韓鴻碩 王一然 蔣宇平 曹秀云 陳杰 李靜 李浩悅 李虹琳 陳建光

（中國航天系統(tǒng)科學與工程研究院，北京 100048）

1 引言

著陸緩沖系統(tǒng)是深空探測器（主要包括月球和行星探測器）著陸的關鍵子系統(tǒng)之一。著陸器和表面巡視器要實現(xiàn)在目標星上安全著陸，首先必須依靠可靠的著陸緩沖系統(tǒng)。該系統(tǒng)直接關系到深空探測器在目標星上著陸的成敗，對探測任務的完成起到極其重要的作用。

著陸緩沖系統(tǒng)又稱為著陸緩沖裝置或機構，其主要功能包括：①有效緩沖著陸瞬間的著陸載荷；②能夠收攏、體裝、展開與鎖定；③能夠保證著陸過程的穩(wěn)定性，防止著陸器傾覆；④在著陸器著陸后提供長期有效的支撐；⑤可以作為取樣返回器的發(fā)射支架［1］。正是由于著陸緩沖系統(tǒng)具有這些關鍵的功能，因而自1966年蘇聯(lián)月球-9（Luna-9）和美國勘測者-1（Surveyor-1）分別成功實現(xiàn)月球軟著陸起，該系統(tǒng)的研發(fā)就受到了持續(xù)的關注。迄今為止，世界各國相繼發(fā)射了數(shù)十個飛往月球、金星、火星以及小行星的深空探測著陸器或試樣返回器，其中部分成功實現(xiàn)了軟著陸，這不僅實際驗證了著陸緩沖系統(tǒng)的功能，也促進了其發(fā)展?？v觀之，深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)從柔性氣囊緩沖裝置和剛性軟著陸機構，一直發(fā)展到今天的空中懸吊機（SkyCran），經(jīng)歷了針對任務需求不斷改進、提升和創(chuàng)新的過程。

本文在簡要歸納國外深空探測著陸器著陸緩沖系統(tǒng)的基本類型和分析其特點的基礎上，主要介紹各類系統(tǒng)的組成和應用實例，涉及一些最新的探索研究和相關試驗，可為今后中國相關探測器著陸緩沖系統(tǒng)與技術的發(fā)展提供參考與借鑒。

2 著陸緩沖系統(tǒng)的基本類型和特點

著陸緩沖裝置按照基本構型可分為軟著陸機構（著陸架或起落架）、氣囊緩沖裝置（可充氣氣囊）和空中懸吊機等。其主要類型如表1所示［2］。

表1 深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)的主要類型Table 1 Main types of deep-space explorer landing impact attenuation system

幾種著陸緩沖系統(tǒng)各有特點，都有在特定情況下的最佳用途，受到目標星的環(huán)境、著陸器的質量、著陸器的工作任務、著陸速度等多種因素的影響。表2列出了3類著陸緩沖系統(tǒng)的基本構成、性能、特點和主要應用［3-4］。

表2 3類著陸緩沖系統(tǒng)的基本構成、特點和主要應用Table 2 Basic composition，characteristics and main applications of three types of landing impact attenuation system

3 軟著陸機構的組成和應用

3．1 軟著陸機構的組成

軟著陸機構一般由著陸架（腿）、緩沖器、足墊、展開鎖定機構等組成，各組成部分的主要功能見表3。其中，緩沖器和展開鎖定機構是軟著陸機構的關鍵和核心，其性能直接關系到軟著陸的成?。?-6］。

表3 軟著陸機構的組成及功能Table 3 Composition and functions of soft-landing mechanism

1）著陸架（腿）

著陸架（腿）又可分為“倒三角架式”和“懸臂梁式”2種類型。兩者相比，后者著陸傾覆穩(wěn)定性更好，可靠性更高，如美國“阿波羅”登月艙的軟著陸機構。

2）緩沖器

著陸系統(tǒng)的緩沖器主要包括以下6種類型［6-7］。

（1）液壓／氣壓緩沖器：主要以氣體、液體或氣體和液體的混合材料為緩沖介質。這種緩沖器緩沖效率高、安全可靠、使用壽命長，可以通過調節(jié)流體的壓力來調節(jié)壓縮后緩沖支柱的行程，從而達到探測器著陸姿態(tài)自修復的目的。它在前期探月高潮中已應用，美國“勘測者”系列探測器均采用液壓緩沖裝置，并已獲得成功。

（2）金屬結構變形緩沖器：利用金屬在塑性變形或被切削的過程中吸收和消耗能量，質量和體積都較大。這種緩沖方式一般用于飛船的著陸緩沖，如俄羅斯聯(lián)盟號飛船座椅緩沖機構的脹筒緩沖器。美國“先驅者”（Precursor）金星探測器和蘇聯(lián)金星號（Venera）探測器也采用了金屬結構變形緩沖方法。

（3）鋁合金蜂窩緩沖器：主要由主支柱、輔助支柱、支柱軸承等組成，其支柱內部填充蜂窩緩沖材料。這類緩沖器以鋁合金蜂窩結構為緩沖材料，蜂窩材料在承受沖擊力作用時將產(chǎn)生屈服變形，吸收著陸沖擊能量。鋁合金蜂窩緩沖器在深空探測領域應用廣泛。對月球探測而言，美國“阿波羅”登月艙的緩沖器采用鋁蜂窩緩沖器，典型的“阿波羅”登月艙緩沖器由主支柱及輔助支柱組成，每個支柱填充鋁蜂窩材料，主支柱將承受月面壓縮變形，輔助支柱可承受拉伸和壓縮2種載荷變形，如圖1所示。蘇聯(lián)LK 系列探測器的緩沖器構成與“阿波羅”緩沖器類似。對于火星探測而言，美國的海盜號火星著陸器和蘇聯(lián)的火星號著陸器也采用了這種鋁合金蜂窩緩沖器。

圖1 鋁合金蜂窩緩沖軟著陸裝置Fig．1 Aluminium alloy honeycomb impact attenuation soft-landing mechanism

（4）機械式緩沖裝置：具有結構簡單、不易受到外界影響等優(yōu)點，在航天緩沖系統(tǒng)中得到了廣泛應用。常用的緩沖器主要有純機械緩沖裝置、電動機械緩沖裝置和電磁緩沖裝置。電動機械緩沖裝置結構復雜，而且容易受到供電系統(tǒng)故障的影響；電磁緩沖機構質量過大，且具有與電動機械緩沖系統(tǒng)一樣的問題。在當今月球探測高可靠性的要求下，純機械式緩沖裝置得以廣泛應用。朱·利（Joo．Lee）等學者設計了一種新型彈簧-齒輪緩沖器，該緩沖器能吸收很高的著陸沖擊能量，可反復多次使用，著陸后自動進行著陸自修復操作。其內部結構主要通過彈簧壓縮來吸收著陸沖擊能量，利用齒輪裝置使緩沖器分階段逐步吸收和釋放能量。

（5）磁流變液緩沖器：磁流變液是由非膠體的細小顆粒分散溶于絕緣載液中形成的、隨外磁場變化而可控制其流變行為的穩(wěn)定懸浮液。磁流變液緩沖器是將磁流變液作為阻尼材料制成的緩沖器，利用磁場變化改變液體黏度而得到所需緩沖阻尼力，從而實現(xiàn)著陸緩沖。磁流變液具有黏度能夠連續(xù)可逆變化、應力場強、工作溫度范圍寬、穩(wěn)定性好，以及對現(xiàn)有的液壓系統(tǒng)的兼容性好等優(yōu)點，磁流變液緩沖器具有體積小、質量小、緩沖后可恢復、結構較為簡單、可靠性高、可控性強等優(yōu)點。目前，該緩沖器還處于實驗室研究階段，沒有真正投入實際使用。

（6）金屬橡膠緩沖器：利用金屬絲之間的摩擦來消耗能量，在高溫、高壓、高真空、超低溫和劇烈振動等環(huán)境中仍能保持工作能力。目前，這種緩沖器也處于研究階段。

上述幾種著陸緩沖器的主要性能及應用比較，如表4所示［4，6-7］。

表4 幾種著陸緩沖器的主要性能及用途比較Table 4 Main properties and applications of several types of landing impact attenuation

由表4可見：

（1）液壓／氣壓緩沖器因為緩沖材料單一，在月球環(huán)境下緩沖特性與地球表面差別不大，緩沖過程較平穩(wěn)，中途沒有反彈，效率高，而且緩沖后具有可恢復性，有利于調節(jié)探測器著陸后的姿態(tài)，但質量大、結構較復雜，在初期探月中應用較多。

（2）鋁合金蜂窩緩沖器具有質量小、結構簡單、緩沖行程長、工作溫度寬、工作可靠等優(yōu)點，在深空探測著陸器中應用廣泛，尤其是用于“阿波羅”登月艙。

（3）金屬變形緩沖器和各種機械式緩沖器質量較大，性能及其穩(wěn)定性一般，用途有限。

（4）磁流變液緩沖器采用新型可控有源液壓阻尼技術，具有體積小、半主動控制、恢復快、輸入功率低、易安裝和可靠性高等優(yōu)點；金屬橡膠緩沖器具有結構簡單、質量較輕、不易反彈、性能對環(huán)境不敏感等優(yōu)點。目前，這兩項技術仍不夠成熟，因而尚未獲得實際應用。

3）足墊

足墊位于每條著陸腿的末端，一般呈圓盤形，它通過球形鉸鏈與主支柱相連。足墊一般由鋁合金蜂窩材料制成。對于登月艙而言，大直徑的足墊可以保證其在較軟的月面著陸時不會因沖擊而造成深度下陷。即使沖擊較大時，足墊也可以起到緩沖作用。

4）展開鎖定機構

展開鎖定機構是由展開機構和鎖定機構組成的。展開機構的作用是當探測器開始著陸的時候將著陸腿展開到工作位置，并且在著陸腿展開后對著陸腿起到剛性支撐的作用。

3．2 軟著陸機構的應用實例

以下主要介紹美國“勘測者”、“阿波羅”、蘇聯(lián)月球-17等月球著陸器，美國海盜號、歐洲“火星生物學”等火星著陸器，以及歐洲“貝皮-哥倫布”水星探測器的著陸緩沖系統(tǒng)。

3．2．1 “勘測者”的著陸緩沖系統(tǒng)

美國勘測者-1～7于1966-1968年發(fā)射，其中5次成功在月球著陸?！翱睖y者”探測器系列的著陸緩沖系統(tǒng)是一種液壓缸和活塞裝置，用以提供所需的減震（阻尼）和彈簧作動。該著陸系統(tǒng)在整個勘測者計劃中取得非常成功的應用效果［8］。其設計受到下列基本要求的約束：①探測器在一個坡度為15°的表面著陸后，必須以預先確定的相對于地面的姿態(tài)靜止不動；②探測器最大著陸質量為294．3kg，規(guī)定峰值著陸速度為6．28m／s；③在探測器重心上的著陸沖擊，垂直方向不超過30gn，水平方向不超過12gn；④在從表面隆起10．16cm的高度內，重要部件不能發(fā)生損傷；⑤著陸緩沖系統(tǒng)的目標質量約為探測器著陸質量的5%。

1）系統(tǒng)組成

“勘測者”著陸緩沖系統(tǒng)的著陸架由3條倒三角型著陸腿和3個安裝在探測器構架下面的壓縮模塊（由鋁蜂窩材料制成的圓筒形部件）組成，著陸腿具有可壓縮鋁合金蜂窩足墊。三腿著陸架的單腿組件見圖2［9］。

圖2 “勘測者”三腿著陸架的單腿組件Fig．2 Single leg assembly of Surveyor three leg landing gear

3個管狀著陸腿元件的上部含有緩沖器組件。2個剛性的下部著陸腿元件彼此交叉支持，被鉸接到探測器構架上；在觸地時，它們向上旋轉，壓縮緩沖器圓柱。緩沖器的功能是減小探測器的著陸撞擊，并消散探測器在首次觸地時的剩余動能（滿足要求②和③）。此外，為了獲得探測器構架相對于月面的位置，要求彈簧作動，以在撞擊后再次伸展著陸腿（滿足要求①）。

足墊下部由擠壓強度為68．9kN／m2的鈦合金蜂窩構成。足墊的主要功能是防止緩沖器支柱在撞擊時承受過度的橫向載荷。再加上擠壓強度為275．6kN／m2的壓縮模塊，保證在整個觸地期間在構架與著陸平面之間至少有10．16cm 的地面間距（滿足要求④）。因此，緩沖器必須具有基本消散全部著陸能量的能力，而進一步的著陸能量消散將基本集中在緩沖器彈簧組件上?！翱睖y者”的著陸器緩沖器采用液壓彈簧，液壓彈簧組件的工作原理見圖3。當具有穿孔的活塞被推進一個完全充滿液體的圓筒中時，流體的容積由于活塞桿進入而越來越減少，也就是說，流體被壓縮，導致壓力增加。

圖3 “勘測者”減震彈簧組件的工作原理Fig．3 Operation principle of Surveyordamping spring assembly

2）緩沖器設計

“勘測者”系列著陸器采用2 種緩沖器設計。第1種設計的緩沖器外部尺寸為5．08cm，在伸展位置上連接點之間的距離為95．32cm，質量約為1．77kg，基本結構材料采用普通鈦合金，勘測者-1、2采用這種設計。第2 種設計與第1 種設計的原理和基本構型相同，但在一些重要細節(jié)上有顯著變化，基本結構材料采用鈦合金Ti-6Al-4V，其脆性和缺口敏感度要小得多，并且易于機械加工和焊接，勘測者-3、4采用這種設計。

勘測者-1 在月球著陸期間，其緩沖器裝置的性能很令人滿意，但是反彈比預計更加明顯。它以稍低于標定速度（3．84 m／s）的垂直著陸速度（3．54m／s）在月面著陸，其傾斜度在2°的水平之內。所有“勘測者”著陸器都經(jīng)歷了反彈，采用第2種設計的緩沖器裝置由于在液壓彈簧中彈簧速率增加，反彈稍高一些?？睖y者-7 在撞擊瞬間比勘測者-1 的反彈要強烈得多，前者的足墊在反彈期間跳過14．73cm，而后者的反彈高約24．38cm?？睖y者-7在稍斜的地面（傾斜度約為3°）上著陸，垂直著陸速度為3．81m／s。

3．2．2 美國“阿波羅”登月艙的著陸緩沖系統(tǒng)

美國阿波羅-11～17于1969-1972年發(fā)射，并6次成功實現(xiàn)載人登月?！鞍⒉_”登月艙著陸架（landing gear）的設計經(jīng)歷了由“倒三角架型”向“懸臂型”的轉變。懸臂式著陸架的底部半徑為424．2cm［10］，主要部件如圖4所示，著陸腿（landing leg）的收攏和展開位置如5所示。

圖4 “阿波羅”登月艙著陸腿Fig．4 Landing gear leg of Apollo lunar module

圖5 “阿波羅”著陸腿的收攏和展開位置Fig．5 Positions of stowed and deployed Apollo landing gear leg

1）系統(tǒng)組成

“阿波羅”登月艙的著陸緩沖系統(tǒng)包括4個分離的著陸腿，每個著陸腿組件由主支柱、輔助支柱、展開桁架、展開與鎖定機構、月面?zhèn)鞲衅骱妥銐|組成。每個著陸腿組件的1個主支柱和2個輔助支柱都具有能量吸收能力。展開桁架是著陸腿的支柱與下降級結構之間的結構-力學組件。每條著陸腿利用鈦條保持收攏狀態(tài)。當火工閉鎖裝置點火時，連接到主支柱和輔助支柱上的鈦條斷開，允許著陸腿由位于其組件每側的機構展開和鎖住。

（1）主支柱。著陸架每條腿組件上的主支柱（見圖6）由下面的內部圓筒裝入上面的外部圓筒組成，承受在觸地時的壓縮撞擊。該主支柱在非撞擊位置上長約3．05m，其中包括一個連接到登月艙下降級外部懸臂支架組件上的“外部圓筒上通用配件”和一個連接到足墊上的“內部圓筒下球形接頭配件”。在內部圓筒中裝有吸能材料（一種可壓縮鋁合金蜂窩）。該支柱在上端通過通用配件連接到登月艙下降級懸臂支架組件上，而足墊通過球形接頭配件連接到內部圓筒的下端。主支柱結構的安全系數(shù)為1．35，而所有配件上的安全系數(shù)為1．50。主支柱由7178型鋁合金制成；內部圓筒的標定直徑為14．0cm；壁厚范圍是從靠近球形配件處（此處設計彎曲力矩較小）的0．38cm 到靠近外部圓筒結合點處（此處設計彎曲力矩大于33 895N·m）的0．65cm。

（2）輔助支柱（見圖7）。它類似于主支柱的基本設計，也由內部和外部圓筒組成，在撞擊時內部圓筒滑動進入外部圓筒，能夠經(jīng)受拉伸和壓縮撞擊。外部圓筒通過球形或插座接頭連接到主支柱的插孔（凹槽）上，而內部圓筒則通過端部通用配件連接到展開桁架組件上。在內部和外部圓筒中都裝有蜂窩沖擊與吸能材料，這種材料具有標定的載荷／撞擊特性。輔助支柱未被撞擊時長約1．22m，外部圓筒直徑約為11．43cm。這些支柱圓筒由2024型鋁合金制成；壁厚范圍從外部圓筒的0．069cm 到內部圓筒的0．084cm。

圖6 “阿波羅”著陸腿的主支柱Fig．6 Primary strut of Apollo landing gear leg

圖7 “阿波羅”著陸腿的輔助支柱Fig．7 Secondary strut of Apollo landing gear leg

（3）展開桁架（見圖5）。它由2個主橫梁和4個側梁組成。在展開位置，該桁架作為一個剛性結構作動，而輔助支柱連接在它上面。著陸腿展開與鎖定機構連接到展開桁架上，并在該桁架下部側梁上牽引，以展開整個著陸架組件。展開桁架的上部側梁鎖入連接到下降級結構上的鎖定機構。展開桁架的主要部件都是由7079型和7278型鋁合金制成的。

（4）展開與鎖定機構。它執(zhí)行兩項不同的操作：通過連接到展開桁架上的懸臂展開著陸腿；在完成展開后原位剛性銷住著陸腿。鎖定機構分為上位鎖定機構和下位鎖定機構。上位鎖定機構由鎖帶和鎖機組成，其作用是在探測器發(fā)射和空間飛行的過程中將著陸腿固定在收攏位置；當探測器開始著陸時，上位鎖定機構解鎖，使著陸腿順利展開到工作位置，此時下位鎖定機構開始起作用，將著陸腿固定在工作位置。

（5）足墊。它按照6．89kN／m2的靜態(tài)承載強度表面設計，以支撐登月艙，在接觸月面、撞擊巖石或礁石后仍能維持其功能。該足墊呈碟形，直徑為94．0cm，厚度約為17．8cm。其結構是將鋁合金蜂窩粘結到經(jīng)過機加工的鋁合金蓋板上。7075型機加工鋁合金蓋板厚度范圍：足墊下表面的蓋板厚度為0．021 6～0．041 9cm；足墊上表面的蓋板厚度為0．021 6～0．127 0cm。足墊芯部結構為2024型和5052型鋁合金蜂窩。該足墊通過一個球和凹槽接頭連接到主支柱上（見圖8）。足墊在觸到月面之前，通過4條在足墊中心和主支柱端部配件之間連接的束帶限制移動。在接觸月面時，這些束帶斷開，從而使足墊按照滑動需要而轉動。按照設計，該束帶在受到377．4N·m 的力矩時失效，以便轉動足墊。足墊結構為鋁合金蜂窩粘結到機加工鋁合金蓋板上，足墊可經(jīng)受由于撞擊巖石、月坑、暗礁和類似物體所引起的重大損傷。

圖8 “阿波羅”著陸腿的足墊圖8 Footpad of Apollo landing gear leg

2）緩沖工作

著陸架是著陸器的關鍵部件，而各條著陸腿又是著陸架觸地的關鍵組件。美國在“阿波羅”登月計劃中進行了全面的著陸動力學試驗。用于全比例試驗的著陸架是早期登月艙4．1 m 半徑著陸腿的改型。4個著陸腿組件都由1根主支柱（在其下端有足墊）和2根輔助支柱組成。支柱由7075-T6鋁合金制造。主支柱由內部圓筒和可壓縮鋁合金蜂窩圓柱組成，后者通過壓縮來吸收能量。每根輔助支柱由內部圓筒和內置蜂窩圓柱組成，其中內部圓筒通過袖筒式樞軸萬向接頭連接到主支柱的外部圓筒，而內置蜂窩圓柱則可以在雙作動輔助支柱延長或縮短時吸收能量。輔助支柱的力學設計是：當拉伸撞擊時，1個蜂窩圓柱被壓縮；當壓縮撞擊時，另1 個蜂窩圓柱被壓縮。所有支柱都是排氣的，以使空氣誘捕最小。在阿波羅-9～11 的任務中進行了登月艙著陸架（腿）的展開和降落驗證試驗。

3．2．3 蘇聯(lián)月球-17著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)

蘇聯(lián)月球-17于1970年11月發(fā)射，其著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)采用著陸腿裝置。

1）系統(tǒng)組成

著陸腿裝置由4 條著陸腿組成，如圖9 所示。每條著陸腿都由V 形支柱、緩沖器和足墊組成。支柱和緩沖器的末端鉸接到著陸器上，而緩沖器的另一端和足墊鉸接到支柱的自由端上。

圖9 月球-17的著陸裝置Fig．9 Luna-17landing gear（leg）

（1）支柱。支柱連到著陸器的每個接頭上都裝有拉伸彈簧，以及在著陸腿收攏與展開時測量支柱角度的遙測傳感器。

（2）緩沖器。著陸腿的緩沖器由2個套管組成，內部裝有一次性的無反沖阻尼器件。在著陸裝置從初始狀態(tài)轉變到工作狀態(tài)的展開過程中，該器件不會妨礙緩沖器的收縮，只有在著陸過程中緩沖器收縮時才發(fā)揮作用。

（3）足墊。著陸裝置的足墊是空心的，其邊緣部分的主要用途是承受正常載荷，另一個作用是吸收一部分著陸器在崎嶇的月面水平方向移動產(chǎn)生的沖擊能量。足墊的中心與著陸腿支柱鉸接，以適應月面的土壤。鉸鏈側面裝有2個接觸變換器，使其能夠與任何強度和任何構造的土壤緊密貼合。

2）緩沖過程

在著陸器按照時間-程序設備指令與運載火箭最后一級分離之前，著陸腿展開至工作狀態(tài)；支柱角度遙測傳感器發(fā)出展開過程的信號。在著陸器與月面接觸時，吸收著陸沖擊能量的著陸腿緩沖器壓緊，壓縮程度通過支柱的角度遙測傳感器測出［11］。

3．2．4 美國新型月球機器人著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)

2010年，美國國家航空航天局（NASA）為“機器人月球著陸器項目”（RLLP）而研制了新型機器人著陸器，并在馬歇爾空間飛行中心（MSFC）進行了一系列試驗。該項目由NASA 科學任務理事會行星科學分部負責，著陸器樣機將幫助NASA 研制用于無風天體（如月球和小行星）的新一代小型、靈巧和通用的著陸器。著陸器的設計基于一種允許在高度危險但高度優(yōu)先的區(qū)域精確著陸的前沿技術，從而使NASA 能夠探測以前從未探測過的地區(qū)達到科學與探測目標［12-13］。

1）系統(tǒng)的集成與試驗

2011年1月，NASA 在位于亨茨維爾的Teledyne布朗工程（TBE）設施上成功對新型機器人著陸器進行集成，并完成了系統(tǒng)試驗。該著陸器置于改進的滑板上，在樣機傳感器、機上計算機和推進器的最終試驗期間，一個定制的低成本軌跡跟蹤系統(tǒng)用于對運動進行控制，如圖10所示。功能試驗的重點在于保證所有系統(tǒng)部件能無縫工作，以便對著陸器的運動進行感知、通信和指揮。隨后進行了捷聯(lián)試驗，然后再進行自由飛行試驗。

圖10 置于改進滑板上的NASA 機器人著陸器樣機Fig．10 NASA’s robotic lander prototype on modified skateboards

2）自由飛行與著陸試驗

2011年6月16日，該項目進行了機器人著陸器樣機（見圖11）的第2次自由飛行試驗。在試驗期間，著陸器完成了所計劃的飛行程序，先是自主上升進行1．83 m 的懸浮，然后下降進行可控制的軟著陸。機器人著陸器樣機裝有99．8kg的過氧化氫推進劑。它依靠2個傳感器進行操作：一個是用于跟蹤著陸器的加速度及其指向的慣性測量裝置，另一個是用于測量高度的雷達高度計。

后續(xù)還計劃進行更多的自由飛行試驗，可能使機器人著陸器上升到30．5 m，歷時達60s。通過多次試驗飛行，該著陸器將越加穩(wěn)定，飛行時間更長，并將演示驗證：其控制運算法則能夠維持穩(wěn)定姿態(tài)，并能利用該系統(tǒng)的脈沖推進器進行軟著陸。其關鍵技術之一是一組小型、有效、推動的而不是節(jié)流的推進器。這些試驗將輔助設計與研制新一代的小型、靈巧、多功能機器人著陸器，這些著陸器能夠在太陽系中多顆目標星上進行科學與探測研究。

圖11 NASA 機器人著陸器的自由飛行試驗Fig．11 Free-flight test of NASA’s robotic lander

3．2．5 美國“夢神”著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)

美國“夢神”（Morpheus）著陸器是一種可垂直起降的行星著陸器方案。該項目始于2010年6月，是NASA“先進探測系統(tǒng)”（AES））計劃的20個項目之一，由NASA 的約翰遜航天中心（JSC）監(jiān)管。該項目的主要目的是研發(fā)和試驗一個能垂直起飛和著陸的原型行星著陸器，作為先進航天器技術的試驗平臺，在將來能運送載荷到月球或太陽系其他星體，具備攜帶500kg載荷到月球的能力［14］。

該項目中的集成垂直試驗臺（VTB）平臺主要集成與演示驗證液氧（LOX）／液體甲烷推進系統(tǒng)，以及自主著陸與避險（ALHAT）技術；能對制導、導航與控制（GN＆C），推進，著陸緩沖，電源和電子設備分系統(tǒng)概念進行試驗，演示驗證多種技術。VTB系統(tǒng)由試驗飛行器、地面系統(tǒng)和操作系統(tǒng)等組成。試驗飛行器如圖12所示，其干質量約816．5kg，當進行一次持續(xù)工作50s的發(fā)動機或飛行試驗時濕質量約為1270kg。其主要結構包括焊接的鋁合金箱式梁、機加工零件和一塊金屬板。著陸支柱在足部帶有蜂窩壓碎襯墊，以緩沖著陸載荷。

“夢神”著陸器的試驗包括熱點火試驗、繩系試驗和自由飛行試驗。在2011 年4-8 月，共進行5次熱點火試驗和6次繩系試驗。2012年8月9日，“夢神”在進行首次自由飛行試驗時，由于起飛后硬件組件出現(xiàn)故障，樣機無法維持平穩(wěn)飛行而墜毀。

圖12 “夢神”著陸器試驗飛行器Fig．12 Morpheus lander test vehicle

3．2．6 美國海盜號火星著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)

海盜號火星軌道器／著陸器于1975年發(fā)射，并成功實現(xiàn)火星著陸。其著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)主要包括氣動緩沖（減速）裝置和著陸腿組件［15］。

1）氣動緩沖裝置

氣動緩沖裝置提供升力進入火星大氣，它由氣動殼體、底蓋、降落傘和降落傘發(fā)射器，以及發(fā)射器支架等組成，如圖13所示。

圖13 海盜號著陸器的氣動緩沖裝置系統(tǒng)結構示意圖Fig．13 Viking lander aerodecelerator system

2）著陸腿組件

海盜號有3條著陸腿。該著陸腿如圖14所示，它包括1個主支柱組件和1個A 型支架組件，后者包括每條腿的足墊。在該支柱中采用粘接的可擠壓鋁蜂窩，用于著陸時的緩沖。A 型支架的內側端通過載荷限制器連接到海盜號著陸器本體上。在施加限制載荷時，載荷限制器發(fā)生塑性彎曲，這樣海盜號的本體及其設備就能得到保護。

圖14 海盜號著陸器的著陸腿Fig．14 Viking lander landing leg

4 氣囊緩沖裝置的組成和應用

氣囊緩沖裝置又稱為“可充氣氣囊”。氣囊緩沖是一種使著陸器被氣囊包圍并回彈，直到動能完全消散的著陸緩沖方式。氣囊緩沖裝置適于在地形條件未知的條件下使用，同時適用于著陸質量和體積都較小且不再返回的探測器的軟著陸［7］。表面儀器和巡視器是以成本有效和可靠的方式在行星表面著陸的候選者，著陸質量預計范圍為100～1000kg，正好在氣囊的能力之內［16］。

4．1 組成

氣囊組件一般由單個或數(shù)個氣囊組成，而每個氣囊又由多個駝囊組成。整個氣囊系統(tǒng)主要包括氣體發(fā)生器、氣囊材料與結構件以及展開與回縮機構等。著陸器與氣囊系統(tǒng)由筋腱連接。

（1）氣體發(fā)生器用于產(chǎn)生氣體，以對氣囊進行充氣。

（2）氣囊構型包括簡單的球形和圓柱形，較復雜的單圓或雙圓環(huán)型，以及仍然較復雜的平底形。擬用于“獵戶座”（Orion）的平底形氣囊構型如圖15所示，水平圓柱形氣囊環(huán)構型如圖16所示［16］。

圖15 平底形氣囊Fig．15 Flat bottom airbag

圖16 水平圓柱形氣囊環(huán)Fig．16 Ring of horizontal cylindrical airbags

（3）氣囊材料是制造氣囊的關鍵，對氣囊系統(tǒng)的功能具有決定性作用。它主要包括囊膽（球瓣）層材料、約束層材料和磨損層材料，其中囊膽材料主要是涂敷硅酮的維克特蘭（Vectran）聚乙烯織物。

（4）氣囊結構件主要包括接縫結構、接縫密封、筋腱結構、氣囊與著陸器的接口、氣體清除部件以及氣囊增強件等。

（5）包裝與展開機構用于氣囊的收攏包裝和充氣展開。

（6）回縮與釋放系統(tǒng)用于氣囊的回縮和著陸器或巡視器的釋放，它由安裝在著陸器上的絞盤和輕質維克特蘭繩索組件組成。

4．2 氣囊緩沖裝置的應用

主要介紹美國“火星探路者”、“火星探測巡視器”（包括勇氣號和機遇號）、歐洲“火星生物學”等火星著陸器，以及歐洲“貝皮-哥倫布”水星探測器的著陸緩沖系統(tǒng)。

4．2．1 美國“火星探路者”的著陸緩沖系統(tǒng)

美國“火星探路者”著陸器／巡視器于1996 年12月發(fā)射，并在火星成功著陸。此探測器采用氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，該系統(tǒng)由NASA 的噴氣推進實驗室（JPL）負責設計，由ILC 公司負責研制［17］。氣囊緩沖系統(tǒng)主要由氣體發(fā)生器和氣囊組件構成。系統(tǒng)總質量約為99kg。

1）氣體發(fā)生器

氣體發(fā)生器的質量為3．25kg，裝在一個雙錐形的鈦合金殼體內，如圖17所示。該裝置分兩個階段燃燒其推進劑：主火藥柱以高速燃燒1．85s，用于氣囊充氣；維持藥柱以低速燃燒20s，用于在著陸期間的氣體補足。全部氣體在放氣前都通過一個冷卻劑室冷卻。

圖17 “火星探路者”的氣體發(fā)生器Fig．17 MPF gas generator

2）氣囊組件

實際的氣囊系統(tǒng)組件如圖18所示，而單個的氣囊組件構型如圖19所示。每個氣囊組件由6個直徑為1．8m 的球形舵囊、一個著陸器面板和大量子部件構成。各舵囊中心距氣囊中心1m。一個內外筋腱系統(tǒng)限制隔膜載荷，增強氣囊系統(tǒng)，并將其連接到著陸器上。該氣囊采用多層氣囊結構：一個有涂層的織物囊膽層（用于容納氣體并承受由壓力引起的膜載荷）和多層覆蓋層（用于防止侵蝕、刺穿和撕裂）。囊膽材料是涂敷LT50低溫硅酮橡膠的維克特蘭聚乙烯織物（布）。維克特蘭是一種液晶聚合物纖維，由于它的紗線堅韌性可與凱夫拉-29（Kevlar-29）媲美，因而具有更好的折曲破裂／侵蝕抗力。磨損層則是一種無涂層的維克特蘭織物（布）。

圖18 “火星探路者”的氣囊系統(tǒng)組件Fig．18 MPF airbag system assembly

圖19 “火星探路者”的單個氣囊組件Fig．19 MPF airbag assembly

“火星探路者”氣囊系統(tǒng)有約440m 長的接縫，主要接縫如圖20所示。它是一種寬1．6cm 的咬口折縫，采用200 旦尼爾3 層維克特蘭線，通過4 行301型縫制來連接，每厘米有25～51個針腳。這一接縫結構的試驗強度在25 ℃時為437．8N／cm，在-80 ℃時為735．5N／cm，這足以承載貫穿整個氣囊的膜載荷；由氣囊-氣囊界面所引起的應力集中區(qū)域采用局部增強。接縫通過附加一種3．18cm 寬的輕質硅酮涂敷布帶進行氣體保持，這種布帶在整個接縫上原位固化。

圖20 “火星探路者”氣囊的主要接縫結構Fig．20 MPF airbag primary seam construction

筋腱組件包括高強度纖維帶或繩，最大筋腱載荷約為771．1kg，所選結構是具有低捻度的3×3鋪層繩，維克特蘭-HS 用于外部筋腱，而凱夫拉-129用于內部筋腱。筋腱用像繩一樣強的索限（環(huán)扣）終結，連接到著陸器每一面6個位置的U 形銷上。

回縮系統(tǒng)由安裝在著陸器上的絞盤和輕質維克特蘭繩索組件組成。它在側面的氣囊中回縮5個舵囊；而在基本氣囊中回縮4個舵囊。壓平的氣囊被折疊成“S”形，從而實現(xiàn)織物腿向內折疊的封裝。圖21表示具有包裝外皮的封裝氣囊。

圖21 “火星探路者”包裝的氣囊Fig．21 MPF packed airbag

氣囊系統(tǒng)的試驗驗證表明，它能夠成功地緩沖在火星巖石表面的著陸沖擊，保護“火星探路者”著陸器。試驗包括設計驗證試驗、全尺寸研制與鑒定試驗和沖擊與降落試驗。在火星環(huán)境壓力和地球環(huán)境溫度下進行了12次下降試驗。該氣囊系統(tǒng)還進行了部件級巖石沖擊試驗和系統(tǒng)級巖石降落試驗。

4．2．2 美國“火星探測巡視器”的著陸緩沖系統(tǒng)

美國的勇氣號、機遇號“火星探測巡視器”于2003年6月發(fā)射，并在火星成功著陸。“火星探測巡視器”采用氣囊著陸緩沖系統(tǒng)，該系統(tǒng)也由NASA 的噴氣推進實驗室（JPL）負責設計，由ILC公司負責研制［18］?！盎鹦翘綔y巡視器”氣囊系統(tǒng)的基本型設計類似于“火星探路者”，氣囊在幾何形狀上與后者任務所使用的系統(tǒng)一樣，但已得到增強，以適應“火星探測巡視器”著陸器質量的增加（從290kg增至415kg，大于40%）；包括氣囊在內的“火星探測巡視器”總著陸質量為540kg［19］。著陸器帶有4個氣囊，每個氣囊都由6個直徑1．8m 的舵囊組成（總共24個），各個氣囊連接到四面體形著陸器的各面艙瓣上，利用筋腱維持其形狀，如圖22所示。

圖22 “火星探測巡視器”的氣囊緩沖系統(tǒng)Fig．22 MER packed airbag

1）氣體發(fā)生器

“火星探測巡視器”的氣體發(fā)生器是“火星探路者”氣體發(fā)生器的改進型，裝在一個雙錐形鈦合金殼體內。主火藥柱可高速率燃燒1．8s，用于充氣；維持藥柱以較低速率燃燒20s，用于著陸期間的氣體補足。“火星探測巡視器”的設計增加了藥柱質量，以提高該氣體發(fā)生器的總輸出；同時設計了新的藥柱幾何形狀，以改變燃燒速率和產(chǎn)生所期望的質量流分布曲線?！盎鹦翘铰氛摺钡臍怏w發(fā)生器殼體壁厚逐漸變小并有復雜的過渡；而“火星探測巡視器”的氣體發(fā)生器殼體厚度不變，從而顯著降低了制造加工的復雜性，提高了安全系數(shù)。2種氣體發(fā)生器設計的橫截面如圖23所示。由圖可見，兩者設計基本相同，只是“火星探測巡視器”的主火藥柱（圖中中間偏左處）有所改進。

圖23 “火星探路者”和“火星探測巡視器”氣囊氣體發(fā)生器的橫截面比較Fig．23 Comparison between MPF and MER gas generator cross sections

2）氣囊組件

“火星探測巡視器”的氣囊在“火星探路者”的基礎上進行了一些改進，重要改進集中在增強氣囊的堅固性上。與“火星探路者”相比，“火星探測巡視器”的靜態(tài)氣囊／著陸器接觸力更大，因而需要額外的增強，特別是要另加刺破與侵蝕防護。“火星探測巡視器”的構型中引入了氣體容納約束層，以提供內部囊膽層的冗余。為了限制約束接縫的損傷，向易受巖石損壞的接縫中加入防刺破織物（由高旦尼爾織物制成）。這種方法不僅能限制接縫線失效，也能中斷約束材料中的撕裂傳播。

“火星探測巡視器”的氣體保持囊膽層和承載約束層都采用了在“火星探路者”任務期間所研制的維克特蘭-HS織物和低溫硅酮橡膠涂層材料。由于紗線加工和編織方面獲得了最新發(fā)展，所制成的材料抗拉強度比“火星探路者”的提高20%。磨損層材料采用質量更小的新型防破裂磨損織物，比”火星探路者”的質量降低近30%；選擇6層來提供更高的性能，從而獲得最小的質量沖擊。與“火星探路者”一樣，“火星探測巡視器”的氣囊主要接縫也是一種寬1．6cm 的咬口折縫，通過4行200旦尼爾3層維克特蘭線來連接；采用了一種更加堅固的密封方法，以補充這種帶纏工藝。對于較復雜的接縫區(qū)域，ILC公司制造了一種新型硅酮薄膜，它允許原位固化，并提供了極好的抗拉強度和高延伸率，從而使”火星探測巡視器”氣囊組件的系統(tǒng)泄漏水平比”火星探路者”飛行系統(tǒng)的降低了35%。

“火星探測巡視器”的氣囊系統(tǒng)級試驗共進行了33次全尺寸沖擊試驗，還進行了氣體發(fā)生器充氣試驗、氣囊回縮與展開試驗和52次降落試驗［19］。

4．2．3 歐洲“火星生物學”著陸器的著陸緩沖系統(tǒng)

歐洲“火星生物學”探測器預定于2016-2018年發(fā)射。2005年，英國提出了一種可用于“火星生物學”有效載荷在火星表面上著陸的排氣氣囊設計。該氣囊系統(tǒng)使用一種近實時系統(tǒng)，這種系統(tǒng)利用激光測距儀確定從氣囊排氣的正確時間［20］。

氣囊的布局是分區(qū)的有六個側面的圓環(huán)，符合呈六邊形著陸器平臺的幾何形狀，其對邊寬度約為1．8m。該圓環(huán)具有一個橢圓形的截面，其設計目的是改進該系統(tǒng)的高寬比，從而提供對橫向速度的穩(wěn)定性，同時保持大的足跡面積。著陸器平臺定位在圓環(huán)的中心空腔內，其底面位于氣囊底部上方0．95m 處，是有效撞擊極限與改進的橫向剛度和側面防護之間的折衷方案。為了保持橢圓形／雙泡形的截面，要采用在功能上類似于網(wǎng)狀面板的內部結構，這種結構存在于“圓環(huán)”的所有6 個側面之中。一種稱為緩沖氣囊的輔助氣囊（見圖24）裝在主氣囊的中心空腔內，并連接到巡視器平臺的底部。它具有3種功能：①增強對地面最終沖擊振動的防護；②增大著陸器平臺橫向反作用區(qū)；③在氣囊縮回期間提供地面排障的平臺。該緩沖氣囊可充氣到25kPa的絕對壓力，并在氣囊回縮后放氣。

圖24 “火星生物學”緩沖氣囊通用構型Fig．24 General configuration of ExoMars bumper airbag

氣囊由涂敷硅樹脂的維克特蘭織物制成。該織物的強度為73kN／m，在涂敷前的單位面積質量約為120g／m2。在該織物的每邊上需要60g／m2的硅樹脂，以保證材料不透氣。涂敷硅樹脂的維克特蘭在“火星生物學”任務所預期的低溫環(huán)境下具有極好的強度和高模量。

2005年中期，“火星生物學”進行了排空氣囊設計概念論證的驗證試驗。該試驗是一項地球環(huán)境沖擊試驗，同時也是對LS-DYNA 模型的校驗。試驗氣囊由涂敷聚氨酯的凱夫拉織物制成，并采用分瓣的排氣閥設計。試驗氣囊的總體布置如圖25所示。一個形狀類似于”火星生物學”著陸器的有效載荷模擬器由焊接的鋼材制造，近似表征該著陸器400kg的質量。

圖25 “火星生物學”著陸器試驗氣囊的總體布置Fig．25 General arrangement of ExoMars test airbags

4．2．4 歐洲“貝皮-哥倫布”水星探測器的著陸緩沖系統(tǒng)

歐洲的“貝皮-哥倫布”水星探測任務目前預計于2015年發(fā)射。在2005年為其開展的氣囊著陸系統(tǒng)研究中，確定了一種雙圓環(huán)形氣囊作為小型著陸器著陸系統(tǒng)球形氣囊的備選方案。該著陸器由一個化學推進艙送至鄰近水星表面，然后著陸器和氣囊在規(guī)定高度通過氣囊的快速膨脹從推進艙彈出。在第一次沖擊時，可能出現(xiàn)較大的橫向速度［20］。

1）系統(tǒng)組成

在一項平行研究中曾同時考慮了雙圓環(huán)布局和球形系統(tǒng)。雖然雙圓環(huán)的質量有效性低于球形，但它具有下列優(yōu)點：①在著陸過程結束時的最終方位幾乎與有效載荷呈平行狀態(tài)，從而能大大降低在氣囊脫離期間釋放有效載荷的潛在可能性，而沒有優(yōu)選靜止姿態(tài)的球形系統(tǒng)很可能出現(xiàn)這種情況；②在氣囊組裝后可以接近著陸器，這簡化了有效載荷力學界面的調節(jié)，允許在晚些時候接近著陸器，以便安裝敏感元件；③使將著陸器組裝到推進艙后再安裝氣囊成為可能；④與球形系統(tǒng)相比，在沖擊期間可能提供更高的阻尼。

所設計的雙圓環(huán)氣囊達到在質量估算內可能最大的尺寸，因而能獲得最佳性能。該氣囊的囊膽可能由編織200 旦尼爾維克特蘭織物制成，并利用在“火星探路者”和“火星探測巡視器”氣囊上使用的類似技術構建。各段由許多有圖案的零件組成，這些零件用縫制的接縫連接在一起；然后將接縫密封，防止充氣氣體逸出。氣囊的外邊利用2層具有防破裂編織圖案、更輕質的100 旦尼爾維克特蘭織物覆蓋，用于防護氣囊囊膽，以免被巖石刺破和磨損。兩層被認為是絕對最小防護，如果質量允許可以再加一層。有效載荷被收集在2 個圓環(huán)夾層中間所形成的空間中，如圖26 所示。氣體發(fā)生器的調節(jié)是在有效載荷與氣囊之間所剩余的狹小空間中提供的。

圖26 “貝皮-哥倫布”的雙圓環(huán)氣囊系統(tǒng)Fig．26 Double torus airbag system of Bepi-Colombo

為了滿足在著陸過程結束時氣囊脫離的要求，每個圓環(huán)被橫跨直徑（across a diameter）分成兩半，然后通過荷蘭式接頭連接在一起。荷蘭式接頭的終端提供從著陸器到氣囊的連接，從而防止著陸器在中心孔腔內轉動。上下2個圓環(huán)在其主直徑上連接在一起，在脫離時它們各自的一半一起離開著陸器橫向移動，如圖27中的LS-DYNA 模型所示。

圖27 表示雙圓環(huán)氣囊脫離的LS-DYNA 模型Fig．27 LS-DYNA model showing jettison of a double torus system

2）沖擊試驗

2個試驗氣囊的構型為近似于圓環(huán)的八邊形，大小直徑分別為1．25m 和0．75m。該氣囊的氣體保持囊膽由一種涂敷聚氨酯的聚酯織物——埃爾特克斯（Aertex）制成。圖28表示充氣狀態(tài)的氣囊囊膽。為防護囊膽材料免受處理與磨蝕損傷，圓環(huán)的大多數(shù)外表面用編織凱夫拉材料覆蓋。所設計的覆蓋在埃爾特克斯上的凱夫拉的充滿度，保證壓力載荷僅僅被囊膽所獲取。

圖28 充氣的氣囊囊膽Fig．28 Inflated airbag bladder

有效載荷模擬器的基本結構由壓制與焊接的鋁合金管制成，頂部和底部用鋁合金板封閉形成一個密閉圓筒，采用一種流線型板材環(huán)繞鋁合金管構成外部幾何形狀，如圖29所示。在每根管子的頂部和底部安置4塊鋁合金片，彼此直接相對，形成與氣囊的接口。

圖29 有效載荷模擬器Fig．29 Payload simulator

在試驗期間，有效載荷的重心發(fā)生了偏移，在沖擊期間有效載荷至地面的最小間距低至0．16 m。高速圖像（見圖30）表明，即時的峰值撞擊符合所計算的最小間距。

圖30 在試驗過程中有效載荷至地面的最小間距的高速圖像Fig．30 High speed images at the time of minimum payload clearance during test

5 空中懸吊機的組成和應用

空中懸吊機又稱為天空起重機，是一種新型下降與著陸裝置。它采用全新的技術，用于探測器在行星表面著陸。美國“火星科學實驗室”的火星表面巡視器好奇心號（Curiosity）的著陸首次采用了這種新型裝置［21］。

5．1 空中懸吊機的組成和工作過程

“火星科學實驗室”所采用的觸地（Touchdown）技術是進入、下降與著陸（EDL）體系結構最為創(chuàng)新的部分。該項技術稱為“空中懸吊機機動”。整個空中懸吊機系統(tǒng)由下降級、牽引纜繩和電纜以及推進、制導、導航與控制系統(tǒng)等組成。空中懸吊機的工作過程包括：從緩慢下降的下降級上降下系在3根牽引纜繩上的著陸器，直到纜繩完全展開達到7．5m 的長度。著陸器以0．75m／s的不變速度持續(xù)垂直下降，直到通過纜繩持續(xù)卸載而探測到巡視器觸地為止。

空中懸吊機的體系結構表現(xiàn)出優(yōu)于傳統(tǒng)著陸方法（上述氣囊和軟著陸著陸器）的特點。它無需氣囊、吸振結構（或吸振著陸腿）及出艙系統(tǒng)；但需要推進系統(tǒng)和制導、導航與控制系統(tǒng)［22］，使發(fā)動機和推進器保持離開行星表面，從而降低表面相互作用（如灰塵挖掘和開溝），同時在著陸動作期間實現(xiàn)閉環(huán)控制。牽引纜繩消除著陸動作以及來自下降級控制器的相關干擾的影響。此外，與許多傳統(tǒng)的觸地傳感器不同，在牽引纜繩發(fā)生卸載后呈現(xiàn)持續(xù)的觸地信號。

由于觸地時持續(xù)的繩系狀態(tài)，以及觸地速度很低，因此空中懸吊機系統(tǒng)比其他著陸系統(tǒng)具有更大的觸地穩(wěn)定性，并經(jīng)受更小的沖擊載荷。高穩(wěn)定性和低加載（相當于巡視器沖擊載荷）意味著，不再需要獨立的觸地系統(tǒng)，而且可以取消“出艙”步驟。更確切地說，專門為表面相互作用而設計的巡視器搖桿轉動懸掛機構就是觸地系統(tǒng)，它處于適當位置以便著陸后立即開始操作。此任務步驟如圖31所示。

圖31 空中懸吊機工作階段Fig．31 SkyCran operating phase

5．2 空中懸吊機的著陸機理

當下降級沿著不變速度參考軌跡運動時，預定垂直推力等于該系統(tǒng)所受的重力。著陸前，預定垂直推力將等于重力加速度與下降級和巡視器綜合質量的乘積。著陸后，巡視器的質量由表面支撐，纜繩卸載，所預定的垂直推力將降低約1／2。推力在著陸后持續(xù)降低，其原因是垂直下降參考軌跡不變，保證牽引纜繩持續(xù)卸載。著陸算法利用這種固有的卸載，通過依靠預定垂直推力感知著陸動作。一旦實現(xiàn)，著陸機理監(jiān)控預定垂直推力達到一個持續(xù)值，該值與下降級所受重力一致。

5．3 空中懸吊機的應用實例

主要介紹美國“火星科學實驗室”的好奇心號巡視器的著陸緩沖系統(tǒng)［21］。2012年8月6日，“火星科學實驗室”攜帶的好奇心號巡視器成功在火星表面著陸，實現(xiàn)了使質量為900kg的有效載荷在火星著陸，這是迄今為止人類送上火星的最大質量的巡視器。

5．3．1 “火星科學實驗室”的構型

“火星科學實驗室”由巡航級、下降級、表面巡視器、進入氣動外殼（隔熱罩和后殼）組成。進入氣動外殼的直徑為4．5m，高為3．6m?！盎鹦强茖W實驗室”的發(fā)射狀態(tài)構型和巡航狀態(tài)構型如圖32所示。

“火星科學實驗室”的好奇心號巡視器在火星上的著陸質量較大，NASA 在繼承“海盜”系列軟著陸技術的基礎上設計了一個新的進入、下降與著陸系統(tǒng)?！盎鹦强茖W實驗室”是首個采用精確著陸技術進行軟著陸的探測器，同時它還具有在整個進入、下降與著陸過程中接收信息的能力。好奇心號的著陸精度范圍直徑能達到20km，而其他探測器的著陸精度范圍直徑都為數(shù)百千米。

圖32 “火星科學實驗室”的發(fā)射狀態(tài)和巡航狀態(tài)構型Fig．32 MSL launch configuration and cruise configuration

5．3．2 “火星科學實驗室”的下降與著陸過程

“火星科學實驗室”的整個進入、下降與著陸過程包括火星大氣層外調整、受控進入火星大氣層、超聲速降落傘展開下降、動力制動下降和空中懸吊機下降5個階段。其中降落傘展開后的下降與著陸過程示意圖如圖33所示。

圖33 “火星科學實驗室”下降和著陸過程示意圖Fig．33 MSL descent and landing sequence

“火星科學實驗室”在制動下降和空中懸吊機最終下降階段，采用了全新的空中懸吊機技術。當降落傘使探測器減速、隔熱罩分離之后，下降級從后殼分離；下降級利用8臺可控發(fā)動機使探測器進一步減速，隨后將工作發(fā)動機數(shù)量減少至4臺；當探測器速度減為0 時，好奇心號從下降級中釋放出來，并“吊”在下降級下方7．5 m 處；好奇心號著陸時，下降級懸浮在好奇心號上方，在確定好奇心號著陸并等待2s之后，爆炸裝置起爆驅動切割器切斷纜繩和電纜，下降級隨后飛離并墜落在其他地方，至此完成著陸。空中懸吊機釋放好奇心號直至其著陸的構想過程如圖34所示［23］。

圖34 “火星科學實驗室”進入、下降和著陸過程Fig．34 MSL entry，descent and landing sequence

5．3．3 空中懸吊機系統(tǒng)的構型

空中懸吊機系統(tǒng)包括3根降低巡視器的臍狀牽引帶（BUD），以及1根在下降級和巡視器之間傳輸電信號的臍狀電纜。利用3根“臍狀牽引帶”，巡視器從下降級降至火星表面，此時牽引帶完全展開（長7．5m）。在整個過程中，垂直下降速度保持為0．75m／s。觸地著陸技術利用了巡視器移動系統(tǒng)適應地面并吸收接觸負載的能力。當探測到巡視器接觸地面時，牽引帶被切斷，下降級執(zhí)行飛離機動?？罩袘业鯔C的巡視器分離構型和下降級構型如圖35所示。

圖35 空中懸吊機的巡視器分離構型和下降級構型Fig．35 SkyCran rover separation configuration and descent stage configuration

6 結束語

統(tǒng)觀上述3類深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)，各有特點，應用范圍也有所區(qū)別。其中，軟著陸機構相對較為典型、傳統(tǒng)，應用較廣，如美國“勘測者”、“阿波羅”、“海盜”等月球或火星的無人或載人著陸器，以及小行星著陸器，可用于需要返回的著陸器；氣囊緩沖裝置相對較輕，包裝體積小，適用于復雜或未知地形等特定條件下的著陸，如美國“火星探路者”、“火星探測巡視器”、歐洲“火星生物學”等火星著陸器，以及歐洲“貝皮-哥倫布”水星探測器；而空中懸吊機則別具一格，沖擊最小，安全可靠，可用于各種新型行星著陸器，尤其是表面巡視器的著陸，如“火星科學實驗室”的好奇心號巡視器。

隨著21世紀深空探測活動的拓展與深入，各種深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)也將根據(jù)任務需求而不斷得到改進，并將探索研發(fā)各種新型著陸緩沖系統(tǒng)；與此同時，這些系統(tǒng)將會在各國未來的月球、火星、金星和小行星等深空探測中獲得更為有效的實際應用。

（References）

［1］于登云，楊建中．航天器機構技術［M］．北京：中國科學技術出版社，2011

Yu Dengyun，Yang Jianzhong．Spacecraft mechanism technology［M］．Beijing：China Science and Technology Press，2011（in Chinese）

［2］劉志全，黃傳平．月球探測器軟著陸機構發(fā)展綜述［J］．中國空間科學技術，2006，26（1）：33-39

Liu Zhiquan，Huang Chuanping．Progress summary of lunar explorer soft-landing mechanism［J］．Chinese Science and Technology，2006，26（1）：33-39（in Chinese）

［3］朱仁璋，王鴻芳，泉浩芳，等．美國火星表面探測使命評述（下）［J］．航天器工程，2010，19（3）：7-27

Zhu Renzhang，Wang Hongfang，Quan Haofang，et al．Overview of the US Mars surface missions（part two）［J］．Spacecraft Engineering，2010，19（3）：7-27（in Chinese）

［4］楊建中，曾福明，張熇．月球探測器軟著陸機構綜述［C］／／中國宇航學會深空探測技術專業(yè)委員會第一屆學術會議錄．北京：中國宇航學會，2005：135-139

Yang Jianzhong，Zeng fuming，Zhang He．Summary of lunar explorer soft-landing mechanism［C］／／Proceedings of the First Academic Conference of Chinese Society of Astronautics Deep-space Exploration Tehchology Specialty Council．Beijing：Chinese Society of Astronautics，2005：135-139（in Chinese）

［5］褚桂柏，張熇．月球探測器技術［M］．北京：中國科學技術出版社，2007：177-214

Chu Guibai，Zhang He．Lunar explorer technology［M］．Beijing：China Science and Technology Press，2007：177-214（in Chinese）

［6］陳金寶，聶宏，柏合民，等．月球探測器軟著陸緩沖機構發(fā)展綜述［C］／／中國宇航學會深空探測技術專業(yè)委員會第三屆學術會議論文集．北京：中國宇航學會，2006：56-60

Chen Jinbao，Nie Hong，Bai Hemin，et al．Progress summary of lunar explorer soft-landing impact attenuation mechanism［C］／／Proceedings of The Third Academic Conference of Chinese Society of Astronautics Deep-space Exploration Technology Specialty Council．Beijing：Chinese Society of Astronautics，2006：56-60（in Chinese）

［7］曾福明，楊建中，婁漢文．月球及行星探測器軟著陸機構緩沖器技術綜述［C］／／中國宇航學會深空探測技術專業(yè)委員會第一屆學術會議論文集．北京：中國宇航學會，2005：145-148

Zeng fuming，Yang Jianzhong，Lou Hanwen．Summary of lunar and planets explorer soft-landing mechanism impact attenuater technology［C］／／Proceedings of the First Academic Conference of Chinese Society of Astronautics Deep-space Exploration Technology Specialty Council．Beijing：Chinese Society of Astronautics，2005：145-148（in Chinese）

［8］Sperling F B．Design and analysis of the Surveyor landing shock attenuation system，Paper 69-DE-46，A69-28848［R］．New York：ASME，1969

［9］NASA．Landing impact attenuation for non-surface-planing landers（NASA space vehicle design criteria（structures）），NASA-SP-8046［R］．Washington：NASA，1970

［10］Rogers W F．Apollo experience report-lunar module landing gear subsystem，NASA-TN-D-6850［R］．Washington：NASA，1972

［11］ВиноградовА П．ПередвижнаялабораториянаЛуне Луноход-1［M］．Москва：Издательство，1971 Vinogradov A P．Motive laboratory on Moon-Lunar Rover-1［M］．Moscow：Science Press，1971（in Russian）

［12］NASA．NASA’s new lander prototype skates through integration and testing［R／OL］．［2011-09-30］．http：／／www．nasa．gov／mission ＿pages／lunarquest／robotic／11-13．html

［13］NASA．NASA’s robotic lander performs second freeflight test［R／OL］．［2011-09-30］．http：／／www．nasa．gov／mission＿pages／lunarquest／robotic／hover＿test＿4．html

［14］Hart J J，Mitchell J D．Morpheus lander testing campaign［R］．New York：IEEE，2011

［15］Holmberg N A，F(xiàn)aust R P，Holt H M．Viking’75 spacecraft design and test summary，Volume I lander design，NASA RP-1027［R］．Washington：NASA，1980

［16］Willey C E，Sandy C，Welch J，et al．Impact attenuating airbags for Earth and planetary landing systems，AIAA 2007-6172［R］．Washington：AIAA，2007

［17］Sandy C R．Development of the Mars Pathfinder airbag subsystem，AIAA 1997-1545［R］．Washington：AIAA，1997

［18］Stein J，Sandy C．Recent developments in inflatable airbag impact attenuation systems for Mars exploration，AIAA 2003-1990［R］．Washington：AIAA，2003

［19］Adams D S．Mars Exploration Rover airbag landing loads testing and analysis，AIAA 2004-1795［R］．Washington：AIAA，2004

［20］Bown N W，Darley M G．Advanced airbag landing systems for planetary landers，AIAA 2005-1615［R］．Washington：AIAA，2005

［21］Adam S，Devin K，Chen A，et al．Mars Science Laboratory entry，descent，and landing system［R］．New York：IEEE，2006

［22］Martin M S．The MSL SkyCran landing architecturea GN＆C Perspective［C］／／Proceedings of the 7th Annual International Planetary Probe Workshop（IPPW-7）Conference．Barcelona，Spain：IPPW，2010

［23］賀鵬梓．空中吊車——美國“好奇”號火星車懸浮降落揭密［J］．太空探索，2011（11）：36-39

He Pengzi．SkyCran-US Curiosity martian rover suspending descent secret revealed［J］．Space Exploration，2011（11）：36-39（in Chinese）