新飞船试验船气囊着陆缓冲系统特性研究

竺梅芳 武士轻 李博

新飞船试验船气囊着陆缓冲系统特性研究

竺梅芳1,2武士轻1,2李博1,2

（1北京空间机电研究所，北京 100094）（2中国航天科技集团有限公司航天进入、减速与着陆技术实验室，北京 100094）

缓冲气囊是继着陆腿及反推发动机之外，另一种行之有效的着陆缓冲装置。新一代载人飞船采用群伞加缓冲气囊的无损回收方案，实现了其重复使用的目的。文章对新飞船试验船缓冲气囊的选型及参数的确定原则进行了分析，介绍了气囊着陆缓冲系统的设计状态、工作程序以及缓冲过程的排气控制策略。通过建立地面试验装置和测量系统，对缓冲气囊的性能进行了验证。结果表明：具备主动排气控制的多气室组合式气囊着陆缓冲系统缓冲过载达到预期，无侧翻和明显反弹，着陆稳定性满足要求。试验船缓冲气囊的设计理念和设计方法可以为其它大载荷航天器和大载荷空投着陆缓冲气囊的设计提供依据和参考。

气囊 特性研究 新飞船试验船 无损回收 着陆缓冲

0 引言

为满足日益增长的航天发射需求，降低发射成本已经成为航天领域追求的重要目标之一，世界各国积极开展新型可重复使用飞船的研制或研究论证，美国和俄罗斯的新型载人航天器都取得了很大进展。我国新一代载人飞船对重复使用也提出了明确需求，需要保证飞船返回舱无损回收。

航天器（或着陆器）通常的无损回收方法是采用降落伞进行气动减速，着陆过程通过一定的缓冲，将航天器着陆过载控制在允许的范围内。缓冲气囊是继着陆腿、反推发动机之外，另一种行之有效的着陆缓冲方式。此种方式是通过降落伞将航天器稳降速度控制在7m/s～10m/s之间，缓冲气囊在航天器稳降后进行充气并在着陆前充满，在着陆瞬间，通过气囊内气体压缩变形排气吸收着陆能量，衰减航天器的机械能，降低其着陆过程的过载和最终着陆速度，有效保护航天员的生命安全，同时对航天器结构、舱内仪器设备等进行有效保护，保证航天器的无损回收，达到重复使用的目的。我国的新一代载人飞船正是采用群伞减速及气囊缓冲的无损回收方式[1-4]。

本文对新飞船试验船着陆缓冲气囊的选型及参数的确定原则进行了分析，建立了缓冲过程动力学模型，对缓冲过程进行了仿真分析，并通过地面试验对方案设计的可行性进行了验证。

1 新飞船试验船着陆缓冲系统特点分析

1.1 任务总体特点分析

为了为我国未来新一代载人飞船无损着陆奠定一定的技术基础，试验船缓冲气囊的设计将尽可能接近未来的应用需求。试验船返回舱经过降落伞减速后，正常状态下着陆速度约8m/s左右，在着陆时，通过气囊缓冲，将着陆过载控制在允许的范围内，最终确保返回舱无损着陆。

试验船着陆缓冲系统工作输入约束有：

1）返回舱着陆时质量约6 000kg；

2）正常着陆时缓冲过载不大于11n；

3）单个气囊质量不大于8.5kg；

4）采用高压气瓶充气。

1.2 气囊着陆缓冲系统特点分析

缓冲气囊以其较小的质量和包装体积、良好的折叠性能、可以兼顾水上和陆上两种着陆方式、稳定性和环境适应性高于着陆支架等技术优势，在航空航天以及空投软着陆领域得到了广泛应用[5]。

缓冲气囊本身结构形式多样，按照缓冲机理可分为密闭型缓冲气囊和排气型缓冲气囊。密闭型缓冲气囊主要通过囊内气体的压缩变形以及系统的多次弹跳来耗散着陆器的机械能。由于不涉及缓冲过程的排气控制问题，这种气囊结构简单、制作方便，可靠性较高，在深空探测领域应用较为广泛。此类气囊往往采用全向气囊的结构形式，即在着陆器的各个面均布置气囊，因此此类气囊对着陆点的地形不敏感，无论哪个面着陆都具有足够的缓冲能力。美国的火星探测器如“探路者”、“机遇号”和“勇气号”均采用全向密闭型缓冲气囊[6]。此类缓冲气囊由于气囊不排气，每次缓冲的能量耗散率低，反弹速度大，需经历多次弹跳缓冲才能将着陆器的能量耗散，完成缓冲过程；另外弹跳和翻滚造成着陆器最终着陆姿态不确定，而且气囊体积和质量大，系统复杂，缓冲能力低，适合较小质量着陆器的缓冲。鉴于全向气囊缓冲的上述缺点以及大质量航天器对缓冲能力、着陆后稳定姿态的特殊要求，密闭式缓冲气囊不适用大质量航天器的着陆缓冲。

排气式气囊在受到冲击时，气囊先保持封闭，囊内气体首先受到压缩，动能转化为气体内能，当囊内压力增加到预定值或过载达到预定值时，气囊上的排气口开启，气体向外排出，伴随气体的排出，着陆能量也一并耗散。此类气囊仅需一次缓冲即能把大部分能量衰减掉。排气式气囊具有以下优点：

1）一次缓冲完成能量衰减，冲击减缓效率高，航天器无需多次承受缓冲过载；

2）经过合理设计排气口参数，缓冲过程中囊内的最大压力可控，可有效降低气囊织物的最大应力，同时由于只需承受一次缓冲过程，对囊体材料的性能要求降低；

3）气囊只需设置在航天器着陆面一侧，体积相对较小，减小了气源及充气装置的质量，降低了系统的复杂程度。气囊无需包围航天器，为缓冲气囊的安装带来了便利。

新飞船对着陆缓冲装置的需求有两个，一是对飞船进行缓冲，使着陆过载保持在允许的范围内，二是在缓冲结束，将飞船托离地面，使其底部不直接触地。为达到上述两个目的，单气囊的设计方式显然不能满足要求，采用内、外囊组合式结构的缓冲气囊是必然选择。Boeing公司研制的CST-100载人飞船及NASA研制的“猎户座”CEV（Crew Exploration Vehicle）新型载人飞船均采用此种组合式气囊作为其着陆缓冲装置[7-10]。

在组合式气囊的设计上，外囊的设计高度及结构形式与缓冲过载有直接关系，外囊的初始设计高度（除去内囊高度后的剩余尺寸）即为气囊的缓冲行程，理想的设计是在缓冲行程末端，飞船的剩余速度正好降低到0。外囊设计过高时飞船在外囊压缩到一定高度时，速度已减小为零，后续在重力的作用下，继续向下运动，导致飞船触地时出现反弹。外囊的设计高度过小，能量吸收不充分，触地时也会由于剩余速度的存在出现反弹。反弹会影响系统的稳定性，因为造成反弹的力不可能是中心对称的，从而导致飞船的翻转。如果翻转方向与飞船的运动方向一致，就更加助推翻转[11-12]。内囊主要用于对外囊缓冲后的剩余垂直速度进行进一步的缓冲，并使飞船底部与地面隔离，在有水平速度时，内囊还可以辅助飞船侧向滑动，减小侧翻的可能[13-14]。

缓冲气囊设计的主要挑战之一是尽量减少系统的倾倒，由于水平风速、地面环境、着陆姿态等各种因素的影响，滚动和翻转是必然的倾向。理想的设计是在出现侧翻还应具备相应的防护措施。提供防护最有效的方法是在头部设置不放气的环形气囊，将飞船环向包裹，无论侧向以何种角度着陆，环向气囊均可以保证飞船不直接触地。但往往实际情况是不具备此种环向气囊及其充气结构的安装空间。在无环向气囊的条件下，缓冲气囊设计时的抗侧翻能力，主要从以下二个方面进行考虑：一是在满足缓冲过载和质量要求的情况下，尽可能增大缓冲气囊触地面积，缓冲气囊尽可能布置在飞船外侧；二是采用主动开启式缓冲气囊，使气囊具备合理的初始充气压力和排气压力，结合着陆过程舱体不同部位的过载和着陆姿态，使不同的子气囊按一定的程序分步开启，减小飞船的反弹和侧翻，保证着陆过程的稳定性。

在设计时，为最大限度提高系统可靠性，通常采用数个子气囊（每个子气囊均采用组合式气囊）组成1个气囊系统，当1个或几个气囊失效时，不至于丧失全部功能[15-16]。在子气囊数量的选择上，6个和8个均是可以考虑的选择，但6个子气囊因为气囊的侧面更少所以质量更轻，但8个子气囊的结构设计更为健壮，单个子气囊失效对整体的缓冲性能影响更小。综合考虑系统可靠性与质量及包装体积之间的需求后，新飞船采用6个子气囊的设计方案。

1.3 任务工作程序

根据任务总体要求及气囊着陆缓冲系统的特点，试验船着陆缓冲系统需要的工作程序如图1所示。整个任务工作过程包括：飞船稳定下降、抛防热大底、转垂挂、缓冲气囊充气展开、缓冲气囊着陆前充满、飞船着陆缓冲、缓冲结束，支撑气囊托垫等7个阶段。

1–飞船稳定下降；2–抛防热大底；3–转垂挂；4–缓冲气囊充气展开；5–缓冲气囊着陆前充满；6–飞船着陆缓冲；7–缓冲结束，支撑气囊托垫

2 缓冲过程的动力学建模仿真

2.1 缓冲过程的动力学方程

气囊是以气体作为吸能介质的缓冲装置，其工作原理是通过压缩囊内气体，将航天器的动能转化为气囊内气体的内能。在囊内压力达到设定值时，气体通过排气口排出，通过囊内气体的运动，将其吸收的能量排出，达到缓冲的目的。

在气囊缓冲过程中主要经历两个阶段

第一个阶段为气囊不排气的压缩阶段，从飞船带着气囊接触地面到爆破膜打开前这个阶段飞船在重力作用下下降，压缩气囊，气囊开始变形，体积减小，囊内压力增大。在增大到排气口开启前，气体质量没有变化，囊内气体可视为做等熵压缩，又由于时间很短，与外界热交换忽略不计，因此可以按照绝热压缩考虑，其动力学方程可表示为

第二个阶段为气囊排气压缩阶段，从排气口打开到飞船着地。当囊内压力大于爆破膜强度或飞船舱体上的过载达到预定值时，排气口开启，囊内气体排出，舱体继续下落，直到内囊底部接触地面。这一过程不可逆，是非等熵过程，由于时间很短，与外界热交换忽略不计，因此排气过程也可以按照绝热过程考虑。

在气囊排气过程中，某单位时间排气口排出气体流速及气体流量可表示如下

式中e为排气口排气速度；为气囊内初始温度；为气体状态常数。

式中为温度。

根据式（1）、式（3）和式（4），采用四阶龙哥库塔法求解这一方程组，即可求出排气过程中过载等重要变量。

2.2 缓冲过程仿真

针对组合式缓冲气囊，建立飞船返回舱-缓冲系统动力学模型，对缓冲过程进行了仿真分析。在计算过程中，假设气囊的材料为正交各向同性的线弹性材料，气囊采用芳纶织物，厚度0.3mm，密度933kg/m3，弹性模量为9.8GPa，泊松比为0.3，所有接触的摩擦系数一律取为0.3。返回舱和地面定义为刚性体，返回舱和气囊之间采用节点固连的方式来模拟之间的连接固定。典型的缓冲过程如图2所示，其中图2（a）为气囊开始触地时刻，此时气囊还未压缩；图2（b）为气囊受压变形，囊内压力升高，施加在返回舱上的作用力增大，达到排气口开启过载；图2（c）为气囊排气口开启后囊体继续压缩气体排出，释放返回舱的着陆能量。7.5m/s、9.5m/s两种工况下速度和过载随时间的变化曲线如图3所示。

图2 典型着陆缓冲过程

图3 两种工况下速度和过载随时间的变化曲线

如图3所示，随着返回舱着陆速度的降低，施加在返回舱上的过载会不断增大，当返回舱速度减小为0m/s时，返回舱过载达最大值。缓冲结束后由于有剩余速度的存在，会有一定的反弹。对应7.5m/s和9.5m/s的着陆速度，最大着陆过载分别不超过7.3n和10.4n，满足任务输入要求，说明气囊的缓冲行程、排气口面积及打开时机等参数的选取均比较合理。

3 气囊着陆缓冲系统设计

根据着陆能量平衡关系，缓冲气囊吸收航天器着陆过程全部（或大部分）能量，同时使着陆过载不超过允许值，所需要的最小缓冲行程min为

对于组合式缓冲气囊，缓冲气囊（外囊）的设计高度除去所需的缓冲行程外，还应包含内囊的高度。内囊的设计高度应包含支撑高度及布局和变形引起的高度损失。

综合考虑各种因素，新一代载人飞船着陆面共布置6个组合式的缓冲气囊，构成1个正六边形的气囊环，每个缓冲气囊为正六边形的一边，缓冲气囊构成六边形的边长为1.4m，内切圆直径为2.4m。缓冲气囊安装飞船底部外侧，防热大底内。图4为缓冲气囊结构示意，图5为其在飞船上的布局[5]。

图4 缓冲气囊示意

图5 缓冲气囊在飞船上的布局图

根据缓冲过载对缓冲行程的需求以及缓冲结束后的垫高要求，缓冲气囊（外囊）设计高度为1.3m，内囊的设计高度为0.5m。内、外囊均采用胶囊型，二者在顶部共用一个进气阀，进气阀为三通分流阀，能够同时给内、外囊充气，且能够将内、外囊充气至不同压力。进气阀为内囊充气部分气部分为单向阀，在内囊充气到预定压力后反向关闭，保证内囊在缓冲过程中密封不排气。

缓冲气囊的外囊上设置有两个排气口，两个排气口有一定冗余备份作用，保证一个排气口出现故障或缓冲过程被堵塞时，另一个排气口能够排气工作。缓冲过程，当舱体过载到预定时，通过排气口切割器解除对爆破膜的约束后，爆破膜爆破囊内气体向外排出吸收着陆能量[17]。

缓冲气囊安装于飞船上后，通过包布将折叠状态的气囊进行约束，充气过程中，通过气囊膨胀力自行解除包布的封包。

缓冲气囊采用高压气瓶进行充气，当飞船乘降落伞稳降到预定高度且防热大底抛掉以后，回收系统的控制器发出气囊充气指令，充气组件的电爆阀工作，气囊充气并保证在着陆前内外囊均处于充满待命工作的状态。

为实现着陆缓冲控制，使用3个平均分布在飞船大底结构上的着陆传感器对过载进行测量。在着陆过程中，3个着陆传感器分别测量飞船、、三个方向共计9路过载量，同时送至3个FPGA模块，FPGA软件对9路过载信号模拟量按照采样时序经过A/D采样量化和缓存，实时进行数据滤波处理，为降低着陆缓冲遇到的姿态干扰，需要根据传感器数据对飞船着陆姿态进行快速逆解，并结合传感器的分布状态，对气囊缓冲的排气进行动态调整控制，当监测到传感器数据满足阈值后，按照气囊排气策略控制，使飞船安全缓冲着陆[18-19]。制定气囊排气控制策略为：

1）每个着陆传感器分别控制对应的2个气囊；

2）若3 个着陆传感器着陆判断状态同时判定为有效，则控制全部气囊同时排气；

3）当3 个着陆传感器中任意2个传感器着陆判断状态判定为有效时，则采用多气囊差异化排气控制策略进行气囊的排气控制；

4）若只有1个着陆传感器着陆判断状态为有效，不进行排气。

4 试验验证情况

4.1 地面缓冲试验

为验证气囊的缓冲性能，采用龙门架进行了垂直着陆状态的地面缓冲试验。投放模型质量7t，利用模型从一定高度自由下落获得所需的垂直着陆速度。试验配套的测量设备主要包括测量配电器、微型数据记录器、加速度传感器、压力传感器等，用于测量模型的冲击响应及内、外囊内压力。采用高速摄像测量模型着陆缓冲过程的位置和速度，观测靶标位于模型质心高度附近。模型利用自身质量垂直下落，着陆时缓冲气囊进行缓冲。图6为地面试验装置。

图6 地面试验装置

控制系统产品主要包括回收接口装置、控制器、着陆敏感器、电池以及相关的电缆、行程开关。回收控制器中装载着陆缓冲试验专用的程序软件，实时采集判断由着陆敏感器测量的飞船着陆过载，当过载值满足预设的接通条件时，发出气囊排气指令给回收接口装置，由接口装置驱动排气口切割器，实现气囊的排气口打开功能。

试验测得在飞船正常着陆（着陆速度约7.5m/s）情况下，最大着陆过载不大于10n，满足返回舱安全着陆需求。在故障模式（着陆速度约9.5m/s）情况下，最大着陆过载不大于12.3n。试验中气囊和模型均没有出现损坏现象[5]。图7为试验过载与仿真过载对比曲线，图中试验过载和仿真结果基本吻合，存在一定误差是因为仿真分析对模型进行了一定程度的简化，另外试验地面工况为水泥地面，与仿真分析的地面介质存在一定差距。

图7 试验过载和仿真过载对比曲线

4.2 空投试验

空投试验采用直升机进行模型外挂投放，试验模型着陆质量7t，投放时海拔高度为3 600m，着陆地区海拔高度约1 000m，缓冲气囊预定充气时间64s 。试验用7个冲击传感器测量着陆缓冲过程中模型受到的冲击过载，每个气囊上方安装1个，模型质心附近安装1个，通过1台空投数据记录器记录数据，记录7个冲击传感器的数据，试验中没有对囊内压力进行测量。试验测得飞船模型着陆前的垂直稳降速度约7.7m/s，地面风速约4m/s，缓冲气囊充气时间约60s，着陆时最大轴向冲击过载峰值为9.34n，最大横向冲击过载峰值2.6n，飞船模型着陆后姿态平稳，舱体结构和舱内设备完好无损。图8为气囊充气展开及着陆时刻图像，图9为着陆过载随时间变化曲线（图中1～6为6个缓冲气囊上方位置竖直方向过载，7为质心位置竖直方向过载；1～6和1～6为6个缓冲气囊上方位置水平方向过载，7和7为质心位置水平方向过载；、、三坐标轴构成右手坐标系）。

图9 着陆过载随时间变化曲线

图9中竖直方向和水平方向的过载均出现了两个峰值，分析认为第一个峰值是单纯外囊的作用力施加在返回舱上产生的过载，第二个峰值是外囊压缩到一定程度后，内囊也参与了缓冲过程后导致返回舱过载进一步增大，若要内囊不参与缓冲过程，需进一步提高外囊的缓冲行程，这是后续研究需要关注的地方。

5 结束语

本文对新一代载人飞船试验船气囊式着陆缓冲系统特性进行了研究，介绍了着陆缓冲子系统的设计方案及工作程序，通过建立气囊缓冲过程有限元模型，对缓冲过程进行了仿真分析，后续地面缓冲试验和空投试验表明，仿真分析和试验结果的一致性较好，佐证了气囊式着陆缓冲系统方案可行性。

新一代载人飞船试验船气囊式着陆缓冲系统是国内首次在航天器无损回收中应用，系统采用了很多创新性设计，比如内、外囊共用进气阀的设计、基于着陆稳定性的控制策略设计等等。试验表明，新飞船试验船采用多套组合式缓冲气囊的设计理念和设计方案是合理可行的，缓冲气囊能够按照预定的程序和策略实现气囊的充气和排气，能够有效耗散航天器着陆过程的能量，同时具备一定的防侧翻、倾覆能力实现对航天器的着陆缓冲保护。

此种主动排气控制型的组合式缓冲气囊的设计方案可推广到其它大载重航天器和重装空投着陆缓冲气囊的设计中。

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Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft

ZHU Meifang1,2WU Shiqing1,2LI Bo1,2

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

The cushion airbag is another effective landing buffer device besides thrust reverser and landing retreat. The new generation manned spacecraft test ship adopts the lossless recovery scheme of group parachutes and cushion airbags to achieve the purpose of reuse. This paper analyzes the type selection and the principle of parameter determination of the new-generation manned test spacecraft cushion airbag, and introduces the design statua, working procedure and control strategy of cushion airbag landing cushion system. Through the establishment of ground test device and measurement system, the performance of cushion airbag verified. The results show that the multi chanber combined airbag landing buffer system with active exhaust control achieves the expected overload, no rollover and obvious rebound, and the landing stability meets the requirements. The design concept and method of the cushion airbag of the test ship can provide the basis and reference for the design of the cushion airbag of other heavy-duty spacecraft and heavy-duty airdrop.

airbag; characteristic research; new generation manned test spacecraft; nondestructive recovery; landing buffer

V423.5

A

1009-8518(2021)03-0052-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.03.006

2021-02-20

国家重大科技专项工程

竺梅芳, 武士轻, 李博. 新飞船试验船气囊着陆缓冲系统特性研究[J]. 航天返回与遥感, 2021, 42(3): 52-61. ZHU Meifang, WU Shiqing, LI Bo. Research on Characteristics of Airbag Landing Attenuation System for New-generation Manned Test Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 52-61. (in Chinese)

竺梅芳，女，1971年生，1995年获得河南大学化学与化工专业学士学位，高级工程师。研究方向为航天器回收与着陆。E-mail：2592701669@qq.com。

（编辑：陈艳霞）