摘要：火工装置常用于降落伞的强制开伞。针对柔性降落伞织物的可压缩特性,建立了弹射筒可压缩弹射出伞模型并开展了仿真计算,仿真结果与传统刚性模型进行了对比,表明可压缩弹性模型与实验数据更吻合,具有更高的准确性。同时研究了火工药剂参数、弹射筒几何结构及伞包材料特性对弹射力、伞包拉力及弹射速度的影响,发现火工装置初始容腔增大或活塞尺寸减小均会降低弹射推力;而伞包材料弹性使伞包受力小于并滞后于顶盖受力,伞包弹性越好,包装密度越小,越有利于降低顶盖速度和伞包受力。本文的可压缩弹射出伞模型为火工装置及伞包设计提供了一种新的设计分析思路。

摘要：翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。

摘要：舰载无人机是未来的发展趋势,无人机如何能够精确安全着陆在小型舰船是亟需解决的关键技术。文章介绍了一种采用可控翼伞实现无人机精确着舰的回收方法,在传统的翼伞分段式归航控制方法的基础上,设计了一种带末段修正的改进型归航控制方法,有效提高了翼伞归航精度;再结合受控动目标协作控制方法,实现翼伞载无人机的精确着舰。文章建立了归航控制航迹规划模型,通过MATLAB软件进行了仿真分析,验证了控制方法的可行性,并与传统的分段归航控制方法进行比较,证明了该方法可显著提高着陆精度。

摘要：目前对翼伞气动性能的仿真研究大部分局限在二维翼型剖面或者不考虑伞衣柔性的三维数值仿真研究,因而无法获得较准确的翼伞气动性能参数,不能为工程研究提供借鉴和依据。为了提高翼伞仿真的准确性和效率,文章结合翼伞的设计流程,基于APDL(ANSYS Parametric Design Language)语言对翼伞进行参数化几何建模,生成带前缘切口的翼伞三维几何模型,并自动划分网格生成有限元模型,再利用LS-DYNA求解器进行流固耦合求解,由于仿真求解中考虑了伞衣柔性,因而获得更准确的翼伞气动性能参数。基于MATLAB的GUI(Graphic User Interface)模块建立翼伞参数化设计、仿真平台,并进行了验证,翼伞气动性能仿真参数与翼伞试验数据基本吻合,说明该平台具有一定的可信性。

摘要：为了对翼伞归航算法的航迹控制有效性进行验证,可以采用空投试验或仿真分析2种方法.空投试验获取航迹数据准确性高,但存在人员和物资投入成本高、协调工作量大的缺点.而仿真分析具有成本低、易实现的优点,但由于气象条件和翼伞本身气动特性的不确定性,仿真结果与真实空投数据会有差异.如果在仿真分析的过程中采用真实空投获取的翼伞关键参数建立翼伞模型,则仿真方法的准确性会得到很大的提升,是一种低成本验证归航控制算法航迹准确性的优选方案.对大型翼伞归航控制航迹仿真分析方法进行了研究,并通过其仿真数据与真实空投数据的比较说明了该仿真方法的有效性和可行性.通过对风的仿真说明了风速和风向对翼伞飞行航迹的影响.结果表明,该方法可以辅助优化翼伞归航控制算法设计,是一种低成本易实施的验证方式,可为控制算法的验证、分析和改进工作提供良好的参考依据.

摘要：高压气囊在航天领域有很广泛的应用。文中介绍了一种设计高压气囊的方法,用多层面弥补材料本身的不足,以多腔体实现冗余设计。文中对如何进行多腔体的设计、如何实现多层优化,作了详细的论述。

摘要：文章介绍了一种航天器回收降落伞系统的设计程序 ,重点介绍了回收控制方案和减速方案的设计。

摘要：翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性,广泛应用于航天器精确着陆和定点回收。为进行归航控制算法设计,需对翼伞系统动力学特性进行深入研究。以一般翼伞-载荷系统为研究对象,采用拉格朗日乘子法建立了两体8自由度动力学仿真模型,对3个飞行工况进行了仿真分析,结果与相应的空投试验数据基本吻合,验证了仿真模型的有效性。

摘要：遥控遥测系统是翼伞回收助推器的重要组成部分,翼伞定点回收必须在回收过程中实时掌握助推器的各类遥测参数,通过遥测参数判定翼伞的飞行状态是否健康,一旦出现偏航可以通过遥控手段实时调整飞行姿态。文章介绍了一种能够实现实时采集助推器运动状态,并可以根据遥测数据对系统状态进行观察、判断,决定并执行控制权在箭上和地面自由切换的遥控遥测系统,该系统由箭载数传机和箭上天线,地面测控一体机和地面天线组成,其设计通过了系统测试和专项试验验证,结果表明:用于火箭助推器回收的翼伞遥控遥测系统设计,能够实现助推器回收过程中遥测数据采集和归航模式切换的功能,能够助力火箭助推器安全回收和定点归航。

摘要：射伞火箭是一种新型的降落伞开伞装置,它能够利用自身的推力,拉动降落伞包持续远离被回收的飞行器,射伞火箭拉伞过程是否顺利,直接影响到飞行器能否正常回收。文章介绍了基于射伞火箭的开伞装置的主要组成,对射伞火箭开伞的工作过程进行了动力学分析,动力学建模过程把射伞火箭和降落伞伞包视为变质量刚体,把连接带视为只受拉力的阻尼弹簧,基于刚体平面运动理论建立了仿真数学模型,对系统主要参数进行了分析。结果表明,射伞火箭推力线偏差、射伞火箭和降落伞伞包轴线位置偏差都会引起开伞过程中伞包出现摆动,偏差越大,摆动越严重;在同等偏差下,增加连接带长度、选用低刚度高阻尼比的连接带材料,伞包产生的摆动更小。文章建模方法和分析结果对使用射伞火箭开伞的回收系统设计具有参考意义。