CN102745347A - 一种引射增稳的充气减速伞 - Google Patents

一种引射增稳的充气减速伞 Download PDF

Info

Publication number
CN102745347A
CN102745347A CN2012101899400A CN201210189940A CN102745347A CN 102745347 A CN102745347 A CN 102745347A CN 2012101899400 A CN2012101899400 A CN 2012101899400A CN 201210189940 A CN201210189940 A CN 201210189940A CN 102745347 A CN102745347 A CN 102745347A
Authority
CN
China
Prior art keywords
umbrella cover
parachute
annular air
lower frame
pocket
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2012101899400A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102745347B (zh
Inventor
叶正寅
华如豪
李伟杰
张庆
吕广亮
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201210189940.0A priority Critical patent/CN102745347B/zh
Publication of CN102745347A publication Critical patent/CN102745347A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102745347B publication Critical patent/CN102745347B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Abstract

一种引射增稳的充气减速伞，充气减速伞伞面的中心有顶孔。环形气囊的外圆表面与伞面的外缘连接。所述的环形气囊的横截面为圆形，该环形气囊的直径与伞面的投影直径的比例为1：30。在伞面的顶部粘结固定有圆形的顶孔加强框，并且该顶孔加强框的中心与伞面的中心重合。各牵引绳的两端分别与气囊的外圆表面和返回舱固定连接。分气管固定在返回舱内，分气管上的多个充气管的一端分别与所述分气管上的出气口连通，多个充气管的另一端分别与均布在环形气囊圆周上的各充气口连通。充气管粘附在牵引绳上。本发明能够为倒锥形充气再入飞行器提供额外阻力，减小进入稠密大气层的速度，从而降低充气罩的气动热载荷，并能够增加倒锥形充气再入飞行器的稳定性。

Description

一种引射增稳的充气减速伞
技术领域
本发明涉及现代航空航天领域，具体是一种使用引射增稳的充气减速伞。
背景技术
传统再入返回系统的减速伞装置通常由稳定伞，引导伞，主伞以及储伞开伞机构组成。其中主伞一般采用环帆型，直径在20m左右。从现在可检索到的较为成熟的技术看，对于传统大型伞的开伞拉直过程中，由于上下部存在较大的速度差，拉直结束瞬时，可能会导致伞衣顶部出现剧烈的甩动，造成伞衣破损或者缠绕，严重时甚至会导致降落伞失效。另一方面，传统降落伞使用被动充气方式开伞，对开伞高度、开伞动压等都有一系列的要求。此外，稳定伞、引导伞、主伞，甚至有时还需要多具主伞，如此复杂的结构降低了再入返回系统的可靠性。
近几年，世界各航天大国热衷于充气式再入飞行器的研究，例如俄罗斯和欧空局的IRDT（充气式再入飞行器），美国航空航天局的IRVE（可充气再入飞行器试验）。此种技术将再入返回舱制成圆柱形，在其前端固接倒锥形充气罩，当返回舱再入大气层时打开充气罩，可以起到防热和减速的作用。充气式再入飞行器相较于传统再入返回系统具有质量轻、包装体积小等优点。然而，单独使用此种充气式再入飞行器会因为气动热载荷过大，而对材料要求过高的问题。目前，有关轻质柔性高强度且耐高温材料的研发缓慢，是阻碍可充气再入飞行器进入实用阶段的主要原因。此外，根据目前数值方法研究表明倒锥形可充气再入飞行器，还将面临进入大气层过渡区域的稳定性问题。这会对结构产生不利的载荷，并增加降落地点预测的难度。
发明内容
为降低倒锥形可充气再入飞行器对材料性能的过分要求，并且缓解再入途中的稳定性问题，本发明提出一种引射增稳的充气减速伞。
本发明包括环形气囊、伞面、顶孔加强框、环形止裂带、加强带、牵引绳、充气阀门、充气管和返回舱。所述的充气减速伞的伞面为锥球面。所述伞面的中心有顶孔。环形气囊的外圆表面与伞面的外缘连接。所述的环形气囊的横截面为圆形，该环形气囊的直径与伞面的投影直径的比例为1：30。在伞面的顶部粘结固定有圆形的顶孔加强框，并且该顶孔加强框的中心与伞面的中心重合。各牵引绳的一端固定在环形气囊的外圆表面上，各牵引绳的另一端与返回舱固定连接。
压缩气罐固定在返回舱内。分气管固定在返回舱内，并位于压缩气罐出气口端。在该分气管上均匀分布有多个出气口。多个充气管的一端分别与所述分气管上的出气口连通，多个充气管的另一端分别与均匀分布在环形气囊圆周上的各充气口连通。所述充气管粘附在牵引绳上。
在各连接顶孔加强框的上框和下框的紧固螺栓上安放有螺栓防护盖。
所述的顶孔加强框包括上框和下框。伞面夹在所述上框和下框之间，并将所述的上框和下框固连。在所述上框的圆环表面的中部有向该上框的上表面凸出的卡槽，在所述下框的圆环表面的中部亦有向该下框上表面凸出的卡槽。上框上的卡槽与下框上的卡槽相互嵌合。所述卡槽在所处上框或下框表面的凸出部分为弧形。
所述的分气管为环形管，并且在该分气管上均布有多个出气口和一个与压缩气罐的出气口连接的进气口。
在伞面上沿该伞面的周向，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，依次分布有多条不同直径的环形止裂带。
在伞面上沿该伞面的径向，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，固定有多条加强带。该加强带的一端与位于所述伞面中心的顶孔加强框固定连接，该加强带的另一端固定在环形气囊上。
如图7为充气降落伞再入过程速度和阻力重力比随高度变化的估算曲线，算例初始条件为总重3600kg，初始高度150km，初始速度7819m/s，入射角0°。本算例算法基于流体微元碰撞的阻力模型，使用经典四阶龙格库塔方法离散运动方程所得。由图可见再入过程从高度100km开始，阻力开始快速增加，速度开始急剧减小，实现了从大气过渡区域开始提供有效阻力的目的，表1列出了返回舱再入过程各高度对应的参数。
表1 返回舱再入过程各高度对应的参数
  h（km）   Ф(°)   V(m/s)   vr(m/s)   vt(m/s)   D/G
  150   0   7819   0   7819   4.43E-05
  145.0974   70784064   7821.537   -0.82665   7821.537   6.72E-05
  140.0937   11.91332   7825.009   -1.1258   7825.009   9.06E-05
  135.0896   16.03733   7827.789   -2.22542   7827.789   0.000114
  130.0845   18.75819   7830.576   -2.44061   7830.576   0.000192
  125.0751   20.62253   7833.297   -4.22655   7833.296   0.00027
  120.0626   21.82404   7835.998   -5.88899   7835.996   0.000447
  115.0481   22.7103   7837.86   -8.26785   7837.856   0.000841
  110.0233   23.31968   7837.862   -12.2694   7837.852   0.001921
  105.0843   23.71902   7834.041   -18.5353   7834.019   0.004864
  100.0296   23.98878   7824.117   -27.9512   7824.067   0.010711
  90.3112   24.29386   7763.535   -57.3952   7763.323   0.069169
  80.05213   24.44761   7572.542   -106.067   7571.799   0.3535
  70.02271   24.53106   7074.073   -179.318   7071.8   10387035
  60.06762   24.57772   6053.256   -267.596   7071.8   1.387035
  50.06778   24.60472   4428.792   -340.545   4415.68   6.66319
  40.073   24.61988   2394.11   -344.028   2369.263   7.536265
  30.06453   24.62701   734.2406   -269.213   683.1061   3.258117
本发明应用于倒锥形充气再入飞行器，能够提供额外阻力，减小进入稠密大气层的速度，从而降低充气罩的气动热载荷，以达到放宽其材料性能要求的目的。减速伞顶端开孔，引射气流使得减速伞顶端形成低压区，减小外缘处气流分离，防止漩涡脱离所致非定常扰动，提高减速伞自身稳定性，进而向倒锥形再入飞行器提供稳定的阻力以及恢复力矩，增加其稳定性。此外减速伞自带环形气囊，从返回舱所携带高压气罐引气，通过均匀分布的几个进气口同时对环形气囊快速充气，将降落伞撑开，充气管粘附在牵引绳上，在引气过程将牵引绳绷直，这种主动开伞方式既可避免传统降落伞开伞时的甩动现象，也不存在对开伞高度、开伞动压的要求。此外本发明还解决了高空开伞问题。
附图说明
图1是连接返回舱后的整体效果图；
图2是充气减速伞的伞面放大图；
图3是充气减速伞的俯视图；
图4是顶孔加强框紧固螺栓的剖面图；
图5是顶孔加强框卡槽的剖面图；
图6是分气管与压缩气罐的示意图；
图7是再入速度和阻力重力比随高度变化曲线。其中：
1.返回舱    2.压缩气罐      3.牵引绳    4.环形气囊      5.环形止裂带
6.加强带    7.顶孔加强框    8.分气管    9.充气管         10.伞面
11.顶孔     12.上框         13.下框     14.螺栓防护盖    15.紧固螺栓
16.卡槽     17.气体控制阀门
具体实施方式
本实施例是一种引射增稳的充气减速伞，包括环形气囊4、伞面10、顶孔加强框7、环形止裂带5、加强带6、分气管8、充气管9和返回舱1。
本实施例所述的充气减速伞的伞面10为锥球面，锥顶立体角为90°；所述伞面10的中心有顶孔11。环形气囊4的外圆表面与伞面10的外缘连接；所述的环形气囊4的横截面为圆形，该环形气囊4的直径与伞面10的投影直径的比例为1：30，本实施例中，伞面投影直径为4.5米，环形气囊4的直径为0.15米。
在伞面10的顶部粘结固定有圆形的顶孔加强框7，并且该顶孔加强框7的中心与伞面10的中心重合。
在伞面10上沿该伞面的圆周，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，依次分布有多条不同直径的环形止裂带5，并且根据伞面10的受力情况，所述环形止裂带5在伞面10顶部的分布间距小于所述环形止裂带5靠近伞面10外缘处的分布间距。本实施例中，在伞面10的圆周上分布有5条环形止裂带5，并且各环形止裂带5距离伞面10中心的距离分别为0.505米，0.705米，0.925米，1.165米，1.425米。所述的各环形止裂带5宽26毫米，厚3毫米。
在伞面10上沿该伞面的径向，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，固定有多条加强带6。该加强带6的一端与位于所述伞面中心的顶孔加强框7固定连接，该加强带6的另一端固定在环形气囊4的外圆表面上。本实施例中，6条加强带6均布在所述伞面10上，各加强带的宽度均为40毫米，厚度均为6毫米。
牵引绳3的数量与所述加强带的数量相同。各牵引绳3的一端固定在环形气囊4的外圆表面上，各牵引绳3的另一端与返回舱1固定连接。压缩气罐2安放在所述返回舱内。所述压缩气罐2的出气口安装有分气管8，在该分气管上均匀分别有多个出气口。多个充气管9的一端分别与该分气管8上的出气口连通，多个充气管9的另一端分别与均匀分布在环形气囊4圆周上的各充气口连通。本实施例中，所述的充气管9有3条，均采用弹性橡胶软管。所述分气管上出气口的数量与环形气囊4圆周上各充气口数量相同。
所述的顶孔加强框7为圆环形，包括上框12和下框13。所述顶孔加强框7的上框12与顶孔加强框7的下框13均为同径的圆环形。上框12位于伞面10的上表面，下框13位于伞面10的下表面，用紧固螺栓15将所述上框和下框固连，并使所述的上框和下框与伞面固连。在所述上框12的圆环表面的中部有向该上框12的上表面凸出的卡槽，在所述下框13的圆环表面的中部亦有向该下框13上表面凸出的卡槽；上框12上的卡槽与下框13上的卡槽相互嵌合，用于防止伞面10在上框12与下框13之间滑动。为保证伞面10上表面的流场特性，所述卡槽在所处上框12或下框13表面的凸出部分为弧形。
同样，为保证伞面10上表面的流场特性，在各连接顶孔加强框7的上框12和下框13的紧固螺栓15上安放有螺栓防护盖14。所述螺栓防护盖14为锅盖状，用金属片制成，用胶粘在伞面10上的各螺栓头处。
所述的分气管8为环形管。该分气管8上分布有多个出气口和一个与压缩气罐2的出气口连接的进气口。所述出气口的数量与环形气囊4圆周上充气口的数量相同。将分气管8固定在返回舱1内，并将分气管的进气口通过气体控制阀门17与压缩气罐2的出气口连通，将分气管8的各出气口分别与充气管9连通；通过气体控制阀门17控制压缩气罐的开启或关闭，实现对充气减速伞的充气。所述气体控制阀门17采用电动单座调节阀；所述压缩气罐2采用立式氮气罐。

Claims (6)

1.一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，包括环形气囊、伞面、顶孔加强框、环形止裂带、加强带、牵引绳、充气阀门、充气管和返回舱；所述的充气减速伞的伞面为锥球面；所述伞面的中心有顶孔；环形气囊的外圆表面与伞面的外缘连接；所述的环形气囊的横截面为圆形，该环形气囊的直径与伞面的投影直径的比例为1：30；在伞面的顶部粘结固定有圆形的顶孔加强框，并且该顶孔加强框的中心与伞面的中心重合；各牵引绳的一端固定在环形气囊的外圆表面上，各牵引绳的另一端与返回舱固定连接；
压缩气罐固定在返回舱内；分气管固定在返回舱内，并位于压缩气罐出气口端；在该分气管上均匀分布有多个出气口；多个充气管的一端分别与所述分气管上的出气口连通，多个充气管的另一端分别与均匀分布在环形气囊圆周上的各充气口连通；所述充气管粘附在牵引绳上；
在各连接顶孔加强框的上框和下框的紧固螺栓上安放有螺栓防护盖。
2.如权利要求1所述一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，所述的顶孔加强框包括上框和下框；伞面夹在所述上框和下框之间，并将所述的上框和下框固连；在所述上框的圆环表面的中部有向该上框的上表面凸出的卡槽，在所述下框的圆环表面的中部亦有向该下框上表面凸出的卡槽；上框上的卡槽与下框上的卡槽相互嵌合。
3.如权利要求1所述一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，所述的分气管为环形管，并且在该分气管上均布有多个出气口和一个与压缩气罐的出气口连接的进气口。
4.如权利要求1所述一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，在伞面上沿该伞面的周向，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，依次分布有多条不同直径的环形止裂带。
5.如权利要求1所述一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，在伞面上沿该伞面的径向，自该伞面的中心至该伞面的外缘处，固定有多条加强带；该加强带的一端与位于所述伞面中心的顶孔加强框固定连接，该加强带的另一端固定在环形气囊上。
6.如权利要求2所述一种引射增稳的充气减速伞，其特征在于，所述卡槽在所处上框或下框表面的凸出部分为弧形。
CN201210189940.0A 2012-06-11 2012-06-11 一种引射增稳的充气减速伞 Expired - Fee Related CN102745347B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210189940.0A CN102745347B (zh) 2012-06-11 2012-06-11 一种引射增稳的充气减速伞

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210189940.0A CN102745347B (zh) 2012-06-11 2012-06-11 一种引射增稳的充气减速伞

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102745347A true CN102745347A (zh) 2012-10-24
CN102745347B CN102745347B (zh) 2014-11-26

Family

ID=47025945

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210189940.0A Expired - Fee Related CN102745347B (zh) 2012-06-11 2012-06-11 一种引射增稳的充气减速伞

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102745347B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105424061A (zh) * 2015-12-12 2016-03-23 航宇救生装备有限公司 圆周阵列式火箭橇气动减速板
CN105867413A (zh) * 2016-04-18 2016-08-17 西安爱生技术集团公司 一种伞降无人机自主回收方法
CN106114916A (zh) * 2016-08-12 2016-11-16 哈尔滨工业大学 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法
CN107600432A (zh) * 2017-10-27 2018-01-19 航宇救生装备有限公司 弹射座椅稳定伞
CN110116823A (zh) * 2019-04-19 2019-08-13 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN111959769A (zh) * 2020-07-09 2020-11-20 中国科学院地理科学与资源研究所 一种通过气囊进行空中悬停的无人机和控制方法
CN111959769B (zh) * 2020-07-09 2024-04-30 中国科学院地理科学与资源研究所 一种通过气囊进行空中悬停的无人机和控制方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB186460A (en) * 1921-07-14 1922-10-05 Charles Broadwick Improvements in parachutes
US3276721A (en) * 1963-12-13 1966-10-04 Ward F Steinbach Space parachute capsule
US3798829A (en) * 1973-07-12 1974-03-26 R Worley Educational toy parachute
US4253627A (en) * 1979-08-27 1981-03-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi-layer ram air parachute canopy
EP0118115B1 (de) * 1983-03-08 1987-12-09 Autoflug Gmbh Anordnung zum Trennen einer Last von einem damit verbundenen Fallschirm
GB2339410A (en) * 1985-02-25 2000-01-26 Gq Defence Equip Ltd Aerial control device
CN201484662U (zh) * 2009-04-28 2010-05-26 郭爱国 一种新型降落装置
CN102390539A (zh) * 2011-09-19 2012-03-28 林建国 内缩拉力绳降落伞
CN202609097U (zh) * 2012-06-11 2012-12-19 西北工业大学 充气减速伞

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB186460A (en) * 1921-07-14 1922-10-05 Charles Broadwick Improvements in parachutes
US3276721A (en) * 1963-12-13 1966-10-04 Ward F Steinbach Space parachute capsule
US3798829A (en) * 1973-07-12 1974-03-26 R Worley Educational toy parachute
US4253627A (en) * 1979-08-27 1981-03-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi-layer ram air parachute canopy
EP0118115B1 (de) * 1983-03-08 1987-12-09 Autoflug Gmbh Anordnung zum Trennen einer Last von einem damit verbundenen Fallschirm
GB2339410A (en) * 1985-02-25 2000-01-26 Gq Defence Equip Ltd Aerial control device
CN201484662U (zh) * 2009-04-28 2010-05-26 郭爱国 一种新型降落装置
CN102390539A (zh) * 2011-09-19 2012-03-28 林建国 内缩拉力绳降落伞
CN202609097U (zh) * 2012-06-11 2012-12-19 西北工业大学 充气减速伞

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105424061A (zh) * 2015-12-12 2016-03-23 航宇救生装备有限公司 圆周阵列式火箭橇气动减速板
CN105424061B (zh) * 2015-12-12 2019-10-01 航宇救生装备有限公司 圆周阵列式火箭橇气动减速板
CN105867413A (zh) * 2016-04-18 2016-08-17 西安爱生技术集团公司 一种伞降无人机自主回收方法
CN105867413B (zh) * 2016-04-18 2018-12-11 西安爱生技术集团公司 一种伞降无人机自主回收方法
CN106114916A (zh) * 2016-08-12 2016-11-16 哈尔滨工业大学 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法
CN106114916B (zh) * 2016-08-12 2018-06-08 哈尔滨工业大学 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法
CN107600432A (zh) * 2017-10-27 2018-01-19 航宇救生装备有限公司 弹射座椅稳定伞
CN110116823A (zh) * 2019-04-19 2019-08-13 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN110116823B (zh) * 2019-04-19 2020-08-18 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种可回收和复用的固体运载火箭子级
CN111959769A (zh) * 2020-07-09 2020-11-20 中国科学院地理科学与资源研究所 一种通过气囊进行空中悬停的无人机和控制方法
CN111959769B (zh) * 2020-07-09 2024-04-30 中国科学院地理科学与资源研究所 一种通过气囊进行空中悬停的无人机和控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102745347B (zh) 2014-11-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102745347B (zh) 一种引射增稳的充气减速伞
US20230182883A1 (en) Lighter than air balloon systems and methods
CN102730203B (zh) 一种可控方向的再入充气罩
US11904999B2 (en) Lighter than air balloon systems and methods
US5333817A (en) Ballonet system for a lighter-than-air vehicle
US5538203A (en) Ballonet system for a lighter-than-air vehicle
US3266757A (en) Devices for landing loads
CN102530231B (zh) 高空飞行器
CN104925243B (zh) 一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇
CN104986358B (zh) 一种增稳充气式再入飞行器
WO2013106120A3 (en) Device, assembly, and system for reducing aerodynamic drag
US11286034B2 (en) Leading-edge slat for an aircraft
CN105966601A (zh) 一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法
CN104290921A (zh) 一种充气展开气动阻尼减速器结构
CN202609097U (zh) 充气减速伞
US9873519B2 (en) Tanker aircraft capacity extension system and method
CN109649630A (zh) 一种飞艇气囊便捷快速充气装置
CN106703995A (zh) 一种进气道唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法
CN202717036U (zh) 一种再入充气罩
CN101723085B (zh) 气囊式副翼
CN205906194U (zh) 一种飞机带筋球面框结构
RU138400U1 (ru) Спускаемый аппарат
CN205818991U (zh) 一种汽车座椅气动按摩控制器及汽车座椅
US8851426B1 (en) Enhanced cruciform parachute
CN201647121U (zh) 充气式柔性副翼

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20141126

Termination date: 20150611

EXPY Termination of patent right or utility model