

缓冲器是着陆缓冲装置的核心缓冲部件，其主要作用是吸收探测器在着陆冲击过程中所产生的冲击能量。缓冲器的实质就是将探测器着陆时的动能耗散在缓冲器内部缓冲材料及着陆腿结构变形上。目前常用的缓冲器主要包括可压缩吸能缓冲装置、液压缓冲装置、机械缓冲装置、磁流变及电磁阻尼缓冲装置。可压缩吸能缓冲装置中最具代表性的是铝蜂窝缓冲装置，铝蜂窝材料具有较低的密度，较高的比模量、比强度以及优良的耐热性和抗腐蚀性，采用铝蜂窝材料的缓冲装置还具备结构简单和缓冲行程大等优点，故本文的缓冲装置最终选用铝蜂窝材料实现缓冲。

2 着陆缓冲装置方案设计

针对载人登月任务设计的软着陆缓冲装置采用四腿、悬臂式的构型，四个缓冲支腿沿着陆器对称分布，结构布局如图2所示。该着陆缓冲装置采用铝蜂窝缓冲方式，每条缓冲支腿由一个铝蜂窝吸能的主支腿和两个吸能的辅助支腿、展开架、展开锁定机构以及足垫等组成。图3所示为着陆缓冲装置收拢和展开状态示意图。

图2 着陆器结构Fig.2 Landing gear structure

图3 着陆器收拢和展开状态Fig.3 Stowed and deployed state

2.1 缓冲支腿结构设计

缓冲支腿包括主支腿和辅助支腿。其中主支腿由内筒、外筒和铝蜂窝组成。图4为主支腿结构图。在着陆瞬间，着陆冲击力首先作用到内筒上，内筒将作用力传到铝蜂窝上，通过内外筒相对运动使铝蜂窝进行压缩并吸能。在考虑冲击载荷缓冲时，除了对最大过载有要求，对初始冲击过载的变化率也需要限定，以减小在结构和设备上产生的冲击响应，因此方案中将缓冲铝蜂窝设计成多级缓冲。设计单条主支腿能吸收60%~70%垂直方向的能量，则两条主支腿可以吸收垂直冲击能量。

图4 主支腿结构Fig.4 Primary strut structure

图5 辅助支腿结构Fig.5 Secondary strut structure

图5所示为辅助支腿结构，辅助支腿主要由受压铝蜂窝、内筒、受拉铝蜂窝和外筒组成。其中受压和受拉铝蜂窝在着陆缓冲过程中承受横向冲击载荷。设计单条辅助支腿能吸收 70%~80%水平方向的能量，则两条辅助支腿可以吸收全部水平冲击能量。

2.2 展开锁定机构设计

由于着陆缓冲展开直径超过了运载器的包络尺寸，因此必须考虑收拢和展开机构。为了保证展开可靠，采用了涡卷簧驱动连杆机构的方式实现着陆支腿的展开和锁定。展开与锁定机构由初始锁定机构、展开机构和二次锁定机构三部分组成。初始锁定机构实现着陆支腿的收拢固定和解锁，展开机构实现支腿的展开，二次锁定机构实现支腿展开后的有效锁定。

2.3 缓冲材料设计

该着陆缓冲装置采用铝蜂窝进行着陆缓冲。着陆缓冲装置缓冲设计要求能够有较高的压缩强度，因此设计了适用于高压缩强度的铝蜂窝。对于不同的缓冲部位，依据计算结果进行铝蜂窝直径及强度的设计。设计的正六角形铝蜂窝工作塌跨载荷约为临界压溃峰值载荷的63%。实际使用时，需要将铝蜂窝进行预压缩，以消除临界压溃峰值，保证缓冲过程的工作垮塌载荷保持平稳。

3 仿真分析验证

3.1 缓冲结构及仿真模型建立

着陆器在着陆冲击过程中，需要经历一个瞬态冲击载荷，能否经受得住这一力学环境是软着陆能否成功的关键。如图6所示为基于ADAMS软件建立的着陆缓冲装置软着陆动力学仿真模型，用于分析着陆冲击的瞬态响应。着陆器主支腿和辅助支腿内安装了缓冲材料，并应用ADAMS二次开发接口设计了着陆冲击动力学分析子程序。应用该模型分析了月球着陆器的着陆姿态、着陆速度、地面坡度和月壤粘性对着陆性能的影响。

图6 着陆冲击仿真模型Fig.6 Landing model of impact simulation

图7 主、辅助支腿仿真模型Fig.7 Model of primary & second structures

主支腿和辅助支腿内装有蜂窝，通过压溃蜂窝吸收能量实现缓冲。蜂窝在压溃过程中发生塑性变形，具有不可恢复性。辅助支腿结构形式可以使压溃蜂窝能够承受拉力和压力。主、辅助支腿仿真模型如图7所示。内筒和外筒可沿同轴滑动，通过移动副定义，即内筒和外筒之间只有一个相对滑动的自由度。在内筒和外筒上分别固定两个平行的坐标系（可选各自质心），两个坐标系之间的相对位置相对于初始状态沿共轴方向的位移定义为变形量，用x表示，负值表示压缩，正值表示拉伸。在仿真过程的每一积分步长，通过子程序记录变形量的最大值（xmax）和最小值（xmin）。

由于蜂窝压溃后不可恢复，其力学性质表现为弹塑性和特有平台性（静态压垮载荷基本为定值），并与冲击速度有关。单级蜂窝压缩时的动态冲击力Pd可表达为

式中 η为硬化系数；Pc为静压缩载荷；x0为平移量（若变形量x以mm为单位，则x0取3，使得双曲正切函数曲线与铝蜂窝平台曲线一致）；xmin为当前最小变形量（负值）；δ(⋅)为逻辑函数，表示为

单级拉伸蜂窝（通过压缩实现）的动态冲击力Pd可表达为

式中 xmax为当前最大变形量（正值）；Pt为静拉伸载荷，对于同类型的蜂窝，Pt和式（1）中Pc均为定值，可由试验得到。

η表征了蜂窝的动态特性，例如冲击速度在10m/s，η=1.2~1.3。η可用二次多项式近似，

式中 v为冲击速度；a和b为待定系数，可由试验数据得到，对于不同类型的蜂窝，系数有所不同。

多级蜂窝的动态冲击力可由上述方法通过叠加得到[12]。此外在处理着陆器足垫与月壤的接触问题时，将作用力分为法向力和摩擦力。在描述月壤的塑性特征时，结合其表面承载力、弹性系数和阻尼系数等特性对月壤进行了表征。相关参数参考了“阿波罗”登月舱和“探测者”系列着陆器着陆仿真所采用的月壤力学性质的描述[13-14]。

3.2 仿真分析结果

基于以上理论模型对着陆缓冲装置进行了系统的仿真分析计算，涵盖了不同的速度、坡度、质心、着陆形式等多种参数组合的工况，具体15种工况设置见表1。表1中1-2-1着陆模式是指一条主支腿先着陆，而后另外两条主支腿同时着陆，最后一条主支腿再着陆；2-2着陆模式指两条主支腿先同时着陆，而后另外两条主支腿也同时着陆。两种着陆方式中，2-2着陆模式相比1-2-1着陆模式更加严酷。

表1 仿真分析工况Tab.1 Conditions of simulation analysis

对表1所示的15种典型组合着陆工况（不同着陆模式、坡度、着陆速度、质心高度的组合）进行仿真分析，其中着陆冲击过载仿真结果如表2所示。考虑到文章篇幅限制本文主要列举了较为不利的工况11的着陆冲击仿真分析结果（见图8~图11），其中图8和图9所示分别为主腿缓冲力和缓冲行程曲线，图10和图11所示分别为舱体着陆速度和加速度曲线。

表2 各工况下的着陆冲击过载Tab.2 Landing impact overload under various operating conditions

图8 主支腿缓冲力Fig.8 Impact forces of primary structure

图9 主支腿缓冲行程Fig.9 Buffer length of primary structure

图10 舱体着陆速度Fig.10 Landing velocity of the landing gear

图11 舱体着陆加速度Fig.11 Landing acceleration of the landing gear

通过对系统的着陆冲击动力学分析，可以得出以下结果：

1）主支腿的两级铝蜂窝缓冲力分别为5kN和9.5kN，与设计值一致；

2）主支腿的缓冲行程（压溃位移）为440mm，满足缓冲行程要求；

3）15种典型工况下，着陆器着陆冲击过载介于1.5~3.4gn之间，小于4gn，满足载人航天器要求；

4）2-2着陆模式低头正撞（月面坡度10°~20°）情况下是最恶劣的工况之一。

综上分析，可以认为目前的设计较为合理。

4 结束语

本文介绍了一种载人登月月面着陆缓冲装置，对该月面着陆缓冲装置的设计思想进行了剖析，结合功能要求对技术途径的选取进行了相关说明。在完成对载人登月月面软着陆缓冲装置设计和分析的基础上，开展了着陆缓冲装置原理样机的研制，在国内首次研制出全尺寸载人登月着陆缓冲装置，相关技术指标满足设计指标要求。

通过仿真分析和原理样机的地面试验可以得出以下结论：1）铝蜂窝的缓冲力和缓冲行程设计比较合理，主支腿和辅助支腿的缓冲效果较好；2）在给定的着陆条件下，模拟多种严酷工况下着陆器不存在翻倒的可能性；3）适当提高着陆器质心高度，对辅助支腿缓冲行程有利；4）着陆器本身着陆冲击过载小于4gn，满足载人航天器要求。

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