CN110966898B - 考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，包括：回收控制模块、电控模块、回收装置；该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火。本发明针对导弹研制过程中海上考核飞行试验结束后必然落水沉海无法回收的情况，提出了一种可控工作，可以在导弹失控前主动转入回收，可靠保证弹体在海上的完整回收的导弹回收系统。

Description

考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统

技术领域

本发明涉及导弹回收装置技术领域，具体地，涉及一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统。尤其地，涉及一种导弹海上考核飞行试验结束后实现弹体完整回收的回收系统。

背景技术

当前导弹作为一种高价值装备，目前在研制过程中需经历多轮次多序号的外场飞行试验，该过程中消耗的导弹多达几十甚至上百枚，如此多数量的导弹中非战斗弹飞过考核点后导弹仍然完好，但试后基本无法完成产品的有效回收，尤其为海上飞行试验，飞行最终落水沉海，存在相对可观的经济损耗。因此设计一种非战斗弹外场飞行试验结束后水上回收的回收装置，有效回收该类型弹上无线电设备、控制设备等高价值设备，产生可观的经济收益。

专利文献101298974B(申请号：200710137264.1)公开了一种空空导弹试验导弹的主动回收控制方法，该方法是通过在导弹内部增加主动回收控制模块和内置降落伞，在试验出现故障或完成飞行试验任务后自动启动主动回收控制模块，控制导弹采用高抛弹道达到设定的减速调姿目的后，然后给出开伞控制信号，打开减速伞，完成导弹的主动回收。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的为提供一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统。

根据本发明提供的一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，包括：回收控制模块、电控模块、回收装置；

该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；

电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火；

回收装置受电控模块的点火电流控制，按次序执行各项回收动作，最终成功将导弹减速至低速落水以及实现全弹的水面漂浮，完成回收；

回收装置收到回收装置开启点火电流时，锁定抛盖单元点火工作解除机械锁定，快速抛开伞盖并牵引回收装置内预减速单元工作，导弹进入预减速阶段，收到切换点火电流时，主回收单元解除锁开启工作。

优选地，所述回收控制模块包括：回收判别程序单元、程序运行和模拟指令输出硬件单元；

所述程序运行及模拟指令输出硬件单元为弹上计算机或飞行控制模块，用于输出模拟信号的指令给电控模块，电控模块根据此模拟信号执行点火。

优选地，所述电控模块包括：指令转换单元、信号处理控制单元和点火输出单元；

所述点火输出单元具备不小于5路点火输出能力，其中至少4路同步输出时差不大于10ms；

所述电控模块功能可集成至弹上电气控制模块内。

优选地，所述回收装置包括：

回收隔水舱、伞盖、锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；

所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，具有舱体表面开口和将导弹回收隔水舱前后空间实现密闭隔离的功能，其内安装锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；所述伞盖盖合在回收隔水舱舱体开口上时为弹表面壳体的组成部分；

锁定抛盖单元工作前，将伞盖与回收隔水舱机械锁定，工作时锁定抛盖单元受控点火将伞盖主动抛离回收隔水舱，然后牵动预减速单元工作；

所述预减速单元为减速伞；

主回收单元包括解锁爆炸螺栓、主降落伞和自主充气浮囊，当解锁爆炸螺栓点火后主降落伞打开工作，其开伞过程拉出未充气的自主充气浮囊和牵引拉开自主充气浮囊充气阀门，使自主充气浮囊在落水前完成膨胀；

锁定抛盖单元工作前指未接收到电控模块的回收装置开启点火电流时；

锁定抛盖单元工作时指接收到电控模块的回收装置开启点火电流时。

优选地，所述回收判别程序单元依据地面仿真确定的无法自稳定控制速度范围上限值作为程序速度门限值，引入弹上解算的速度值与速度门限值进行比较，当弹上解算的速度值小于速度门限值时作为判别送出回收装置开启指令的条件，回收判别程序监视导弹飞行的状态量包括俯仰角、俯仰角速度、过载等，根据俯仰角、俯仰角速度、过载值等判定弹体已在减速伞工作过程中趋于姿态稳定和减速稳定利于主回收单元工作时送出切换指令。

优选地，所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，舱体重量质心依据战斗部舱质量质心进行优化设计，舱体表面开矩形口，按需求在开口两侧或四角对称设计通孔支耳；舱体前后端面设有隔离盖，将导弹回收隔水舱前后的空间实现密闭隔离，同时隔离盖上有吊点。

优选地，所述锁定抛盖单元由2枚以上活塞作动式分离螺栓组成；活塞作动式分离螺栓数量根据伞盖质量、抛盖时外界阻力、抛离速度和作动推力确定；通过确定数量的活塞作动式分离螺栓螺接回收隔水舱和伞盖；

所述活塞作动式分离螺栓接收到回收装置开启点火电流点燃内部火药，高压气体使螺栓在预断面分离，解除伞盖和回收隔水舱壳体间机械锁定，同时高压燃气继续沿设计行程做活塞直线运动，对伞盖施加一定时间的推力，将伞盖在空中飞行状态下可靠抛离回收隔水舱。

优选地，所述预减速单元减速伞根据开伞时刻速度、最大可承受减速过载设计；

所述主降落伞根据战遥舱体积、最大可承受减速过载设计；

所述自主充气浮囊单元包括连接绳、拉绳、浮囊囊体、充气阀和气瓶；自主充气浮囊单元通过连接绳与主降落伞连接，在主伞开伞过程在连接绳牵动下拉出回收隔水舱，同时牵动拉绳打开充气阀的阀门，使得气瓶内高压气体进入浮囊囊体内，在落水前完成囊体完全膨胀。

优选地，所述减速伞和主降落伞根据被回收弹重、落水速度和战遥舱体积确定各级伞间是否并存工作。

优选地，浮囊囊体完全膨胀体积提供的浮力需大于导弹负浮力，气囊容积维持时间不小于5小时；

所述充气阀具备遇水开启和受拉开启冗余功能。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明针对导弹研制过程中海上考核飞行试验结束后必然落水沉海无法回收的情况，提出了一种可控工作，可以在导弹失控前主动转入回收，可靠保证弹体在海上的完整回收的导弹回收系统。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明提供的回收系统的组成示意图。

图2为本发明提供的回收系统工作流程图。

图3为本发明提供的回收装置组成示意图。

图4为本发明提供的主回收单元组成示意图。

图5为本发明提供的自主充气浮囊单元组成示意图。

图6为本发明提供的回收装置内各单元工作关系流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的为，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

根据本发明提供的一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，包括：回收控制模块、电控模块、回收装置；

该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；

电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火；

回收装置受电控模块的点火电流控制，按次序执行各项回收动作，最终成功将导弹减速至低速落水以及实现全弹的水面漂浮，完成回收；

回收装置收到回收装置开启点火电流时，锁定抛盖单元点火工作解除机械锁定，快速抛开伞盖并牵引回收装置内预减速单元工作，导弹进入预减速阶段，收到切换点火电流时，主回收单元解除锁开启工作。

具体地，所述回收控制模块包括：回收判别程序单元、程序运行和模拟指令输出硬件单元；

所述程序运行及模拟指令输出硬件单元为弹上计算机或飞行控制模块，用于输出模拟信号的指令给电控模块，电控模块根据此模拟信号执行点火。

具体地，所述电控模块包括：指令转换单元、信号处理控制单元和点火输出单元；

所述点火输出单元具备不小于5路点火输出能力，其中至少4路同步输出时差不大于10ms；

所述电控模块功能可集成至弹上电气控制模块内。

具体地，所述回收装置包括：

回收隔水舱、伞盖、锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；

所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，具有舱体表面开口和将导弹回收隔水舱前后空间实现密闭隔离的功能，其内安装锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；所述伞盖盖合在回收隔水舱舱体开口上时为弹表面壳体的组成部分；

锁定抛盖单元工作前，将伞盖与回收隔水舱机械锁定，工作时锁定抛盖单元受控点火将伞盖主动抛离回收隔水舱，然后牵动预减速单元工作；

所述预减速单元为减速伞；

主回收单元包括解锁爆炸螺栓、主降落伞和自主充气浮囊，当解锁爆炸螺栓点火后主降落伞打开工作，其开伞过程拉出未充气的自主充气浮囊和牵引拉开自主充气浮囊充气阀门，使自主充气浮囊在落水前完成膨胀；

锁定抛盖单元工作前指未接收到电控模块的回收装置开启点火电流时；

锁定抛盖单元工作时指接收到电控模块的回收装置开启点火电流时。

具体地，所述回收判别程序单元依据地面仿真确定的无法自稳定控制速度范围上限值作为程序速度门限值，引入弹上解算的速度值与速度门限值进行比较，当弹上解算的速度值小于速度门限值时作为判别送出回收装置开启指令的条件，回收判别程序监视导弹飞行的状态量包括俯仰角、俯仰角速度、过载等，根据俯仰角、俯仰角速度、过载值等判定弹体已在减速伞工作过程中趋于姿态稳定和减速稳定利于主回收单元工作时送出切换指令。

具体地，所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，舱体重量质心依据战斗部舱质量质心进行优化设计，舱体表面开矩形口，按需求在开口两侧或四角对称设计通孔支耳；舱体前后端面设有隔离盖，将导弹回收隔水舱前后的空间实现密闭隔离，同时隔离盖上有吊点。

具体地，所述锁定抛盖单元由2枚以上活塞作动式分离螺栓组成；活塞作动式分离螺栓数量根据伞盖质量、抛盖时外界阻力、抛离速度和作动推力确定；通过确定数量的活塞作动式分离螺栓螺接回收隔水舱和伞盖；

所述活塞作动式分离螺栓接收到回收装置开启点火电流点燃内部火药，高压气体使螺栓在预断面分离，解除伞盖和回收隔水舱壳体间机械锁定，同时高压燃气继续沿设计行程做活塞直线运动，对伞盖施加一定时间的推力，将伞盖在空中飞行状态下可靠抛离回收隔水舱。

具体地，所述预减速单元减速伞根据开伞时刻速度、最大可承受减速过载设计；

所述主降落伞根据战遥舱体积、最大可承受减速过载设计；

所述自主充气浮囊单元包括连接绳、拉绳、浮囊囊体、充气阀和气瓶；自主充气浮囊单元通过连接绳与主降落伞连接，在主伞开伞过程在连接绳牵动下拉出回收隔水舱，同时牵动拉绳打开充气阀的阀门，使得气瓶内高压气体进入浮囊囊体内，在落水前完成囊体完全膨胀。

具体地，所述减速伞和主降落伞根据被回收弹重、落水速度和战遥舱体积确定各级伞间是否并存工作。

具体地，浮囊囊体完全膨胀体积提供的浮力需大于导弹负浮力，气囊容积维持时间不小于5小时；

所述充气阀具备遇水开启和受拉开启冗余功能。

下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。

优选例1：

本发明提供了一种导弹海上考核飞行试验结束后实现弹体完整回收的回收系统，如图1所示，所述回收系统包括回收控制模块101、电控模块102、回收装置103。

回收控制模块101包括回收判别程序单元101A，程序运行及模拟指令输出单元101B。

回收收判别程序单元101A为导弹状态判别程序，此段程序在导弹飞过考核点后开始执行，程序中编有两项判别条件代码，第一项判别条件代码为回收装置开启判别代码101A-1,第二项为回收装置切换判别代码101A-2。

程序运行及模拟指令输出单元101B为弹上计算机、飞行控制模块等运行导弹飞控程序的设备，该类设备均包括计算机模块101B-1、开关量模块101B-2。

回收装置开启判别代码101A-1中依据地面仿真确定的无法自稳定控制速度范围上限值作为程序速度门限值Vmin，引入弹上解算的速度值VT信息与速度门限值Vmin进行比较，当VT<Vmin时为回收装置开启指令条件有效。

回收装置切换判别代码101A-2在回收装置开启指令有效后运行，实时读取导弹飞行的俯仰角、俯仰角速度、过载等变量，即监控导弹状态；当所监控俯仰角稳定在减速伞吊挂角度正负10°范围内、俯仰角速度绝对值小于10°/s、过载绝对值小于1，为送出切换指令条件有效。

电控模块102包括指令转换单元102A、信号处理控制单元102B、点火输出单元102C，功能集成至弹上电气控制设备内。指令转换单元102A实现输入指令与信号处理控制单元的隔离，避免干扰影响的误点火，提升点火安全性；信号处理控制单元102B实现序逻辑电路和组合逻辑电路的功能，前端指令有效后对点火控制信号进行放大；点火输出单元102C为固态继电器，在放大后的点火控制信号通过下吸合，输出点火电压和电流。

如图3所示，回收装置103包括回收隔水舱301、伞盖302、锁定抛盖单元303、预减速单元304和主回收单元305。回收隔水舱301由导弹战斗部舱改进而成，具有舱体表面开口和将导弹回收隔水舱前后空间实现密闭隔离的功能；伞盖302盖合在回收隔水舱301舱体开口上；锁定抛盖单元303由4枚活塞作动式分离螺栓组成，工作前将伞盖302与回收隔水舱301机械锁定，工作时将伞盖302主动抛离回收隔水舱301，然后牵动预减速单元304工作；预减速单元304为小型减速伞。

如图4所示，主回收单元305包括解锁爆炸螺栓401、主降落伞402和自主充气浮囊403，解锁爆炸螺栓401工作前锁定减速伞与主降落伞间连接绳，点火工作后解除连接绳锁定；主降落伞402根据战遥舱体积、最大可承受减速过载设计，并保证导弹的落水速度不大于20m/s。自主充气浮囊403在落水前完成囊体完全膨胀，落水后浮于水面。

如图5所示，自主充气浮囊单元403包括连接绳501、拉绳502、浮囊囊体503、充气阀504和气瓶505；连接绳501连接自主充气浮囊单元403和主降落伞402；拉绳502连接充气阀504和主降落伞402；浮囊囊体503完全膨胀体积提供的浮力需大于导弹负浮力，气囊容积维持时间不小于5小时；充气阀504具备遇水开启和受拉开启冗余功能。

图2为本申请实施例提供的回收系统工作流程。

201，导弹飞过考核点后，运行程序运行及模拟指令输出单元101B上的回收判别程序单元101A程序，其中回收装置开启判别代码101A-1实时判别回收装置开启指令条件为否有效。

202，当回收装置开启判别代码101A-1判别回收装置开启指令条件有效时，开关量模块101B-2中对应的开关量更新输出回收装置开启指令。

203，电控模块102接收到回收装置开启指令后，信号处理控制单元102B将锁定抛盖单元303对应的4路点火控制信号进行放大，点火输出单元102C对应4路继电器同步吸合送出点火电流。

204，锁定抛盖单元303在点火电流作用下点燃4枚活塞作动式分离螺栓内部火药，高压气体使螺栓在预断面分离，解除伞盖302和回收隔水舱壳体间301机械锁定，同时高压燃气继续沿设计行程做活塞直线运动，对伞盖302施加一定时间的推力，将伞盖301抛离回收隔水舱302；然后如图6所示的601步骤，伞盖301将预减速单元304的减速伞拉出回收隔水舱302，之后如图6所示的602步骤减速伞打开工作，为导弹实现预减速飞行。

205，回收装置切换判别代码101A-2在回收装置开启指令有效后运行，监控导弹状态。

206，减速伞工作一段时间后，回收装置切换判别代码101A-2判的切换指令有效，开关量模块101B-2中对应的开关量更新输出切换开启指令。

207，电控模块102接收到回收装置开启指令后，信号处理控制单元102B将主回收单元305中解锁爆炸螺栓401对应的点火控制信号进行放大，点火输出单元102C对应继电器同步吸合送出点火电流。

208，主回收单元305中解锁爆炸螺栓401点火解除减速伞与主降落伞402间连接绳锁定，如图6所示的603步骤，减速伞拉出主降落伞402，如图6所示的604步骤所示，主降落伞402工作过程牵动连接绳501和拉绳502，连接绳501拉出自主充气浮囊单元403，拉绳502拉开充气阀504阀门，气瓶505内气体充至浮囊囊体503，在主降落伞402带动导弹缓慢下降过程中，浮囊囊体503逐级充气，导弹落水后减速下沉，浮囊囊体503在浮力作用下漂出水面，由于回收隔水舱301将前后空间密闭，导弹在水下悬浮无渗水风险，等待打捞人员打捞完整回收。打捞人员根据弹上遥测回传的导弹位置信息前往漂浮点，将弹体完整的打捞回收。

优选例2：

一种导弹海上考核飞行试验结束后实现弹体完整回收的回收系统，所述回收系统包括回收控制模块、电控模块、回收装置。

该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；

电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火；

回收装置受电控模块的点火电流控制，按次序执行各项回收动作，最终成功将导弹减速至低速落水以及实现全弹的水面漂浮，完成回收。

回收装置收到回收装置开启点火电流时，锁定抛盖单元点火工作解除机械锁定，快速抛开伞盖并牵引回收装置内预减速单元工作，导弹进入预减速阶段，收到切换点火电流时，主回收单元解除锁开启工作。

“预减速单元”为小型减速伞，工作打开后使弹体预减速，有效降低导弹飞行速度，为主回收单元工作提供条件。

锁定抛盖单元点火工作具体内容为：锁定抛盖单元的活塞作动式分离螺栓在点火电流激发下点燃内部预装火药，瞬间产生高压气体使得活塞作动式分离螺栓沿预设结构分离面分离，从而解除回收隔水舱和伞盖的机械连接。

所述主回收单元包括解锁爆炸螺栓主降落伞和自主充气浮囊，当解锁爆炸螺栓点火后主降落伞打开工作，其开伞过程拉出未充气的自主充气浮囊和牵引拉开自主充气浮囊充气阀门，使自主充气浮囊在落水前完成膨胀。

所述回收控制模块包括回收判别程序单元、程序运行及模拟指令输出硬件单元，其中程序运行及模拟指令输出硬件单元为弹上计算机或飞行控制模块，用于输出模拟信号的指令给电控模块，电控模块根据此模拟信号执行点火

所述电控模块包括指令转换单元、信号处理控制单元、点火输出单元；所述点火输出单元具备不小于5路点火输出能力，其中至少4路同步输出时差不大于10ms；所述电控模块功能可集成至弹上电气控制模块内。

所述回收装置包括：

回收隔水舱、伞盖、锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；

所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，具有舱体表面开口和将导弹回收隔水舱前后空间实现密闭隔离的功能，其内安装锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；所述伞盖盖合在回收隔水舱舱体开口上时为弹表面壳体的组成部分；

所述锁定抛盖单元工作前(未接收到电控模块的回收装置开启点火电流)将伞盖与回收隔水舱机械锁定，工作时(接收到电控模块的回收装置开启点火电流)锁定抛盖单元受控点火将伞盖主动抛离回收隔水舱，然后牵动预减速单元工作；所述预减速单元为小型减速伞；

所述主回收单元包括解锁爆炸螺栓主降落伞和自主充气浮囊，当解锁爆炸螺栓点火后主降落伞打开工作，其开伞过程拉出未充气的自主充气浮囊和牵引拉开自主充气浮囊充气阀门，使自主充气浮囊在落水前完成膨胀。

所述回收判别程序单元依据地面仿真确定的无法自稳定控制速度范围上限值作为程序速度门限值，引入弹上解算的速度值(该速度值由弹上的惯导测量数值和捷联解算数学模型计算得到，为导弹飞行过程中自行实时解算信息)与速度门限值进行比较，当弹上解算的速度值小于速度门限值时作为判别送出回收装置开启指令的条件，回收判别程序监视导弹飞行的状态量包括俯仰角、俯仰角速度、过载等，根据俯仰角、俯仰角速度、过载值等判定弹体已在减速伞工作过程中趋于姿态稳定和减速稳定利于主回收单元工作时送出切换指令。

所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，舱体重量质心依据战斗部舱质量质心进行优化设计，舱体表面开矩形口，按需求在开口两侧或四角对称设计通孔支耳；舱体前后端面设有隔离盖，将导弹回收隔水舱前后的空间实现密闭隔离，同时隔离盖上有吊点。

所述锁定抛盖单元由2枚以上活塞作动式分离螺栓组成；活塞作动式分离螺栓数量根据伞盖质量、抛盖时外界阻力、抛离速度和作动推力确定；通过确定数量的活塞作动式分离螺栓螺接回收隔水舱和伞盖。

所述预减速单元减速伞根据开伞时刻速度、最大可承受减速过载设计。

所述主降落伞根据战遥舱体积、最大可承受减速过载设计。

所述自主充气浮囊单元包括连接绳、拉绳、浮囊囊体、充气阀和气瓶；自主充气浮囊单元通过连接绳与主降落伞连接，在主伞开伞过程在连接绳牵动下拉出回收隔水舱，同时牵动拉绳打开充气阀的阀门，使得气瓶内高压气体进入浮囊囊体内，在落水前完成囊体完全膨胀。

所述活塞作动式分离螺栓接收到回收装置开启点火电流点燃内部火药，高压气体使螺栓在预断面分离，解除伞盖和回收隔水舱壳体间机械锁定，同时高压燃气继续沿设计行程做活塞直线运动，对伞盖施加一定时间的推力，将伞盖在空中飞行状态下可靠抛离回收隔水舱。

所述减速伞和主降落伞根据被回收弹重、落水速度和战遥舱体积确定各级伞间是否并存在工作。

所述浮囊囊体完全膨胀体积提供的浮力需大于导弹负浮力，气囊容积维持时间不小于5小时。

所述充气阀具备遇水开启和受拉开启冗余功能。

在本申请的描述中，需要理解的为，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅为为了便于描述本申请和简化描述，而不为指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为为一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以为实现方法的软件程序又可以为硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的为，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (8)

1.一种考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，包括：回收控制模块、电控模块、回收装置；

该回收系统在导弹完成考核飞行进入无法自稳定控制的速度门限时，由回收控制模块识别当前导弹已经触发无法自稳定控制的速度门限，转入回收系统工作飞行控制程序，首先向电控模块送出回收装置开启指令，然后监视导弹飞行状态，识别当前导弹飞行状态是否适合切换入主回收模式，一旦适合切换入主回收模式，即向电控模块送出切换指令；

电控模块根据接收的回收装置开启指令和切换指令执行相应点火；

回收装置受电控模块的点火电流控制，按次序执行各项回收动作，最终成功将导弹减速至低速落水以及实现全弹的水面漂浮，完成回收；

回收装置收到回收装置开启点火电流时，锁定抛盖单元点火工作解除机械锁定，快速抛开伞盖并牵引回收装置内预减速单元工作，导弹进入预减速阶段，收到切换点火电流时，主回收单元解除锁开启工作；

所述回收控制模块包括：回收判别程序单元、程序运行和模拟指令输出硬件单元；

所述程序运行和 模拟指令输出硬件单元为弹上计算机或飞行控制模块，用于输出模拟信号的指令给电控模块，电控模块根据此模拟信号执行点火；

所述回收装置包括：

回收隔水舱、伞盖、锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；

所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，具有舱体表面开口和将导弹回收隔水舱前后空间实现密闭隔离的功能，其内安装锁定抛盖单元、预减速单元和主回收单元；所述伞盖盖合在回收隔水舱舱体开口上时为弹表面壳体的组成部分；

锁定抛盖单元工作前，将伞盖与回收隔水舱机械锁定，工作时锁定抛盖单元受控点火将伞盖主动抛离回收隔水舱，然后牵动预减速单元工作；

所述预减速单元为减速伞；

主回收单元包括解锁爆炸螺栓、主降落伞和自主充气浮囊，当解锁爆炸螺栓点火后主降落伞打开工作，其开伞过程拉出未充气的自主充气浮囊和牵引拉开自主充气浮囊充气阀门，使自主充气浮囊在落水前完成膨胀；

锁定抛盖单元工作前指未接收到电控模块的回收装置开启点火电流时；

锁定抛盖单元工作时指接收到电控模块的回收装置开启点火电流时。

2.根据权利要求1所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述电控模块包括：指令转换单元、信号处理控制单元和点火输出单元；

所述点火输出单元具备不小于5路点火输出能力，其中至少4路同步输出时差不大于10ms；

所述电控模块功能可集成至弹上电气控制模块内。

3.根据权利要求1所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述回收判别程序单元依据地面仿真确定的无法自稳定控制速度范围上限值作为程序速度门限值，引入弹上解算的速度值与速度门限值进行比较，当弹上解算的速度值小于速度门限值时作为判别送出回收装置开启指令的条件，回收判别程序监视导弹飞行的状态量包括俯仰角、俯仰角速度、过载，根据俯仰角、俯仰角速度、过载值判定弹体已在减速伞工作过程中趋于姿态稳定和减速稳定利于主回收单元工作时送出切换指令。

4.根据权利要求1所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述回收隔水舱由导弹战斗部舱改进而成，舱体重量质心依据战斗部舱质量质心进行优化设计，舱体表面开矩形口，按需求在开口两侧或四角对称设计通孔支耳；舱体前后端面设有隔离盖，将导弹回收隔水舱前后的空间实现密闭隔离，同时隔离盖上有吊点。

5.根据权利要求1所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述锁定抛盖单元由2枚以上活塞作动式分离螺栓组成；活塞作动式分离螺栓数量根据伞盖质量、抛盖时外界阻力、抛离速度和作动推力确定；通过确定数量的活塞作动式分离螺栓螺接回收隔水舱和伞盖；

所述活塞作动式分离螺栓接收到回收装置开启点火电流点燃内部火药，高压气体使螺栓在预断面分离，解除伞盖和回收隔水舱壳体间机械锁定，同时高压燃气继续沿设计行程做活塞直线运动，对伞盖施加一定时间的推力，将伞盖在空中飞行状态下可靠抛离回收隔水舱。

6.根据权利要求1所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述预减速单元减速伞根据开伞时刻速度、最大可承受减速过载设计；

所述主降落伞根据战遥舱体积、最大可承受减速过载设计；

所述自主充气浮囊单元包括连接绳、拉绳、浮囊囊体、充气阀和气瓶；自主充气浮囊单元通过连接绳与主降落伞连接，在主伞开伞过程在连接绳牵动下拉出回收隔水舱，同时牵动拉绳打开充气阀的阀门，使得气瓶内高压气体进入浮囊囊体内，在落水前完成囊体完全膨胀。

7.根据权利要求6所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，所述减速伞和主降落伞根据被回收弹重、落水速度和战遥舱体积确定各级伞间是否并存工作。

8.根据权利要求6所述的考核飞行试验结束后导弹弹体回收系统，其特征在于，浮囊囊体完全膨胀体积提供的浮力需大于导弹负浮力，气囊容积维持时间不小于5小时；

所述充气阀具备遇水开启和受拉开启冗余功能。

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