著陸緩衝裝置

彈道式返回飛行器的無損回收、載人返回艙的安全著陸、軍用裝備和民用物資空投等都要求軟著陸或無損著陸，必需套用著陸緩衝技術來實現。

彈道式返回飛行器完成在軌運行任務後重返大氣層，通常先採用降落傘系的氣動阻力對其進行逐漸減速。但在有些航天飛行器設計中，降落傘系的質量和體積是有一定限制的，也就是說這些航天飛行器僅靠降落傘減速是不可能實現最終軟著陸的。

採用著陸緩衝裝置可明顯地降低降落傘的面積，減少回收系統的質量，同時又大幅度地降低返回艙著陸時所受的衝擊。長期以來，工程上使用的著陸緩衝裝置種類較多，如滑翔傘、著陸緩衝火箭和緩衝氣囊等。

基本介紹

• 中文名：著陸緩衝裝置
• 外文名：The buffering device
• 作用：降低著陸衝擊加速度
• 類型：滑翔傘、緩衝火箭和緩衝氣囊等
• 主要影響因素：初始速度和環境溫度
• 套用階段：彈道式太空飛行器的返回地面階段

背景

彈道式太空飛行器，如返回式衛星、載人飛船等的返回艙(有些情況稱為回收艙)在其返回地面的著陸下降階段，一般都是利用降落傘的氣動阻力對其進行減速。但是，在工程設計中，降落傘的減速是有一定限度的，其設計著陸速度不能規定得過低。載人飛船的返回艙在陸上的著陸速度一般規定在6~7 m/s，而對無人的返回艙可達10~14 m/s;否則，降落傘系統的重量將大到不合理的程度。在大氣密度比較稀薄的星球表面著陸，如在火星表面，則降落傘的設計下降速度可高達25-35 m/s。

返回艙以這樣大的速度著陸，其著陸時產生的衝擊加速度峰值可數十倍於重力加速度(g)值;一般來講，還是可以接受的。但是，對於經過長時間空間飛行的航夭員，要求著陸衝擊加速度值儘可能地小;而對於有無損要求的返回艙及其內部儀器設備，特別是對於精密、貴重的儀器設備，也要求著陸衝擊儘可能地小，以實現重複使用。

因此，需要在返回艙著陸時，進一步採取著陸緩衝或減振措施，對返回艙進一步進行減速或吸收返回艙下降的動能，以降低其著陸衝擊加速度峰值。

滑翔傘

常規降落傘在下降時只產生阻力而無升力。滑翔傘，如翼傘，除了阻力外還產生一定的升力。改變升力的方向，可改變飛行方向，從而控制返回艙的運動軌跡，.將返回艙引導到預定的回收區。當下降到距地面不大的高度時，滑翔傘迅速作拉平機動飛行，改變其升阻比，其垂直下降速度V急劇減小。滑翔傘在著陸前的拉平機動稱為“雀降(Flare)"。

60年代初，美國當局在制定“雙子星座”飛船方案時，曾構想一種帆狀滑翔翼傘(paraglider)作為飛船著陸系統的終端減速裝置，以實現可控制的陸上著陸。滑翔翼傘具有升阻比L/D=3.5。當飛船乘滑翔翼傘下降，進入預定的著陸場，離地面高度14m時，作雀降機動。飛船以著陸架觸地。三個著陸架在飛船上按前三點布置，具有液壓緩衝筒以吸收剩餘的垂直下降速度的動能。著陸架的底部是滑撬狀的滑塊，著陸時在柏油路面或機場跑道上滑行，以消除著陸時的水平速度分量。

在60年代初期，滑翔翼傘技術還很不成熟，關鍵技術久攻不下;最後，美國當局不得不在“雙子星座”計畫中放棄滑翔翼傘方案，而改用常規的直徑為19. 5 m的環帆傘作為著陸系統的主傘。

自80年代以來，人們在研製大型、可控的衝壓式翼傘方面進行了大量工作，取得了長足的進展。例如美國目前正在進行中的GPADS計畫(Guided Parafoil Air-borne Delivery System可控翼傘空投系統)，在空投試驗中已成功地實現了回收重量達16. 3 t、著陸速度為2. 4 m/s、著陸精度在直徑100 m範圍內的衝壓式翼傘系統。目前這種系統暫還只套用于飛機定點空投重型軍用物資，尚未套用於太空飛行器的回收著陸。

著陸緩衝火箭

著陸緩衝火箭簡稱著陸火箭，是一種具有動力的主動式著陸緩衝裝置。當返回艙乘降落傘下降到距地面某個不大的高度時，著陸火箭點火工作，給予返回艙一個向上的衝量，也就是給予一個向上的速度增量，從而使返回艙在著陸前瞬時的速度減小到相當小的水平。從理論上講，利用著陸火箭有可能實現以零速度著陸。

著陸火箭的主要特點在於其緩衝行程相當大，比任何一種緩衝裝置都大；因而可以實現在相當小的減速過載條件下，將返回艙的著陸速度減小到很低的水平;這一點對於載人飛船的著陸是非常重要的。在返回艙質量很重的情況下，使用著陸火箭可以明顯地減小主傘傘衣面積，從而減少降落傘系統的質量。

“降落傘一著陸火箭系統”最初是套用於空投重型軍用物資，後來移植於航夭器返回艙的著陸。

60年代初，美國當局在“雙子星座”飛船計畫中放棄了滑翔翼傘方案，改用常規的環帆傘方案，但同時還開展了一種“活動帆片傘一著陸火箭”系統的研製工作，爭取套用到飛船的實際飛行中去。

所謂活動帆片傘(parasail)是在常規的環帆傘的基礎上，將其部分帆片設計成是活動、可控制的，具有有限的滑翔飛行能力，其升阻比L/D=1.0，最大轉向率約300/s;可以實現有限的可控制的陸上著陸。

活動帆片傘的升阻比很小，不能採取雀降機動，因此在著陸時增設了兩台著陸火箭，以降低其垂直下降速度分量。著陸火箭安裝在飛船的一個側面，在著陸時是朝向地面;它是一種雙推力固體火箭，其推力—時間曲線分為兩個階段:第一階段是高推力階段，平均推力26. 5 kN，作用時間很短0. 4 s;將飛船的下降速度降低到1一3 m/s的設計值。第二階段為低推力或保持階段，推力保持在5. 43 kN的水平;將飛船的下降速度維護到已達到的低速度，直至著陸。

飛船在著陸前，伸出觸桿式高度控制器以控制著陸火箭點火。觸桿式高度控制器是由加拿大德哈維蘭公司研製的，它由厚度為0. 13 mm薄鋼條製成。在展開前，像鋼捲尺那樣卷在捲筒內。展開時，自動形成直徑為25. 4 mm的薄壁圓管狀桿子，長度1.5一6 m可調。

飛船上設有與“滑翔翼傘”方案相同的著陸架組。飛船著陸時的垂直下降速度分量的動能，由著陸架上的液壓緩衝筒吸收;而水平下降速度分量的動能，由著陸架底部的滑塊在機場跑道上滑行而消耗掉。

緩衝氣囊

緩衝氣囊是一種常用的著陸緩衝結構，其主要靠壓縮氣囊內部氣體做功來消耗被緩衝物的衝擊動能。緩衝氣囊從囊腔個數來分可以分為單室氣囊和多室氣囊;從緩衝機理上可以分為排氣型、非排氣型和組合型，其中組合型為排氣型和非排氣型組合而成，通常為雙氣室氣囊，內囊為非排氣型氣囊而外囊為排氣型氣囊。緩衝氣囊質量輕且緩神特性好，氣囊著陸緩衝系統已經被廣泛地套用於太空飛行器回收、無人機回收以及空降空投中。所以，近些年來國內外相關研究人員採用理論計算、試驗和數值仿真等方法對其緩衝吸能特性進行了廣泛研究。

國外研究

在國外，Esgar和Morgan把緩衝氣囊的內部氣體看作理想氣體，基於熱力學方程和力學平衡方程，建立了緩衝氣囊的理論力學模型，從而計算出了氣囊緩衝系統相關指標的理論解。Cole和Waye編寫了計算程式來計算模擬“探路者號”火星氣囊著陸系統的著陸衝擊過程，通過該計算程式可以計算得到探測器的著陸衝擊加速度一一時間曲線和緩衝氣囊在著陸衝擊過程中的壓力一一時間曲線，從而可以指導該氣囊緩衝系統的設計，有效地降低了昂貴的試驗成本。Tutt等對“獵戶座”(Orion)載人飛船的緩衝氣囊的緩衝吸能特性進行了試驗研究，試驗結果表明該雙氣囊緩衝系統能很好地滿足著陸緩衝要求。同時他們採用非線性有限元軟體LS-DYNA對“獵戶座”載人飛船的緩衝氣囊的若陸緩衝過程進行了模擬，數值分析結果與試驗結果吻合得很好。Lee等採用LS-DYNA對採用氣囊進行緩衝的“獵戶座”載人飛船的著陸緩衝過程進行了仿真分析，他們計算了不同工況下的衝擊回響，同時通過仿真分析發現改變外部氣囊的排氣孔而積是降低飛船過載和提高整體穩定性的最有效途徑。Gardinier和Taylor採用試驗和數位仿真對可回收利用的K-1運載火箭的氣囊緩衝著陸過程進行了研究，首先他們採用縮比試驗驗證了數值模型的準確性，然後再用驗證後的數值模型計算了全比例模型的著陸衝擊過程，仿真結果表明該氣囊系統可以滿足K-1運載火箭的所有著陸緩衝性能指標。Taylor採用LS-DYNA對歐洲航天局發射的Beadle II火星探測器的氣囊著陸緩衝過程進行了模擬，通過仿真他得到了不同工況下的著陸衝擊回響，為Beagle II火星探測器的氣囊系統提供了寶貴的設計依據。Hirth等分別採用L S-D YNA的控制體積算法、任意拉格朗日歐拉算法和粒子法對氣囊的展開以及氣囊在展開過程中受衝擊進行了仿真模擬，並且對相關過程進行了試驗，仿真與試驗結果的對比發現任意拉格朗日歐拉算法和粒子法在氣囊展開過程受衝擊載荷的模擬上比控制體積算法計算結果更準確但計算時間相對較長。在氣囊展開過程受衝擊載荷的模擬上，綜合考慮計算結果準確性和計算時間的話，粒子法相對最優。Hu等通過試驗和數值仿真方法對Zhong和He發明的一種新型的汽車乘員側安全氣囊一一管式夾層氣囊進行了研究，他們研究了該新型氣囊對離位乘員的保護效果，試驗和仿真結果均表明該新型氣囊對離位乘員的防護比普通氣囊要好。

國內研究

在國內，戈嗣誠等人採用Esgar和Morgan的方法對固定排氣孔面積的排氣型緩衝氣囊在無人機回收的套用進行了可行性研究，並分析了影響氣囊緩衝性能的主要因素。王亞偉等基於熱力學方法，綜合考慮了氣囊實際緩衝過程中氣囊的形變和排氣孔面積的變化，建立了貨台空投系統氣囊緩衝過程數值疊代理論模型，有效地模擬了貨台採用氣囊緩衝的著陸衝擊動態回響過程，仿真結果與試驗結果相吻合。通過該理論模型，可以獲得貨台系統著陸衝擊過程的衝擊過載、位移以及速度等氣囊設計人員關心的指標。陳帥等按時間先後順序將著陸緩衝氣囊的緩衝過程分解為兩個獨立的物理過程:絕熱壓縮過程和排氣釋能過程。他們從熱力學和剛體動力學的基本方程出發，建立了著陸緩衝過程的理論分析模型，並給出了緩衝回響的數值計算方法。溫金鵬等考慮了氣囊織布彈性對緩衝特性的影響，對緩衝氣囊力學模型進行了合理簡化，從熱力學基本方程和能量守恒基本方程出發，建立了緩衝氣囊的解析理論模型，同時他們採用LS-DYNA驗證了該理論模型的有效性，並套用該理論模型對水平圓柱式氣囊緩衝特性進行了研究。朱興元和吳幼明採用量綱分析法對緩衝氣囊的動態衝擊過程進行了理論分析，分析了多種因素對氣囊緩衝特性的影響。鄧春燕和裴錦華以“火星探路者”登入系統的全向式氣囊緩衝裝置為例，對全向式著陸緩衝氣囊的摺疊建模與充氣過程進行了仿真。洪煌傑等採用非線性有限元方法對八氣囊空降車緩衝系統的著陸衝擊過程進行了仿真分析，計算得到了正常著陸工況下的空降車的質心速度、加速度以及氣囊內壓等隨時間變化的特性曲線。方康壽採用非線性有限元軟體ABAQUS對某型無人機的氣囊回收著陸衝擊過程進行了仿真分析，分析結果為無人機氣囊的設計提供了理論依據。譚軍套用多剛體有限元軟體MADYMO對載人空降緩衝氣囊座椅的人員防護特性進行了仿真分析，分析結果表明緩衝氣囊座椅對空降人員的著陸衝擊起到了很好的全方位保護作用。

影響著陸緩衝裝置性能的因素

在著陸緩衝過程中，各種偏差主要有：

（1）太空飛行器穩定下降速度的偏差，由降落傘加工偏差、空氣流動情況等因素決定;

（2）多降落傘和太空飛行器組合體在下降過程中的擺動引起緩衝發動機點火高度偏差，由物傘系統穩定性和氣候條件等因素決定，

（3）由近地高度感測器發出的緩衝發動機點火高度偏差，由近地高度感測器精度決定;

（4）緩衝火箭發動機的點火滯後現象引起的發動機點火高度偏差，由發動機裝藥設計和點火藥盒性能等因素決定;

（5） 國由於環境溫度的改變引起的發動機推力及工作時間偏差;

（6）同一溫度下，由於推進劑在生產加工過程中的組分變化及不均勻性、藥柱外形尺寸偏差引起的發動機性能變化。

在上述6種因素中，影響著陸緩衝裝置性能的主要因素是初始速度和環境溫度。