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。本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
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，本专利技术提出一种引射增稳的充气减速伞。本专利技术包括环形气囊、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I :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IOOkm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I列出了返回舱再入过程各高度对应的参数。表I返回舱再入过程各高度对应的参数权利要求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I :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I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I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I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I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。全文摘要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130。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。本专利技术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。文档编号B64G1/62GK102745347SQ201210189940公开日2012年10月24日 申请日期2012年6月11日 优先权日2012年6月11日专利技术者华如豪, 叶正寅, 吕广亮, 张庆, 李伟杰 申请人:西北工业大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
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。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：叶正寅，华如豪，李伟杰，张庆，吕广亮，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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