新飞船试验船气囊着陆缓冲系统特性研究

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。     

某型无人机回收气囊缓冲性能试验研究

针对某型无人机全时段、全地形无损回收的要求,文章选用缓冲气囊的方式进行着陆回收。在前期理论研究及仿真分析基础上,通过搭建的试验平台系统对设计气囊进行投放试验,对影响气囊缓冲性能的着陆速度、排气口面积等因素进行分析,同时探究了不同地面条件对于气囊缓冲性能的影响。试验结果表明,气囊的内压峰值及最大过载与着陆速度成正比;根据仿真计算结果,选择了三组不同排气口径的气囊进行试验,并进行了分析。对于试验所选择的三组气囊,排气口直径80mm缓冲效果最好;不同地面环境对于气囊缓冲性能有一定影响,其影响程度取决于地面的力学特性,同样条件下较为松软的地面气囊缓冲性能更优。     

航天器着陆缓冲气囊技术发展

文章简述了航天器着陆缓冲气囊的吸能工作机理,介绍了它的优点和局限性,结合数十年来缓冲气囊在航天器上的主要应用情况,归纳了着陆缓冲气囊的三种类型,包括排气式、密闭式和组合式,其中排气式气囊由被动排气发展为主动精确可控排气,并介绍了缓冲气囊的几种拓展应用方向。针对航天器缓冲气囊技术的发展,文章对可靠充气技术、高性能气囊材料及结构成型技术、基于缓冲特性仿真的优化设计技术、缓冲过程精确控制技术以及大载重气囊试验技术等关键技术进行了论述。可以预见,航天器着陆缓冲气囊技术的深入研究对于载人航天、深空探测的发展将发挥更加重要的作用。     

排气式气囊最大过载特性研究

文章通过对排气式气囊进行数学建模,研究了排气式气囊的整个缓冲过程。并通过对模型的分析和对圆柱形排气式气囊的仿真计算,得到了圆柱形排气式气囊的尺寸、初始参数等因素与最大过载之间的关系。仿真结果对数学模型进行了很好的验证,可以为后续气囊的设计试验提供帮助,并为中国下一步开展月球及火星着陆探测等深空探测任务提供一定的参考。     

风场作用下囊舱组合体相对姿态仿真研究

对于使用缓冲气囊的返回舱,着陆姿态是影响返回舱实现预期缓冲效果的重要因素。在降落伞-返回舱组合体的降落过程中,返回舱的着陆姿态经常不理想,而加入气囊后降落伞-返回舱-气囊组合体相对于降落伞-返回舱组合体来讲着陆姿态更易受扰动,此时对囊舱组合体运动姿态的研究十分必要。为了研究风场对囊舱组合体运动姿态的影响,文章以带有自吸式气囊的回收系统作为研究对象,采用Hyperwork及LS_DYNA软件,对基于流固耦合方法气囊充气状态及囊舱组合体风场作用下的运动特性进行了分析,计算了不同工况下囊舱组合体的相对姿态,分析了可能影响囊舱组合体相对姿态的因素。结果表明,气囊内压与风速会对囊舱组合体的相对姿态产生不同程度的影响:风速越大气囊摆角越大;增加气囊内压会降低气囊的摆角,提高气囊的稳定性。     

基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计

主动排气气囊能够保证航天器着陆的稳定性,为了能够精准的控制多气囊差异式排气,文章介绍了一种能够实现该控制功能的现场可编程逻辑门阵列(FPGA)软件系统,其运行于XQR2V1000-4BG575R FPGA上,能够实现对AD采样芯片TLC2543进行驱动和控制、多通道过载数据采集,基于串行滤波器的数据处理、分布式过载判断控制气囊排气等功能。该系统基于FPGA高速多任务并行处理与调度、实时处理多通道数据采集运算,解决了快速响应着陆缓冲控制问题,使着陆缓冲系统能够精确按照舱体实时过载进行差异式主动排气控制,以保证系统工作可靠性和航天器着陆稳定性。该设计通过了系统和专项试验验证,表明了基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计能够保证航天器以规定速度和过载安全着陆地面。     

气体参数对气囊缓冲特性的影响分析

缓冲气囊具有系统简单、质量轻、贮存体积小等优点,在航天器的返回回收与探测器的着陆缓冲中有较广泛的应用。美国的＂探路者＂、＂机遇号＂和＂勇气号＂火星探测器都采用了缓冲气囊系统作为其着陆缓冲装置。文章通过流体力学和热力学的理论推导,提出了可能会对气囊的着陆缓冲过程产生影响的气体参数,通过MSC Dytran软件仿真计算了不同气体参数下球形火星着陆缓冲气囊的缓冲过程,并分析了各参数对气囊缓冲特性的影响。研究结果可以为后续的气囊设计及试验提供帮助,并为中国下一步开展火星着陆探测任务提供一定的参考。     

骨架充气压力对自充式气囊缓冲性能影响研究

缓冲气囊作为一种着陆缓冲手段,具有质量轻,折叠性能好,成本低等优势,成为了回收着陆领域的重点研究方向。自充式缓冲气囊是一种利用环境气体作为缓冲介质的缓冲气囊,其主要依靠骨架式充气结构作为缓冲气囊展开的驱动。通过这种设计,可以有效减少缓冲气囊充气装置的携气量,拓展缓冲气囊的应用范围。文章对自充式缓冲气囊的工作原理进行了介绍,并对自充式缓冲气囊的缓冲过程进行了仿真研究。研究过程主要针对骨架式充气结构充气压力对气囊缓冲性能的影响进行了分析,并对其充气压力进行了优化选择。研究结果表明,对骨架式充气结构的充气压力进行优化,可以改善自充式缓冲气囊的性能。最后,引用相关试验结果,对优化结果后的充气展开性能进行了佐证。     

缓冲气囊展开与缓冲着陆过程的仿真分析

文章基于显式有限元模型,采用控制体积法对缓冲气囊的展开及缓冲过程进行仿真分析。首先对单个球形气囊进行折叠展开过程模拟,之后依据NASA"猎户座"缓冲着陆器的缩比模型,建立了一个用以评估气囊着陆衰减系统的LS-DYNA有限元模型。分别研究了缓冲着陆器正碰和侧碰对缓冲气囊压力、着陆器的加速度和运动的影响。并与文献进行对比验证,计算结果表明数值模拟的正确性。     

自落式缓冲气囊仿真研究

缓冲气囊被广泛应用于武器装备及物资空投、航天器着陆回收、汽车安全气囊等领域。设计具有优良缓冲性能的气囊系统可以减小物品或乘员所受的冲击力,最大程度上避免了物资的损坏和乘员伤亡。文章以某型空投缓冲系统所用气囊作为研究对象,运用LS-DYNA有限元仿真软件,采用控制体积法对该气囊缓冲过程进行了数值模拟计算,同时,结合工程计算与试验测试,合理确定气囊设计中关键技术状态,获得了带有辅囊的自落式缓冲气囊设计思路与方法,提高了研制品质,节省了研制成本与周期。     

火星全向气囊的着陆缓冲特性研究

全向气囊是一种适应性较强的着陆缓冲装置,能在火星着陆过程中有效保护着陆器的安全。文章针对某一种全向气囊与着陆器构型方案,首先建立了气囊和着陆器结构的数学有限元模型,并对全向气囊的着陆缓冲过程进行了动力学仿真,获取重要结构部位的缓冲过载。其次利用全向气囊原理样机,按照仿真时的工况进行了投放试验,测量了相应结构部位的缓冲过载。研究结果表明,理论分析与试验结果基本一致,可为将来火星全向气囊的工程应用研究提供一定的参考。     

缓冲气囊冲击减缓研究进展

本文从气囊缓冲机理出发对近年来国内外缓冲气囊进行了详细的分类和总结。缓冲气囊以其高效的缓冲性能、较轻的质量和低廉的成本等特性,成为重装空投防护与航天器软着陆技术领域的一个热点研究方向。本文首先介绍了密闭型气囊、排气型气囊和组合型气囊的性能和适用范围,讨论了各个类型气囊的优缺点。然后对气囊缓冲特性的数值仿真分析方法和分析模型进行了论述,对比了各类分析方法的原理与优缺点,并阐明了气囊优化设计的重要性和基本方法。此外本文还介绍了缓冲气囊研究的难点和应用前景以及需要进一步研究的问题。     

国外深空探测器着陆缓冲系统的特点和应用

主要介绍国外月球和行星探测器的着陆缓冲系统的特点与应用。着陆缓冲系统的基本类型包括软着陆机构、气囊缓冲装置和空中悬吊机结构。其中：软着陆机构由着陆架（腿）、缓冲器和展开锁定机构组成,具有质量较大,结构较简单、可靠的特点,在美国“勘测者”、“阿波罗”、“梦神”和苏联月球号等着陆器中得到了应用;气囊缓冲装置由气体发生器、气囊组件,以及缩回与展开机构组成,具有质量小、包装容积小和着陆稳定性好的特点,在美国“火星探路者”、“火星探测巡视器”,苏联早期月球号着陆器,以及欧洲“贝皮一哥伦布”水星探测器中得到了应用;空中悬吊机结构由空中悬吊机及其推进系统等组成,具有着陆速度低、冲击小和安全可靠的特点,在美国“火星科学实验室”的好奇心号巡视器上得到了应用。     

着陆姿态不确定下的着陆器缓冲机构优化设计

以某型着陆器为研究对象，建立其软着陆过程的动力学仿真模型，并结合Monte Carlo法研究不确定着陆姿态下的某型软着陆性能。然后，分析着陆器的软着陆性能与其缓冲机构构型参数之间的相关关系，并基于实验设计方法与动力学仿真模型得到样本点，建立以着陆器缓冲机构构型参数和着陆姿态参数为输入、软着陆性能指标值为输出的响应面模型。最后，基于响应面模型，考虑着陆器姿态的不确定性，运用结合第二代非劣排序遗传算法(NSGA-II)和多岛遗传算法(MIGA)的分级优化方法实现了着陆器缓冲机构的优化计算，得到了最佳缓冲机构构型参数。通过仿真模型校验，优化后着陆器的抗翻倒能力与底面抗损坏能力分别提升了3.546%和 5.140% 。     

可复用小型月表着陆器设计优化及仿真分析

针对传统着陆器缓冲装置无法复用的不足,提出了一种可重复使用的小型着陆器,通过各关节上的摩擦制动装置吸收着陆冲击能量,由电机及扭簧组件实现再次起飞后着陆腿的姿态恢复,可满足多点飞跃探测的月表探测任务。完成了一维落震中单套着陆腿在竖直方向上的缓冲吸能动力学分析;基于径向基(RBF)代理模型,面向三种典型着陆工况,采用多目标协同优化方法,对单套着陆腿各关节制动扭矩进行了优化,优化后的缓冲吸能关节可有效降低着陆器在落震过程中的加速度峰值。最后进行了整机多工况落震仿真分析,结果表明,各着陆响应均满足设计要求,也可保证良好的着陆过程稳定性,可为中国后续开展星表单次任务多点位探测提供一种可行的解决方案。     

月球着陆器着陆缓冲性能研究

首先基于MSC.Nastran/MSC.Adams软件建立了模拟月球着陆器的动力学模型,并利用模拟月球着陆器在地面冲击试验来验证仿真模型的正确性,重点关注缓冲机构与结构连接处的载荷,结构特征点的加速度响应,以及缓冲器的工作行程。然后利用模拟着陆器地面试验结果修正动力学分析模型,研究表明：着陆器结构和缓冲机构的柔性对缓冲性能具有较大的影响。最后,把动力学分析模型中的模拟结构更换成真实结构,进行着陆器在月球表面的着陆冲击仿真分析,从而获得模拟着陆器地面试验与着陆器在月面着陆的冲击缓冲性能差异。     

天问一号着陆器EDL过程建模与仿真

针对天问一号着陆器的进入、下降与着陆(EDL)过程,考虑伞降动态特性,建立包含大底与背罩分离过程的EDL全过程高保真仿真模型.对着陆器跨越高超声速到亚声速的飞行过程,特别是伞降过程中降落伞、着陆器、大底、背罩的相互作用进行建模,建立了着陆器六自由度刚体动力学模型、降落伞-着陆器(背罩)组合体模型、大底(背罩)-着陆器组...     

月球着陆器软着陆动力学建模与分析综述

为解决着陆器研发过程中着陆稳定性、能量吸收和载荷缓冲等问题,需要开展大量的软着陆动力学仿真分析。文章研究分析了过去几十年中,腿式月球着陆器软着陆动力学仿真数学模型的发展过程及一些最新的建模方法。针对软着陆动力学仿真数学模型的3个方面：着陆器模型、月面模型和着陆腿足垫与月壤的接触模型,给出了各种建模方法之间的联系,并对着...     

月球着陆器有效载荷着陆冲击响应分析

针对传统月球着陆器着陆冲击分析方法未能准确考虑结构柔性对有效载荷着陆冲击响应影响的缺点,提出了一种基于非线性瞬态动力学的着陆器有效载荷着陆冲击响应分析方法。以某型月球着陆器为对象,取其搭载的月球车为研究的有效载荷,建立月球着陆器着陆冲击非线性有限元分析模型。通过分析结果与试验结果对比,验证了模型及方法;进而分析了3种工况下月球车的着陆冲击响应,并研究了着陆器机体及着陆腿结构柔性对其着陆冲击响应的影响。研究结果表明：该方法较之传统着陆冲击分析方法可更为准确的分析有效载荷的着陆冲击响应;着陆器机体和着陆腿结构弹性均能起到减缓月球车着陆冲击响应的作用,其减缓效果分别为0.54g和0.52g,而二者共同作用的减缓效果更是达到了1.54g;着陆腿弹性对所有有效载荷的着陆冲击响应均有减缓作用,但机体结构柔性的减缓作用对其他有效载荷是否适用则需进行有针对性的分析。