CN109229423B - 一种返回式探空火箭的减速控制方法 - Google Patents

一种返回式探空火箭的减速控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109229423B
CN109229423B CN201811312919.9A CN201811312919A CN109229423B CN 109229423 B CN109229423 B CN 109229423B CN 201811312919 A CN201811312919 A CN 201811312919A CN 109229423 B CN109229423 B CN 109229423B
Authority
CN
China
Prior art keywords
retarder
height
rocket
recoverable
overload
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.)
Active
Application number
CN201811312919.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109229423A (zh
Inventor
杨剑宇
杨萱
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.)
National Space Science Center of CAS
Original Assignee
National Space Science Center of CAS
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 National Space Science Center of CAS filed Critical National Space Science Center of CAS
Priority to CN201811312919.9A priority Critical patent/CN109229423B/zh
Publication of CN109229423A publication Critical patent/CN109229423A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109229423B publication Critical patent/CN109229423B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

本发明公开了一种返回式探空火箭的减速控制方法，所述方法包括：步骤1)设计返回式探空火箭减速器在第一高度以下随时间变化的展开角度，从而使探空火箭下降到第二高度区间时的速度落在设定速度的区间内，且下降过程中箭体所受过载不超过指定过载，展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力；步骤2)当返回式探空火箭返回时，当降落到第一高度时，返回式探空火箭减速器按照步骤1)设计的展开角度进行展开。本发明的减速控制方法使下降过程中箭体所受过载始终不超过10g，保证载荷不因过载过大而发生损坏；展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力，减速器结构不会发生破坏。

Description

一种返回式探空火箭的减速控制方法
技术领域
本发明涉及探空火箭领域，具体涉及一种返回式探空火箭的减速控制方法。
背景技术
探空火箭的飞行高度在空气球和卫星两者之间，在空间高度在40到300公里的高度中，它是唯一能够进行原位探测的工具。发达国家对于探空火箭的研究都十分关注，包括对其技术上更新的探索。比如，美国宇航局(NASA)和欧洲空间局(ESA)，都有大量的与探空火箭相关的研究课题和实验项目。对于回收系统的研究中，要想提高回收任务的成功率，就要以多次的试验为基础，然而试验需要花费大量的人力物力成本，整个试验周期也较长。这时候，数值仿真技术的加入，可以有效地降低试验的数量，也可以对回收系统进行分析，降低成本，加快了探空火箭的研究周期，缩短了其发射的周期。
随着航天事业的不断发展，超声速回收探空火箭将日趋常态化。传统的探空火箭减速器结构都是固定式刚性结构，这种结构中，探空火箭采用的是整流罩包络，使得火箭的气动构型无论是在大小尺寸，还是在重量，亦或是弹道系统上，都必需限制在一定的范围之中，最终探空火箭所能够承担的运输量也就大为下降，载荷运输性能偏低。当前，探空火箭中比较热门的技术是可展开气动减速，这种技术具有较高的适应性，能够运用于不同的任务和场景，对于未来的载荷或者试验飞行器的再进入平台也有积极的意义。这种技术也有三种类型，以是其展开的驱动方式和柔性程度来进行划分。三种类型分别是刚性机械式，柔性充气式减速技术以及半刚性的气动减速技术。半刚性机械展式，以美国为代表。美国采用的半刚性机械展示主要的应用在对于火星、金星的探测之中，在探测中美国主要以适应性展开技术为核心，加之以定位技术。这种半刚性机械展开式气动减速技术采用的防热材料具有柔性特征，但是其柔度低于充气式防热材料，由高于刚性机械式，因此得名。
国内目前可查的资料中，探空火箭机械展开式减速技术中展开角度为固定值，即不能随时间而发生改变，也未见机械展开式的相关减速控制方法。
发明内容
本发明的目的在于，克服上述技术缺陷，提出了一种返回式探空火箭的减速控制方法。
本发明的技术方案如下：
一种返回式探空火箭的减速控制方法，所述方法包括：
步骤1)设计返回式探空火箭减速器在第一高度以下随时间变化的展开角度，从而使探空火箭下降到第二高度区间时的速度落在设定速度的区间内，且下降过程中箭体所受过载不超过指定过载，展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力；
步骤2)当返回式探空火箭返回时，当降落到第一高度时，返回式探空火箭减速器按照步骤1)设计的展开角度进行展开。
作为上述方法的一种改进，所述步骤1)具体包括：
步骤1-1)设定以下初始参数：总迭代时间T、初始时刻t0、时间增量Δt、目标过载、减速器长度L、减速器初始速度及初始高度和拟定的减速器的最大展开角度；所述减速器初始速度及初始高度为初始时刻t0的速度和高度，初始高度为第一高度；迭代次数n＝1；
步骤1-2)令t＝t0+nΔt，计算此时刻下的空气阻力和箭头加速度，利用箭体所受过载不超过指定过载的条件进行迭代，不断调整展开角度αt，直至满足设计要求；
步骤1-3)计算在t时刻的减速器的下降速度vt和高度ht；
步骤1-4)判断vt和ht是否同时达到目标值，如果达到，则进入步骤1-5)，否则，则判断t<T是否成立，如果判断结果是否定的，则令n＝n+1，转入步骤1-2)；否则，进入步骤1-5)；
步骤1-5)迭代结束，输出各个时刻的减速器的展开角度αt。
作为上述方法的一种改进，所述步骤1-2)具体包括：
步骤1-2-1)计算t时刻的空气阻力Ft：
式中，vt-Δt表示t-Δt时刻减速器的速度，；Ct表示空气阻力系数，At表示减速器的迎风面积，ρt表示空气的密度：
Ct≈αt/90 (17)
At＝πL(R1+R2) (18)
其中，ht-Δt表示t-Δt时刻减速器的高度，当t＝t0+Δt时，vt-Δt和ht-Δt为减速器初始速度及初始高度；
αt表示减速器的展开角度，R1和R2分别表示减速器与箭体连接处和最外端的曲率半径：
R2＝Lsin(αt)+R1 (21)
步骤1-2-2)计算减速器的实际过载加速度at：
at＝(Ft-mg)/m (22)
其中，m为减速器的质量；
步骤1-2-3)判断实际过载加速度和目标过载的差值是否小于阈值，如果判断结果是肯定，进入步骤1-3)，否则，在不超过减速器的最大展开角度的范围内调整减速器的展开角度αt，转入步骤1-2-1)。
作为上述方法的一种改进，所述步骤1-3)的计算在t时刻的减速器的下降速度vt和高度ht为：
vt＝vt-Δt+atΔt (20)
本发明的优势在于：
1、通过本发明的减速控制方法，可以使探空火箭减速器的展开角度随时间变化而调整；
2、本发明的减速控制方法使下降过程中箭体所受过载始终不超过10g，保证载荷不因过载过大而发生损坏；展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力，减速器结构不会发生破坏。
附图说明
图1为本发明的箭体与减速器组合体的示意图；
图2为箭体尺寸的示意图；
图3为网格划分的示意图；
图4为不同减速器展角和马赫数对应的阻力系数值；
图5为本发明的减速器下降过程中的动力学流程图；
图6为不同高度下的大气层密度的拟合曲线；
图7为速度-时间曲线；
图8为高度-时间曲线；
图9为过载-时间曲线；
图10为减速器展角-时间曲线；
图11为减速器迎风/背风面压强分布曲线。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细的说明。
一般来说，当再次进入大气层后，气动减速器以充气的方式进行阻力面的开展,这种方式的特征是速度较快，并且产生气动热。
因此，本发明提出如下的假设：将外围气体作为理想气体形式，也就是外围气体不会发生电离和化学的反应，不考虑结构变形所带来的流场的变化。当处在再入过程之中时候，减速器的速度与声速相比，为一倍的声速，对气动状态进行观察，评估气动效果。当减速器的有效阻力面积保持不变的时候，分析减速器的展角，可以知道减速器外围的流场是否有变化，其变化情况如何。对本发明采用的减速器做简化处理，如图1所示。箭体与减速器体组合体下降时受重力和气动阻力的合力，其中气动阻力系数与锥体形状、下降速度和高度相关，针对下落的空气阻力参数和下降时的外弹道进行建模计算，并对减速器承受气动载荷进行结构应力分析，以验证控制方法的可行性。
使用Fluent进行气动阻力的计算，使用Matlab中的Simulink工具建立飞行动力学模型进行下落速度的计算，并进行减速器结构应力分析以验证减速控制方法，并达到：
a)使下落速度从922.3m/s下降到100m/s以下；
b)下降过程箭体所受过载不超过10g；
c)在10km以上高度，速度下降到100m/s以下；
d)减速器在工作过程中的结构应力要小于材料许用应力。
当返回式探空火箭返回时，减速器按照设计的展开角度进行展开，从而使探空火箭下降到10km处的速度降为100m/s，便于后续探空火箭打开回收伞进行回收，且下降过程中箭体所受过载不超过10g(指定过载)，保证载荷不因过载过大而发生损坏，展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力。
一、气动过载分析
减速器长1m，锥形环箭体一周。箭体总质量为167kg，其中减速器质量不超过15kg。参考GB/T 3880-2012，减速器材料选择航天用铝合金2A12，它的弹性模量e＝7e10Pa，密度2.78g/cm3，泊松比0.34，许用应力在270MPa以下。
减速器暂定在20km展开，初始速度为923.3m/s。探空火箭箭头总重量：
m＝167+15＝182kg (1)
下落过载不超过10g，在取g＝9.80665kg/(m·s2)时，全程气动阻力不得大于：
Dragmax＝m·10g＝17848.1N (2)
假设探空火箭下落时为匀减速运动，从20km高度(第一高度)下降到10km(第二高度)处：
H＝10000m，v0＝922.3m/s，v1＝100m/s
v1 2-v0 2＝2aH (3)
其中H为采用减速器总下降高度；v0为20km处的初始速度；v1为10km处的目标速度。
平均加速度为：
aave＝(v1 2-v0 2)/(2H)＝42.032m/s2 (4)
火箭-减速器组合体所受合外力为：
F合＝Drag-mg (5)
根据牛顿第二定律有：
ma＝F合 (6)
所以
Drag＝mg+ma＝m(g+a) (7)
平均加速度aave对应平均空气阻力为
Dragave＝m(g+aave)＝9434.5N (8)
所以，应设计平均气动阻力不小于Dragave，可将气动阻力设计为：
Dragave≤Drag≤Dragmax
即：
9434.5N≤Drag≤17848.1N
二、气动阻力分析
减速器设计长度为1m，展开角度为45度，在20km，922.3m/s时的条件下，计算得到气动阻力为84727N，远大于Dragmax＝17848.1N，故应当减小角度。在假设无减速器时，气动阻力为1098.0134N，因此减速器角度处于0-45度之间。
为在弹道计算时差值计算各个马赫数、展角和高度、速度下的阻力值，需要计算各个工况的阻力系数，计算使用Fluent17.0，由于火箭和锥体为轴对称外形，计算时为提高速度将模型简化为二维轴对称模型，计算时空气假设为量热完全气体，粘性模型为萨瑟兰模型，湍流模型使用SST-kω模型，空间离散使用二阶迎风格式。
对网格进行划分，划分的方式如图3所示，四边形的网格进行计算，对边界层的网格做加密处理，使壁面的y+值在10以下，与使用的湍流模型相匹配。
流场在不同的角度和马赫数下，速度分布规律有明显区别，亚音速时在减速器前方形成了较低速区，超音速时则在减速器前方形成了激波，跨音速时则在箭体头锥部形成较强的激波，减速器与头锥之间为亚音速区。
流场的共同点是，减速器之前速度高，减速器后形成了低速回流区，减速器使来流空气减速的同时，由于动量守恒，减速器也受到气动阻力作用，使火箭减速。
通过CFD计算可得，箭体-减速器组合体的气动阻力随减速器展角增大而增大，随马赫数变化的规律为：由亚音速至跨音速阶段，阻力系数呈增加趋势，在跨音速阶段，阻力系数最大，超音速阶段，随着马赫数增加，阻力系数逐渐减小。气动阻力系数变化趋势符合一般飞行器的阻力变化规律，如图4所示。
三、降落弹道计算
1、质心动力学模型
降落弹道计算：
规定v向下为正。
导弹过载，向下为正(若匀速运动，加速度为0，则过载为-1，若自由落体，过载为0)：
2、导弹质心运动学
y为海拔高度，向上为正。
3、作用在弹体上的气动力
阻力公式为：
Drag＝qSrCd＝1/2ρv2SrCd (15)
ρ值取标准大气数据根据随海拔高度变化；Cd按照表2中数据插值。
4、降落过程计算
循环迭代的时间增量设为0.001s，每一个时间增量迭代计算一次此时刻下的空气密度、空气阻力、箭头加速度、箭头下降的高度、箭头下降的速度。详细的求解过程如图5所示。
该动力学模型将大气层对箭头下降过程的影响简化为空气阻力，t时刻的空气阻力Ft可表示为
式中，Ct表示空气阻力系数，At表示减速器的迎风面积，ρt表示空气的密度，vt表示减速器的下降速度，且可表示为
Ct≈αt/90 (17)
At＝πL(R1+R2) (18)
vt＝vt-Δt+atΔt (20)
其中，αt表示减速器的展角，L表示减速器的长度，R1和R2分别表示减速器与箭体连接处和最外端的曲率半径，ht表示减速器下降到的高度，vt-Δt表示t-Δt时刻减速器的下降速度，at表示减速器的下降加速度，Δt表示迭代的时间增量。R2、ht和at可通过下面各式进行计算
R2＝Lsin(αt)+R1 (21)
at＝(Ft-mg)/m (22)
式中，m表示箭头的总质量，g表示重力加速度，ht-Δt表示t-Δt时刻减速器下降的高度。
将上述模型联立，使用Matlab Simulink建立仿真模型，各个模块之间相互作为输入输出。大气层的密度随高度变化的拟合曲线如图6所示：
由图7至图10对应的可得到，速度在31.23s降至100m/s，对应高度为10.13km，全程过载绝对值最大值为8.1g，对应时刻4.5s，减速器展角在18.7°～45°之间。减速的速度、高度和过载指标满足设计要求。
5、减速器气动载荷及应力分析
为了分析减速器的实现可行性，对其在最大过载下，即减速器承受最大气动阻力的状况进行了结构应力分析，初步判定该减速器的结构设计是否合理。
最大过载对应时刻4.5s，高度为16.46km，最大过载对应时刻4.5s，高度为16.46km，减速器展角18.78°，速度640.65m/s，Ma＝2.171，对应动压为3.155×104Pa。
选用已有的计算数据，高度15km，减速器展角20°，Ma＝2.0，对应动压为3.389×104Pa，由于减速伞所受气动力与动压和减速器展角皆为正相关，所以该工况比4.5s对应工况的气动力更大，按照该工况计算得到的载荷对应安全系数为1.3。
由图11可见，计算得到高度15km，减速器展角20°，Ma＝2.0工况的减速器迎风面和背风面的压强各自分布较均匀，基本符合锥形流场的理论压强分布规律。使用该结果进行结构应力计算时，可分别将迎风面和背风面的压强设定为平均压强均匀分布。
在Workbench中建立减速器的二维轴对称模型，减速器长度1m，厚度1.5mm，减速器展角20°，对应减速器最大重量为14.5kg。
在减速器迎风面、背风面分别加载2.5×104Pa和3×103Pa的压强，假设减速器的根部与火箭箭体为固支约束。最大应力为17MPa，而以2A12铝合金为例，其屈服强度σ0.2为270MPa，结构具有足够的强度余量。
6、结论
在满足降落速度、过载、减速高度和减速器应力要求的条件下，设计了探空火箭减速器的可变展角的控制方法，并对火箭-减速器组合体进行了降落过载、气动阻力、降落弹道计算和减速器气动载荷及结构应力计算。
计算结果如下：
a)通过减速控制方法，使探空火箭下落速度从20km下落至10km高度，从922.3m/s下降到100m/s以下；
b)下降过程箭体所受过载不超过8.1g；
c)在10.13km高度，速度下降到100m/s；
d)减速器在工作过程中的结构应力最大值为17MPa，远小于2A12铝合金许用应力270MPa。
设计的控制方法可以满足速度、过载、高度要求，并且减速器应力值远小于材料使用应力，表明应用裙锥减速器减速控制方法进行超声速探空火箭回收是可行的，为拓宽我国可展开气动减速技术研究途径提供一个新的思路。
最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (3)

1.一种返回式探空火箭的减速控制方法，所述方法包括：
步骤1)设计返回式探空火箭减速器在第一高度以下随时间变化的展开角度，从而使探空火箭下降到第二高度区间时的速度落在设定速度的区间内，且下降过程中箭体所受过载不超过指定过载，展开过程中减速器的结构应力始终小于材料许用应力；
步骤2)当返回式探空火箭返回时，当降落到第一高度时，返回式探空火箭减速器按照步骤1)设计的展开角度进行展开；
所述步骤1)具体包括：
步骤1-1)设定以下初始参数：总迭代时间T、初始时刻t0、时间增量Δt、目标过载、减速器长度L、减速器初始速度及初始高度和拟定的减速器的最大展开角度；所述减速器初始速度及初始高度为初始时刻t0的速度和高度，初始高度为第一高度；迭代次数n＝1；
步骤1-2)令t＝t0+nΔt，计算此时刻下的空气阻力和箭头加速度，利用箭体所受过载不超过指定过载的条件进行迭代，不断调整展开角度αt，直至满足设计要求；
步骤1-3)计算在t时刻的减速器的下降速度vt和高度ht；
步骤1-4)判断vt和ht是否同时达到目标值，如果达到，则进入步骤1-5)，否则，则判断t<T是否成立，如果判断结果是否定的，则令n＝n+1，转入步骤1-2)；否则，进入步骤1-5)；
步骤1-5)迭代结束，输出各个时刻的减速器的展开角度αt。
2.根据权利要求1所述的返回式探空火箭的减速控制方法，其特征在于，所述步骤1-2)具体包括：
步骤1-2-1)计算t时刻的空气阻力Ft：
式中，vt-Δt表示t-Δt时刻减速器的速度；Ct表示空气阻力系数，At表示减速器的迎风面积，ρt表示空气的密度：
Ct≈αt/90
At＝πL(R1+R2)
其中，ht-Δt表示t-Δt时刻减速器的高度，当t＝t0+Δt时，vt-Δt和ht-Δt为减速器初始速度及初始高度；
αt表示减速器的展开角度，R1和R2分别表示减速器与箭体连接处和最外端的曲率半径：
R2＝L sin(αt)+R1
步骤1-2-2)计算减速器的实际过载加速度at：
at＝(Ft-mg)/m
其中，m为减速器的质量；
步骤1-2-3)判断实际过载加速度和目标过载的差值是否小于阈值，如果判断结果是肯定，进入步骤1-3)，否则，在不超过减速器的最大展开角度的范围内调整减速器的展开角度αt，转入步骤1-2-1)。
3.根据权利要求2所述的返回式探空火箭的减速控制方法，其特征在于，所述步骤1-3)的计算在t时刻的减速器的下降速度vt和高度ht为：
vt＝vt-Δt+atΔt
CN201811312919.9A 2018-11-06 2018-11-06 一种返回式探空火箭的减速控制方法 Active CN109229423B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811312919.9A CN109229423B (zh) 2018-11-06 2018-11-06 一种返回式探空火箭的减速控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811312919.9A CN109229423B (zh) 2018-11-06 2018-11-06 一种返回式探空火箭的减速控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109229423A CN109229423A (zh) 2019-01-18
CN109229423B true CN109229423B (zh) 2019-07-09

Family

ID=65077079

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811312919.9A Active CN109229423B (zh) 2018-11-06 2018-11-06 一种返回式探空火箭的减速控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109229423B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109855482A (zh) * 2019-03-05 2019-06-07 北京星际荣耀空间科技有限公司 固体运载火箭起飞零点的判别方法和判别装置
CN110866315B (zh) * 2019-11-20 2021-08-24 重庆大学 基于键合图建模的电驱动系统多场耦合优化方法
CN112660426B (zh) * 2020-12-15 2021-09-14 北京航天自动控制研究所 一种火箭软着陆制导方法
CN115618501B (zh) * 2022-12-03 2023-05-12 北京宇航系统工程研究所 基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2870210B1 (fr) * 2004-05-17 2007-09-21 Eads Space Transp Sa Sa Procede de stabilisation aerodynamique d'un vehicule spatial lors de son retour sur terre, en vue de sa recuperation et dispositif pour sa mise en oeuvre
RU2683211C2 (ru) * 2009-06-15 2019-03-26 Блу Ориджин, Ллк Системы обеспечения выхода в космическое пространство (варианты)
CN104477416B (zh) * 2014-12-03 2016-08-24 北京空间机电研究所 一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法
CN105501465A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 上海宇航系统工程研究所 临近空间大气环境的探测器及其运作方法
CN106628269A (zh) * 2016-12-05 2017-05-10 中国运载火箭技术研究院 一种一子级伞降回收运载火箭
CN106742079B (zh) * 2016-12-29 2019-04-09 北京空间机电研究所 一种运载火箭可重复使用着陆缓冲装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN109229423A (zh) 2019-01-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109229423B (zh) 一种返回式探空火箭的减速控制方法
Clark et al. Development and testing of a new family of low-density supersonic decelerators
Sengupta et al. Fluid structure interaction of parachutes in supersonic planetary entry
CN111090908B (zh) 一种群伞系统设计参数选取方法
Smith et al. Progress in payload separation risk mitigation for a deployable venus heat shield
Shen et al. A 6DOF mathematical model of parachute in Mars EDL
Syal et al. Predictions of brownout dust clouds compared to photogrammetry measurements
Lee Experimental investigation of full-scale and model parachute opening
Zheng et al. Aerodynamics and bird ingestion characteristics of a bulge-adjustable turboprop engine inlet
CN105320807B (zh) 一种大规模空降空投着陆点预评估方法
Muppidi et al. ASPIRE aerodynamic models and flight performance
Wang et al. Airdrop recovery systems with self-inflating airbag: modeling and analysis
Arsalan et al. Effects of nose-bluntness ratio on aerodynamic performance for re-entry vehicle
Li et al. Analysis of parachute recovery process for UAV based on launch rocket
Özel et al. Investigation of Flight Performance of Notched Delta Wing Rockets on Different Types of Nose Cones
Potvin et al. Extrapolating the trends of test drop data with opening shock factor calculations: the case of the Orion main and drogue parachutes inflating to 1st reefed stage
Gao et al. Separation Modeling Of the Internal Air-Launch Rocket from a Cargo Aircraft
Romero et al. Summary of CPAS EDU Testing Analysis Results
Zhang et al. New general correlations for opening shock factor of ram-air parachute airdrop system
CN116266238B (zh) 具有预置舵偏特征的超声速近地并行式级间分离方法
Morris et al. Simulating new drop test vehicles and test techniques for the Orion CEV parachute assembly system
Sengupta et al. Performance of a conical ribbon drogue parachute in the wake of a subscale Orion command module
Anderson Computational continuum and rarefied flow results for ballute applications
Mosquera et al. Experimental and computational analysis of a UAV for superdicial volcano surveillance
Tutt et al. Numerical Modeling of the 8 Meter Attached Isotensoid Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant