一种应用于着陆支撑系统中的锁紧机构设计与仿真

田保林,于海涛,闫 振,张宏剑

(1.哈尔滨工业大学机电学院，哈尔滨 150001；2.北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引言

近年来，蓝色起源及Space-X公司对垂直起降技术(VTVL)进行了相关研究并先后完成火箭回收工作。蓝色起源公司最早于2015年成功将New Shepard[1]发射到预定亚轨道并完成回收;于2016年开始从事New Glenn的研究，可重复使用次数预计可达100次。Space-X[2]公司于2011年开始从事可回收火箭的研究工作，近两年先后实现Falcon Heavy火箭及Block5型运载火箭的发射任务，Falcon Heavy火箭在现有运载火箭中运载能力最大。2019年4月，重型猎鹰在完成Arabsat-6A卫星发射任务后，成功将助推器和主体火箭进行回收。猎鹰9号Block 5型是猎鹰9号最新的升级版构型[3]，目标是在简单维护后重复使用次数达10次，经过后期维修后重复使用次数实现100次。

着陆支撑系统是确保火箭稳定着陆的前提和保证，在火箭返回过程中通过栅格舵[4]进行姿态与着陆点位置控制，利用剩余燃料启动发动机实现减速，并通过着陆支撑机构实现火箭近地软着陆。着陆瞬间通过缓冲材料实现冲击能量吸收，瞬间碰撞对支撑机构瞬态强度要求较高，设计一种具有较为可靠性的支撑系统尤为重要。国内航天院所及高校开展了相应的研究工作，高树义等[5]总结了我国60年来在航天器回收技术领域取得的成就和未来发展趋势。崔乃刚等[6]对垂直起降运载器现状进行分析并总结回收过程中的关键技术。肖杰等[7]对支撑机构进行研究，并利用气体作动实现展收动作。Zhang等[8]对支撑机构软着陆影响因素进行分析，并通过试验验证缓冲器特性。王海洋[9]对着陆过程动力学进行建模并分析着陆过程相关影响因素。杨文淼等[10]通过ADAMS二次开发模拟铝蜂窝特性并对着陆过程进行仿真分析。毕春莹[11]对平行四边形着陆支撑机构进行设计并分析着陆稳定特性。

本文针对现有支撑机构在展开过程中分析不足等问题，提出一种全新的支撑机构构型并对锁紧机构进行结构设计与仿真分析，探究锁紧机构拟定弹簧参数的可行性以及主要影响。

1 着陆支撑机构展收原理

基于拓扑理论对支撑机构构型进行研究并提出一种支撑机构，该支撑机构能够实现自动展开与收拢，通过更换缓冲材料实现多次使用。其展开收拢过程如图1所示，其中AB连杆作为主支撑板承受较大侧向力及拉伸力，CD连杆作为缓冲支撑杆，其上安装有铝蜂窝缓冲器完成对冲击动能的吸收，EF连杆作为驱动连杆，当锁紧连杆GK完成驱动并实现锁定后，三角形FGK成为静定结构，从而实现稳定支撑。各连杆之间通过圆柱销进行连接，火箭主体部位通过预留3个铰链安装位置分别与连杆中A、F、K铰链实现转动连接，其中铰链C中安装有万向球轴承，以防各连杆发生运动干涉。

(a)收拢状态

(b)中间状态

(c)展开状态

支撑机构展开过程相关特性受到重力、空气阻力等影响，支撑机构受力分析如图2所示。

图2 支撑机构受力分析图

(1)

由于支撑板在展开过程中处于迎风面，包裹其他连杆，在此忽略其他连杆所受阻力，若展开过程火箭速度为v，则支撑板AB所受空气阻力耗散功如式(2)所示

(2)

(3)

基于对1200mm原理样机设计并进行展开过程仿真分析，得到锁紧连杆相对速度近似为2000mm/s。

2 可行性驱动展开锁紧机构设计

2.1 锁紧机构结构设计

锁紧机构包含驱动元件和锁紧构件，图1(a)为收拢状态，此时通过气缸进行初始作动增大展开初始速度，当支撑机构达到图1(b)中间状态时，依靠支撑板重力进行展开，而后达到图1(c)展开状态时完成锁定动作。锁紧前状态如图3中(a)、(c)所示，锁紧后状态如图3中(b)、(d)所示。其中锁紧滑块通过圆弧和矩形面配合实现依附于锁紧下连杆表面运动，其他各连杆通过矩形面配合实现移动自由度。

锁紧机构工作流程为：气缸伸长带动锁紧上连杆运动至预定长度，此时锁紧上连杆凹槽带动钢球及滑块挡板移动并牵引挡销弹簧，当滑块挡板运动到预定位置后释放锁紧滑块，锁紧滑块由于锁紧弹簧作用实现靠拢从而限制锁紧上连杆返回，此时完成一次锁定动作。而后锁紧上连杆继续带动滑块挡板运动并拉伸挡销弹簧，当挡销弹簧弹力大于钢球弹簧分力时牵引滑块挡板返回，从而限制锁紧滑块远离，并完成锁紧滑块的二次锁定。当完成回收工作后通过人工释放挡销弹簧及锁紧弹簧预载力，进行人工复位从而实现多次使用。

支撑机构落地瞬间驱动上连杆压紧锁紧滑块，此时由于驱动下连杆及锁紧滑块弹性变形等，导致锁紧滑块具有远离的运动趋势，通过二次锁定可较好地预防锁紧失效状况。

(a)

(b)

(c)

(d)

2.2 锁紧机构力学特性分析

锁紧机构各构件安装形式如图3所示，其中滑块挡板末端安装有钢球弹簧及钢球，通过钢球弹簧与挡销弹簧力的相对变化关系实现牵引和释放。对上述锁紧机构进行模型简化，并对其进行受力分析,如图4所示。

(a)

(b)

(c)

(d)

定义锁紧机构锁紧滑块弹簧力为FS，受挡销支撑力为FZ。挡销受锁紧上连杆牵引力FQ，受锁紧下连杆支撑力FZ1，受弹簧拉力FT，受滑块摩擦力FM，以及二次锁定时滑块斜面力FD。钢球受弹簧力FB，斜面压力FN，斜面摩擦力Ff，挡销支撑力FZ3，以及驱动上连杆支撑力FZ2。定义滑块斜面角度θ，钢球槽角度φ。

若滑块质量为MH，挡销质量为MX，钢球质量为MG,则锁紧滑块等构件在释放前力学分析如式(4)所示

(4)

各移动构件在释放过程中力学方程如式(5)所示

(5)

释放后滑块挡板回弹实现锁紧滑块二次锁定，此时滑块挡板等受力如式(6)所示

F′T-FDsinθ=MXaS2

(6)

在锁紧机构释放前微弱的运动趋势近似不计，aJi(i=1～3)=0，依据式(5)中aG1积分可计算锁定时间，依据式(6)中aS2计算二次锁定时间。若锁紧上连杆锁定余量L为5mm，钢铁碰撞恢复系数近似为5/9，则可根据运动学方程计算上驱动连杆碰撞反弹时间。通过对比锁紧时间与碰撞反弹时间确定锁紧机构可行性。

3 弹簧参数对锁紧机构可行性影响分析

3.1 移动构件属性参数

通过对上述锁紧机构可行性进行理论分析，并依据展开过程实际工况，为确保锁定可靠，拟定锁紧机构主要零部件参数信息如表1所示，滑块斜面等角度如表2所示。

表1 锁紧机构弹簧参数

表2 滑块及上连杆凹槽角度

3.2 锁紧可行性仿真分析

通过ADAMS建立虚拟样机仿真模型[12]，添加关节运动并设置弹簧及碰撞力参数，锁紧流程仿真分析如图5所示。

(a)收拢状态

(b)牵引释放

(c)钢球脱离

(d)二次锁定

为探究弹簧参数对锁紧可行性的影响，现施加驱动速度2000mm/s，弹簧参数如表1所示，其锁定过程特性曲线如图6、图7所示。

当设置弹簧参数如表1所示时，即钢球弹簧与挡销弹簧参数存在耦合关系时，可在预定位置完成释放动作，并在0.02s内完成滑块二次锁定。

当提高钢球弹簧预压载荷为50N、刚度系数为1.5N/mm时，移动构件位移曲线如图8所示。

图6 各弹簧受力曲线

图7 移动构件位移曲线

图8 增大钢球弹簧参数的影响

当增大钢球弹簧参数时，可完成滑块的移动锁紧动作，由于钢球无法完成脱离，挡销未能实现二次锁定，此时锁紧可靠性相对较低。

若增加挡销弹簧初始负载为-10N(弹簧处于拉伸状态)，此时移动构件运动状态如图9所示。

图9 增大挡销弹簧参数的影响

当增大挡销弹簧初始负载时，此时由于钢球弹簧载荷分量小于挡销弹簧拉力，无法实现牵引动作，将无法完成锁定。

通过对原理样机仿真分析，得知挡销弹簧参数与钢球弹簧参数存在数值关系，此结论与前文推导方程相对应。为确保展开与锁定过程可靠，需保证钢球弹簧牵引力分量大于挡销弹簧牵引拉力，此时可保证锁紧滑块顺利释放，若保证二次锁定动作顺利完成，需合理匹配两者数值大小关系。

4 结论

针对现有着陆支撑机构展开可靠性方面的问题，本文提出一种全新的支撑机构并对主要的锁紧机构进行结构设计和力学特性分析，通过选择合理的弹簧参数，实现在预定位置一次、二次锁定动作。本文通过建立虚拟样机仿真模型，对锁紧机构运动过程进行仿真分析，通过对曲线位移时间节点对比并观测锁紧机构各杆件运动状态，得知拟定的参数能够实现预定的锁紧功能。本文对挡销弹簧、钢球弹簧参数的影响进行了分析，从而为确保锁紧机构能够满足功能需要提供技术支撑。

后续工作将考虑支撑机构在不同高度落地时瞬间碰撞对锁紧机构的影响，以及展开过程中不同重力加速度对展开状态及锁紧机构的影响。