雷 波，張 明，岳 帥

(南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

0 引 言

當(dāng)前，科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步使得人類有能力著眼于更加遙遠(yuǎn)的太空環(huán)境，去進(jìn)行各項(xiàng)航天活動。在探索宇宙空間的過程中，運(yùn)載器起著運(yùn)輸航天設(shè)備及人員的重要作用，而傳統(tǒng)運(yùn)載器成本高且未能實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用。為了降低航天成本，運(yùn)載器重復(fù)使用技術(shù)成為國內(nèi)外的一大研究熱點(diǎn)，重復(fù)使用運(yùn)載器系統(tǒng)，是未來中國航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成[1-3]。目前，SpaceX公司的獵鷹-9運(yùn)載器已成功回收，極大地鼓舞了科研人員的信心。運(yùn)載器回收過程中，根據(jù)任務(wù)需求返回原發(fā)射場或其他發(fā)射場[1]，并配備相應(yīng)的著陸平臺，著陸場地狀態(tài)較好，但是由于運(yùn)載器自身控制系統(tǒng)的局限性以及外界環(huán)境存在干擾，可能出現(xiàn)超過其緩沖系統(tǒng)設(shè)計(jì)工況的著陸狀態(tài)，導(dǎo)致運(yùn)載器回收質(zhì)量欠佳甚至墜毀。鑒于此，如何對多種著陸工況進(jìn)行綜合考慮，以此設(shè)計(jì)緩沖裝置，使運(yùn)載器具有耐墜毀性的同時(shí)，軟著陸性能最優(yōu)，是一項(xiàng)十分關(guān)鍵的工作。

文獻(xiàn)[4-5]設(shè)計(jì)了一種用于重復(fù)使用運(yùn)載器的油液-蜂窩緩沖裝置，采用分級優(yōu)化策略對其進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，并對其性能進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)[6]設(shè)計(jì)了一種基于油液緩沖器的運(yùn)載器外翻式著陸支架，并進(jìn)行了樣機(jī)的著陸試驗(yàn)。文獻(xiàn)[7]對臨近空間載人艙的軟著陸系統(tǒng)進(jìn)行了仿真及試驗(yàn)，并對其進(jìn)行了著陸性能的影響因素分析。考慮到運(yùn)載器與著陸器在著陸動力學(xué)上的相似性，可以參考著陸器的相關(guān)研究。文獻(xiàn)[8-9]通過仿真及試驗(yàn)分析了蜂窩緩沖材料的力學(xué)性能。文獻(xiàn)[10-11]對基于鋁蜂窩緩沖器的月球著陸器著陸過程進(jìn)行了理論及試驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[12]研究了多種工況參數(shù)對月球著陸器著陸性能的影響。文獻(xiàn)[13]基于響應(yīng)面模型對兩種著陸模式下的腿式著陸器進(jìn)行了構(gòu)型優(yōu)化。文獻(xiàn)[14]結(jié)合Monte Carlo法對不定姿態(tài)下的著陸器緩沖機(jī)構(gòu)構(gòu)型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[15-16]對帶有變阻尼緩沖器的腿式著陸器進(jìn)行了性能分析及參數(shù)優(yōu)化。文獻(xiàn)[17]設(shè)計(jì)了用于月球著陸器的磁流變緩沖器，利用模糊控制算法對其進(jìn)行半主動控制，提升了著陸裝置的性能。

上述工作或是僅對支柱式多級緩沖系統(tǒng)進(jìn)行研究及優(yōu)化，所涉及到的多級優(yōu)化策略較為復(fù)雜，約束條件過多，耗時(shí)較長；或是僅對單一緩沖形式下的著陸機(jī)構(gòu)進(jìn)行研究及優(yōu)化。對于外翻式著陸支架耐墜毀緩沖裝置的設(shè)計(jì)及優(yōu)化鮮有文章報(bào)道，鑒于此，本文基于結(jié)構(gòu)形式較為復(fù)雜的外翻式著陸支架，提出一種兩級耐墜毀緩沖裝置，考慮多工況著陸條件，采用多學(xué)科協(xié)同優(yōu)化方法對兩級緩沖器參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，改善運(yùn)載器著陸性能。

1 可重復(fù)使用運(yùn)載器耐墜毀緩沖裝置設(shè)計(jì)及動力學(xué)建模

1.1 可重復(fù)使用運(yùn)載器耐墜毀緩沖裝置

可重復(fù)使用運(yùn)載器采用外翻式著陸支架，且利用輔助外殼作為其支撐結(jié)構(gòu)，著陸支架可在外部指令的控制下，由其收放支柱實(shí)現(xiàn)展開或者收攏，圖1為可重復(fù)使用運(yùn)載器著陸支架示意圖。

為實(shí)現(xiàn)正常著陸工況下緩沖裝置的可重復(fù)使用，以及危險(xiǎn)著陸工況下運(yùn)載器的安全回收，提出了一種油氣蜂窩串聯(lián)兩級緩沖裝置。運(yùn)載器處于正常著陸工況，僅有油氣緩沖器工作，鋁蜂窩不壓潰；危險(xiǎn)著陸工況下，油氣式緩沖器與鋁蜂窩緩沖器同時(shí)工作，確保運(yùn)載器安全著陸，實(shí)現(xiàn)耐墜毀功能。

鑒于危險(xiǎn)工況出現(xiàn)的概率較小，蜂窩緩沖器不宜影響整個(gè)機(jī)構(gòu)的緊湊性，文獻(xiàn)[4-5]中將蜂窩緩沖器置于緩沖支柱上的結(jié)構(gòu)形式雖受力性能較好，但不能滿足對于結(jié)構(gòu)緊湊性的要求。本文將蜂窩緩沖器置于外翻式收放支柱與箭體連接的鉸點(diǎn)位置，蜂窩緩沖器豎直布置在箭體內(nèi)部。圖2為蜂窩緩沖器安裝位置的示意圖。

圖1 可重復(fù)使用運(yùn)載器著陸支架示意圖Fig.1 The figure of landing gear for reusable launch vehicle

圖2 蜂窩緩沖器的安裝位置Fig.2 The position of honeycomb damper

1.2 可重復(fù)使用運(yùn)載器著陸動力學(xué)模型

運(yùn)載器的四組支腿及緩沖裝置對稱分布在箭體結(jié)構(gòu)上，整機(jī)具有對稱性，主要研究平面空間1-2-1式和2-2式對稱著陸模式[18]，建立其全機(jī)動力學(xué)模型。圖3為運(yùn)載器(以2-2式為例)著陸動力學(xué)模型，為了在符合實(shí)際情況的基礎(chǔ)下對軟著陸動力學(xué)模型進(jìn)行簡化，對所示的模型做出如下假設(shè)：

1)2-2式著陸情況下，先后著陸的兩組著陸支架的受力具有對稱性，將緩沖支柱受力在二維空間內(nèi)進(jìn)行簡化；在對稱面內(nèi)將每組著陸腿下的輔助外殼受力在平面空間內(nèi)簡化[19]。

2)將運(yùn)載器質(zhì)量分為三個(gè)部分，分別為彈性質(zhì)量、非彈性質(zhì)量以及中間墊片質(zhì)量[5]。彈性質(zhì)量為蜂窩緩沖器所支撐的所有有效載荷；非彈性質(zhì)量為油氣緩沖器活塞桿、足墊以及其連接機(jī)構(gòu)的質(zhì)量；中間墊片質(zhì)量為油氣式緩沖器和蜂窩緩沖器之間的質(zhì)量，包含油氣式緩沖器外筒、收放支柱以及相應(yīng)連接機(jī)構(gòu)的總質(zhì)量。

3)對彈性質(zhì)量進(jìn)行理想假設(shè)，作為剛體集中在機(jī)體重心處，非彈性質(zhì)量被視為集中作用在足墊鉸接點(diǎn)上，中間墊片質(zhì)量位于中間墊片質(zhì)心處。

圖3 運(yùn)載器著陸動力學(xué)模型Fig.3 The dynamic model of vehicle landing

4)緩沖支柱均視為剛性，兩端鉸接，受力可近似為二力桿結(jié)構(gòu)，僅受軸向力[19-20]；忽略輔助外殼質(zhì)量，僅考慮承載。

5)只考慮彈性質(zhì)量的鉛錘運(yùn)動、沿水平方向的運(yùn)動，通過質(zhì)心的俯仰運(yùn)動。

6)基于經(jīng)典赫茲理論求解足墊與陸面的接觸力。

根據(jù)著陸器受力分離圖，在慣性坐標(biāo)系O-XY下，運(yùn)載器軟著陸彈性質(zhì)量的動力學(xué)方程為：

Nmu1sinφ-Nmu2sinφ-Fs1sinαs1-

Fs2sinαs2-W+(T1+T2)cosφ

(1)

Nmu1cosφ-Nmu2cosφ-Fs1cosαs1+

Fs2cosαs2-(T1+T2)sinφ

(2)

μN(yùn)mu2)La2+Nmu2Lb1+Fs1sin(αs1-φ)La1-

Fs1cos(αs1-φ)Lb2-Fs2sin(αs2+φ)La2+

Fs2cos(αs2+φ)Lb2-T1LT1+T2LT2

(3)

(4)

非彈性質(zhì)量動力學(xué)方程：

Fsisinαsi-Wpi,i=1,2

(5)

(-1)iFsicosαsi

(6)

中間墊片動力學(xué)方程：

Fmdisinαmi-Wzi

(7)

(-1)iFmdicosαmi

(8)

式中：m為彈性質(zhì)量，W為彈性質(zhì)量重量，mpi為非彈性質(zhì)量，Wpi為中間墊片質(zhì)量重量，mzi為中間墊片質(zhì)量，I為運(yùn)載器轉(zhuǎn)動慣量，Wzi為非彈性質(zhì)量重量，θ為地面斜角，逆時(shí)針為正，φ為運(yùn)載器姿態(tài)角，逆時(shí)針為正，Nmui為主支柱鉸點(diǎn)對機(jī)體的側(cè)向力，La1,La2為上鉸點(diǎn)到箭體中軸線的距離,Lb1為上鉸點(diǎn)至運(yùn)載器質(zhì)心的高度，Lb2為下鉸點(diǎn)至運(yùn)載器質(zhì)心的高度，μ為蜂窩緩沖器內(nèi)部摩擦系數(shù)，F(xiàn)pi為地面對足墊垂直地面方向作用力，F(xiàn)fi為地面對足墊沿地面方向作用力，F(xiàn)mdi為油氣式緩沖器等效緩沖力，F(xiàn)mui為蜂窩緩沖器等效緩沖力，αmi為主支柱與水平面夾角，逆時(shí)針為正，αsi為輔助外殼與水平面夾角，逆時(shí)針為正，F(xiàn)si為輔助外殼對機(jī)體的等效作用力，LTi為微調(diào)火箭發(fā)動機(jī)距機(jī)體重心的距離，Ti為控制系統(tǒng)對著陸器作用力。

1.3 緩沖力模型

油氣緩沖器為典型的單腔式常油孔緩沖器，其結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 油氣式緩沖器結(jié)構(gòu)Fig.4 The structure of oil pneumatic shock absorber

油氣式緩沖器的緩沖力可表達(dá)為：

Frmi=Fh+Fa+Ff+Fs

(9)

式中：Fh為油液阻尼力，F(xiàn)a為空氣彈簧力，F(xiàn)f為內(nèi)部摩擦力，F(xiàn)s為結(jié)構(gòu)限制力。

不考慮回油時(shí)，油液阻尼力表達(dá)為：

(10)

式中：ρ為油液密度，Ah為壓油面積，A+為正行程油孔面積，A-為反行程油孔面積，Cd為縮流系數(shù)，Sa為緩沖器壓縮行程。

空氣彈簧力表達(dá)為：

(11)

式中：H0=V0/Aa，Aa為壓氣面積，P0為初始?xì)鈮?，H0為初始?xì)馐腋叨?，V0為初始?xì)馐殷w積，Patm為大氣壓力，γ為氣體多變指數(shù)。

結(jié)構(gòu)限制力表達(dá)：

(12)

式中：Sa0為油氣緩沖器初始行程，Sa,max為油氣緩沖器最大行程，Ks為緩沖器接觸剛度。

鋁蜂窩緩沖力表達(dá)為：

(13)

式中：Gmax為當(dāng)前蜂窩最大壓潰量，F(xiàn)p為蜂窩壓潰載荷，η為蜂窩動態(tài)壓潰系數(shù)[21-22]，Sp為蜂窩壓潰行程。

2 運(yùn)載器軟著陸地面工況及著陸性能判據(jù)

2.1 著陸工況條件

運(yùn)載器正常著陸以及危險(xiǎn)著陸工況初始著陸條件如表1所示。

表1 初始著陸條件Table 1 The initial landing conditions

2.2 軟著陸性能判斷指標(biāo)

根據(jù)任務(wù)需求以及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，參考深空探測器的相關(guān)性能指標(biāo)，確定性能判據(jù)為以下幾點(diǎn)[23]：

1)運(yùn)載器不發(fā)生翻倒。即著陸過程中，運(yùn)載器質(zhì)心距含任意相鄰足墊中心點(diǎn)的豎直平面的距離T的最小值Tmin應(yīng)該大于0，否則認(rèn)為運(yùn)載器翻倒，并且Tmin越大，表示其越能抵抗翻倒。

2)運(yùn)載器著陸加速度響應(yīng)A的最大值A(chǔ)max不超過7.0g，且越小越好。

3)運(yùn)載器緩沖支柱所受載荷F的最大值Fmax導(dǎo)致的應(yīng)力應(yīng)避免結(jié)構(gòu)破壞，且越小越好。

4)油氣式緩沖器緩沖行程Sa的最大值Sa,max不超過其設(shè)計(jì)行程350 mm；蜂窩行程Sp的最大值Sp,max不超過其設(shè)計(jì)行程300 mm；在正常著陸工況下，蜂窩緩沖器不發(fā)生壓潰，僅發(fā)生彈性形變。

5)著陸過程中，為防止運(yùn)載器尾噴管撞擊地面，運(yùn)載器底部與著陸平面間距L的最小值Lmin保持在1000 mm以上，且越大越好。

3 兩級緩沖裝置的優(yōu)化

3.1 蜂窩壓潰載荷的確定方法

基于所述兩級緩沖裝置，對兩級緩沖裝置進(jìn)行優(yōu)化時(shí)，需滿足兩級緩沖間的協(xié)調(diào)性，即正常工況下，蜂窩材料不壓潰。不同于與文獻(xiàn)[4]通過約束蜂窩壓潰行程來間接求解蜂窩力，本文將直接對蜂窩力進(jìn)行求解，簡化求解流程，此時(shí)蜂窩材料壓潰載荷：

Fp=FZ,max

(14)

式中：FZ,max為正常工況下，蜂窩受載極值。

3.2 極限工況的選取

根據(jù)上述建立的著陸模型，基于表1所述的初始著陸工況參數(shù)，在大量不同的組合工況下進(jìn)行運(yùn)載器著陸動力學(xué)的仿真，并結(jié)合前文所述的軟著陸性能指標(biāo)，對各著陸響應(yīng)進(jìn)行對比分析，選取各著陸響應(yīng)最惡劣的工況，最終形成了表2所示的4種極限工況：正常著陸時(shí)蜂窩最易壓潰的工況1；運(yùn)載器出現(xiàn)最大加速度Amax的工況2；緩沖支柱出現(xiàn)最大載荷Fmax，運(yùn)載器出現(xiàn)離地最小距離Lmin，油氣式緩沖器出現(xiàn)最大行程Sa,max，蜂窩緩沖器出現(xiàn)最大行程Sp,max的工況3；運(yùn)載器出現(xiàn)Tmin，最易發(fā)生翻倒的工況4。

表2 極限工況系數(shù)Table 2 The parameters of critical landing conditions

注.表2中數(shù)字“4”代表運(yùn)載器的四組著陸腿同時(shí)接觸地面。

3.3 關(guān)鍵參數(shù)的識別

表3為兩級緩沖裝置的設(shè)計(jì)參數(shù)及其取值范圍，采用最優(yōu)拉丁超立方設(shè)計(jì)對油氣緩沖器的活塞桿外徑Ds、初始?xì)鈮篜0、正行程油孔直徑Dh、初始?xì)馐腋叨菻0以及蜂窩緩沖器的壓潰載荷Fp在其各樣本空間內(nèi)抽取樣本點(diǎn)，進(jìn)行關(guān)鍵參數(shù)的識別，最終得到圖5所示的帕累托圖。

表3 設(shè)計(jì)參數(shù)的取值范圍Table 3 The range of the design parameters

圖5 帕累托圖Fig.5 The Pareto graph

由圖5可知，Ds，Dh，P0，H0，F(xiàn)p對各著陸響應(yīng)均有較大影響，且存在著一定的矛盾關(guān)系，故將其均視為緩沖裝置的關(guān)鍵參數(shù)。

3.4 優(yōu)化策略

為改善可重復(fù)使用運(yùn)載器的著陸性能，取兩級緩沖裝置的關(guān)鍵參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量，將最大化Tmin和Lmin，最小化Amax及Fmax作為優(yōu)化目標(biāo)，油氣緩沖器最大行程Sa,max與鋁蜂窩緩沖器最大行程Sp,max不超過其設(shè)計(jì)值作為約束條件，采用包含ASA算法與AMGA算法在內(nèi)的多學(xué)科協(xié)同優(yōu)化方法，對兩級緩沖參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。將整個(gè)優(yōu)化問題分為系統(tǒng)級和四個(gè)學(xué)科級：學(xué)科級一求解蜂窩力；學(xué)科級二分析工況2下的模型；學(xué)科級三分析工況3下的模型；學(xué)科級四分析工況4下的模型。

根據(jù)以上描述，在多學(xué)科協(xié)同優(yōu)化方法基礎(chǔ)之上，進(jìn)行運(yùn)載器軟著陸性能的多目標(biāo)優(yōu)化，其數(shù)學(xué)模型如下：

系統(tǒng)級:

(15)

式中：X0為系統(tǒng)級設(shè)計(jì)變量組成的向量矩陣，Ji為系統(tǒng)級的一致性約束，εi為松弛因子[24]。

學(xué)科一：

MinJ1=(AX1+BFp1-X0)T(AX1+BFp1-X0)

d.v.X1=[Ds1Dh1H01P01]T

(16)

式中：X1為學(xué)科一設(shè)計(jì)變量組成的向量矩陣，

學(xué)科二至學(xué)科四：

(17)

式中：Xi為學(xué)科級i設(shè)計(jì)變量組成的向量矩陣。

3.5 基于代理模型進(jìn)行求解

在優(yōu)化過程中，各學(xué)科級優(yōu)化需要不斷調(diào)用動力學(xué)模型進(jìn)行計(jì)算求解，此過程十分耗費(fèi)時(shí)間，為了提高效率，縮短計(jì)算時(shí)間，采用徑向基(Radial basis function,RBF)模型來近似代替各學(xué)科級下的動力學(xué)模型。采用最優(yōu)拉丁超立方設(shè)計(jì)[25]在各模型對應(yīng)的樣本空間內(nèi)采取2000個(gè)樣本點(diǎn)和50組檢驗(yàn)點(diǎn)，擬合出RBF預(yù)測模型并進(jìn)行精度檢測。采用標(biāo)準(zhǔn)誤差RMSE和決定系數(shù)R2來對代理模型的精度進(jìn)行評判：RMSE趨近于0，R2趨近于1，則代表擬合精度較好。其擬合精度如表4所示。

表4 RBF模型精度評判結(jié)果Table 4 The precision of RBF model

基于RBF代理模型，系統(tǒng)級采用存檔微遺傳算法(AMGA)，各子學(xué)科采用模擬退火算法(ASA)，對運(yùn)載器軟著陸過程中的多目標(biāo)優(yōu)化問題進(jìn)行求解，最終得出運(yùn)載器軟著陸性能優(yōu)化過程的流程如圖6所示。

圖6 優(yōu)化流程Fig.6 The process of the optimization

3.6 優(yōu)化結(jié)果

利用所述優(yōu)化過程進(jìn)行迭代求解，得到優(yōu)化問題的Pareto非劣解集，繪制Pareto前沿如圖7所示，對其Pareto前沿進(jìn)行分析后，選擇使得最大加速度響應(yīng)Amax最小的解，最終得到其設(shè)計(jì)變量的初值和優(yōu)化結(jié)果如表5所示。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證代理模型的準(zhǔn)確性，將設(shè)計(jì)變量的最優(yōu)解代入動力學(xué)模型進(jìn)行求解，并將各著陸響應(yīng)的計(jì)算結(jié)果與優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行比較，結(jié)果如表6所示。由表6可知，采用的RBF模型具有較高的精度，各項(xiàng)響應(yīng)誤差均在2%以內(nèi)，能夠滿足工程要求。

為了驗(yàn)證優(yōu)化結(jié)果的有效性，將優(yōu)化前的運(yùn)載器的各項(xiàng)著陸性能指標(biāo)與優(yōu)化后進(jìn)行對比分析，圖8為優(yōu)化前后運(yùn)載器各著陸響應(yīng)的對比圖。

由圖8所示的優(yōu)化前后運(yùn)載器各極限工況對應(yīng)的著陸響應(yīng)對比可知：優(yōu)化后，工況2下運(yùn)載器加速度響應(yīng)最大值A(chǔ)max由優(yōu)化前的46.61 m/s2減小到31.92 m/s2；工況3下緩沖支柱最大載荷Fmax由優(yōu)化前的754.44 kN減小為598.80 kN；工況3最小離地高度Lmin有所降低，由優(yōu)化前的1456.80 mm減小為1430.68 mm，但是均在安全距離1000 mm以上；由于外翻式著陸腿展開半徑大，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，且著陸場地條件較為理想，箭體不易發(fā)生傾覆，故優(yōu)化前后工況4下的Tmin均為2191 mm。

圖7 優(yōu)化結(jié)果的Pareto前沿圖Fig.7 The Pareto fronts of optimization

設(shè)計(jì)變量初始值優(yōu)化結(jié)果Ds/mm195.44203.42P0/MPa3.345.28Dh/mm21.5022.74H0/mm500.00499.81Fp/kN370.00368.00

表6 代理模型計(jì)算結(jié)果與動力學(xué)模型計(jì)算結(jié)果對比Table 6 Comparison of optimization model and dynamic model

圖8 優(yōu)化前后運(yùn)載器各著陸響應(yīng)對比Fig.8 Comparisons of landing responses before and after optimization

綜上所述，優(yōu)化后，運(yùn)載器的著陸性能得到了較為明顯的提升。

3.7 兩級緩沖裝置的優(yōu)勢

相較于單獨(dú)的油氣緩沖器，當(dāng)運(yùn)載器處于危險(xiǎn)著陸工況時(shí)，兩級緩沖裝置在降低運(yùn)載器最大過載以及減小緩沖支柱載荷方面有著十分明顯的優(yōu)勢。圖9為運(yùn)載器分別使用單獨(dú)油氣緩沖器和兩級緩沖裝置時(shí)在工況2下最大加速度響應(yīng)對比圖。

圖9 單獨(dú)油氣緩沖器與兩級緩沖裝置下Amax對比Fig.9 The Amax with oil pneumatic shock absorber and two-stage shock absorber

圖10 單獨(dú)油氣緩沖器與兩級緩沖器下Fmax對比Fig.10 The Fmax with oil pneumatic shock absorber and two-stage shock absorber

由圖9可知，在僅使用油氣緩沖器的情況下，運(yùn)載器在工況2下的最大著陸加速度Amax大于使用兩級緩沖裝置的情況，達(dá)到了51.99 m/s2，使用了兩級緩沖裝置之后，其最大加速度Amax可降低至31.92 m/s2。

對比圖10所示的工況3時(shí)兩種緩沖裝置下運(yùn)載器緩沖支柱所受載荷，可知僅使用油氣式緩沖器的情況下，運(yùn)載器在危險(xiǎn)工況下著陸時(shí)，緩沖器會達(dá)到極限行程，活塞桿與外筒發(fā)生碰撞，緩沖支柱載荷瞬間急劇增大，可能超過其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制，致使運(yùn)載器損毀。在使用兩級耐墜毀緩沖裝置后，蜂窩緩沖器能吸收剩余功量，將載荷限制在安全范圍之內(nèi)，對著陸支架進(jìn)行保護(hù)，提高運(yùn)載器的回收成功率。

4 結(jié) 論

1)提出了一種用于外翻式著陸腿的油氣-蜂窩兩級耐墜毀緩沖裝置，并建立了基于此耐墜毀緩沖裝置的重復(fù)使用運(yùn)載器軟著陸動力學(xué)模型。

2)確定了蜂窩緩沖器與油氣緩沖器之間的參數(shù)協(xié)調(diào)關(guān)系，在多種極限工況下，采用多學(xué)科協(xié)同優(yōu)化方法對運(yùn)載器耐墜毀緩沖裝置進(jìn)行了設(shè)計(jì)優(yōu)化。結(jié)果表明，優(yōu)化后運(yùn)載器的最大著陸過載和緩沖支柱載荷有了明顯降低。

3)兩級耐墜毀緩沖裝置相較于單獨(dú)油氣式緩沖器，能明顯降低運(yùn)載器著陸時(shí)的最大過載響應(yīng)，減小緩沖支柱載荷，對緩沖支柱及其它相關(guān)結(jié)構(gòu)起到保護(hù)作用，具有一定的耐墜毀性。