CN113264187B - 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 - Google Patents
空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113264187B CN113264187B CN202110656825.9A CN202110656825A CN113264187B CN 113264187 B CN113264187 B CN 113264187B CN 202110656825 A CN202110656825 A CN 202110656825A CN 113264187 B CN113264187 B CN 113264187B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- load
- driving device
- soft landing
- shape memory
- memory alloy
- 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
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 62
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 59
- 229910001285 shape-memory alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 113
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 32
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 claims abstract description 29
- 230000004044 response Effects 0.000 claims abstract description 19
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 13
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 11
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 48
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 25
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims description 14
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 13
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 8
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 7
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 7
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 6
- 238000005312 nonlinear dynamic Methods 0.000 claims description 6
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 claims description 4
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 3
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 claims 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 14
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 12
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 7
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 4
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 4
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 238000011160 research Methods 0.000 description 3
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 230000003446 memory effect Effects 0.000 description 2
- 229910001000 nickel titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 2
- 239000002520 smart material Substances 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 2
- 230000005428 wave function Effects 0.000 description 2
- 206010063385 Intellectualisation Diseases 0.000 description 1
- 229910001566 austenite Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005538 encapsulation Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 1
- 229910000734 martensite Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 210000003205 muscle Anatomy 0.000 description 1
- HLXZNVUGXRDIFK-UHFFFAOYSA-N nickel titanium Chemical compound [Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ti].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni].[Ni] HLXZNVUGXRDIFK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000000979 retarding effect Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/14—Absorbing landing shocks
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
本申请涉及空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置，方法包括根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器；获取空投的载荷重量，根据载荷重量选取缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸；根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线；根据载荷的速度变化曲线，确定载荷重量对应的驱动器的最优数量和最优尺寸；根据降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出缓冲驱动装置的设计结果。实现了空投系统的高可靠性软着陆缓冲。
Description
技术领域
本申请涉及降落伞空投技术领域，特别是涉及一种空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置。
背景技术
随着空降兵武器以及重型装备不断向信息化、智能化方向发展，一方面，大量技术密集型装备内部元器件精密度、敏感性不断提高；另一方面，装备重量增加了伞降载荷的总质量，增大了开伞过载和着陆冲击，因而其在开伞冲击和着陆冲击过程中更容易受到损伤。设计一种简单高效的软着陆系统是保障人员和货物成功实现空降空投的有效途径和必要手段。降落伞空投系统的着陆缓冲方法分为主动缓冲和被动缓冲。在降落伞空投系统的整个软着陆的过程中，保证着陆缓冲的高效可靠性是关系到空降空投作战任务成败的关键环节。找出一种快速高效且智能可控的主动缓冲装置及其设计方法十分迫切。
然而，在实现本发明过程中，发明人发现现有可用于载荷伞降空投软着陆的主动缓冲装置较匮乏，而且现有装置对人员因素的依赖较高或缓冲方式不可控，存在着软着陆缓冲可靠性不高的技术问题。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种空投软着陆缓冲可靠性较高的空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，以及一种空投软着陆的缓冲驱动装置。
为了实现上述目的，本发明实施例采用以下技术方案：
一方面，本发明实施例提供一种空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，包括步骤：
根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器；
获取空投的载荷重量，根据载荷重量选取缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸；
根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线；
根据载荷的速度变化曲线，确定载荷重量对应的驱动器的最优数量和最优尺寸；
根据降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出缓冲驱动装置的设计结果。
在其中一个实施例中，根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线的步骤，包括：
调用驱动器工作过程的加速度模型、载荷的运动模型和降落伞伞绳交汇点的运动模型，构建物伞系统非线性动力学模型；
根据软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，以及选取的驱动器的数量和尺寸，利用龙格库塔法求解物伞系统非线性动力学模型，得到载荷的速度变化曲线。
在其中一个实施例中，驱动器工作过程的加速度模型为：
其中，ap表示作用在伞衣和伞绳两端的加速度，TL表示左手余弦曲线的周期，t表示时间，TR表示右手余弦曲线的周期；
载荷的运动模型为：
其中，Wa表示载荷的重量，Fr表示驱动器的驱动力，t表示时间，Fpayload表示降落伞的气动阻力，Mp表示载荷质量，yp表示伞绳汇交点的运动位移；
降落伞伞绳交汇点的运动模型为：
其中，ρ表示大气密度，vp表示载荷的速度，CA表示载荷的轴向力系数，SB表示载荷的名义面积。
另一方面，还提供一种空投软着陆的缓冲驱动装置，包括：
多条形状记忆合金丝，并列、对称且分别平行于吊挂绳设置；
固定夹具，分别机械连接各形状记忆合金丝的一端，用于固定各形状记忆合金丝的一端并用于机械连接降落伞一侧的吊挂绳；
可移动夹具，分别机械连接各形状记忆合金丝的另一端，用于固定各形状记忆合金丝的另一端；
滑索机构，一端机械连接可移动夹具，另一端用于机械连接载荷一侧的吊挂绳；
肋部，机械连接固定夹具，用于对可移动夹具进行移动限位；
锁死机构，设置在可移动夹具上，用于在各形状记忆合金丝处于设定的预拉伸状态时对可移动夹具进行初始位移锁死，以及在点火激活各形状记忆合金丝时解锁可移动夹具，并且在可移动夹具移动至各形状记忆合金丝收缩形变完成时对可移动夹具进行末端位移锁死；
绝热壳体，容置并绝热封装各形状记忆合金丝、固定夹具、可移动夹具、肋部和锁死机构，用于隔离外界温度对各形状记忆合金丝的干扰；滑索机构穿过绝热壳体上开设的孔道连接载荷一侧的吊挂绳。
在其中一个实施例中，固定夹具为不锈钢夹具。
在其中一个实施例中，可移动夹具为不锈钢夹具。
在其中一个实施例中，各形状记忆合金丝均为直径为4mm的镍钛合金丝。
在其中一个实施例中，上述空投软着陆的缓冲驱动装置还包括通电控制机构，电连接各形状记忆合金丝，用于在设定点火高度处对各形状记忆合金丝通电加热。
在其中一个实施例中，上述空投软着陆的缓冲驱动装置还包括高度传感器，电连接通电控制机构，用于测量载荷相对地面的高度并向通电控制机构发送设定点火高度的数据。
在其中一个实施例中，形状记忆合金丝包括16根。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点和有益效果：
上述空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置，通过根据空投应用中设定软着陆主动缓冲方式，确定所需设计的缓冲驱动装置的驱动器类型数据为采用形状记忆合金丝的主动缓冲型，然后根据获取的实际应用中空投的载荷重量数据，在设计计算机上选取驱动器的数量和尺寸等数据；进而，根据实际应用中所要求的软着陆速度指标及缓冲响应时间指标等指标数据，利用前述得到的驱动器的数量和尺寸等数据进行软着陆仿真试验，得到相应的载荷的速度变化曲线。最后根据获得的速度变化曲线确定实际空投应用中的载荷重量所对应的驱动器的最优数量与最优尺寸等设计数据，并且最终基于降落伞空投系统的整体数据确定设计的缓冲驱动装置的装设位置，而获得完整的缓冲驱动装置的设计结果数据。
与现有技术相比，本设计利用智能材料形状记忆合金的超弹性和形状记忆恢复性能，研究并设计了适用于降落伞空投系统软着陆系统的缓冲驱动装置，设计方法及装置简洁、高效且可控性较强，可实现空投系统的高可靠性软着陆缓冲，能够高效避免人员/装备货物在空降空投着陆过程的载荷毁伤和破坏。
附图说明
图1为一个实施例中空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法的流程示意图；
图2为一个实施例中降落伞空投系统稳态下落过程受力示意图；
图3为一个实施例中形状记忆合金丝连接吊挂绳与载荷的弹簧类比示意图；
图4为一个实施例中空投软着陆的缓冲驱动装置的结构示意图；
图5为一个实施例中装置工作过程载荷下落速度随时间变化结果的示意图；
图6为一个实施例中装置工作过程降落伞气动力随时间变化结果的示意图；
图7为一个实施例中装置工作过程伞绳汇交点与载荷之间垂向距离随时间变化结果示意图；
图8为一个实施例中空投软着陆的缓冲驱动装置在降落伞空投系统中的安装示意图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。需要说明的是，当一个元件被认为是“连接”另一个元件，可以是直接连接到另一个元件并与之结合为一体，或者可能同时存在居中元件，即也可以是间接连接到另一个元件。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时，应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
降落伞空投系统的着陆缓冲驱动装置设计中，需要将悬挂载荷(人/货物)的下落速度在着陆前尽量快速降低并尽量接近零。同时还要保证缓冲驱动装置开始作用的高度合适，以满足载荷在着陆瞬态不至于破坏的同时，缓冲驱动装置的作用时间尽量短，从而能够满足实际的载荷伞降空投着陆过程的破坏避免和快速响应需求。
降落伞空投系统的着陆缓冲方式分为主动缓冲和被动缓冲，其中主动缓冲机构是在着陆前通过驱动装置给载荷提供与重力方向相反的作用力，降低下落速度；被动缓冲机构则是采用缓冲气囊等缓冲包装设计，在载荷受到着陆冲击瞬间通过缓冲的方式减少对载荷的毁坏。降落伞空投系统中使用软着陆系统是避免人员和货物在着陆瞬间冲击作用下毁伤的有效方法。其中，主动缓冲机构以其简洁、可控、高效的特点在软着陆系统中得到广泛应用，其设计在本质上也是一种优化问题，需要同时满足较小的着陆速度和较短的作用时间。这就要求主动缓冲机构在短时间内能够提供较大的反制加速度以抵抗重力作用，且随着载荷重量的增加，所需要的反制加速度越大。并且设计的缓冲机构及所选材料还要足够的轻质可靠，以降低降落伞空投系统的携行重量。
然而，目前现有可用于载荷伞降空投软着陆的主动缓冲装置较匮乏，人员的空投往往通过着陆前操纵降落伞的方式来减缓着陆冲击，这对人员的操纵能力要求较高，且经常受到人员主观因素的影响导致缓冲失败。对于装备和货物的空降空投目前主要以缓冲包装设计方法的被动缓冲方式实现软着陆，由于受到地面风场等复杂气象环境影响，且被动缓冲的方式不可控，容易造成载荷着陆后发生翻滚，对载荷造成二次损坏。
此外，还有利用了气动人工肌肉(Pneumatic Muscle Actuator,PMA)等智能材料开发的适用于软着陆的降落伞缓冲装置，然而其目前仍存在操作复杂、作用时间过长、载荷重量较小等技术缺陷，适用性和可靠性均不足。
综上，本发明针对传统的缓冲驱动装置存在着的软着陆缓冲可靠性不高的技术问题，提供了一种空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法并设计了一种空投软着陆的缓冲驱动装置，设计获得装置的软着陆缓冲可靠性较高。
请参阅图1，在一个实施例中，本发明提供一种空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，包括如下步骤S12至S20：
S12，根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器。
可以理解，本实施例中，采用形状记忆合金智能材料(Shape Memory Alloy,SMA)作为驱动器，设计用于降落伞空投系统软着陆的智能缓冲驱动装置，代替传统的以气囊为代表的缓冲耗能装置。缓冲驱动装置的驱动器可以根据实际空投的载荷重量和软着陆相关设计指标，确定在一个驱动器中采用形状记忆合金丝的数量与尺寸。
S14，获取空投的载荷重量，根据载荷重量选取缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸。
可以理解，在一个缓冲驱动装置中，可以采用单个或者多个相同的驱动器，确定这些驱动器数量和尺寸，也即确定采用的形状记忆合金丝的总数量与各根形状记忆合金丝的尺寸。根据同一种载荷重量，可以预选几种不同的驱动器的数量和尺寸的组合数据。而对于不同的载荷重量，也可以预选多种不同或者部分相同的驱动器的数量和尺寸的组合数据，以便于开展仿真试验之间数据对比。
S16，根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线。
可以理解，软着陆速度指标是指在实际空投应用时空投系统软着陆过程中，载荷着陆时的速度所需满足的设计速度。缓冲响应时间指标是指在实际空投应用时空投系统软着陆过程中，缓冲驱动装置为达成设定的主动缓冲效果所需满足的缓冲动作响应的设计时间。用于进行执行本次设计工作的计算机设备，可以应用本领域中已有的仿真软件来开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，从而获得所需的载荷的速度变化曲线。
S18，根据载荷的速度变化曲线，确定载荷重量对应的驱动器的最优数量和最优尺寸。
可以理解，通过载荷的速度变化曲线，计算机设备可以提取出所选定的载荷重量下，主动缓冲可靠性最优时的驱动器的数量和尺寸，也即驱动器的最优数量和最优尺寸，其使得缓冲驱动装置提供的主动缓冲效果最接近设计所需的软著路效果，如载荷软着陆时的载荷速度最接近软着陆速度指标、缓冲驱动装置的响应时间最接近缓冲响应时间指标等。
S20，根据降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出缓冲驱动装置的设计结果。
可以理解，计算机设备可以通过预先输入、实时上传或者连线加载等方式获取给定的降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，以便确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的具体安装位置，完成降落伞空投系统的缓冲驱动装置的整体设计。
上述空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，通过根据空投应用中设定软着陆主动缓冲方式，确定所需设计的缓冲驱动装置的驱动器类型数据为采用形状记忆合金丝的主动缓冲型，然后根据获取的实际应用中空投的载荷重量数据，在设计计算机上选取驱动器的数量和尺寸等数据；进而，根据实际应用中所要求的软着陆速度指标及缓冲响应时间指标等指标数据，利用前述得到的驱动器的数量和尺寸等数据进行软着陆仿真试验，得到相应的载荷的速度变化曲线。最后根据获得的速度变化曲线确定实际空投应用中的载荷重量所对应的驱动器的最优数量与最优尺寸等设计数据，并且最终基于降落伞空投系统的整体数据确定设计的缓冲驱动装置的装设位置，而获得完整的缓冲驱动装置的设计结果数据。
与现有技术相比，本设计利用智能材料形状记忆合金的超弹性和形状记忆恢复性能，研究并设计了适用于降落伞空投系统软着陆系统的缓冲驱动装置，设计方法及装置简洁、高效且可控性较强，可实现空投系统的高可靠性软着陆缓冲，能够高效避免人员/装备货物在空降空投着陆过程的载荷毁伤和破坏。
在一个实施例中，利用SMA智能材料(也即上述形状记忆合金丝)的超弹性性能(Super-elastic effect)和形状记忆性能(Shape memory effect)，将形状记忆合金丝进行设计(如数量与尺寸等)并集成到收缩器(也即缓冲驱动装置)中，为降落伞空投系统提供着陆前所需的较大收缩力。该收缩器安装在吊挂绳上，如图2所示，在降落伞系统处于着陆前的稳态下落阶段，根据设计高度和时间激活收缩器，则在收缩力(Tr)的作用下降落伞的汇交点(confluence point)与载荷(payload)瞬间被相向拉伸，两者距离被缩短的同时降落伞的汇交点向下拉动伞衣的速度突然增加，受到的气动阻力(FD)也同时突然增加，受到收缩力作用后的降落伞空投系统稳态下落速度随之减小，直到气动阻力与系统重力重新达到平衡，降落伞稳态下落的速度可以根据载荷重量和气动阻力进行计算。
其中，稳态下落速度Ve为最终着陆时的载荷速度，mg为降落伞空投系统重量，ρ为大气密度，CDSD为降落伞的阻力特征，根据着陆速度计算得到的载荷着陆冲击可以用动量I的形式表示为：
I＝mbVe (3)
其中，mb为载荷质量。
在一个实施例中，可以理解，理想的缓冲驱动装置设计准则主要考虑SMA的变形性能和缓冲设计目标：一是收缩力所产生的脉冲作用能够将载荷(payload)下落速度刚好减小到0；二是驱动装置点火高度刚好合适，使得收缩作用(响应)时间内载荷刚好落地，即高度变为0。实际的设计过程中，若以上两个设计目标只能其中满足一种，则载荷落地的速度不会为0而会产生冲击速度。因此，需要结合实际的载荷(人员/装备货物)受损标准对允许产生的冲击速度进行评估，指导软着陆系统设计，从而得到优化的设计指标结果。
在SMA的马氏体相变阶段，将形状记忆合金丝进行拉伸变形产生a％的预应变，并且将形状记忆合金丝的两端固定(可采用夹具固定)。形状记忆合金丝可抽象类比为如图3所示的整个SMA弹簧系统。其中，Ka为结构弹簧的刚度。SMA与吊挂绳单元并行布置，当缓冲驱动装置未被激活时，连接降落伞和载荷之间的吊挂绳为SMA提供张力从而产生预应变。降落伞和载荷同时机械连接在缓冲驱动装置的两端。
缓冲驱动装置被激活时，其中的形状记忆合金丝被加热至奥氏体相变(AusteniteFinish,AF)阶段而产生恢复变形，形状记忆合金丝与缓冲驱动装置中设置的可移动夹具相连接的一端被解锁，缓冲驱动装置由于解锁前的约束作用(如上述的预应变)会产生瞬态的驱动力，并且在载荷运动的反向产生一个脉冲。整体来看，降落伞空投系统是一个无约束系统，同时缓冲驱动装置产生的收缩力是内力作用，但由于收缩力的加速作用会增加伞衣所受到的气动力，从而为载荷提供一个有约束的反向拉力，用于降低下落速度。
在一个实施例中，关于上述的步骤S16，具体可以包括如下处理步骤S162和S164：
S162，调用驱动器工作过程的加速度模型、载荷的运动模型和降落伞伞绳交汇点的运动模型，构建物伞系统非线性动力学模型；
S164，根据软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，以及选取的驱动器的数量和尺寸，利用龙格库塔法求解物伞系统非线性动力学模型，得到载荷的速度变化曲线。
可以理解，降落空投系统的飞行过程涉及到多体系统动力学行为，伞衣和载荷在收缩力的作用下被同时加速。为了获取载荷的速度这一变量，需要建立稳态下落过程的物伞系统多体动力学方程并进行求解。将伞绳汇交点和载荷的运动位移分别定义为yp和yc。
建模前需要给定如下假设：
(1)稳态下落阶段充满伞衣假设为半刚性体，忽略收缩器作用过程伞衣织物的褶皱行为影响，从而伞衣的阻力系数和阻力面积保持不变。
(2)忽略夹具机构移动过程的摩擦力作用影响。
(3)收缩作用过程忽略环境风场的影响，物伞系统的运动方向保持垂直。
(4)降落伞由于伞衣内部及邻近区域空气产生的附加质量保持不变，与降落伞名义直径组成的半球体包裹的空气质量相等。
如此，在一些实施方式中，对收缩过程物伞系统的运动应用牛顿第二定律，载荷的运动方程(模型)可以写为：
其中，Wa表示载荷的重量，Fr表示驱动器的驱动力，t表示时间，Fpayload表示降落伞的气动阻力，Mp表示载荷质量。
降落伞伞绳汇交点的运动方程(模型)可以写为：
其中，ρ表示大气密度，vp表示载荷的速度，CA表示载荷的轴向力系数，SB表示载荷的名义面积。
降落伞的气动阻力Fparachute和附加质量Mc分别计算如下：
其中，rp表示降落伞名义半径，Cd表示伞衣阻力系数，vc表示降落伞的速度。
形状记忆合金丝被加热后会产生驱动力，该驱动力可以写为：
Fr＝A·σr (8)
σr表示形状记忆合金丝材料的正应力。
收缩器工作过程下落速度的改变量为：
其中，Vr表示缓冲驱动装置产生的速度，因此空投系统的设计优化目标即为令ΔV为0，从而实现载荷的软着陆，f(t)表示恢复力随时间变化的函数，a表示恢复力作用时间。
每根形状记忆合金丝的横截面积为A＝πD2/4，形状记忆合金丝的直径为D、长度为L且形状记忆合金丝的数量为N，则作用在所有SMA驱动器上的合力为：
其中，σcr表示每根形状记忆合金丝材料受到的正应力。
当载荷下落至给定高度时，形状记忆合金丝通电加热收缩，产生的脉冲作用在载荷上所引起的速度改变量为：
其中，脉冲量
自由下落过程的速度计算公式为：
当需要降低着陆冲击速度(Vf＜Ve)时，速度改变量和缓冲驱动装置作用高度都应处于合理范围，令Vf＜Ve为设计目标，首先：
则速度改变量为：
此后对于缓冲驱动装置点火高度Ht，考虑极端情况ΔV＝0，则Ht为：
在一个实施方式中，作用在物体上的冲击载荷可以通过类似余弦曲线的波函数的方式进行拟合，ap为加速度的峰值，TL为左手余弦曲线的周期，TR为右手余弦曲线的周期，作用在伞衣和伞绳两端的加速度为
其中mb和mp分别为收缩器端部单元的质量，则驱动器(或收缩器)工作过程的加速度模型为：
在速度改变量的极端情况ΔV＝0下，
请参阅图4，还提供了一种空投软着陆的缓冲驱动装置100，包括形状记忆合金丝11、固定夹具13、可移动夹具15、滑索机构17、肋部19、锁死机构21和绝热壳体23。其中，多条形状记忆合金丝11并列、对称且分别平行于吊挂绳设置。固定夹具13分别机械连接各形状记忆合金丝11的一端，用于固定各形状记忆合金丝11的一端并用于机械连接降落伞一侧的吊挂绳。可移动夹具15分别机械连接各形状记忆合金丝11的另一端，用于固定各形状记忆合金丝11的另一端。滑索机构17一端机械连接可移动夹具15，另一端用于机械连接载荷一侧的吊挂绳。
肋部19机械连接固定夹具13用于对可移动夹具15进行移动限位。锁死机构21设置在可移动夹具15上，用于在各形状记忆合金丝11处于设定的预拉伸状态时对可移动夹具15进行初始位移锁死，以及在点火激活各形状记忆合金丝11时解锁可移动夹具15，并且在可移动夹具15移动至各形状记忆合金丝11收缩形变完成时对可移动夹具15进行末端位移锁死。绝热壳体23容置并绝热封装各形状记忆合金丝11、固定夹具13、可移动夹具15、肋部19和锁死机构21，用于隔离外界温度对各形状记忆合金丝11的干扰。滑索机构17穿过绝热壳体23上开设的孔道连接载荷一侧的吊挂绳。
可以理解，形状记忆合金丝11通过导电受热产生恢复形变，因此空投软着陆的缓冲驱动装置100应设置绝热壳体23进行封装，以保证与外界温度的隔离，同时吊挂绳在收缩后应保持新的长度不变，空投软着陆的缓冲驱动装置100中应设置锁死机构21，如图4所示。锁死机构21可以采用本领域中现有的各型压紧式锁死机构21。肋部19可以是单滑轨、双滑轨或多滑轨的肋材，只要能用于装设可移动夹具15并对可移动夹具15进行所需的定向滑动限位，使得可移动夹具15可牵引形状记忆合金丝11进行预拉伸或跟随形状记忆合金丝11收缩运动即可。
具体的，空投软着陆的缓冲驱动装置100的核心子系统主要由形状记忆合金丝11、滑索机构17和绝热壳体23组成，滑索机构17机械连接形状记忆合金丝11和载荷，并在系统下落运动过程中将空投软着陆的缓冲驱动装置100沿轴向向下运动锁死，当空投软着陆的缓冲驱动装置100点火后，例如通过匹配设置的火工品装置点火触发锁死机构21解锁可移动夹具15，使得可移动夹具15在形状记忆合金丝11通电受热收缩时，跟随形状记忆合金丝11的运动而沿肋部19的滑轨向固定夹具13所在一端移动。
收缩作用完成后，形状记忆合金丝11恢复形变，恢复到原始长度。同时通过感应固定夹具13与可移动夹具15之间的相对距离，达到形状记忆合金丝11的原始长度时，可通过火工品装置再次点火触发锁死机构21，使得锁死机构21终止移动，滑索机构17也随之停止移动。在空投软着陆的缓冲驱动装置100的收缩作用过程中，可移动夹具15带动滑索机构17拉动载荷向上(也即固定夹具13所在一端)移动，从而使得伞绳汇交点与载荷之间的吊挂绳的长度被整体缩短。所有形状记忆合金丝11在绝热壳体23提供的绝热管道中工作，防止外界温度影响形状记忆合金丝11的工作性能。
关于空投软着陆的缓冲驱动装置100的其他具体限定，可以参见上文中空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法的相应限定，在此不再赘述。
上述空投软着陆的缓冲驱动装置100，利用智能材料形状记忆合金的超弹性和形状记忆恢复性能，研究并设计了适用于降落伞空投系统软着陆系统的缓冲驱动装置，设计方法及装置简洁、高效且可控性较强，可实现空投系统的高可靠性软着陆缓冲，能够高效避免人员/装备货物在空降空投着陆过程的载荷毁伤和破坏。
在一个实施例中，可选的，固定夹具13为不锈钢夹具。
在一个实施例中，可选的，可移动夹具15为不锈钢夹具。
在一个实施例中，可选的，各形状记忆合金丝11均为直径为4mm的镍钛合金丝。可以理解，本实施例中，采用的形状记忆合金丝11为镍钛合金(Nitinol，Ni-51％，Ti-49％)材料，其直径为4mm。该材料的其他性能参数如表1所示。
表1
将一定数量的形状记忆合金丝11对称布置并通过夹具机构(如上述的固定夹具13与可移动夹具15)固定，每根形状记忆合金丝11的两端均需夹紧。夹具机构的主要作用是维持形状记忆合金丝11的预应变。当形状记忆合金丝11通电受热启动后，可移动夹具15被触发解锁并被拉动。夹具机构为不锈钢制成，
分别位于形状记忆合金丝11的上端和下端(以降落伞下降过程而言)。
在一个实施例中，上述空投软着陆的缓冲驱动装置100还包括通电控制机构，电连接各形状记忆合金丝11，用于在设定点火高度处对各形状记忆合金丝11通电加热。
可以理解，通电控制机构为形状记忆合金丝11的通电控制机构，用于在载荷下落至设定点火高度处时对各形状记忆合金丝11进行通电加热，使得各形状记忆合金丝11受热产生恢复形变，从而为载荷提供一个有约束的反向拉力，用于降低下落速度。通电控制机构可以是本领域中已有的用于实现通断电控制的器件或者芯片。通电控制机构可以但不限于集成在绝热壳体23上或者安装在载荷上。通过设置的通电控制机构进行合金丝通电控制，无需利用载荷上的电源或者额外设置的电源管理设备，即可靠实现合金丝的通电控制。
在一个实施例中，上述空投软着陆的缓冲驱动装置100还包括高度传感器，电连接通电控制机构，用于测量载荷相对地面的高度并向通电控制机构发送设定点火高度的数据。
可以理解，高度传感器可以但不限于装载在空投系统的载荷上或者空投软着陆的缓冲驱动装置100的绝热壳体23上，只要能够测量载荷相对地面的高度即可。通电控制机构通过根据高度传感器测量并传输过来的数据来确定载荷是否下落至设定点火高度，而决定是否对各形状记忆合金丝11进行通电加热。此外，在一些实施方式中，通电控制机构还可以根据高度传感器测量并传输过来的数据来确定是否对各形状记忆合金丝11停止通电加热，以使各形状记忆合金丝11恢复形变完成后终止通电。通过利用装载的高度传感器来测量载荷相对地面的高度，实现载荷下落过程的实时高度测量，确保高度测量数据的准确性与实时性，从而进一步确保空投软着陆的缓冲驱动装置100点火缓冲的可靠性。
在一个实施例中，形状记忆合金丝11包括16根。可选的，在本实施例中，形状记忆合金丝11的数量为16根，可以对给定载荷重量的空投系统提供较优的主动缓冲效果。
在一个实施例中，为了更直观且全面地说明上述空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，下面给出了其中一个对本发明提出的设计方法进行说明和验证的示例。需要说明的是，本说明书中给出的实施案例仅为示意性的，并非为本发明具体实施案例的唯一限定，本领域技术人员可以在本发明提供的实施案例的示意下，同理采用上述提供的空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，实现对不同载荷重量的缓冲驱动装置的设计与验证。
通过仿真计算对本发明的使用效果进行了评估：给定形状记忆合金丝的直径D＝4mm，最大预应变为3％，临界应力为σcs＝500MPa，采用的形状记忆合金丝的数量为16根。载荷的质量为105kg，SD＝26m2，Cd＝0.7，则计算得到下落速度。将公式(16)的波函数代入公式(4)和(5)，利用龙格库塔法求解该物伞系统非线性动力学方程(模型)，得到的载荷的速度变化曲线如图5所示。图6为空投软着陆的缓冲驱动装置100工作过程作用在伞衣表面的气动力变化，图7为伞绳汇交点和载荷之间垂直方向相对距离的变化，可以看出空投软着陆的缓冲驱动装置100的减速效果显著，能够为降落伞空投载荷减缓着陆冲击提供有效的技术手段。其中，如图8所示缓冲驱动装置在降落伞空投系统中的安装示意图。
利用装载的高度传感器来测量载荷相对地面的高度，当载荷接触地面时，传感器测量的高度应为0，着陆速度Vf＝Vt，但考虑到高度传感器存在的时间延迟，因此可设置相对较为安全的感应高度，取Ht＝0.5m。
验证的形状记忆合金丝数量对缓冲效果的影响，如表2所示，不同数量的形状记忆合金丝对应的降落伞空投系统载荷着陆缓冲减速情况。
表2
验证形状记忆合金丝的直径大小的影响，取合金丝的数量为16根，表3为不同直径对应的着陆冲击减缓效果。
表3
载荷的重量同样是设计软着陆系统的重要因素，在给定的形状记忆合金丝数量和直径情况下，不同载荷对应的下落速度和冲击减缓效果如表4所示。
表4
应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且图1的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
又一方面，还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时可以实现以下步骤：根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器；获取空投的载荷重量，根据载荷重量选取缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸；根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线；根据载荷的速度变化曲线，确定载荷重量对应的驱动器的最优数量和最优尺寸；根据降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出缓冲驱动装置的设计结果。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还可以实现上述空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
再一方面，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器；获取空投的载荷重量，根据载荷重量选取缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸；根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的驱动器的数量和尺寸开展缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线；根据载荷的速度变化曲线，确定载荷重量对应的驱动器的最优数量和最优尺寸；根据降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出缓冲驱动装置的设计结果。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时，还可以实现上述空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成的，计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线式动态随机存储器(Rambus DRAM，简称RDRAM)以及接口动态随机存储器(DRDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可做出若干变形和改进，都属于本申请保护范围。因此本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (10)
1.一种空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，其特征在于，包括步骤：
根据设定的软着陆主动缓冲方式，确定降落伞空投系统的缓冲驱动装置的驱动器类型；所述驱动器类型为采用形状记忆合金丝的主动缓冲驱动器；
获取空投的载荷重量，根据所述载荷重量和软着陆相关设计指标选取所述缓冲驱动装置的驱动器的数量和尺寸；所述软着陆相关设计指标包括：空投系统着陆时刻的运动速度应衰减为0；所述驱动器的数量即为采用形状记忆合金丝的数量；所述驱动器的尺寸即为采用形状记忆合金丝的直径尺寸；
根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的所述驱动器的数量和尺寸开展所述缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线；
根据所述载荷的速度变化曲线，确定所述载荷重量对应的所述驱动器的最优数量和最优尺寸；
根据所述降落伞空投系统的整体布局和重量分配数据，确定所述缓冲驱动装置在吊挂绳上的安装位置，输出所述缓冲驱动装置的设计结果。
2.根据权利要求1所述的空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，其特征在于，根据空投的软着陆速度指标和缓冲响应时间指标，利用选取的所述驱动器的数量和尺寸开展所述缓冲驱动装置软着陆仿真试验，得到载荷的速度变化曲线的步骤，包括：
调用所述驱动器工作过程的加速度模型、载荷的运动模型和降落伞伞绳交汇点的运动模型，构建物伞系统非线性动力学模型；
根据所述软着陆速度指标和所述缓冲响应时间指标，以及选取的所述驱动器的数量和尺寸，利用龙格库塔法求解所述物伞系统非线性动力学模型，得到所述载荷的速度变化曲线。
3.根据权利要求2所述的空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法，其特征在于，所述驱动器工作过程的加速度模型为：
其中，ap表示作用在伞衣和伞绳两端的加速度，TL表示左手余弦曲线的周期，t表示时间，TR表示右手余弦曲线的周期；
所述载荷的运动模型为：
其中，Wa表示载荷的重量，Fr表示所述驱动器的驱动力，t表示时间，Fpayload表示降落伞的气动阻力，Mp表示载荷质量，yp表示伞绳汇交点的运动位移；
所述降落伞伞绳交汇点的运动模型为：
其中，ρ表示大气密度，vp表示载荷的速度，CA表示载荷的轴向力系数，SB表示载荷的名义面积。
4.一种空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，包括：
多条形状记忆合金丝，并列、对称且分别平行于吊挂绳设置；
固定夹具，分别机械连接各所述形状记忆合金丝的一端，用于固定各所述形状记忆合金丝的一端并用于机械连接降落伞一侧的吊挂绳；
可移动夹具，分别机械连接各所述形状记忆合金丝的另一端，用于固定各所述形状记忆合金丝的另一端；
滑索机构，一端机械连接所述可移动夹具，另一端用于机械连接载荷一侧的吊挂绳；
肋部，机械连接所述固定夹具，用于对所述可移动夹具进行移动限位；
锁死机构，设置在所述可移动夹具上，用于在各所述形状记忆合金丝处于设定的预拉伸状态时对所述可移动夹具进行初始位移锁死，以及在点火激活各所述形状记忆合金丝时解锁所述可移动夹具，并且在所述可移动夹具移动至各所述形状记忆合金丝收缩形变完成时对所述可移动夹具进行末端位移锁死；
绝热壳体，容置并绝热封装各所述形状记忆合金丝、所述固定夹具、所述可移动夹具、所述肋部和所述锁死机构，用于隔离外界温度对各所述形状记忆合金丝的干扰；所述滑索机构穿过所述绝热壳体上开设的孔道连接所述载荷一侧的吊挂绳。
5.根据权利要求4所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，所述固定夹具为不锈钢夹具。
6.根据权利要求4所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，所述可移动夹具为不锈钢夹具。
7.根据权利要求4所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，各所述形状记忆合金丝均为直径为4mm的镍钛合金丝。
8.根据权利要求4所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，还包括通电控制机构，电连接各所述形状记忆合金丝，用于在设定点火高度处对各所述形状记忆合金丝通电加热。
9.根据权利要求8所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，还包括高度传感器，电连接所述通电控制机构，用于测量载荷相对地面的高度并向所述通电控制机构发送所述设定点火高度的数据。
10.根据权利要求4所述的空投软着陆的缓冲驱动装置，其特征在于，所述形状记忆合金丝包括16根。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110656825.9A CN113264187B (zh) | 2021-06-11 | 2021-06-11 | 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110656825.9A CN113264187B (zh) | 2021-06-11 | 2021-06-11 | 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113264187A CN113264187A (zh) | 2021-08-17 |
| CN113264187B true CN113264187B (zh) | 2022-08-09 |
Family
ID=77234939
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110656825.9A Active CN113264187B (zh) | 2021-06-11 | 2021-06-11 | 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113264187B (zh) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2019039063A1 (ja) * | 2017-08-24 | 2019-02-28 | 日本化薬株式会社 | 飛行体用安全装置および飛行体 |
| CN110304269A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-10-08 | 北京航空航天大学 | 一种智能材料驱动舵面偏转的可控夹具结构 |
| CN111076887A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-04-28 | 北京空间机电研究所 | 一种空投试验中降落伞开伞过程附加质量的获取方法 |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002205695A (ja) * | 2001-01-11 | 2002-07-23 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 搭載物射出投棄装置 |
| WO2003053777A2 (en) * | 2001-12-07 | 2003-07-03 | Atair Aerospace, Inc. | Steerable parachute control system and method |
| CN101598118B (zh) * | 2007-06-29 | 2011-07-20 | 华中科技大学 | 一种空间弯曲形状记忆合金驱动器的驱动控制装置 |
| US20090127397A1 (en) * | 2007-11-13 | 2009-05-21 | Bevan Hyunh | Wireless radio frequency identification impact cargo parachute automatic release system |
| CN202557800U (zh) * | 2012-01-12 | 2012-11-28 | 北京理工大学 | 一种用于空降设备软着陆的气动人工肌肉收缩装置 |
| US9919505B2 (en) * | 2014-07-25 | 2018-03-20 | The Boeing Company | Apparatus and method for a shape memory alloy mandrel |
| CN104899399B (zh) * | 2015-06-24 | 2018-01-12 | 北京石油化工学院 | 可重复电磁锁紧装置电磁铁的设计方法 |
| CN105015783B (zh) * | 2015-07-12 | 2017-04-12 | 北京理工大学 | 一种微小型抛投机器人降落伞分离机构 |
| GB2565720B (en) * | 2016-06-03 | 2021-10-27 | Cambridge Mechatronics Ltd | Shape memory alloy assembly |
| US10099792B1 (en) * | 2017-10-13 | 2018-10-16 | Kitty Hawk Corporation | Parachute tow and release system with canopy extraction controlled by drag surface |
| CN109733497B (zh) * | 2018-12-29 | 2020-05-26 | 西安交通大学 | 一种基于形状记忆合金的爬行软体机器及其驱动方法 |
| CN210235323U (zh) * | 2019-04-18 | 2020-04-03 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞行器的锁定、解锁装置 |
| CN111017215A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-17 | 航宇救生装备有限公司 | 一种轮式车辆无货台空投系统 |
| CN111409815B (zh) * | 2020-04-09 | 2023-06-23 | 中国飞机强度研究所 | 一种柔性前缘结构及其设计方法 |
| CN112395697B (zh) * | 2020-10-29 | 2024-02-09 | 北京空间机电研究所 | 一种降落伞柔性绳带阻尼系数的获取方法 |
| CN112461492B (zh) * | 2020-11-16 | 2023-04-14 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 | 一种基于形状记忆合金的自复位顶紧装置 |
| CN112623179B (zh) * | 2020-12-23 | 2022-11-22 | 中国科学院力学研究所 | 一种可回收可变形式发射吊舱 |
-
2021
- 2021-06-11 CN CN202110656825.9A patent/CN113264187B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2019039063A1 (ja) * | 2017-08-24 | 2019-02-28 | 日本化薬株式会社 | 飛行体用安全装置および飛行体 |
| CN110304269A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-10-08 | 北京航空航天大学 | 一种智能材料驱动舵面偏转的可控夹具结构 |
| CN111076887A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-04-28 | 北京空间机电研究所 | 一种空投试验中降落伞开伞过程附加质量的获取方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113264187A (zh) | 2021-08-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Li et al. | A gun recoil system employing a magnetorheological fluid damper | |
| Cruz et al. | Reconstruction of the mars science laboratory parachute performance | |
| Lindholm | Some experiments in dynamic plasticity under combined stress | |
| Xu et al. | A three-dimensional constitutive modeling for shape memory alloys considering two-way shape memory effect and transformation-induced plasticity | |
| Rey et al. | Shape memory alloy actuation for a variable area fan nozzle | |
| CN113264187B (zh) | 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置 | |
| Wu et al. | Flexible heat shields deployed by centrifugal force | |
| Leamy et al. | Dynamic simulation of a tethered satellite system using finite elements and fuzzy sets | |
| Tekin et al. | Modeling and vertical launch analysis of an aero-and thrust vector controlled surface to air missile | |
| Macha | A simple, approximate model of parachute inflation | |
| Clark et al. | Reconstructed Performance of the Supersonic Parachute of the Mars InSight Lander | |
| Grigorie et al. | An intelligent controller based fuzzy logic techniques for a morphing wing actuation system using shape memory alloy | |
| Courchesne et al. | New aeroelastic studies for a morphing wing | |
| Pitt et al. | Wind tunnel demonstration of the SAMPSON smart inlet | |
| Kinney et al. | Conceptual Design of a'SHARP'-CTV | |
| Muppidi et al. | ASPIRE Aerodynamic Models and Flight Performance | |
| Ikeda et al. | Smart vortex generator using shape memory alloy | |
| Lee et al. | Deployment shock attenuation of a solar array tape hinge by means of the Martensite detwinning of NiTi Shape Memory Alloy | |
| Otten et al. | Proof-of-concept of the shape memory alloy ReseTtable dual chamber lift device for pedestrian protection with tailorable performance | |
| Brown et al. | A new pneumatic actuator and its use in airdrop applications | |
| CN114572429A (zh) | 一种基于凸轮外形设计的普适火箭回收索系统 | |
| Frost et al. | Improved deployment characteristics of a tether-connected munition system | |
| Purvis | Prediction of parachute line sail during lines-first deployment | |
| Warren et al. | Experimental characterization of lightweight strain energy deployment hinges | |
| Wang et al. | Airdrop Recovery Systems with Self-Inflating Airbag |
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 |