次生气囊在无人机回收系统中的应用

次生气囊是一项可以应用于无人机伞降结合气囊缓冲回收的具有实用价值的技术措施.次生气囊利用无人机主气囊触地后瞬间排出的气体填充成形,实现对机翼部位的缓冲保护.本文对次生气囊的工作过程、力学模型和相关技术指标进行了分析,认为次生气囊对主气囊的工作不产生不利影响,不增加对气源的需求,对无人机增重的影响也很小,但却可以有效地增加对无人机着陆的缓冲效果.     

牵顶伞对主伞充气过程的影响

为研究牵顶伞对主伞充气过程的影响,建立了有无牵顶伞的主伞充气阶段的流固耦合数学模型,对有无牵顶伞时,主伞的整个充气过程进行了数值模拟,并将计算所得的开伞动载与空投试验结果进行对比,以验证数值仿真的可靠性。研究结果表明:(1)有牵顶伞时开伞过程中的平均速度比无牵顶伞时大;(2)有牵顶伞时,收口阻力特征比无牵顶伞时要小约30%。(3)有牵顶伞时,第一峰值的过载呈减少趋势,第二峰值约大了36%;(4)对具有不同阻力特征的牵顶伞的计算结果表明:牵顶伞阻力特征增大,初始充气时间和初始充气距离均减小,但初始充气结束时的速度基本不变,而开伞峰值、收口阻力特征、充满时间和充满距离均变化不大。(5)有牵顶伞时,在初始充气阶段,伞衣不易张开,因而伞衣外形显得更为细长。而在主充气阶段,在解除收口绳之前,由于顶部有牵顶伞的阻力,伞衣张开相对较慢,因而伞衣细长些。当解除收口后,牵顶伞的阻力已经很小,此时,有无牵顶伞的主伞伞衣外形变化几乎相同。     

不同尾翼灵巧子弹气动特性实验研究

从无伞灵巧子弹稳态扫描的必要条件出发,设计了轴向折叠和径向折叠两种尾翼类型的子弹气动外形.设计了模型和实验装置,进行了小迎角低速风洞实验.获得了模型在固定和旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速,对模型的稳定性进行了分析.实验结果表明:模型采用轴向折叠尾翼,能够设计足够有效的迎风面积和增阻效果良好的翼面形状,维持较为稳定的转速,具有良好的旋转稳定性;采用径向折叠尾翼的模型,增阻效果不明显,稳定旋转能力较差.实验结果为无伞灵巧子弹的设计提供了重要参考.     

无人机伞回收动力学分析

在建立无人机六自由度飞行力学模型和降落伞回收动力学模型的基础上,对无人机的整个回收过程进行仿真分析,并与飞行试验进行了比较。结果表明:本文所采用的方法较为准确地预测了整个减速伞工作阶段中的相关动力学特性。计算结果还包括了无人机与回收系统的相对运动过程,有效地预测了回收过程的危险情况,为无人机控制律和回收系统设计提供了重要参考。     

降落伞开伞过程的试验研究

探讨了降落伞充气过程中开伞动载的产生原理及其影响因素,提出了在风洞中模拟真实开伞动载的可行性。在此基础上,对小型平面圆形伞的开伞过程进行了试验,研究了开伞过程中伞衣形状和伞衣所受载荷之间的关系。试验表明:开伞载荷受降落伞阻力和附加质量变化率产生的力影响最大;在开伞过程中伞衣会发生“呼吸”现象,伞衣所受最大载荷出现在伞衣第一次完全充满时。同时,变速风洞的伞衣载荷研究表明,变速风洞可较好地模拟实际开伞情况。     

一种新的吊挂系统建模方法

针对现有降落伞吊挂系统建模方法的缺点,基于中间点的静力平衡条件提出了一种新的建模方法。与原有的建模方法相比,本方法通用性更好,具有求解稳定性好和计算效率高的优点。算法在航天器降落伞回收系统的建模仿真中得到了应用,取得了较好的效果。     

考虑风场条件的一类平流层飞艇返回过程建模与航迹规划研究

对一类气囊内外压差恒定的平流层软式飞艇,在考虑大气密度、温度变化以及大气风场的基础上,建立了飞艇三维空间运动的动力学模型;并针对能量消耗最少和航行时间最短两个指标函数,利用高斯伪谱法设计了飞艇从平流层返回地面的航迹,并对飞艇飞行高度、速度以及推力等状态变化进行分析研究.     

内装式空中发射运载火箭重力出舱运动分析

对运载火箭重力出舱方式进行了详细研究,给出了阻力伞和载机姿态的选取方法,结合气动力数值计算,分析了分离过程中载机、运载火箭和阻力伞之间的相互影响,为进一步研究及工程实践提供了理论依据.     

值得重视的复合材料研究新动向

参考国外复合材料研究动向,考虑到国内的实际,为拓宽复合材料应用领域,提出复合材料降价、改进简化复合工艺、减少辅助设施和复合材料再生利用等三个问题,其中降价问题采取四种技术途径,供大家研讨。     

一种基于GPS的数据下载式控空仪方案

介绍了一种新型的数据下载式电子探空仪系统方案,该方案采用ＧＰＳ芯片一体化、微处理器和数字传输以及先进的自动回收装置等技术,探空仪可多次重复使用,整个系统无需复杂的发射、接收设备,既避免了由于电磁干扰引起的系统工作不稳定问题,又使地面设备和使用成本大大降低,具有巨大的经济效益。