CN113184225B - 一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统及方法，所述系统包括可控翼伞、稳降伞；可控翼伞使返回舱在回收过程水平运动方向可控，从而使返回舱能够向预定的目标落点飞行，可控翼伞与返回舱可分离，返回舱的高度低于预设稳降高度时，可控翼伞与返回舱分离，同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度制动，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至以目标落点为中心的预定区域。本发明使返回舱以垂直于地面的速度着陆，能够使返回舱落在预定区域，能够实现快速搜寻，快速装运，克服了再入落点不可控，散布区域大的问题。

Description

一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统及方法

技术领域

本发明涉及一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统及方法，能够实现弹道式再入返回式卫星的落点控制与无损回收，属于航空航天气动减速领域。

背景技术

当前返回式卫星主要作为一些微重力，轨道环境等科学实验的搭载平台，现有返回式卫星返回舱着陆速度高，落点不可控，为一次性使用，造成轨道类试验成本居高不下，此外，由于落点不可控，卫星落地后搜寻工作需要动员直升机等大型专业设备，也给这类试验平台的应用造成了障碍。

仅仅使用翼伞虽然能够实现落点精确控制，但由于翼伞着陆前水平速度高，容易造成返回舱落地后翻滚损坏；虽然理论上翼伞可以通过雀降降低着陆速度，但这项技术尚不成熟，无法保证回收效果。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统及方法，解决传统的弹道式再入返回式卫星的返回舱使用翼伞虽然能够实现落点控制，存在剩余水平速度偏高，容易造成返回舱主体结构变形，使其无法重复使用的问题。

本发明解决技术的方案是：一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，该系统包括可控翼伞、稳降伞；

可控翼伞使返回舱在回收过程水平运动方向可控，从而使返回舱能够向预定的目标落点飞行，可控翼伞与返回舱可分离，返回舱的高度低于预设稳降高度时，可控翼伞与返回舱分离，同时拉出稳降伞，稳降伞带着返回舱转垂直降落至预定区域。

上述弹道式再入返回式卫星返回舱的定点回收系统，还包括承力环框，承力环框与返回舱主体结构固定连接为一体，所述可控翼伞包括伞衣、伞绳、第一操纵装置、第二操纵装置和N个翼伞连接座，N大于等于2；

伞绳一端固定在伞衣上，另一端汇集成吊带，吊带连接在N个翼伞连接座上，翼伞连接座可分离地连接在承力环框上；

可控翼伞飞行时，第一操纵装置和第二操纵装置，分别用于下拉可控翼伞两侧后缘致使可控翼伞偏转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座与承力环框分离，同时，第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

优选地，所述第一操纵装置和第二操纵装置结构相同，第一操纵装置包括第一操纵绳、第一切割器、第一操纵器；第二操纵装置包括第二操纵绳、第二切割器、第二操纵器；

第一切割器、第二切割器固定在承力环框上；

第一操纵绳一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘一侧多个弦端，另一端穿过第一切割器连接至第一操纵器；

第二操纵绳一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘另一侧多个弦端，另一端穿过第二切割器连接至第二操纵器；

可控翼伞飞行时，第一操纵器通过第一操纵绳，下拉可控翼伞一侧后缘致使可控翼伞朝一侧转，第二操纵器通过第二操纵绳，下拉可控翼伞另一侧后缘致使可控翼伞朝另一侧转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座与承力环框分离，同时，第一切割器将第一操纵绳割断，第二切割器触发将第二操纵绳割断，使得第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

优选地，所述第一切割器、第二切割器的结构相同，包括火药、活塞、切刀、壳体；壳体上设置通孔和盲孔，盲孔与通孔十字交叉，通孔用于穿过第一操纵绳或第二操纵绳，盲孔从开口端向内依次为火药、活塞和切刀，第一切割器或第二切割器触发后，火药推动切刀，切刀刀刃撞击到壳体上，与壳体共同切断操纵绳。

优选地，所述第一操纵器和第二操纵器结构相同，均包括绞盘、钢丝绳和伺服电机；

钢丝绳一端连接在绞盘上，另一端通过接头与第一操纵绳或者第二操纵绳通过系扣方式连接，伺服电机用于带动绞盘旋转，带动钢丝绳在绞盘上收放，通过第一操纵绳或者第二操纵绳，实现对可控翼伞后缘的操纵。

优选地，所述稳降伞与返回舱可分离，避免稳降伞受风力影响拖拽返回舱。

优选地，上述弹道式再入返回式卫星的定点回收系统还包括引导伞、减速伞、承力支架；包装状态的引导伞和减速伞以同心圆布局安装在减速伞舱中，引导伞放置在内圈，减速伞放置在外圈；包装状态的引导伞与返回舱的可分离球底固定连接，可分离球底底部中心连接且只连接在弹射器顶端，弹射器底端固定连接在承力支架上；引导伞的吊带可分离地连接在承力支架上；减速伞被可拉断绳带束缚在减速伞舱上，导引伞和减速伞之间通过绳带相连，该绳带位于用于束缚减速伞的可拉断绳带下方；减速伞舱底端固定在承力支架上；承力支架可分离地固定在承力环框上；

引导伞完成减速功能后，引导伞和返回舱分离；在引导伞与返回舱分离之前，连接导引伞和减速伞之间的绳带为松弛状态，引导伞与返回舱分离之后，导引伞和减速伞之间的绳带拉直，将用于束缚减速伞的可拉断绳带割断，从而将减速伞拉出，减速伞充气展开，并使返回舱进一步减速，减速伞完成减速功能后，减速伞带承力支架分离，包装状态的可控翼伞与承力支架连接，承力支架同时拉出可控翼伞。

优选地，上述弹道式再入返回式卫星的定点回收系统还包括缓冲气囊，缓冲气囊安装在返回舱的钝头端，即靠近迎风面的端部，返回舱高度低于预设缓冲高度时，缓冲气囊充气展开，返回舱着陆时通过缓冲气囊降低着陆过载，所述缓冲高度大于等于稳降高度。

优选地，所述包装状态的缓冲气囊布置在返回舱钝头端，位于由返回舱前端头和返回舱主体结构形成的腔体内，返回舱前端头通过解锁类火工装置与返回舱主体结构连接，返回舱再入过程中，由前端头为缓冲气囊提供再入前的热防护，当返回舱高度小于预设缓冲高度时，解锁类火工装置工作，返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊充气展开。

优选地，上述弹道式再入返回式卫星的定点回收系统还包括导向筒固定在承力环框上，作用是为承力支架、可控翼伞、稳降伞拉出返回舱提供光滑通道。

本发明的另一个技术方案是：一种弹道式再入返回式卫星的定点回收方法，该方法包括如下步骤：

S1a、控制可控翼伞带返回舱向预定的目标落点飞行，当返回舱的高度低于预设缓冲高度之后，返回舱的高度低于预设稳降高度之后，进入步骤S2a；

S2a、控制可控翼伞与返回舱分离，可控翼伞分离的同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度制动，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至预定区域。

本发明的又一个技术方案是：一种弹道式再入返回式卫星的定点回收方法，所述卫星返回舱还包括缓冲气囊，缓冲气囊安装在返回舱的钝头端，即靠近迎风面的端部，该方法包括如下步骤：

S1b、控制可控翼伞带返回舱向预定的目标落点飞行，当返回舱的高度低于预设缓冲高度之后，进入步骤S2b；

S2b、控制返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊充气展开，当返回舱的高度低于预设稳降高度之后，进入步骤S3b；

S3b、控制可控翼伞与返回舱分离，可控翼伞分离的同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度制动，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至以目标落点为中心的预定区域；

S4b、缓冲气囊触地后被压缩，产生对返回舱竖直向上的作用力，使返回舱进一步减速，并使返回舱过载升高，实时检测返回舱过载，当返回舱过载高于预设门限时，进入步骤S5b；

S5b、控制稳降伞和返回舱分离，防止降落伞受地面风影响拖拽返回舱。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明回收系统通过翼伞使返回舱到预定落区上方，而后翼伞解锁分离，拉出一具稳降伞，使返回舱以垂直于地面的速度着陆，能够使返回舱落在预定区域，能够实现快速搜寻，快速装运，克服了再入落点不可控，散布区域大的问题，造成回收成本高，经济性差的问题；

(2)、本发明稳降伞消除了返回舱落地时的水平速度，不容易造成返回舱主体结构变形；

(3)、本发明在降落伞减速基础上配置了缓冲气囊对返回舱进一步减速，缓冲气囊安装在返回舱的迎风面(钝头前端)，实现了返回式卫星无损回收，返回舱可以重复使用；

(4)、本发明采用了稳降伞在返回舱落地之前，将返回舱的运动方向转换为垂直方向，气囊触地前返回舱保持垂直降落状态，充分发挥缓冲气囊的缓冲效果；

(5)、本发明提出的弹射器在中心的同心圆布局方式，相比弹射器在圆周上的布局方式，只使用一个弹射器就能完成弹射引导伞的功能，同时避免了多个弹射器弹射不同步的问题；

(6)、本发明所述稳降伞与返回舱可分离，当返回舱着陆过载高于预设门限时，控制稳降伞和返回舱分离，可以防止降落伞受地面风影响拖拽返回舱；

(7)、本发明回收系统自身也可以重复使用，从而有效降低再入返回的单次成本。

附图说明

图1为本发明实施例回收系统在返回舱过轴线的剖面图中的布局；

图中标号如下：

1为可分离球底；2为引导伞(包装状态)；3为弹射器；4为减速伞(包装状态)；5为减速伞舱；6为承力支架；7为翼伞(包装状态)；8为导向筒；9为解锁螺栓；10为承力环框；11为稳降伞舱；12为稳降伞(包装状态)；13为绞盘；14为伺服电机；15为加排阀；16为气瓶；17为电磁阀；18为缓冲气囊(包装状态)；19为前端头；20为卫星定位天线；21为控制器；22为动力电源；23为卫星定位导航仪；

图2为本发明实施例安装在返回舱背风面的部分产品的俯视图，图示中拆除了引导伞、弹射器、减速伞、减速伞舱等装置；

图中标号如下：

6为承力支架；9为解锁螺栓；10为承力环框；24-1为第一切割器；24-2为第二切割器；25为翼伞连接座；26为拔销器；27为稳降伞连接座；

图3为本发明实施例翼伞开伞滑翔示意图；

图4为本发明实施例绞盘和伺服电机和绞盘的连接示意图；

图中标号如下：

13为绞盘；14为伺服电机

图5为本发明实施例回收着陆系统缓冲气囊布局示意图

图中标号如下：

15为加排阀；16为气瓶；17为电磁阀；

图6为本发明实施例脱伞器工作流程图；

图7为本发明实施例回收系统稳降伞和缓冲气囊展开示意图；

图8为本发明实施例回收系统工作流程图；

图中标号如下：

12为稳降伞(展开状态)；18为缓冲气囊(展开状态)；2为脱伞器

图9为本发明实施例引导伞弹射过程示意图；

图10为本发明实施例引导伞拉出减速伞过程示意图；

图11为本发明实施例减速伞拉出翼伞过程示意图；

图12为本发明实施例翼伞飞行过程气囊打开示意图；

图13为本发明实施例翼伞分离拉出稳降伞示意图；

图14为本发明实施例翼伞分离拉出稳降伞示意图；

图15为本发明实施例返回舱着陆及稳降伞分离示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

实施例：

本发明提供了一种弹道式再入返回式卫星的定点回收系统及方法，是一种翼伞、常规降落伞和缓冲气囊结合的回收系统，通过给定的工作程序和系统布局方案。

下文中，没有特别说明，顶端指靠近背风面的一端，即返回舱直径较大的一端，底端指靠近迎风面的一端，即返回舱的钝头端，返回舱主体结构指返回舱上用于承载及提供各种设备机械接口的结构。

图1所示装置中，本发明所某一具体实施例提供的弹道式再入返回式卫星的定点回收系统包括引导伞、减速伞、承力支架6、可控翼伞、稳降伞、缓冲气囊。

如图2所示，包装状态的引导伞和减速伞以同心圆布局安装在减速伞舱中，引导伞放置在内圈，减速伞放置在外圈；包装状态的引导伞2通过螺钉与返回舱的可分离球底1固定连接，可分离球底1底部中心通过螺钉连接在弹射器3顶端，弹射器底端固定连接在承力支架6上；可分离球底边缘与返回舱结构连接的方式为搭接或者两者边缘保持一定的间隙，可分离球底除了通过螺纹过孔与弹射器连接，与其他结构无连接，保证弹射器工作时可顺利将可分离球底弹出返回舱，从而拉出引导伞；引导伞2的吊带可分离地连接在承力支架6上；本实施例中，引导伞每个吊带连接在两个拔销器26上，拔销器通过螺钉固定在承力支架上，拔销器通电工作后，引导伞和承力支架分离，承力支架仍连载返回舱上，从而引导伞和返回舱分离；减速伞4被可拉断绳带束缚在减速伞舱5上，导引伞2和减速伞1之间通过绳带相连，该绳带位于用于束缚减速伞4的可拉断绳带下方，在引导伞与返回舱分离之前，该绳带为松弛状态；减速伞舱5底端通过螺钉固定在承力支架6上，减速伞的吊带与承力支架6固定连接；本实施例中，减速伞的吊带与承力支架6连接点处，承力支架6上立两面平行的墙板，每个吊带位于两面墙板之间，吊带上有扣袢，扣袢套在销轴，销轴穿过两面墙板通过螺母固定；承力支架6可分离地固定在承力环框10上；本实施例中，承力支架通过2个解锁螺栓9固定在承力环框10上，解锁螺栓通电工作后，承力支架和承力环框连接解锁。

引导伞弹射开伞后，吊带连接在拔销器26上，引导伞2完成减速功能后，拔销器通电工作，引导伞和返回舱分离；在引导伞与返回舱分离之前，连接导引伞和减速伞之间的绳带为松弛状态，引导伞与返回舱分离之后，导引伞和减速伞之间的绳带拉直，将用于束缚减速伞4的可拉断绳带割断，从而将减速伞拉出，减速伞充气展开，并使返回舱进一步减速，减速伞完成减速功能后，减速伞带承力支架分离，包装状态的可控翼伞7与承力支架6通过销轴连接，承力支架同时拉出可控翼伞。

可控翼伞使返回舱在回收过程水平运动方向可控，从而使返回舱能够向预定的目标落点飞行，可控翼伞与返回舱可分离，返回舱的高度低于预设稳降高度时，可控翼伞与返回舱分离，同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度逐渐减弱，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至以目标落点为中心的预定区域。稳降伞采用普通的降落伞实现。

缓冲气囊安装在返回舱的钝头端，即靠近迎风面的端部，返回舱高度低于预设缓冲高度时，缓冲气囊充气展开，返回舱着陆时通过缓冲气囊降低着陆过载，所述缓冲高度大于等于稳降高度。

导向筒8固定在承力环框上，作用是为承力支架、可控翼伞、稳降伞拉出返回舱提供光滑通道。优选的，导向筒通过螺钉固定在承力环框上。

优选地，所述稳降伞与返回舱可分离，避免稳降伞受风力影响拖拽返回舱。

如图3所示，所述可控翼伞包括伞衣、伞绳、第一操纵装置、第二操纵装置和N个翼伞连接座25，N大于等于2；

伞绳一端固定在伞衣上，另一端汇集成吊带，吊带连接在N个翼伞连接座25上，翼伞连接座25可分离地连接在承力环框上；本实施例中，翼伞的吊带连接在翼伞连接座25上，翼伞连接座由解锁螺栓连接在承力环框上；承力环框与返回舱主体结构固定连接为一体，可以是螺钉连接或者焊接，N大于等于2；优选的，本实施例使用3～4个解锁螺栓9，在承力环框上均匀布置。

可控翼伞飞行时，第一操纵装置和第二操纵装置，分别用于下拉可控翼伞两侧后缘致使可控翼伞偏转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座25与承力环框分离，同时，第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

所述第一操纵装置和第二操纵装置结构相同，第一操纵装置包括第一操纵绳、第一切割器、第一操纵器；第二操纵装置包括第二操纵绳、第二切割器、第二操纵器。

第一切割器(左切割器)、第二切割器(右切割器)固定在承力环框上，左右对称；

第一操纵绳(左操纵绳)一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘一侧(左侧)多个弦端，另一端穿过第一切割器24-1连接至第一操纵器；

第二(右操纵绳)一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘另一侧(右侧)多个弦端，另一端穿过第二切割器24-2连接至第二操纵器；

可控翼伞飞行时，第一操纵器(左操纵器)通过第一操纵绳(左操纵绳)，下拉可控翼伞一侧后缘(左后缘)致使可控翼伞朝一侧(左侧)转，第二操纵器通过第二操纵绳(右操纵绳)，下拉可控翼伞另一侧后缘(右后缘)致使可控翼伞朝另一侧(右侧)转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座25与承力环框分离，同时，第一切割器(左切割器)将第一操纵绳(左操纵绳)割断，第二切割器(右切割器)触发将第二操纵绳(右操纵绳)割断，使得第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

左右方向基于可控翼伞的飞行方向定义，面向可控翼伞飞行方向左手边为左，右手边为右。

所述第一切割器(左切割器)、第二切割器(右切割器)的结构相同，包括火药、活塞、切刀、壳体；壳体上设置通孔和盲孔，盲孔与通孔十字交叉，通孔用于穿过第一操纵绳(左操纵绳)或第二操纵绳(右操纵绳)，盲孔从开口端向内依次为火药、活塞和切刀，第一操纵绳(左切割器)或第二操纵绳(右切割器)触发后，火药推动切刀，切刀刀刃撞击到壳体上，与壳体共同切断操纵绳。

翼伞开伞后，受翼伞气动特性影响，翼伞和返回舱同时具有水平方向速度和垂直方向速度，水平速度与垂直速度之比成为滑翔比(滑翔比一般范围为2～4)；此时通过对翼伞后缘的操纵可使其转向，翼伞分为左右后缘(图8所示为左后缘)，下拉左后缘可左转，下拉右后缘可右转；左右方向基于飞行方向定义，面向飞行方向左手边为左，右手边为右。

如图4所示，所述左操纵器和右操作器结构相同，均包括绞盘13、钢丝绳和伺服电机14。

钢丝绳一端连接在绞盘上，另一端通过接头与第一操纵绳(左操纵绳)或者第二操纵绳(右操纵绳)通过系扣方式连接，伺服电机14用于带动绞盘旋转，带动钢丝绳在绞盘上收放，通过第一操纵绳(左操纵绳)或者第二步操纵绳(右操纵绳)，实现对可控翼伞后缘的操纵。

优选的，两套绞盘和伺服电机，分别对翼伞左右后缘进行操纵，绞盘和伺服电机在返回舱中左右对称布置。翼伞操纵量由控制器21给出，控制器获取卫星定位导航仪23发送的定位信息，结合目标点信息解算操纵量数据，由伺服电机按照操纵量数据对翼伞进行操纵；优选的，设置一台动力电源22给伺服电机供电，控制器集成过载传感器和火工装置驱动功能；卫星定位导航仪23通过卫星定位天线20接收导航卫星信号，从而获得定位信息。动力电源，卫星定位导航仪的安装位置无特定要求；卫星定位天线需要安装在返回舱外表面、对天空无遮挡的位置，控制器中集成的过载传感器距离返回舱质心不超过0.2m。总之，过载传感器有两个作用，一个作用是测量再入气动过载，用于判定开伞时机；当稳降伞带缓冲气囊着陆时，也会存在一个缓冲过载，可以通过过载传感器确定返回舱已经着陆，依据这个判断发出脱伞器工作指令。

优选的，稳降伞舱11与承力环框(或返回舱主体结构)通过螺钉连接，包装状态的稳降伞12放置在稳降伞舱中；优选的，在翼伞分离之前，通过可拉断绳带固定，翼伞分离后拉断绳带，同时拉出稳降伞，稳降伞的吊带连接在稳降伞连接座27上，优选的，稳降伞连接座在承力环框上环向均匀布置，使用螺钉固定。

如图5所示，包装状态的缓冲气囊18布置在返回舱钝头端，位于由返回舱前端头19和返回舱主体结构形成的腔体内，返回舱前端头通过3～4个解锁类火工装置与返回舱主体结构连接，返回舱再入过程中，由前端头19为缓冲气囊18提供再入前的热防护，当返回舱高度小于预设缓冲高度时，进入回收系统工作程序缓冲气囊展开环节，解锁类火工装置工作，返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊18充气展开。

如图5所示，为缓冲气囊充气的气体储存在气瓶16中，回收控制器器发出缓冲气囊充气指令后，电磁阀17加电，使气体由气瓶通过必要的管路充入缓冲气囊，加排阀15的作用是使为气瓶充气或放气。

稳降伞与返回舱之间的可分离装置称为脱伞器，脱伞器具有连接与解锁功能，实现两者之间可分离功能。

如图6所示，稳降伞开伞前，脱伞器28和稳降伞包装在一起，放置在稳降伞舱中。稳降伞展开工作后，脱伞器上半部连接稳降伞伞绳，下半部连接吊带，吊带连接在返回舱上，引爆脱伞器的电缆顺吊带引入返回舱内部，并与控制器连接，控制器发出脱伞器工作指令后，脱伞器上下两半部分离，使稳降伞与返回舱分离，稳降伞通过脱伞器带返回舱降落，如图7所示，此时缓冲气囊已充气展开，着陆过程中，控制器判断到气囊缓冲产生的过载后，给脱伞器供电，脱伞器工作，使稳降伞和返回舱分离。

脱伞器28可以采用解锁螺栓实现，解锁螺栓通过工装与稳降伞与返回舱连接。

如图8所示，回收系统工作流程图及说明如下：

a、弹出引导伞；b、引导伞初始减速；c、引导伞拉出减速伞；d、减速伞对返回舱减速；e、减速伞将承力框和翼伞伞包同时拉出；f、翼伞展开，通过后缘操纵，系统向目标点滑翔；g、距地面一定高度时，抛掉防热底，打开缓冲气囊；h、距地面较低高度时，翼伞解锁分离，拉出稳降伞；i、稳降伞展开工作；j、着陆过程缓冲气囊工作，同时抛掉稳降伞。

结合优选时序和高度参数对回收系统工作流程进行说明：

S1、控制弹射器将包装状态的引导伞和可分离球底一起弹出，可分离球底与返回舱分离，引导伞开伞，使返回舱初步减速，当返回舱的速度低于第一速度门限之后，进入步骤S2；

本实施例中，再入前，控制器加电，当再入过载达到某个阈值时，开始计时，达到预定的时间后，认为返回舱的运动参数进入了适合开伞的区间，控制器发出弹射器发火指令，弹射器将包装状态的引导伞和可分离球底一起弹出。

如图9所示，可分离球底被弹射器弹射，并带动引导伞包远离返回舱，过程中引导伞被拉出开伞。

优选的，引导伞可以按照实际需求，通过收口设置多级减速。

S2、控制引导伞与返回舱分离，导引伞和减速伞之间的绳带拉直，将用于束缚减速伞4的可拉断绳带割断，从而将减速伞拉出，减速伞充气展开，并使返回舱进一步减速，当返回舱的速度低于第二速度门限之后，进入步骤S3；

本实施例中，由控制器计时，在引导伞弹射20s(此时返回舱的速度低于第一速度门限)后，返回舱速度趋于稳定，控制器发出拔销器发火指令，拔销器工作，使引导伞与返回舱分离。本实施例中，在本级降落伞减速下，每秒速度变化率不超过2％则达到了该级降落伞分离的速度门限。

如图10所示，引导伞分离，拉动减速伞包，减速伞逐步拉直开伞。

优选地，减速伞可以按照实际需求，通过收口设置多级减速。

S3、控制减速伞带承力支架与返回舱分离，同时拉出可控翼伞，使返回舱运动变成斜向下滑翔，控制可控翼伞带返回舱向预定的目标落点飞行，当返回舱的高度低于预设缓冲高度之后，进入步骤S4；

本实施例中，由控制器计时，在减速伞开伞工作20s后，控制器发出解锁螺栓发火指令，连接承力支架和承力环框的解锁螺栓发火工作，减速伞带承力支架与返回舱分离，同时拉出翼伞，翼伞吊带通过翼伞连接座连接在承力环框上，使返回舱运动变成斜向下滑翔；翼伞可以按照实际需求，通过收口设置多级减速；翼伞完全展开后，由控制器计时，在翼伞开伞工作20s后，控制器开始基于自身定位信息和目标点位置信息，解算操纵量，使伺服电机按照解算所得的操纵量带动绞盘对翼伞后缘进行下拉释放操纵，使得翼伞带返回舱能够朝目标点飞行。

如图11所示，解锁螺栓工作后，减速伞拉动承力支架和翼伞远离返回舱，过程中翼伞逐步拉直开伞。

S4、控制返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊18充气展开，当返回舱的高度低于预设稳降高度之后，进入步骤S5；

本实施例中，在自身高度距目标点高度800-1000m时，由控制器发出气囊充气指令，使气瓶中的气体充入缓冲气囊；优选的，气瓶和气囊之间通过可重复使用的电磁阀控制气路通断，也可以通过一次性的电爆阀控制气路通断。

如图12所示，翼伞飞行过程中，前端头分离，充气装置为缓冲气囊充气。

S5、控制可控翼伞与返回舱分离，可控翼伞分离的同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度逐渐减弱，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至以目标落点为中心的预定区域；

优选的，翼伞带返回舱距目标落点高度300～500m时，由控制器同时发出解锁螺栓和切割器发火指令，使翼伞连接座、操纵绳均与返回舱分离，翼伞分离同时拉出稳降伞，稳降伞吊带通过稳降伞连接座连接在承力环框上，使返回舱运动转化成竖直降落。如图13所示，距地面一定高度时，翼伞吊点分离，操纵绳切断，翼伞分离拉出稳降伞。如图14所示，稳降伞开伞后带返回舱降落直至着陆。

S6、缓冲气囊触地后被压缩，产生对返回舱竖直向上的作用力，使返回舱进一步减速，并使返回舱过载升高，实时检测返回舱过载，当返回舱过载高于预设门限时，控制稳降伞和返回舱分离，防止降落伞受地面风影响拖拽返回舱。

本实施例中，缓冲气囊触地后被压缩，产生对返回舱竖直向上的作用力，使返回舱进一步减速，并使返回舱过载升高，控制器判读到这一过载达到某个阈值后(需要通过着陆缓冲动力学仿真分析确定)，引爆脱伞器，使稳降伞和返回舱脱离，防止降落伞受地面风影响拖拽返回舱。

如图15所示，着陆过程气囊排气缓冲，连接稳降伞和吊带的分离接头分离。

综上所述，本发明提供的一种适用于弹道式再入返回式卫星的定点无损回收系统，能够使返回式卫星的返回舱实现定点无损回收，回收系统配备有可控翼伞、卫星定位装置，绞盘、伺服电机、解锁螺栓、切割器、常规降落伞、电磁阀、气瓶、缓冲气囊和脱伞器。翼伞使返回舱在回收过程具有水平运动能力，通过伺服电机和绞盘实现水平运动方向可控，通过卫星定位装置实现自身定位，从而使返回舱能够向预定的落点飞行；在低于一定高度后，电磁阀接通，气瓶中气体进入缓冲气囊使其充气成型；在高度和经纬度均接近目标点时，通过解锁螺栓和切割器使翼伞与返回舱分离，同时拉出常规降落伞(命名为稳降伞)，使返回舱的水平速度逐渐减弱，返回舱转换成竖直降落的运动状态，为缓冲气囊工作提供初始条件；返回舱着陆时通过缓冲气囊降低着陆过载，同时以着陆过载作为脱伞器工作的触发信号，使稳降伞与返回舱分离，避免其受地面风影响拖拽返回舱。

除上述特定组成外，该定点无损回收系统还应包括引导伞，减速伞，控制器、弹射器、承力支架、拔销器、解锁螺栓、动力电源、加排阀等装置组成。回收系统各个降落伞安装在返回舱再入背风面，缓冲气囊安装在返回舱再入的迎风面。开始工作时，引导伞由弹射器(或其他弹射功能装置)弹出，可以直接拉出减速伞，也可用作初级减速，初级减速完成后则由拔销器(或其他解锁功能装置)使其分离拉出减速伞；减速伞用于使返回舱减速，使其满足翼伞开伞条件，减速伞工作完成后，通过解锁螺栓(或其他解锁功能装置)使其分离，并拉出翼伞；动力电源用于给伺服电机和前面所述解锁用的火工装置供电；加排阀用于对气瓶充气或放气。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (11)

1.一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于包括可控翼伞、稳降伞、承力环框、引导伞、减速伞、承力支架(6)；承力环框与返回舱主体结构固定连接为一体；

可控翼伞使返回舱在回收过程水平运动方向可控，从而使返回舱能够向预定的目标落点飞行，可控翼伞与返回舱可分离，返回舱的高度低于预设稳降高度时，可控翼伞与返回舱分离，同时拉出稳降伞，稳降伞带着返回舱转垂直降落至预定区域；

包装状态的引导伞和减速伞以同心圆布局安装在减速伞舱中，引导伞放置在内圈，减速伞放置在外圈；包装状态的引导伞(2)与返回舱的可分离球底(1)固定连接，可分离球底(1)底部中心连接且只连接在弹射器(3)顶端，弹射器底端固定连接在承力支架(6)上；引导伞(2)的吊带可分离地连接在承力支架(6)上；减速伞被可拉断绳带束缚在减速伞舱(5)上，导引伞(2)和减速伞之间通过绳带相连，该绳带位于用于束缚减速伞的可拉断绳带下方；减速伞舱底端固定在承力支架(6)上；承力支架(6)可分离地固定在承力环框(10)上；

引导伞(2)完成减速功能后，引导伞和返回舱分离；在引导伞与返回舱分离之前，连接导引伞和减速伞之间的绳带为松弛状态，引导伞与返回舱分离之后，导引伞和减速伞之间的绳带拉直，将用于束缚减速伞的可拉断绳带割断，从而将减速伞拉出，减速伞充气展开，并使返回舱进一步减速，减速伞完成减速功能后，减速伞带承力支架分离，包装状态的可控翼伞(7)与承力支架(6)连接，承力支架同时拉出可控翼伞。

2.根据权利要求1所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于所述可控翼伞包括伞衣、伞绳、第一操纵装置、第二操纵装置和N个翼伞连接座(25)，N大于等于2；

伞绳一端固定在伞衣上，另一端汇集成吊带，吊带连接在N个翼伞连接座(25)上，翼伞连接座(25)可分离地连接在承力环框上；

可控翼伞飞行时，第一操纵装置和第二操纵装置，分别用于下拉可控翼伞两侧后缘致使可控翼伞偏转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座(25)与承力环框分离，同时，第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

3.根据权利要求2所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于所述第一操纵装置和第二操纵装置结构相同，第一操纵装置包括第一操纵绳、第一切割器、第一操纵器；第二操纵装置包括第二操纵绳、第二切割器、第二操纵器；

第一切割器、第二切割器固定在承力环框上；

第一操纵绳一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘一侧多个弦端，另一端穿过第一切割器(24-1)连接至第一操纵器；

第二操纵绳一端分成多股分别连接至可控翼伞后缘另一侧多个弦端，另一端穿过第二切割器(24-2)连接至第二操纵器；

可控翼伞飞行时，第一操纵器通过第一操纵绳，下拉可控翼伞一侧后缘致使可控翼伞朝一侧转，第二操纵器通过第二操纵绳，下拉可控翼伞另一侧后缘致使可控翼伞朝另一侧转；

可控翼伞与返回舱分离时，翼伞连接座(25)与承力环框分离，同时，第一切割器将第一操纵绳割断，第二切割器触发将第二操纵绳割断，使得第一操纵装置和第二操纵装置与可控翼伞分离。

4.根据权利要求3所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于所述第一切割器、第二切割器的结构相同，包括火药、活塞、切刀、壳体；壳体上设置通孔和盲孔，盲孔与通孔十字交叉，通孔用于穿过第一操纵绳或第二操纵绳，盲孔从开口端向内依次为火药、活塞和切刀，第一切割器或第二切割器触发后，火药推动切刀，切刀刀刃撞击到壳体上，与壳体共同切断操纵绳。

5.根据权利要求3所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于所述第一操纵器和第二操纵器结构相同，均包括绞盘(13)、钢丝绳和伺服电机(14)；

钢丝绳一端连接在绞盘上，另一端通过接头与第一操纵绳或者第二操纵绳通过系扣方式连接，伺服电机(14)用于带动绞盘旋转，带动钢丝绳在绞盘上收放，通过第一操纵绳或者第二操纵绳，实现对可控翼伞后缘的操纵。

6.根据权利要求1所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于所述稳降伞与返回舱可分离，避免稳降伞受风力影响拖拽返回舱。

7.根据权利要求1～6任一项所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于还包括缓冲气囊，缓冲气囊安装在返回舱的钝头端，即靠近迎风面的端部，返回舱高度低于预设缓冲高度时，缓冲气囊充气展开，返回舱着陆时通过缓冲气囊降低着陆过载，所述缓冲高度大于等于稳降高度。

8.根据权利要求7所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于包装状态的缓冲气囊(18)布置在返回舱钝头端，位于由返回舱前端头和返回舱主体结构形成的腔体内，返回舱前端头通过解锁类火工装置与返回舱主体结构连接，返回舱再入过程中，由返回舱前端头为缓冲气囊(18)提供再入前的热防护，当返回舱高度小于预设缓冲高度时，解锁类火工装置工作，返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊(18)充气展开。

9.根据权利要求7所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收系统，其特征在于还包括导向筒(8)固定在承力环框上，作用是为承力支架、可控翼伞、稳降伞拉出返回舱提供光滑通道。

10.基于权利要求1所述定点回收系统的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收方法，其特征在于包括如下步骤：

S1a、控制可控翼伞带返回舱向预定的目标落点飞行，当返回舱的高度低于预设缓冲高度之后，返回舱的高度低于预设稳降高度之后，进入步骤S2a；

S2a、控制可控翼伞与返回舱分离，可控翼伞分离的同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度制动，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至预定区域。

11.根据权利要求10所述的一种弹道式再入卫星返回舱的定点回收方法，所述卫星返回舱还包括缓冲气囊，缓冲气囊安装在返回舱的钝头端，即靠近迎风面的端部，其特征在于该方法包括如下步骤：

S1b、控制可控翼伞带返回舱向预定的目标落点飞行，当返回舱的高度低于预设缓冲高度之后，进入步骤S2b；

S2b、控制返回舱的前端头与返回舱主体结构分离，缓冲气囊(18)充气展开，当返回舱的高度低于预设稳降高度之后，进入步骤S3b；

S3b、控制可控翼伞与返回舱分离，可控翼伞分离的同时拉出稳降伞，稳降伞使返回舱的水平速度逐渐减弱，并带着返回舱转换成竖直降落的运动状态，垂直降落至以目标落点为中心的预定区域；

S4b、缓冲气囊触地后被压缩，产生对返回舱竖直向上的作用力，使返回舱进一步减速，并使返回舱过载升高，实时检测返回舱过载，当返回舱过载高于预设门限时，进入步骤S5b；

S5b、控制稳降伞和返回舱分离，防止降落伞受地面风影响拖拽返回舱。

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