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工程20(2023)120研究可重复使用运载火箭可重复使用运载器基于瓦特于海涛a,刘伟,田宝林a,甄艳a,高海波a,张宏建b,吴惠强b,王颖超a,石玉红b、邓宗权aa哈尔滨工业大学机器人与系统国家重点实验室,哈尔滨150080b北京航天系统工程研究所,北京100076阿提奇莱因福奥文章历史记录:2021年8月17日收到2022年3月1日修订2022年5月10日接受2022年7月18日在线提供保留字:重复使用运载器展开机构优化设计A B S T R A C T可重复使用运载器(RLV)为降低航天运输成本提供了一条新的途径。着陆机构是可重复使用运载器回收最后阶段提出了一种新型腿式可展开着陆机构。采用Watt-II型六杆机构,通过应用连杆变分法获得最优构型。为使LDLM具有着陆支撑区域大、重量轻、连杆内力合理等优点,建立了LDLM多目标优化模型。采用非支配排序遗传算法-Ⅱ(NSGA-II)对LDLM样机进行了优化设计,得到了LDLM样机的最优尺度参数。通过采用重力控制展开方案、双备份锁定机构和多级蜂窝减振器,研制了一种全功能缩比RLV样机。重力控制展开方案有助于展开动作,避免全程动作,双备份锁定机构可提高结构完全展开时的刚度可靠性,多级蜂窝减振器可提供可靠的减振性能。 实验结果表明,所提出的LDLM能够快速、平稳地展开(持续时间小于1.5 s),对座舱的姿态扰动较小(偏航和俯仰波动小于6°)。此外,它提供了令人满意的冲击衰减(加速度峰值小于10g),在0.2米自由落体试验,这使得拟议的LDLM开发未来的RLV原型的一个潜在的替代。©2022 The Bottoms.由爱思唯尔有限公司代表中国工程院和高等教育出版社有限公司出版。这是一篇CC BY-NC-ND许可下的开放获取文章(http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/)中找到。1. 介绍可重复使用运载器(RLV)技术是实现从国家航天活动到商业航天发射业的经济有效和可靠的航天运输的有效方法[1]。因此,它已逐渐成为一种主导趋势,迫切需要快速原型化和提高发射密度[2]。通过回收和再利用需要大量翻新的可回收发射系统部件,可以降低用于通信、侦察和民用遥感的空间使用总成本。*通讯作者。电子邮件地址:yht@hit.edu.cn(H. Yu)。减少;因此,使更多的负担得起的访问,探索和利用空间资源[3]。与减速伞和翼型方案相比,采用垂直着陆回收的优点在于其着陆面积小由于Blue Origin的New Shepard [4]和SpaceX的Falcon系列[5]已经成功完成了具有里程碑意义的回收任务稳定着陆是整个回收过程的最后阶段,是RLV技术成功实施的关键新谢泼德太空舱和猎鹰9号火箭采用的腿式着陆机构为执行足够安全的软着陆提供了更大的可靠性和可行性。这种应用可以追溯到阿波罗登月舱,其中一个四腿组件由铝合金管与能量吸收蜂窝构造https://doi.org/10.1016/j.eng.2022.05.0152095-8099/©2022 THE COMEORS.由爱思唯尔有限公司代表中国工程院和高等教育出版社有限公司出版。这是一篇基于CC BY-NC-ND许可证的开放获取文章(http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/)。可在ScienceDirect上获得目录列表工程杂志首页:www.elsevier.com/locate/engH. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120121弹药筒作为起落架的支撑,以适应月球地形[9]。此外,在三角洲快船实验(DC-X)[10]和DC-X(高级)原型[11]的地面支撑系统中采用了具有改进型望远镜机构的类似结构。与使用桁架式结构/机构来创建着陆支撑系统相比,当代RLV原型充分利用了可展开机构的优点,其具有高展开/折叠比、大着陆支撑区域和对着陆冲击的高效缓冲新谢泼德火箭采用一组带液压缓冲元件的并联连杆机构,在回收的最后阶段提供软着陆[4]。四腿着陆机构可以在机舱内完全折叠,而不会干扰起飞时的此外,猎鹰系列火箭还采用了四足展开机构作为着陆支撑系统,多级级联伸缩结构,从而提供了大的地面支撑区域,以保证飞行器的稳定着陆[12]。除了上述实际成果外,还在可重复使用运载器着陆动力学和关键部件性能优化方面作了大量工作。为了阐明着陆性能的参数化观点,Zhang等人[13]建立了一个动态仿真模型,考虑初始运动/姿态状态的变化,以识别RLV的极端着陆条件。在参考文献[14]中提出了一个更先进的版本,其中考虑了RLV的着陆支柱柔性。因此,行星着陆器和RLV共享共同的理论基础时,侧重于腿着陆的最终阶段。文献[15]提出了一种用于月球着陆器的变阻尼减振器,以防止整个齿轮在倾斜表面上翻转。文献[16]进一步提出了相应的姿态控制策略,并在半主动起落架系统上进行了实验验证。因此,利用这些研究成果的优势,将有利于腿机构的设计,分析和实现,为RLV提供安全可靠的着陆提出了一种新型的可重复使用运载器腿式展开着陆机构,并通过展开和软着陆试验验证了本研究的主要贡献可归纳如下。(1) 采用非支配排序遗传算法-II(NSGA-II)建立多目标优化模型,获得最优尺度参数,指导LDLM 样机的机构设计优化后的LDLM采用Watt-II型六杆机构,具有着陆支撑区域大、重量轻、连杆内力合理等优点。(2) 提出了一种重力控制展开方案,充分利用优化的Watt-II六杆机构实现被动展开行为。与现有起落架的展开策略相比,该方案只需要一个轻微的气动初始推力就可以触发LDLM,而不需要借助高压氦气源。这避免了在整个部署阶段期间的全范围液压/气动致动。(3) 研制了一种全功能缩比RLV样机,并进行了关键性能验证。实验结果表明,所设计的LDLM能够快速、平稳地展开(持续时间小于1.5s),对座舱的姿态扰动较小(偏航和俯仰波动小于6°)。此外,它提供了令人满意的冲击衰减(加速度峰值小于10 g(g是重力加速度))在0.2米自由落体试验,从而提供了一个潜在的替代腿式起落架为未来的RLV原型。本文件其余部分的结构如下。第2概述了LDLM。多目标优化-第3详细介绍了LDLM的配置以及部署方案和SA首选项。此外,展开和软着陆试验的实验结果在第4节中给出。最后,第5给出了结论和未来工作的范围。2. LDLM概述2.1. 一般描述如图1(a)所示,LDLM包括基于Watt-II 6杆连杆的LDLM、展开触发装置、锁定机构、SA和脚垫。四个相同的LDLM被很好地调谐,并被循环地布置在比例车辆模拟的钢舱上,如图所示。1(b). 基于Watt-II 6杆连杆机构的LDLM经过优化设计,在完全展开时提供大的着陆支撑区域,同时在完全折叠时呈现紧凑的包络空间。这分别为RLV着陆和升空阶段提供了便利条件。展开触发器装置是螺旋驱动的,以在打开时提供瞬时推力来展开每条腿此外,锁定机构是量身定制的,以便在腿完全展开时为瓦特连杆提供就位锁定此外,为了充分减轻着陆时的展开触发器装置和锁定机构的细节在图1和图2中示出。 2(a)和(b)。每条腿都配备有气动驱动触发装置,其中Watt-II 6杆连杆式LDLM从初始位置锁定器释放,以便于在气缸产生的脉冲推力下展开此后,当腿完全展开时启用锁定随后,在该场景中应用了嵌套圆筒结构,其中,在展开过程中,上圆筒沿着下圆筒的内腔单轴延伸。设计了两级弹簧销锁紧机构,以保证锁紧功能的可靠性主锁定器限制完全延伸的上圆柱体朝向展开结束回弹,并且随后使辅助锁定器能够固定主锁定器的销钉,从而提供双重备份保证,以在完全展开时保持最终腿配置2.2. 工作原理LDLM的主要工作模式为展开和锁定模式。在前一种模式中,每个腿都是通过初始驱动进行释放的气动触发当脚垫到达底部极限位置时,腿立即变为后一模式,其中两级弹簧销锁定机构完全接合,等待用于垂直着陆的顺序RLV命令上述这些工作模式的细节如图所示。 3.按时间顺序揭示了整个部署过程中相关辅助部件的工作状态。3. LDLM的发展3.1. 基于瓦特连杆的着陆LDLM考虑着陆机构的优化设计,图4显示了整个优化设计的轮廓。考虑了着陆支撑区域、轻量化和低连杆内力特性,这改变了当前H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120122四分之二]2Fig. 1. 用于RLV的Watt-II 6杆连杆式LDLM的结构及关键部件。(a)3D模型;(b)俯视图。图二. (a)展开触发装置和(b)LDLM锁定机制的组件。设计任务转化为多目标优化问题。该过程开始于拓扑选择,其中基于Watt-II机理模板的合成的演变选择优选的拓扑方案。随后,选择的拓扑结构的LDLM参数化,进一步制定多目标函数和基本约束的优化范式。获得的最佳尺度参数形成的基本配置的单腿随后被用作蓝图,以制造LDLM原型。详细程序将在随后的章节中详细阐述。3.1.1. 拓扑选择拓扑选择开始于基本运动链的起点(图4(a)中的(i))。与仅具有用于函数生成问题的三个独立连杆(或等效设计变量)的传统四杆机构相比[17],六杆机构(即,Watt-II、Stephenson-II和III型)可以提供足够的设计可能性,通过仔细安排相关控制点来满足LDLM的工作要求[18]。为了简化机构的合成并易于实现,选择如图4(a)中的(ii)所示的瓦特-II机构作为基本模板来生成LDLM的预期配置。此外,通过执行连接变化,如图 2中 的(ii)- (iv ) 所 示。 4(a),获得了优选的拓扑方案,用尺度向量q表示的参数q1;q2;:;q9TR9×1,如图所示。 五、利用比例变量q1在完全展开的条件下,如图所示。 5(a). 为了保证LDLM执行展开动作的成功,优选的Watt-II机构的理想配置被设置为如图5(b)所示。引入了三个额外的辅助角度变量(a1、a2和a3),以表征LDLM完全折叠时的可行连杆解,而引入角度变量(h1、h2和h3)是为了简化第3.1.2节中的公式推导。图5(c)示出了预定平坦表面上的LDLM的着陆支撑区域。在本文中,由四个着陆脚垫形成的支撑多边形的内切圆的直径被视为定量评估腿式机器人行走稳定性的通用工具[193.1.2. 最优化范式LDLM的优化设计主要包括以下几个方面。最重要的是,LDLM应该提供足够大的支撑区域,以通过以下方式增强RLV的静态稳定性:H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120123X2RAD361D2q222图三. LDLM的部署过程以及关键组件的相应状态。利用可部署的瓦特-II机制。其次,从几何比例的角度来看,通过优化分配各个连杆部件的连杆长度,构成LDLM的单腿的整体连杆应该是最后,在着陆时应抑制各个连杆机构之间的内力,以避免过大的冲击载荷造成结构损坏。将上述目标转化为最优变量q1-q9的标量,构成最优解最小化目标函数M瓦特Ljq1;q2;:;q9 3j2S其中q是连接的统一等效线性密度;Lj是LDLM中第j个连接的长度;并且S是连接族,其中S= {AD,BF,CD,FG}。具体地,长度Lj S可以直接导出如下。L<$q q2 q2在第一目标的情况下,LDLM的支撑区域在第二目标处。LBF¼qq-qqcosh1-qsinh12q-q sinh1-qcosh12着陆是量化的内切圆的直径,支撑多边形,如图5(c)所示。根据几何关系,这个客观指标可以用无量纲的形式表示。4 6 8 9LFG¼q93 1 89ð4ÞD2JqR¼。SP22D2ΣLCD-Hgð1Þ其中LAD、LBF和LFG分别是链路AD、BF和FG的长度。h1是连杆AD的倾斜角随后,第二个无量纲客观指标第二目标可以定义如下:式中,D为舱室直径是刻有的直径。X!2QR sp.2L j支撑多边形的圆;Hg是完全J1(q)是指正常人的客观指标,J2(q)是指正常人的客观指标RLV的抽动稳定性;LDH是脚垫的长度偏差J2qM瓦特2M舱¼j2S2舱ð5ÞLDH= 120 mm;LCD是点C之间的欧几里得距离和D,并表示为式中,MCabin= 634 kg是引入的座舱质量,缩放瓦特-II连杆的质量,使得标量函数(方程式 (5))与其它目标函数具有可比性。LCD¼qq3-q2q6-q52MDR 2015年5月H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120124ð2Þ最后,关于第三个目标,准静态力分析,如图 6,通过增加对于第二个目标,等效质量方法[22],介绍了采用等效连杆线密度法将复杂的连杆质量计算简化为平面连杆长度积累问题假设连接组件-元素是均匀和各向同性的,Watt-II联动M瓦特可以估计为H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120125LDLM脚垫处的最大着陆冲击载荷,确定各个连杆之间的内力。的垂直施加在脚垫上冲击载荷F表示为Fadd=Fmagd(t),其中d(t)是标准狄拉克-d函数(t是时间),Fmag是冲击的量级在一定冲击载荷F的水平加上,H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120126见图4。LDLM的多目标优化过程概述。(a)拓扑选择;(b)多目标优化;(c)优化结果。q:尺度向量;q1根据枢轴净力传递各个连杆,得到如下的矢状力公式。DqFpivot< $QFadd;q 6其中Dq2R12×12是枢轴净力的系数矩阵;Fpivot2R12×1是重力和冲击载荷。 矢量D(q)和Q(Fadd,q)的表达式详见附录IA.根据国际标准化组织(ISO)/技术规范(TS)15066[23],脉冲载荷Fadd的最大值可表示如下。LDLM,具有F枢轴1/4FAx;FAy;FBx;FBy;F Cx;FCy;FDx;FDy;FEx;F Ey;FFx;FFy]T,QFQ12×1是外力矢量Fadd¼vrelskcontactvrelpcontactMRLVM-1M-1ð7Þ塞马尔河RLVGNDH. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120127·我-X22ð Þ ¼¼Σ图五. LDLM首选拓扑的参数化。(a)完全展开;(b)完全折叠,红色箭头表示1CoM:质心; A、B、C:地面枢轴; D、E、F:移动点; G、H:辅助点;a1、a2、a3:分别为连杆AE、BF和HE的垂直倾角;h1:连杆AD的倾角,h1= atan 2(q3,q6);h2:连杆CH的倾角,h2= atan 2(q3-q2,q6-q5);h3:连杆BF的倾角,h3= atan 2(q1-q3+q8sinh1 +q9 cosh1,q6-q8cosh1+q9sinh1-q4);DR:座舱直径,DR= 1200 mm;HCoM:座舱的CoM高度,HCoM= 1800 mm;Hg:完全展开的LDLM的离地间隙Hg= 1144 mm;Dsp:支撑多边形内切圆的直径图六、LDLM在一定水平的冲击载荷Fadd下的准静态力分析示意图。d(t):标准狄拉克-d函数,t是时间;Fmag:冲击的大小; GCH、GED、GBF、GAE:分别为连杆CH、ED、BF和AE的重力。其中vrel是RLV的垂直着陆速度,vrel=m-1(相当于自由落体高度0.2 0 m),M-RLV和M-gnd分别为RLV和地面的质量,kcontact= 2.4× 105N·m-1为RLV与地面之间的等效刚度。特别地,MgndMRLV成立,使得其中g= 9.81 m s-2是重力加速度。设计变量q的非线性约束包括等式约束和不等式约束。对于前一部分,应保证LDLM完全展开时的离地间隙,以便为发动机排气喷嘴提供足够的空间(作为比例1GND 在Eq中可以忽略(七)、此外,MRLV是质量和模型从运载火箭原型),这产生驾驶室和四个LDLM的,并表示为MRLV¼MCabinM4MLDLM1/4MCabin2014qLj2014q1;q2;q3;:;q92014j2S最终,最小化F枢轴的第三个目标函数由客舱重量缩放的可定义如下:Fqq3-q2LDHsinatan2q3-q2;q6-q5-Hg<$0 10其中F(q)是最优变量的等式约束的函数。对于后一部分,提出了三种类型的规模约束,以塑造瓦特-II机制。(1) 链接长度约束。 的链接长度,FTF枢轴J·Q枢纽CIMMCabing.Dq-1QF添加;qTDq-1QF2号舱添加;qð9ÞWatt-II机构应受到限制,以保持可行的配置,从而产生的关键连杆长度的有界性如表1所示。3MH. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)1201282·2.ACOsCD257367表1Watt-II机构关键连杆长度的有界性连杆下限(mm)上限(mm)CD 1500 2200BF 600 1200GF 0 50电话:+86-10 - 8555555重写表1中的双边有界性条件,以导出等式1中的以下非线性约束。(十一)、2升CD-1500升2200升CD -3在此,采用了与理想解相似的订单偏好技术(TOPSIS)方法[26],而无需求助于额外的专家(14))。采用香农因此,获得了最优参数q* 作为针对29个帕累托最优解的有限集合的最佳折衷解(附录A第II部分中有关排序程序的更多详细信息)。最后,表2中给出的q*被用作LDLM的物理设计和制造的参考长度参数。A�q��6�LBF-600��1200-LBF��7>01ð11Þ3.2. 重力控制部署方案50- 九年九月九日4×1粤ICP备15017770号-1其中A1(q)是连杆长度的双边约束的矩阵;LCD和LBF可以使用等式直接计算(2)和(4)。(2) 联动控制点约束。联动控制点A2×q×1×12 × q其中XR6×9为系数矩阵(具体表达式见附录A第一部分)。(3) 辅助角度约束。在完全折叠配置下,辅助角α1、α2和α3应该是正的,使得LDLM可以成功地展开而不会阻塞,这导致以下约束。由于其机械简单性和耐用性,配备了气动驱动系统,以从第2.2中提到的完全折叠位置触发LDLM。 如示于图 在图8中,四个气缸(AirTAC SC-50-200-S)通过流量控制阀(AirTAC PSL 802 A)操纵,统一的同步命令启用电磁阀(AirTAC 4V 2108 B)。在实际应用中,输入空气压力设定为0.6MPa,以提供每个气缸的整齐射击,从而推动每个LDLM以0.5m s-1的爆发速度从初始定位锁定器释放。此外,对于每个LDLM的初始推动,单个气动触发系统的功耗约为753.98 W在释放初始锁定器后,LDLM立即表现出被动重力控制的展开行为。此外,LDLM在完全折叠构型时的质心(CoM)位于主动脉的前外侧。枢轴C,使得CoM的轻微偏差随后2p-R3为了便于展开动作而引发的坠落。6pqqSinr-17A3分之四/六369问题4 .q4!7>03×13.3. 具有多级蜂窝的四六 。 Σ公司简介-qqq-pqqq-q27522222LCD-q2 - -一种2q7pLCD-q22q2ð13Þ设计SA的主要挑战是如何吸收足够的能量,优选结构或可变形在一个浓缩的空腔中的物质。 为此,一种破碎型SA其中,中间变量r在附录IA.因此,通过组合多目标函数(Eqs. (1)、(5)、和(9))和非线性约束(等式(10))。(11)-mization paradigm可以正式构造为5阿丹q545H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120129采用多级铝蜂窝芯,场景SA的基本组成如图所示。 9、在哪里的标本细节的定制蜂窝芯提出了隔板位于minq1;q2;q3;. ;q9]T2R9×1J1q;J2q;J3q次级蜂窝芯将内腔分隔成H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)1201302v×·断开的部分,从而提供了一个平滑的挤压,H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120131时间:Fq¼01×1H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120132Aq≥013×1ð14ÞH. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120133第二蜂窝芯,而推杆压缩H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120134主蜂窝芯。寻求最坏的着陆条件是H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120135这对设计SA至关重要。考虑到最坏的着陆条件H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120136其中A(q)是非线性不等式的复合矩阵A(q)= [A1,A2,A3]T.H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)1201373.1.3.主要结果为了解决优化问题Eq.(14)、NSGA-II演进-H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120138词典算法[24]在个人计算机H. 于湾,澳-地田镇Yan等工程20(2023)120139一条腿接触地面以吸收冲击力,在其他腿中,总能量(OE)的最大估计可以
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