摘要：降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作,能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域,尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、 Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响,其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S(unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法,针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明:攻角效应会显著改变飞行器尾流特性,与0°攻角相比,非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征,进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致;非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响;攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变,从而影响拉直过程时间,即随着开伞攻角增加,弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。

摘要：该文对充气式再入与减速技术(inflatable reentry and descent technology, IRDT)中使用的锥形减速结构流场进行了气动热仿真计算。计算模型基于有限体积法对N-S(Navier-Stokes)方程进行求解,使用非平衡双温度模型计算流场热化学反应。为了验证算法准确性,对钝体标准模型ELECTRE进行仿真计算,计算结果与飞行试验和文献结果基本相符。锥形减速结构仿真工况高度为70 km,来流Ma为13,仿真结果表明:激波后振动温度被激活,并逐渐升高至平动温度,同时空气中离解组元浓度逐渐升高;结构表面热流与压强在驻点附近沿径向快速降低,随后热流呈线性下降,压强近似为常量。对4种不同半锥角的锥形减速结构仿真结果进行了对比,结果显示:50°、 55°和60°半锥角激波位置及表面热流基本相同,65°半锥角激波距离前缘点更远,同时表面热流更低;4种半锥角驻点压强基本相同,外围压强随半锥角增加呈线性增加。仿真结果可为IRDT方案设计提供参考。

摘要：作为火星探测器减速着陆过程中必须的气动减速系统,火星降落伞对小质量、大承载连接构件的需求日益增长。针对该需求,提出一种新型的柔性连接技术,旨在降低柔性织物磨损和系统质量的同时提升连接构件的载荷承载能力。研究过程采用两步数值建模分析结合试验验证的方法,采用集中参数法构建柔性连接的动力学模型;将动态仿真结果参数作为有限元的边界条件,分析各连接点处的接触状态;结合试验数据对降落伞减速系统的强度进行验证,数值模拟结果与试验数据一致性良好。研究结果表明:相比于金属构件,柔性连接技术使得降落伞连接强度提升了1.73倍,质量减轻了62.8%,接触位置的应变随开伞速度的增加而变大;新型柔性连接装置能够承受火星环境的开伞载荷,可为火星降落伞的设计提供重要参考依据。

摘要：空气物性参数对于飞行器再入流场特性的预测十分重要,目前对充气式返回舱流场特性的预测常采用Sutherland公式,而充气式返回舱高速再入流场温度较高,Sutherland公式并不适用。为研究空气物性对充气式返回舱流场特性的影响,为充气式返回舱的工程设计提供一定理论参考,分别采用Gupta拟合的高温空气物性参数以及Sutherland公式对充气式返回舱的流场特性进行了数值模拟研究,比较了两者计算结果的差异。结果表明,采用Gupta拟合公式获得的流场温度低于Sutherland的计算结果,且这种差异在高来流马赫数和温度的工况更加明显。对返回舱迎风面的热流密度和压强的研究发现,Sutherland公式低估了迎风面的热流密度和压强,其中热流密度的低估程度比压强的低估程度更大,工况5中Gupta拟合公式获得的热流密度峰值高出Sutherland公式获得的热流密度峰值29%。

摘要：翼伞大规模空投广泛用于物资运输或救援救灾,可将大量物资或人员依次运输至指定目标位置,通过分析可以看出其控制目标与多智能体一致性控制问题的控制目标高度一致,但翼伞存在强非线性特性,难以通过传统一致性算法实现精确控制和稳定性证明.因此,本文将采用八自由度动力学模型,在充分考虑翼伞非线性动力学特性的基础上,结合自抗扰控制与多智能体一致性控制策略,设计分布式控制器,并针对时延,信号噪声,可变通信拓扑等多外界干扰的基础上,在有限时间内确保多翼伞的运动误差可收敛到一个包含零点的邻域内,同时给出该控制器的稳定性证明.

摘要：结合火星全向软着陆气囊构型及高强度性能要求,研究了深空大载荷航天器软着陆气囊制造技术。以涂覆Vectran囊体材料,运用缝纫、热合等制造工艺分别设计了不同的搭接面结构,通过缝纫和热合的工艺控制过程对9种结构搭接面的力学性能、气密性能开展测试,结果表明:组合式叠缝(20 mm)搭接面构型最优,强度效率高达85.9%。将该搭接面结构应用于深空大载荷飞船软着陆气囊,通过飞船投放回收着陆试验,结果表明:试验效果良好,试验中模型着陆稳定,无侧翻及明显反弹;试验后检查气囊和模型均结构完好,没有出现破损现象,验证了该搭接面构型用于深空大载荷航天器软着陆气囊制造的可行性。

摘要：针对某商用返回式卫星回收系统轻小型、高可靠的约束要求,设计了一种新型回收控制器产品,该装置基于微电子机械系统(Micro Electro Mechanical Systems,MEMS)过载传感器进行弹道过载测量,采用双核四进程“与或”逻辑实现冗余控制,基于容性释能半导体桥点火器起爆技术实现火工品管理。策划了针对返回过程的弹道过载触发验证试验,针对容性释能电容阵列放电特性,开展了容性释能系统不同初始电压、不同电容阵列容值以及不同回路阻值下的点火效能仿真分析。结果表明该回收控制器在轻小型约束下返回弹道过载感知精度达到±0.28 g,可实现开伞逻辑高可靠控制。半导体桥点火器容性释能电路优化参数为初始电压大于24 V、回路阻值小于0.3Ω、初始电容大于22μF,可实现点火器高可靠点火控制。该设计在不显著增加硬件基础上,大大降低产品质量,可为航空航天用同类电子系统设计提供参考。

摘要：开伞动压是考核降落伞强度的重要设计指标,为了在空投试验中进行降落伞性能的考核,设计了具备动压测量判断和时间控制两种模式的降落伞开伞控制系统,系统采用了动压测量控制方法和基于蒙特卡洛的时间控制相结合的冗余控制方法。通过计算分析和相关空投试验验证,动压测量控制方法与时间控制方法相比,开伞动压控制精度由±90Pa提高到±25Pa;基于蒙特卡洛方法的开伞时间控制能够有20%的概率使开伞时刻的动压达到开伞目标动压值。通过该系统的应用使降落伞开伞时动压尽可能接近考核目标动压,实现了降落伞开伞动压精确控制,达到了准确考核降落伞性能、验证降落伞设计裕度的目的,提高了空投试验中降落伞开伞条件控制的准确度,为后续相关试验提供了一种技术思路。

摘要：针对中国新一代载人飞船对回收着陆系统的高可靠、高实时、不可逆、一次成功等要求,为了使回收分系统控制单元在复杂控制模式下高精确完成弹减速伞、弹主伞、抛防热大底、着陆缓冲控制等相关的动作,设计了以现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array,FPGA)为核心处理器装置的控制单元,实现了对航天器的现有减速与缓冲装置的可靠、精确地控制。该控制器采用三模冗余(Three Mode Redundancy,TMR)控制策略,程序上采取了复杂状态机等并行执行的控制逻辑,系统上采取了3个分时启动电路,输出上采取了具有自反馈校正的同步校验信号系统。在满足产品上电浪涌电流的同时,以三取二方式有效的输出规定脉宽时序的指令信号,满足了后一级执行机构的动作需求。实物产品飞行试验验证结果显示,回收控制器启动特性、指令时间、响应性能均满足航天器现有减速与缓冲装置要求,可为同类型其他设计提供一定的借鉴和参考。

摘要：缓冲气囊是继着陆腿及反推发动机之外,另一种行之有效的着陆缓冲装置。新一代载人飞船采用群伞加缓冲气囊的无损回收方案,实现了其重复使用的目的。文章对新飞船试验船缓冲气囊的选型及参数的确定原则进行了分析,介绍了气囊着陆缓冲系统的设计状态、工作程序以及缓冲过程的排气控制策略。通过建立地面试验装置和测量系统,对缓冲气囊的性能进行了验证。结果表明:具备主动排气控制的多气室组合式气囊着陆缓冲系统缓冲过载达到预期,无侧翻和明显反弹,着陆稳定性满足要求。试验船缓冲气囊的设计理念和设计方法可以为其它大载荷航天器和大载荷空投着陆缓冲气囊的设计提供依据和参考。