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。     

新一代载人飞船返回舱着陆缓冲过程仿真研究

为了研究新一代载人飞船返回舱采用的组合式气囊的缓冲特性,文章采用控制体积法建立组合式气囊系统的有限元模型,运用显式有限元方法模拟返回舱着陆缓冲过程,通过返回舱–气囊系统跌落试验结果与仿真计算结果的对比,验证该有限元模型的可信性。结果表明,文章采用的方法可以有效模拟返回舱–气囊系统的缓冲过程,组合式气囊能够对返回舱起到较好的缓冲作用,有效降低了返回舱硬着陆的可能性。研究结果可为新型缓冲气囊系统的设计和改进优化提供理论及技术参考。     

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。     

小型电子设备着陆缓冲气囊的缓冲性能分析

气囊作为一种重要的缓冲防护手段在航天和航空回收领域有着广泛的应用。文章针对一种新型分离式飞行数据记录系统中应急数据存储设备的着陆缓冲气囊,进行结构设计并利用LS-DYNA有限元分析软件进行仿真计算,模拟其在不同坠落姿态和不同坠落环境下的缓冲过程,明确该气囊的缓冲特性,并讨论了气室分布数和充气量对于气囊着陆缓冲性能的影响。计算结果表明:气室分布数和充气量的变化均会改变电子设备的冲击过载;基于所提出的小型电子设备过载要求,0.074kg充气量下的4个气室封闭式气囊结构对于多种工况均有较好的适应性。该研究可为航空航天用的轻小型设备缓冲气囊设计提供参考。     

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。     

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。     

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。     

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% 。     

月球着陆器着陆缓冲展开锁定机构设计与分析

月球着陆器着陆缓冲机构是月球着陆探测的关键部件,其展开锁定过程为一拓扑结构变化的过程。由于该过程较为复杂,研究方法多采用试验研究,而对于其内在运动特性分析不够深入。为了量化分析着陆缓冲机构展开锁定拓扑变化过程,评价设计的正确性,获得其运动过程中的机构运动特性,需要开展机构动力学分析。文章采用奇异性分析法,建立展开锁定机构拓扑图并进行了机构的奇异性分析,获得了该机构的奇异性,证明了设计的正确性。在此基础上,基于ADAMS软件建立了着陆缓冲机构虚拟样机模型,分析了整套机构的运动学特性,获得了展开过程相关运动参数,试验结果与分析结果一致。研究结果表明,该展开锁定机构展开过程平稳、无奇异点、可靠性高,研究结果可作为后续工程化参考。     

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。     

火星探路者的可膨胀气囊着陆系统综述

火星探路者的再入、下降和着陆系统包括一个独立的子系统—可膨胀气囊 ,用于着陆冲击缓冲。文章介绍了火星探路者可膨胀气囊的发展过程 ,包括 :材料的选择、形状的确定、制造的过程、部件的设计以及打包/展开等。     

着陆冲击仿真月壤本构模型及有限元建模

为建立合理的月壤有限元模型用于着陆器着陆冲击动力学仿真分析,在对已知月壤的相关力学特性参数和试验数据进行分析推理的基础上,推断出月壤屈服面在低围压条件下可能会呈现出剪切膨胀特性,而在高围压条件下则可能会呈现出塑性压缩和应变硬化特性,因此定性地选择帽盖德鲁克-普拉格（Cap Drucker-Prager,CDP）模型作为月壤本构模型。模型的参数通过月壤或模拟月壤的试验数据定量地标定。对着陆器地面着陆冲击试验进行有限元建模和仿真分析,仿真结果表明：模型参数的标定方法是合理可行的;CDP模型可以准确模拟月壤在着陆冲击载荷下的动力学响应,可用于着陆冲击动力学仿真月壤有限元建模。对月壤模型参数进行了参数分析,并评估了月壤模型参数对着陆器着陆冲击性能的影响。     

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。
     

返回舱和着陆系统设计的新理念

文章描述了美俄合作提出的一种低成本和低风险的载人返回舱概念。方案采用已有的硬件 和技术,由美国负责电子设备和软件,充分利用俄罗斯在返回舱方面的技术和低成本。提出的这种返回舱 概念是把联盟-TM按比例增大到可以容纳8位乘员,而且着陆系统增加了气囊,对伤病航天员的着陆具有 更好的缓冲作用。     

一种应用于着陆支撑系统中的锁紧机构设计与仿真

垂直起降运载器着陆过程是一种对支撑机构的结构强度、锁紧机构可靠性、缓冲器吸能特性要求极高的复杂瞬态碰撞吸能过程。针对现有着陆支撑机构构型单一等问题,提出一种全新的着陆支撑机构构型,并对该锁紧机构进行结构设计。由于支撑机构在展开过程中受到重力、空气阻力等多种环境力的作用,导致锁紧连杆相对速度在有限范围内变化。通过建立锁紧机构中移动构件力学方程并计算得到合理驱动弹簧参数,而后将锁紧相对速度作为输入变量,通过ADAMS建立虚拟样机模型完成工况模拟,并分析不同驱动弹簧参数对锁定可行性的影响,为锁紧机构可靠锁定提供技术支持。     

返回舱和着陆系统设计的新理念

文章描述了美俄合作提出的一种低成本和低风险的载人返回舱概念。方案采用已有的硬件和技术，由美国负责电子设备和软件，充分利用俄罗斯在返回舱方面的技术和低成本。提出的这种返回舱概念是把联盟-TN按比例增大到可以容纳8位乘员，而且着陆系统增加了气囊，对伤病航天员的着陆具有更好的缓冲作用。     

视觉导引的无人直升机自主着舰系统仿真

对于无人直升机着舰问题,提出了基于视觉导引的自主着舰方案;建立了一套无人直升机自主着舰仿真系统;建立了舰船运动模型,无人直升机六自由度非线性全量模型;设计了着舰特征图案,通过摄像机模型获取舰船上的特征图案;提出快速四点算法实现3D位姿估算,并以此构建视觉信息识别系统,识别直升机与舰船相对运动参数;通过分层控制思想,实现基于视觉信息导引着舰。在此基础上形成仿真闭环,对无人直升机定点自主着舰的全过程进行仿真验证。     

垂直回收火箭可伸缩着陆腿展开的动力学仿真分析

可伸缩着陆腿是实现运载火箭垂直回收的有效途径。相比于着陆过程，火箭着陆腿展开过程涉及的动力学问题更值得特别关注。根据多体动力学方法建立可伸缩着陆腿的虚拟样机模型，针对展开过程开展仿真分析，研究了支腿结构柔性、腿节滑移摩擦力、气动罩气动力及过载等因素对展开时长和展开到位角速度两个关键展开特性指标的影响。结果表明，结构柔性对展开特性影响可忽略，过载对展开特性的影响最大，其次是气动罩气动力和腿节摩擦力。相关研究结果可为用于火箭垂直回收的可伸缩式着陆腿设计提供参考。