黃偉 竺梅芳 廖航

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

（2 中國航天科技集團(tuán)有限公司航天進(jìn)入、減速與著陸技術(shù)實驗室，北京 100094）

0 引言

著陸緩沖氣囊能夠?qū)χ懹趶?fù)雜地形表面的航天器進(jìn)行緩沖吸能，限定航天器的著陸過載，防止航天器翻滾，并可避免航天器的主要結(jié)構(gòu)部位直接與地面接觸，從而實現(xiàn)航天器的無損著陸，為其重復(fù)使用創(chuàng)造條件。

相比于著陸反推發(fā)動機(jī)、軟著陸支架等其它著陸緩沖手段，著陸緩沖氣囊存在一定的局限性：其一，受氣囊尺寸限制，其緩沖行程有限；其二，由于氣囊為柔性材料制作，緩沖過程中短時間內(nèi)形狀變化劇烈且不可能完全規(guī)則，因此控制精度相比其它方式有所不足；其三，緩沖氣囊的安裝與布局等操作相對復(fù)雜，氣囊需要折疊包裝，充氣管路需要專門布設(shè)。但是，著陸緩沖氣囊的優(yōu)點也非常突出，可重復(fù)使用，質(zhì)量輕，體積小，著陸穩(wěn)定性好，且具備多種地形和水面的適應(yīng)能力[1-2]。

數(shù)十年來，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)不斷發(fā)展，類型日益豐富，緩沖效率和精度不斷提高。尤其是近年來，隨著中國、美國新一代載人航天飛船的發(fā)展，不約而同采用了緩沖氣囊作為飛船返回艙著陸緩沖的技術(shù)手段。2019年12月22日，美國由波音公司研制的新一代載人飛船CST-100成功著陸，緩沖氣囊工作良好。2020年5月8日，我國新一代載人飛船試驗船取得成功，返回艙在緩沖氣囊作用下安全著陸?？梢灶A(yù)見，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)對于載人航天、深空探測的發(fā)展將發(fā)揮更加重要的作用。

1 緩沖氣囊工作過程

航天器著陸緩沖氣囊的工作原理是將航天器落地時的動能通過氣囊在著陸時的壓縮，轉(zhuǎn)化為氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)能，氣囊出現(xiàn)內(nèi)外壓差并因而產(chǎn)生緩沖力作用于航天器，使其減速。當(dāng)氣囊內(nèi)部壓力升高到一定程度，氣體通過排氣口排出（或者在多組氣囊內(nèi)部流動），將其吸收的能量耗散，從而有效降低航天器的著陸沖擊。

基于工作原理，著陸緩沖氣囊的工作過程基本可以分為三步：

1）在航天器觸地前，將緩沖氣囊充氣展開，并達(dá)到設(shè)定的壓力。

2）航天器下部的緩沖氣囊觸地后，緩沖氣囊壓縮變形，內(nèi)部氣體壓力升高，產(chǎn)生緩沖力作用于航天器使其減速。由于該過程時間很短，一般是0.1s以內(nèi)，緩沖氣囊內(nèi)的氣體可以按絕熱過程考慮。

3）緩沖氣囊氣體壓力升高到一定程度，進(jìn)行排氣，從而泄去內(nèi)能并抑制航天器的反彈。一般而言，排氣過程中緩沖氣囊內(nèi)部的氣體壓力仍然大于外部大氣壓力，此時航天器繼續(xù)減速直至停止。對于不排氣的緩沖氣囊，也需使其內(nèi)部氣體可在不同氣室間流動，從而不斷耗散能量，保證航天器彈跳一定次數(shù)后能夠穩(wěn)定著陸。

氣囊緩沖過程中航天器主要受重力及氣囊內(nèi)外壓差產(chǎn)生的緩沖力作用，如圖1所示。

圖1 著陸緩沖氣囊受力示意Fig.1 The forces of attenuation airbag sketch

著陸緩沖氣囊工作時航天器受力關(guān)系為

式中m為航天器（含氣囊）質(zhì)量；a為緩沖過程中加速度；Pbag為氣囊內(nèi)壓；Patm為大氣壓力；Afp為氣囊與地面的接觸面積；g為地球或地外天體的重力加速度。

氣囊緩沖過程中，與地面的接觸面積在不斷變化，且不同形狀的氣囊差別較大。氣囊內(nèi)壓在上述第二步工作即不排氣階段基本按照氣體絕熱過程變化，而第三步排氣階段則還要考慮排氣流量對內(nèi)部氣體質(zhì)量的減少并導(dǎo)致內(nèi)壓發(fā)生較大的變化。這些變化，導(dǎo)致準(zhǔn)確建立氣囊著陸緩沖過程的解析動力學(xué)模型較為困難，常需一定的簡化假設(shè)建立接觸面積規(guī)則變化或不變化的簡單形狀氣囊的動力學(xué)模型，或者采用Ls-Dyna等瞬態(tài)動力學(xué)有限元軟件開展仿真建模與分析[3-6]。

工程設(shè)計上一般最關(guān)注的指標(biāo)是氣囊的最大緩沖過載，緩沖過載決定了對緩沖力的約束，進(jìn)而限定了緩沖行程，并與氣囊的作用面積、氣體壓力等的設(shè)計密切關(guān)聯(lián)，從而決定了氣囊的重要設(shè)計參數(shù)?；谀芰渴睾阋?guī)律，航天器在氣囊作用下緩沖時，其動能轉(zhuǎn)化為氣囊緩沖力抵消重力后所作的功，考慮氣囊緩沖力做功的效率，氣囊緩沖行程與緩沖過載、速度等參數(shù)的關(guān)系可以表示為

式中Hbag為緩沖行程；V1為航天器在氣囊緩沖初始時的垂直著陸速度；V2為航天器在氣囊緩沖行程結(jié)束時的垂直著陸速度；n為最大緩沖過載；?為氣囊的緩沖效率。

從式（2）中可以看出，在緩沖過載與緩沖效率不變的情況下，氣囊的緩沖高度與航天器初始垂直速度的平方成正比，與航天器的質(zhì)量大小無關(guān)。

2 緩沖氣囊的分類及拓展

2.1 氣囊類型

自20世紀(jì)60年代，美國NASA首次在“水星號”飛船上使用著陸緩沖氣囊以來，著陸緩沖氣囊逐步在載人航天、深空探測等領(lǐng)域發(fā)揮重要的作用?；诓煌娜蝿?wù)需求，發(fā)展出了各種形式的著陸緩沖氣囊，可歸納為排氣式、密閉式、組合式三類，如圖2所示。其中，排氣式氣囊基于排氣方式可進(jìn)一步分為被動排氣氣囊和主動排氣氣囊2種類型；密閉式氣囊基于是否對航天器進(jìn)行包裹，可進(jìn)一步分為全向密閉氣囊和單側(cè)密閉氣囊。組合式氣囊形式多樣，一般采用排氣式氣囊和密閉式氣囊組合，利用排氣式氣囊緩沖著陸能量，利用密閉式氣囊實現(xiàn)對航天器著陸后的離地支撐和觸地防護(hù)。

圖2 航天器著陸緩沖氣囊分類Fig.2 The types of spacecraft landing attenuation airbags

早期基于在無人機(jī)回收、空降平臺上的應(yīng)用，發(fā)展出了排氣式緩沖氣囊，首先在“水星號”飛船上得以成功應(yīng)用。“水星號”飛船底部的防熱大底之上即是著陸緩沖氣囊，其周邊布置了共計16個直徑約72mm的排氣孔[7]。早期的排氣式氣囊都是被動排氣的，當(dāng)氣囊內(nèi)部壓力達(dá)到一定程度，氣囊氣體向外排出，將能量耗散。

但是，被動排氣式氣囊的適應(yīng)范圍有一定的局限，難以適應(yīng)偏差散布較大的著陸工況。例如，3頂傘組成的群傘系統(tǒng)，需要保證即使只有2頂傘正常工作，飛船返回艙也能夠安全著陸，其對應(yīng)的穩(wěn)降速度存在較大的差異。在不考慮3傘與2傘效率因子的區(qū)別下，按照阻力面積的變化，2傘作用下返回艙的穩(wěn)降速度相比3傘作用將提高22%，此為緩沖氣囊工作的初始速度差異，導(dǎo)致對氣囊的緩沖過程會產(chǎn)生較大的影響；被動式排氣還難以適應(yīng)多種不同的著陸地質(zhì)條件，著陸點軟硬的不同、陸上和水上著陸、不同的坡度等等均對緩沖氣囊的工作產(chǎn)生影響。

為了適應(yīng)更多的著陸工況，主動排氣式緩沖氣囊得以發(fā)展。例如，美國的“獵戶座”飛船、CST-100飛船、我國的新一代載人飛船、歐空局的Exo-Mars火星著陸器等新型的航天器均采用了主動排氣式緩沖氣囊方案，可基于緩沖過程中氣囊內(nèi)部壓力或飛船加速度變化主動控制氣囊的排氣，且多組氣囊可單獨控制，以適應(yīng)不同的水平著陸速度、不同的著陸姿態(tài)。相比被動排氣式氣囊，主動排氣式氣囊在著陸緩沖的精確控制上顯著提升。圖3為CST-100飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，由6組主動排氣式氣囊組成，每組氣囊基于囊內(nèi)壓力進(jìn)行主動開啟控制[8-10]。圖4為我國正在研制的新一代載人飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，由6組主動排氣式氣囊組成，基于緩沖過程中返回艙的加速度進(jìn)行主動排氣控制。

圖3 CST-100飛船主動排氣式緩沖氣囊Fig.3 CST-100 spaceship actively vented type attenuation airbags

圖4 我國新一代飛船主動排氣式緩沖氣囊Fig.4 Chinese new spaceship actively vented type attenuation airbags

美國NASA的“探路者號”火星探測器首次在航天領(lǐng)域采用了全向密閉式氣囊，如圖5（a）所示?！疤铰氛咛枴被鹦翘綔y器包裹在氣囊內(nèi)部，該全向密閉式氣囊由4個面組成，單面氣囊由6個球形小氣囊連接而成。緩沖過程中，氣囊內(nèi)部氣體不排出，而是在幾個面氣囊之間流動[11]。全向密閉式氣囊的優(yōu)勢是對探測器的著陸姿態(tài)沒有要求，但是其緩沖能力相比排氣式氣囊要低，需要多次彈跳才能使初始能量完全耗散并穩(wěn)定著陸。事實上，“探路者號”緩沖氣囊最初的設(shè)計是如圖5（b）所示的組合式氣囊，其底部氣囊設(shè)計為可以向外排氣，其他三個面的氣囊不向外部排氣，只與底部氣囊進(jìn)行氣路連通[12-13]。

歐洲的“獵兔犬2號”火星探測器采用3個密閉式氣囊組成一個整體的球形緩沖氣囊，包裹住探測器，著陸時氣囊緩沖并彈跳數(shù)次，著陸穩(wěn)定后解除3個氣囊之間的連接，在內(nèi)壓作用下彈離3個氣囊各自分離出去[14]。

顧名思義，單側(cè)密閉式緩沖氣囊只是對航天器的單側(cè)進(jìn)行緩沖，且氣體不向外排出。目前尚未見航天器確實且僅采用此類型緩沖氣囊方案，基本是作為排氣式緩沖氣囊的有益補充。如上述美國的“獵戶座”飛船、CST-100飛船、我國的新一代載人飛船著陸緩沖氣囊系統(tǒng)中，均在排氣式氣囊的內(nèi)部還設(shè)置了密閉式緩沖氣囊，用于著陸緩沖后對返回艙進(jìn)行有效支撐，確保返回艙不直接沖擊地面。

需要說明的是，密閉式緩沖氣囊指的是著陸緩沖過程中氣囊不排氣，但是一般等待航天器著陸穩(wěn)定后往往還是要進(jìn)行排氣操作的。

圖5 “探路者號”著陸緩沖氣囊Fig.5 Pathfinder attenuation airbag

組合式氣囊是指將排氣式與密閉式緩沖氣囊進(jìn)行組合，可以采用內(nèi)部組合或者外部組合的不同方式。如上所述新飛船的緩沖氣囊，采用內(nèi)部組合的方式，其外囊采用主動排氣式類型，內(nèi)囊采用密閉式類型[15]。

北京空間機(jī)電研究所為某新型可重復(fù)使用低成本運載火箭開發(fā)了一子級著陸緩沖氣囊系統(tǒng)，為組合式氣囊，采用了外部組合方式，如圖6所示。該氣囊系統(tǒng)由前后2組氣囊組成，每組氣囊包括底部的排氣式緩沖氣囊以及周側(cè)的密閉式防護(hù)氣囊[16]。落地時，底部的排氣式氣囊對一子級進(jìn)行有效的緩沖。由于一子級為細(xì)長圓柱形，當(dāng)側(cè)向姿態(tài)著陸時，在水平速度、著陸地形等因素的影響下，細(xì)長圓柱形的一子級容易側(cè)向翻滾，此時密閉式氣囊進(jìn)行有效的防護(hù)，避免其直接觸碰地面。

圖6 一子級著陸緩沖氣囊采用組合式類型Fig.6 Combined type attenuation airbags of the first stage of one launch vehicle

綜上所述，對航天器著陸緩沖氣囊類型及各自特點和實例進(jìn)一步歸納說明，如表1所示。

表1 航天器著陸緩沖氣囊分類及說明Tab.1 The spacecraft landing attenuation airbag type and description

2.2 著陸緩沖氣囊的拓展

航天器著陸緩沖氣囊一般用于航天器著陸時對整器進(jìn)行緩沖吸能。除此之外，還可進(jìn)一步拓展，包括分離傘艙蓋的防撞氣囊、空間碎片充氣式防護(hù)屏、航天員座椅式氣囊、充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)等等。

我國的“神舟號”飛船在備份傘艙蓋上即設(shè)置了防撞氣囊裝置，以避免彈射分離的傘艙蓋對返回艙產(chǎn)生不利影響。

國際空間站服務(wù)艙的太陽翼，由于自身防護(hù)能力有限，提出了在其前方布置充氣展開式防護(hù)屏的方案[17]。

基于緩沖氣囊類似的折疊、充氣及結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)，發(fā)展出的充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)，可集成進(jìn)入減速、防熱與著陸緩沖多種功能于一體，能適應(yīng)高超聲速條件下的進(jìn)入、減速與著陸，是未來載人登陸火星的重要技術(shù)之一[18]。

NASA組織開展研究的返回艙內(nèi)航天員座椅式緩沖氣囊系統(tǒng)，發(fā)射及再入時充氣展開成為航天員的座椅，在軌時排氣折疊從而擴(kuò)大返回艙內(nèi)的使用空間，如圖7所示。相比常規(guī)乘員座椅，其著陸時具備更強的緩沖吸能能力，從而提高著陸安全性[19-20]。

圖7 “獵戶座”航天員座椅式緩沖氣囊試驗樣機(jī)Fig.7 Orion spacecraft personal airbag system prototype for tests

3 關(guān)鍵技術(shù)

航天器著陸緩沖氣囊的關(guān)鍵技術(shù)主要包括：可靠充氣技術(shù)，高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)，基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，緩沖過程精確控制技術(shù)以及大載重氣囊試驗技術(shù)，等等。

3.1 可靠充氣技術(shù)

緩沖氣囊可采用高壓氣瓶充氣、氣體發(fā)生器充氣以及自充氣等不同的方式實現(xiàn)可靠充氣。

對于高壓氣瓶充氣方式，需要布設(shè)充氣管路，其充氣系統(tǒng)相對較為復(fù)雜，且與航天器的總體布局設(shè)計密切相關(guān)。充氣系統(tǒng)中管路與氣囊間的進(jìn)氣閥或進(jìn)氣口較為關(guān)鍵，需要保證合理的剛?cè)徇B接形式。

對于氣體發(fā)生器充氣方式，不需要布設(shè)復(fù)雜的充氣管路，氣體發(fā)生器與氣囊直接連接并充入氣體。需要注意的是，要確保氣體發(fā)生器的產(chǎn)氣溫度在合理的范圍，與氣囊材料相匹配。此外，由于快速充氣時氣體的溫度相對較高，一段時間后氣體冷卻會導(dǎo)致氣囊內(nèi)部氣壓下降，往往需要氣體發(fā)生器能夠具備補氣功能。以火星“探路者”緩沖氣囊為例，使用的氣體發(fā)生器包括快速充氣和慢速充氣2個工作階段，快速充氣工作1.5s，將氣囊內(nèi)壓迅速充到約10kPa，慢速充氣20s，用以補償?shù)蜏貙?dǎo)致的氣體壓縮。

對于大尺寸緩沖氣囊，如果僅依靠氣瓶或氣體發(fā)生器充氣，由于需要的充氣量大，導(dǎo)致氣瓶、氣體發(fā)生器的數(shù)量、質(zhì)量難以接受，可以采用自吸氣的方式進(jìn)行充氣。此種方法通過氣囊下降過程中吸入周邊大氣使氣囊充滿，通常為下部開口的骨架式氣囊，骨架利用氣瓶等充滿后，再利用下降過程中囊體內(nèi)形成的負(fù)壓吸氣使氣囊充滿。如圖6（b）所示結(jié)構(gòu)中，一子級著陸緩沖氣囊的底部氣囊設(shè)置有單向流通的吸氣口，通過自吸氣的方式實現(xiàn)氣囊整體的充滿。

3.2 高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)

航天器著陸緩沖氣囊相比其他應(yīng)用領(lǐng)域?qū)Σ牧系囊蟾鼮榭量?，要求其蒙皮材料具有質(zhì)量輕、拉伸強度高、撕裂強度高、低透氣性、高低溫適應(yīng)性好、彎曲/折疊性能優(yōu)、摩擦系數(shù)低等特點，要求具備良好的抗空間輻照能力、抗原子氧能力，且具備良好的縫合、熱合等加工性能。

目前著陸緩沖氣囊多采用柔性復(fù)合多層蒙皮材料，主要包括氣密層和承力層，有些還設(shè)置專門的防磨層等其它功能層。其中，氣密層為防止氣囊充入的氣體流失，多采用TPU（熱塑性聚氨酯）、Kapton（一種聚酰亞胺薄膜）以及特種橡膠等材料制作；承力層主要是確保緩沖氣囊的強度滿足要求，多采用Vectran（全芳族聚酯纖維）、凱夫拉、高強尼龍等高強纖維材料制作[21-22]；防磨層用于保護(hù)氣囊，防止與地面摩擦損傷。多層之間通過粘合涂覆、材料熱合等方式復(fù)合。

例如，“獵戶座”飛船緩沖氣囊材料早期采用了涂覆聚氨酯的凱夫拉蒙皮，后期更換為涂覆聚氨酯的Vectran蒙皮?！疤铰氛咛枴被鹦翘綔y器氣囊材料采用了涂覆低溫硅橡膠的Vectran蒙皮，考慮到其采用的全向封閉式氣囊要與地面多次彈跳接觸，增加了防磨層，采用多層未涂覆的Vectran材料制作。

氣囊材料明確后，氣囊結(jié)構(gòu)成型技術(shù)也非常關(guān)鍵，需要解決柔性蒙皮的高精度裁剪與縫合、囊體結(jié)構(gòu)高效率縫合、多氣室結(jié)構(gòu)加工工藝、加強帶與蒙皮的無縫連接、柔性材料與充氣閥等剛性結(jié)構(gòu)可靠連接等一系列問題。除了確保滿足氣囊結(jié)構(gòu)設(shè)計的尺寸要求外，重點需確保氣囊連接部位的強度性能及氣密性能。此外，氣囊結(jié)構(gòu)成型工藝還必須與折疊展開的設(shè)計相匹配。

3.3 緩沖特性仿真與氣囊優(yōu)化設(shè)計

航天器著陸緩沖氣囊的設(shè)計、分析、生產(chǎn)、測試與試驗整個流程迭代時間較長，必須開展基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計?；诰彌_特性仿真的優(yōu)化設(shè)計應(yīng)考慮包括氣囊構(gòu)型、尺寸、充氣壓力、排氣面積、排氣控制參數(shù)等多種因素，并對不同的著陸速度、著陸姿態(tài)、著陸地形與地質(zhì)等多種工況開展仿真分析。目前，國內(nèi)外對于氣囊緩沖特性的仿真通常采用熱力學(xué)方法和有限元方法。

熱力學(xué)方法是基于氣體熱力學(xué)理論及簡化氣囊變形假設(shè)下建立緩沖過程的動力學(xué)模型，從而計算氣囊壓縮過程中各參數(shù)的變化規(guī)律。該方法無法準(zhǔn)確計算氣囊的應(yīng)力應(yīng)變，未考慮氣囊的真實變形，據(jù)此開展優(yōu)化設(shè)計考慮的因素不夠全面。

有限元方法以控制體積法、流固耦合方法為基礎(chǔ)，對氣囊結(jié)構(gòu)及內(nèi)外部氣體建立完整的幾何及網(wǎng)格模型，模型可以適應(yīng)特殊形狀的氣囊，可以設(shè)置全面的氣囊材料屬性和氣體屬性，也可設(shè)置各種不同的工況條件。利用有限元方法可以精確計算不同時刻氣囊結(jié)構(gòu)的變形和受力分布，以及變形引起的囊內(nèi)氣體的參數(shù)變化情況[23]。在氣囊有限元模型基礎(chǔ)上，還可基于離散元等建模方法對著陸地面進(jìn)行精細(xì)化建模，從而更為準(zhǔn)確地分析氣囊的著陸緩沖特性[24-28]。因此，為了提高基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計的有效性，常以有限元方法為基礎(chǔ)。

緩沖氣囊仿真的有限元方法涉及到結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格劃分、計算流體網(wǎng)格建立以及流固耦合解算等，建模復(fù)雜，計算量大，運行時間長。要基于此類仿真方法實現(xiàn)設(shè)計優(yōu)化，必須采用有效方法以縮短大量迭代次數(shù)所需的建模及仿真計算工作量。

文獻(xiàn)[29]對氣囊基于緩沖特性仿真分析的設(shè)計優(yōu)化進(jìn)行了有益探索，對歐空局正在開發(fā)的Exo-Mars緩沖氣囊以質(zhì)量最小為目標(biāo)，基于數(shù)值仿真分析對氣囊高度、直徑、充氣壓力和排氣面積四項因素進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。通過對氣囊?guī)缀文Ｐ瓦M(jìn)行參數(shù)化設(shè)置，通過求解靈敏度構(gòu)造顯式替代模型，有效降低氣囊有限元網(wǎng)格模型的計算量，從而基于蒙特卡洛方法開展分析評估，最終確定氣囊的主要設(shè)計參數(shù)。文獻(xiàn)[30]通過建立有限元模型的等效響應(yīng)模型進(jìn)行空降車緩沖氣囊的參數(shù)優(yōu)化，采用的由拉丁超立方方法布置采樣點、采用徑向基函數(shù)方法構(gòu)造的等效響應(yīng)模型取得了良好的優(yōu)化設(shè)計效果。

3.4 精確排氣控制技術(shù)

為了確保航天器的著陸安全，需要對著陸緩沖氣囊的排氣進(jìn)行精確控制，以確保緩沖過載在指標(biāo)范圍內(nèi)，并提供更為理想的著陸穩(wěn)定能力。

可基于著陸緩沖過程航天器的加速度變化或氣囊內(nèi)氣體壓力變化，精確控制氣囊的排氣時機(jī)，通過主動開啟式排氣口實現(xiàn)氣囊的排氣，從而改善爆破膜等被動式排氣控制精度低的問題，并有效防止緩沖后的反彈問題[31]。對于多組氣囊，通過對每組氣囊單獨進(jìn)行特定的精確控制，可有效提高多組氣囊的綜合工作性能，適應(yīng)更為復(fù)雜的著陸工況需求。

為了實現(xiàn)著陸緩沖氣囊的精確排氣控制，除了確定控制參數(shù)與控制策略外，還需要實現(xiàn)具備快速響應(yīng)與執(zhí)行能力的排氣口設(shè)計。當(dāng)前主要發(fā)展了采用火工切割器作動的排氣口設(shè)計，有開蓋式的剛性結(jié)構(gòu)，也有切割式的柔性結(jié)構(gòu)。其中開蓋性結(jié)構(gòu)一般由火工切割器工作解除鎖定，排氣口蓋在氣體作用下迅速翻起打開。切割式柔性結(jié)構(gòu)一般由火工切割器切斷封閉繩，解除對排氣爆破膜的約束，在內(nèi)外壓差作用下排氣口爆破開啟，如圖3、圖4所示美國的CST-100及我國新一代飛船著陸緩沖氣囊均采用了柔性排氣口。

3.5 大載重氣囊試驗及測量技術(shù)

大載重氣囊試驗難度大、代價高，其試驗技術(shù)非常關(guān)鍵，其主要試驗項目包括氣囊的折疊與充氣展開試驗、充氣保壓試驗、強度試驗、與地面摩擦拖曳試驗、著陸緩沖試驗等。其中，著陸緩沖試驗是氣囊系統(tǒng)最為關(guān)鍵的綜合性驗證試驗，用于全面驗證氣囊在不同的著陸沖擊情況下的性能指標(biāo)。

對于試驗工況設(shè)計，應(yīng)與仿真分析充分結(jié)合，基于試驗規(guī)劃理論設(shè)定優(yōu)化的試驗工況，既確保驗證充分，又有效減少試驗次數(shù)。對于試驗實施，由于大載重氣囊所用的試驗?zāi)Ｐ唾|(zhì)量大、體積大，其難度主要體現(xiàn)在如何保證試驗?zāi)Ｐ偷母呔韧斗牛鄳?yīng)的試驗設(shè)施非常關(guān)鍵。

對于試驗測量，除了高精度地全面獲取航天器著陸緩沖過程的運動和動力學(xué)參數(shù)、沖擊響應(yīng)等數(shù)據(jù)外，還需精確獲取緩沖氣囊的關(guān)鍵參數(shù)，如壓力、應(yīng)力應(yīng)變、瞬態(tài)變形、與地面接觸面積的變化等等。

近些年各新型載人飛船開展了多次著陸緩沖試驗（如圖8所示），美國先后采用投放塔架、特種移動平臺等形式開展了縮比模型、全尺寸模型多種工況的投放[32-33,8]；我國針對新一代載人飛船試驗船采用龍門架開展了全尺寸模型緩沖驗證。

圖8 各新型載人飛船開展氣囊系統(tǒng)的著陸緩沖試驗Fig.8 Ground impact tests of airbag system for some new manned spaceships

4 結(jié)束語

著陸緩沖氣囊自20世紀(jì)60年代在“水星號”飛船上得以成功應(yīng)用以來，在進(jìn)入/返回式航天器上得以不斷發(fā)展。著陸緩沖氣囊的工作原理是通過氣囊在著陸時的壓縮變形，將航天器著陸時的動能轉(zhuǎn)化為氣囊內(nèi)氣體的內(nèi)能。相比于其它著陸緩沖手段，著陸緩沖氣囊具有可重復(fù)使用、質(zhì)量輕、體積小、著陸穩(wěn)定性好、具備多種著陸地形適應(yīng)能力的突出優(yōu)點。

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，航天器著陸緩沖氣囊的緩沖效率和控制精度不斷提高，發(fā)展出了排氣式氣囊、密閉式氣囊及組合式氣囊3種主要類型。其中，排氣式氣囊由傳統(tǒng)的被動排氣氣囊進(jìn)一步發(fā)展出可精確控制排氣時機(jī)的主動排氣氣囊；密閉式氣囊發(fā)展出全向密閉氣囊和單側(cè)密閉氣囊。組合式氣囊一般采用排氣式氣囊和密閉式氣囊組合，實現(xiàn)航天器著陸緩沖、翻滾防護(hù)、著陸后離地支撐等綜合需求。近年來，國內(nèi)外新一代載人運輸飛船、Exo-Mars等新型火星探測器都采用了著陸緩沖氣囊方案，航天器緩沖氣囊技術(shù)得到更為廣泛的重視。

隨著我國航天強國建設(shè)的推進(jìn)，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)將發(fā)揮更加重要的作用，需要對包括可靠充氣技術(shù)、高性能氣囊材料及結(jié)構(gòu)成型技術(shù)、基于緩沖特性仿真的優(yōu)化設(shè)計技術(shù)、緩沖過程精確控制技術(shù)以及大載重氣囊試驗技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)一步深入研究。

此外，基于航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)，還可進(jìn)一步拓展到空間碎片防護(hù)、空天飛行器乘員座椅、高超聲速充氣式進(jìn)入減速等廣泛的應(yīng)用領(lǐng)域?？梢灶A(yù)見，航天器著陸緩沖氣囊技術(shù)的深入研究對于載人航天、深空探測的發(fā)展將發(fā)揮更加重要的作用。