王立武 雷江利 吳卓 包進(jìn)進(jìn)

降落傘收口繩載荷計(jì)算方法研究

王立武 雷江利 吳卓 包進(jìn)進(jìn)

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

在降落傘系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，考慮到結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、質(zhì)量和開傘過(guò)載限制等因素，需要對(duì)降落傘開傘載荷進(jìn)行控制，收口設(shè)計(jì)是控制降落傘開傘載荷的有效方法。群傘系統(tǒng)通常采用多級(jí)收口設(shè)計(jì)以有效控制多個(gè)降落傘充氣過(guò)程的同步性和開傘載荷的一致性。收口裝置是降落傘的關(guān)鍵部件之一，其任何部分失效不僅會(huì)造成降落傘系統(tǒng)性能降低，并且有可能導(dǎo)致系統(tǒng)產(chǎn)生災(zāi)難性的故障。收口繩是收口裝置的主要承力部件，由于降落傘充氣展開過(guò)程十分復(fù)雜，精確計(jì)算收口繩的載荷較為困難，空投試驗(yàn)中也無(wú)法直接進(jìn)行載荷測(cè)量。文章通過(guò)分析研究基本的理論方法，結(jié)合相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，提出了一種保守估計(jì)收口繩載荷的計(jì)算方法，并且給出了有效、實(shí)用的收口裝置設(shè)計(jì)原則和建議。實(shí)際空投試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)據(jù)表明：該方法是合理可行的，可以為降落傘收口環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考。

收口繩 載荷 研究 降落傘 航天返回

0 引言

在降落傘系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，當(dāng)降落傘的面積較大或者開傘速度較高時(shí)，為了減小開傘動(dòng)載、增加降落傘的穩(wěn)定性或者減小物傘系統(tǒng)的高空停留時(shí)間，通常需要控制降落傘的阻力特征。降落傘阻力特征控制中常用的是收口法，是使降落傘傘衣可以按預(yù)定要求逐級(jí)打開或抑制傘衣完全或過(guò)度充氣的一種方法。傘衣底邊收口，是一種間斷式收口方法。傘衣底邊收口可以根據(jù)需要采用一次或多次收口，以使傘衣的阻力特征發(fā)生一次或多次突變，這種方法比較簡(jiǎn)單，是目前最常用的一種方法[1-2]。大質(zhì)量返回艙的降落傘均采用群傘系統(tǒng)，與單傘系統(tǒng)相比，群傘系統(tǒng)在充氣過(guò)程控制、開傘同步性控制及傘系的穩(wěn)定性方面有更高的要求，普遍采用了多級(jí)收口的開傘過(guò)程控制技術(shù)，提高各傘之間充氣的一致性，確保各傘的開傘載荷基本一致。如美國(guó)的多用途乘員飛行器（Multi-Purpose Crew Vehicle，MPCV）、乘員航天運(yùn)輸-100飛船、龍飛船以及我國(guó)的新一代載人飛船，返回艙質(zhì)量在5 000~10 000kg之間，均采用2具減速傘、3~4具主傘組成群傘系統(tǒng)，并且減速傘和主傘也均采用了兩級(jí)收口技術(shù)[3]。

收口裝置是降落傘的關(guān)鍵部件之一，它主要由一根收口繩、若干收口環(huán)和解除收口裝置組成。通常情況下收口環(huán)分別縫固在傘繩與傘衣底邊交接點(diǎn)的傘衣底邊內(nèi)側(cè)，或位于傘衣底邊與每個(gè)傘衣幅中心線交點(diǎn)的傘衣底邊內(nèi)側(cè)。收口繩同時(shí)穿過(guò)收口環(huán)和解除收口裝置并且打結(jié)縫合固定。解除收口裝置一般采用火工切割器，為了安全可靠，通常采用2個(gè)以上的切割器并聯(lián)工作，其中只要有1個(gè)切割器工作，便可切斷收口繩[1]。收口裝置任何部分失效不僅會(huì)造成降落傘系統(tǒng)性能降低，并且有可能導(dǎo)致系統(tǒng)產(chǎn)生災(zāi)難性的故障。美國(guó)航天飛機(jī)固體火箭助推器回收系統(tǒng)的空投試驗(yàn)中，由于減速傘一級(jí)收口繩失效，導(dǎo)致減速傘直接充氣至二級(jí)收口，造成減速傘開傘載荷過(guò)大，隨之使傘繩發(fā)生斷裂、減速傘失效并最終致使試驗(yàn)失敗[4]。作用在收口繩上的載荷與傘衣收口狀的開傘動(dòng)載有關(guān)，大質(zhì)量比的降落傘系統(tǒng)，收口繩上的最大載荷出現(xiàn)在收口傘衣完全充滿時(shí)或之后；而小質(zhì)量比的降落傘系統(tǒng)，收口繩上的最大載荷出現(xiàn)在收口傘衣完全充滿之前[1]。

由于降落傘部件及收口裝置多為柔性連接，收口充氣及解除過(guò)程涉及復(fù)雜的流固耦合及柔性大變形問(wèn)題，這一過(guò)程的復(fù)雜性和不確定性較高，精確的計(jì)算收口繩上的載荷非常困難，并且在空投試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中也無(wú)法直接采用傳感器測(cè)量收口繩上的實(shí)際工作載荷。文獻(xiàn)[5]的Dean Wolf和Edward Fallon通過(guò)建立降落傘最大開傘力和收口繩載荷之間的比例關(guān)系，并結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，給出了具有不同收口直徑比、繩長(zhǎng)比和透氣量的降落傘收口繩載荷計(jì)算方法；文獻(xiàn)[6]根據(jù)獵戶座飛船降落傘系統(tǒng)空投試驗(yàn)的圖像數(shù)據(jù)，通過(guò)圖像分析法，得出充氣過(guò)程中降落傘徑向帶、傘繩與中心軸線之間的角度隨時(shí)間變化關(guān)系，進(jìn)而得出收口繩上的載荷隨時(shí)間變化關(guān)系，該方法對(duì)試驗(yàn)測(cè)量的要求較高；高樹義和余莉首次采用流固耦合的數(shù)值方法研究了環(huán)帆傘收口比對(duì)開傘性能的影響，研究了不同收口比下降落傘外形、開傘載荷、阻力面積和收口繩張力的變化情況，并擬合出相應(yīng)的關(guān)系公式[7]，這種方法技術(shù)難度較大。

降落傘充氣過(guò)程中，傘衣進(jìn)氣口張開，受到內(nèi)外壓差的作用，收口繩上會(huì)產(chǎn)生張力載荷。由于內(nèi)外壓差及張力載荷很難直接測(cè)量，工程上常將收口繩的張力載荷取為最大開傘載荷的5%，以此作為收口繩的設(shè)計(jì)選擇依據(jù)[1]。但根據(jù)Wolf的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，全尺寸傘和縮比模型傘在同樣的風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)、同樣的收口比下，收口繩張力和軸向力的比值并不一致，且隨收口比不同、試驗(yàn)狀態(tài)不同，收口繩張力和軸向力比值在2%~10%范圍內(nèi)變化[7-8]。目前通常的做法是建立收口繩上的張力載荷與降落傘最大開傘力之間的關(guān)系，通過(guò)測(cè)量最大開傘力進(jìn)而得出收口繩上的張力載荷。

本文通過(guò)建立收口繩張力載荷的理論計(jì)算方法，結(jié)合國(guó)外風(fēng)洞和空投試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析結(jié)果，通過(guò)設(shè)定基本的假設(shè)條件，提出了一種保守估計(jì)收口繩載荷的方法，并且給出了有效實(shí)用的收口裝置設(shè)計(jì)原則和建議，可以為降落傘系統(tǒng)收口裝置的設(shè)計(jì)及收口直徑比選擇提供依據(jù)和參考。

1 數(shù)學(xué)模型

1.1 基本假設(shè)

目前描述傘衣收口程度的指標(biāo)有3種：阻力面積比、收口直徑比和收口比。阻力面積比是傘衣收口狀態(tài)的阻力面積與完全張滿傘衣的阻力面積之比，是衡量傘衣收口狀態(tài)阻力性能的重要參數(shù)；收口直徑比是傘衣收口狀態(tài)的底邊直徑與完全張滿傘衣的底邊直徑之比，是評(píng)價(jià)收口狀傘衣外形的幾何參數(shù)；收口比是收口繩長(zhǎng)度與傘衣底邊長(zhǎng)度之比，在降落傘設(shè)計(jì)時(shí)是一個(gè)易于控制的幾何參數(shù)[1]。

在建立收口繩張力載荷理論計(jì)算模型時(shí)，進(jìn)行如下的假設(shè)和定義：

1）不考慮由于不對(duì)稱充氣造成的收口繩不同位置在充氣直徑面內(nèi)切線角的差異；

2）忽略傘衣底邊和收口繩的伸長(zhǎng)變形引起的收口直徑比變化；

3）無(wú)限質(zhì)量情況下，降落傘最大軸向開傘力出現(xiàn)在傘衣完全充滿時(shí)刻；

4）收口繩張力載荷與降落傘軸向開傘力之間為非線性變化關(guān)系；

5）只考慮收口繩和徑向帶及傘繩之間基本的靜力平衡關(guān)系。

降落傘收口充氣展開時(shí)的結(jié)構(gòu)外形、載荷及傘繩張角、徑向帶中心角和收口繩在充氣直徑面內(nèi)的切線角關(guān)系示意見圖1所示。傘繩、徑向帶及收口繩固定裝置上的載荷在傘繩/徑向帶平面的分解關(guān)系示意見圖2所示，傘繩、徑向帶、收口繩固定裝置載荷及收口繩張力在底邊/收口繩平面的分解關(guān)系示意見圖3所示。

（a）收口充氣外形（a）Parachute reefed geometry（b）X-Y平面載荷關(guān)系（b）Reefing line force at X-Y planes（c）X-Z平面收口繩角度關(guān)系（c）Reefing line force angle at X-Z planes

圖2 載荷在傘繩/徑向帶平面分解示意圖

圖3 收口繩載荷在底邊/收口繩平面分解示意圖

圖中，ax為降落傘的軸向開傘力；為傘繩張角；為徑向帶中心角；為收口繩在充氣直徑面內(nèi)的切線角；UR為徑向帶上的載荷；RL為收口繩上的張力載荷；SL為傘繩上的載荷；RR為收口繩固定裝置的載荷。

1.2 收口繩載荷計(jì)算方程

根據(jù)力的分解和平衡關(guān)系，建立如下的靜力平衡方程[5,9]：

式中G為降落傘傘繩的數(shù)量。

根據(jù)以上靜力平衡方程可以得出：

2 參數(shù)分析

從公式（7）可以看出，對(duì)于結(jié)構(gòu)型式確定的降落傘，不考慮收口繩不同位置在充氣直徑面內(nèi)切線角的差異，則在降落傘軸向開傘力不變的情況下，收口繩張力與最大軸向開傘力之間的比值隨著傘繩的張角和徑向帶中心角的變化而變化。徑向帶中心角增大時(shí)，收口繩上的張力增加；傘繩張角增大時(shí)，收口繩上的張力減小。

在降落傘系統(tǒng)的空投試驗(yàn)中，開傘力可以通過(guò)拉力傳感器進(jìn)行測(cè)量，但收口繩的張力則無(wú)法直接進(jìn)行測(cè)量，并且傘繩的張角和徑向帶中心角也無(wú)法直接進(jìn)行測(cè)量。收口繩上的張力一般通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行測(cè)量，但是多為縮比尺寸的降落傘，國(guó)內(nèi)目前在這一方面開展的研究和試驗(yàn)工作較少。MPCV飛船在空投試驗(yàn)中，通過(guò)專門的飛機(jī)對(duì)降落傘的開傘充氣過(guò)程進(jìn)行跟蹤拍攝測(cè)量，然后通過(guò)圖像處理的方法[10-11]，獲得了收口充氣過(guò)程中傘繩的張角和徑向帶中心角隨時(shí)間變化曲線，進(jìn)而計(jì)算得出收口繩上的張力[6]。

2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)

國(guó)外在阿波羅（Apollo）飛船研制階段，對(duì)環(huán)帆傘進(jìn)行了大量的縮比模型傘和全尺寸傘風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)收口繩上的張力進(jìn)行了分析測(cè)量；Dean Wolf等人通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，測(cè)量了帶條傘開傘過(guò)程中收口繩上的張力，研究收口繩張力與最大軸向開傘力比值隨降落傘結(jié)構(gòu)透氣量、收口直徑比（r/πC）、有效傘繩長(zhǎng)度比（e/C）變化的規(guī)律[5,8]。其中，r為收口繩長(zhǎng)度；C為降落傘結(jié)構(gòu)直徑；e為有效傘繩長(zhǎng)度。

Dean Wolf等人進(jìn)行的風(fēng)洞試驗(yàn)中，結(jié)構(gòu)透氣量為20%的縮比降落傘風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果見圖4所示。Apollo飛船降落傘、航天飛機(jī)阻力傘、戰(zhàn)神火箭助推器回收系統(tǒng)降落傘以及Dean Wolf風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果對(duì)比見圖5所示。從圖5的試驗(yàn)結(jié)果可以看出：

圖4 Wolf-Croll縮比降落傘風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果（λG=20%）（λG為降落傘結(jié)構(gòu)透氣量）

圖5 Apollo飛船、航天飛機(jī)阻力傘、Wolf-Croll以及戰(zhàn)神火箭降落傘風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

Fig.5 Apollo, Orbiter Drag, Wolf-Croll & Ares Main wind tunnel data with ares main results

1）在收口直徑比接近于1時(shí)，Apollo飛船的環(huán)帆傘收口繩載荷要大于其他的降落傘；

2）在收口直徑比較小時(shí)，降落傘收口繩上也可能會(huì)出現(xiàn)較大的載荷；

3）Dr/D0（D0為完全張滿傘衣的底邊直徑，即傘衣名義直徑；Dr為傘衣收口狀態(tài)的底邊直徑）為0.4左右時(shí)，TRL/Fax的比值最大，最大值約為9.5%；

4）不同設(shè)計(jì)參數(shù)的降落傘，TRL/Fax的比值位于2%~10%范圍內(nèi)，大部分位于5%~7%范圍內(nèi)。

你們知道嗎？何副書記答應(yīng)通過(guò)考試擇優(yōu)招干是迫于全鄉(xiāng)輿論壓力，否則，我和巴克夏縱有天大的本事，也只能望“猴”興嘆。依何副書記的意思，除了文化考試，還要看表現(xiàn)，其目的很明顯。但是，如今正懲治腐敗，“指鹿為馬”的故技已不敢公開表演。何福生當(dāng)不了農(nóng)技校教師，卻當(dāng)了公務(wù)員。這幾天，又學(xué)上了外語(yǔ)，以求心理平衡。也像那么回事似的，揣著個(gè)MP3，伸著細(xì)脖，一路怪聲怪氣地向熟人“Byebye——”地叫著。

圖中，Le為有效傘繩長(zhǎng)度、D0為傘衣名義直徑、DC為降落傘結(jié)構(gòu)直徑、Ls為傘繩長(zhǎng)度；Orbiter為航天飛機(jī)阻力傘、Apollo Ring sail為阿波羅環(huán)帆傘、Apollo Solid conical為阿波羅密實(shí)帶條傘、Ares Main為戰(zhàn)神火箭助推器主傘。

2.2 空投試驗(yàn)

MPCV飛船在工程研制階段的空投試驗(yàn)中，通過(guò)專門的飛機(jī)對(duì)主傘系統(tǒng)的開傘充氣過(guò)程進(jìn)行跟蹤拍攝測(cè)量，然后通過(guò)圖像處理的方法，獲得了收口充氣過(guò)程中傘繩的張角和徑向帶中心角隨時(shí)間變化曲線，進(jìn)而計(jì)算得出收口繩上的張力。并且在試驗(yàn)中進(jìn)行了一次降落傘一級(jí)收口失效情況下的開傘驗(yàn)證試驗(yàn)，得出這種情況下收口繩上的張力隨時(shí)間變化曲線[12-14]。

根據(jù)試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)分析結(jié)果，正常開傘時(shí)，在開傘充氣過(guò)程中MPCV飛船主傘一級(jí)及二級(jí)開傘的過(guò)充角δ（δ=Φ-β）在5°~20°之間變化、傘繩張角β在0.5°~3°之間變化。在主傘一級(jí)收口失效的情況下，二級(jí)開傘時(shí)的過(guò)充角δ最大值達(dá)到了30°。

以單獨(dú)附件形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)碳信息指數(shù)要顯著高于以年度報(bào)告形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)。在進(jìn)行了碳信息披露的696個(gè)樣本中，有364個(gè)樣本是以企業(yè)社會(huì)責(zé)任報(bào)告等單獨(dú)附件的形式對(duì)外披露節(jié)能減排信息，有332個(gè)樣本是以企業(yè)年度報(bào)告的形式對(duì)外披露節(jié)能減排信息。以單獨(dú)附件形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)碳信息指數(shù)的平均值為0.3997，而以年度報(bào)告形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)碳信息指數(shù)的平均值為0.2503。進(jìn)一步，從獨(dú)立樣本t檢驗(yàn)的結(jié)果看，其顯著性（雙尾） 為0.01，即P=0.01＜0.05，表明以單獨(dú)附件形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)碳信息指數(shù)要顯著高于以年度報(bào)告形式進(jìn)行碳信息披露的企業(yè)。

正常開傘情況下降落傘軸向開傘力與收口繩張力隨時(shí)間變化曲線見圖6所示，收口繩張力在740N~1 575N之間，收口繩張力最大值出現(xiàn)在降落傘開傘力峰值之后約1.3s左右，并且在二級(jí)收口階段，在降落傘軸向開傘力穩(wěn)定階段時(shí)收口繩上的張力仍在增加。在降落傘一級(jí)收口失效情況下，收口繩張力最大值達(dá)到了5 220N左右，收口繩張力隨時(shí)間變化曲線見圖7所示[6]。

由于入洗原煤中含有大量底板泥，增設(shè)煤泥浮選系統(tǒng)前，為了解煤泥可浮性，對(duì)煤泥采樣進(jìn)行可浮性實(shí)驗(yàn)。2010年1月至2011年5月煤泥平均灰分在44%左右。煤泥小篩分實(shí)驗(yàn)結(jié)果見表1。

（a）正常系統(tǒng)模式（a）Nominal system mode（b）高動(dòng)壓模式（b）High dynamic pressure mode 圖6 降落傘軸向開傘力與收口繩張力隨時(shí)間變化曲線 Fig.6 Synchronized parachute reefed axial load and corresponding reefing line tension

圖7 降落傘一級(jí)收口失效時(shí)軸向開傘力與收口繩張力隨時(shí)間變化曲線 Fig.7 Synchronized parachute reefed axial load and corresponding reefing line tension for skipped stage

3 載荷計(jì)算方法及驗(yàn)證

在降落傘設(shè)計(jì)初期，在無(wú)法得到準(zhǔn)確的傘繩張角β、徑向帶中心角Φ大小或者取值范圍的情況下，通過(guò)降落傘固有的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，結(jié)合縮比降落傘風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定收口繩載荷與最大軸向開傘力的比值，進(jìn)而通過(guò)計(jì)算的最大開傘載荷估算開傘過(guò)程中收口繩上的張力，是一種有效、可行的收口繩載荷計(jì)算方法。在缺乏風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的情況下，設(shè)計(jì)初期保守計(jì)算時(shí)，則載荷系數(shù)可取0.095。

在某降落傘的動(dòng)態(tài)開傘試驗(yàn)中，收口繩固定裝置結(jié)構(gòu)發(fā)生失效斷裂，造成降落傘收口失效。該降落傘結(jié)構(gòu)透氣量約19%、Dr/D0=0.4，參考國(guó)外風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)，計(jì)算得出收口繩固定裝置結(jié)構(gòu)最大載荷為2 000N，該收口繩固定裝置的地面強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果表明其在1 500N載荷作用下就會(huì)發(fā)生斷裂失效，與動(dòng)態(tài)開傘試驗(yàn)的故障情況吻合。

參考MPCV飛船主傘的空投試驗(yàn)開傘數(shù)據(jù)[15]，計(jì)算某型主傘的收口繩最大張力載荷約為5 920N~ 6 200N；根據(jù)該主傘的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，采用本文的載荷系數(shù)的方法計(jì)算得出收口繩最大張力載荷約為 7 000N，兩種方法的結(jié)果基本一致。

試驗(yàn)結(jié)果表明，這種根據(jù)降落傘固有設(shè)計(jì)參數(shù)結(jié)合縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)選取載荷系數(shù)，進(jìn)而通過(guò)最大軸向開傘載荷估算收口繩載荷的方法是實(shí)際可行的，可以為降落傘收口環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)分析國(guó)外風(fēng)洞試驗(yàn)和空投試驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)合不同情況下收口繩張力與降落傘最大軸向開傘力之間的變化關(guān)系，以及收口繩張力隨降落傘不同設(shè)計(jì)參數(shù)變化的關(guān)系，對(duì)降落傘收口設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)得出以下結(jié)論和建議[8,16-17]：

1）Dr/D0為0.4左右時(shí)，TRL/Fax的比值最大，最大值約為9.5%；

2）不同結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)的降落傘，TRL/Fax的比值位于2%~10%范圍內(nèi)，大部分位于5%~7%范圍內(nèi)；

3）收口傘在某一收口比下，會(huì)出現(xiàn)最大收口繩受力，該型環(huán)帆傘在19%收口比下，收口繩受力最大，為收口傘最大開傘載荷的11.5%；

4）收口繩張力隨傘繩長(zhǎng)度的增加而增加、隨降落傘結(jié)構(gòu)透氣量的增加而減小；

5）降落傘收口繩的斷裂強(qiáng)力應(yīng)不小于最大開傘力的10%~15%，可以保證收口環(huán)節(jié)具有足夠的安全裕度；

6）在收口裝置設(shè)計(jì)時(shí)，各部件應(yīng)考慮不小于2.5的安全系數(shù)，以確保收口環(huán)節(jié)安全可靠。

根據(jù)對(duì)知識(shí)和技術(shù)推動(dòng)經(jīng)濟(jì)增長(zhǎng)的作用視角的不同，經(jīng)濟(jì)增長(zhǎng)模型主要有三大類：哈羅德中性型、?？怂怪行孕秃退髀逯行孕停ò裣悖?012）。由于本文研究的是老齡化對(duì)產(chǎn)業(yè)結(jié)構(gòu)的影響，選用哈羅德中性的新古典經(jīng)濟(jì)增長(zhǎng)模型，即Y=Kα(AL)β，其中α+β=1。該模型中主要包括四個(gè)變量：產(chǎn)量Y、資本K、知識(shí)或技術(shù)A和勞動(dòng)L，考慮到時(shí)間因素t，經(jīng)濟(jì)產(chǎn)出的生產(chǎn)函數(shù)可表示為：

參考文獻(xiàn)(References)

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Research on Calculation Method for Reefing Line Loads of Parachutes

WANG Liwu LEI Jiangli WU Zhuo BAO Jinjin

（Beijing Institute of Space Mechanics &Electricity, Beijing 100094, China）

Abstract Due to structural strength, weight and parachute overload concerns in parachute system design, the parachute load needs to be controled. Parachute reefing refers to effective method of controlling the stepped and inflation loads of a parachute canopy. The parachute cluster mostly have multiple reefed stages in order to effectively control and manage the parachute inflation synchronization and loads consistency. The reefing system in any parachute is an extremely critical part of the structure. A malfunction of any part of the reefing system can result not only a degraded performance, but also a catastrophic failure. Reefing lines are an essential feature to bear inflation loads of the reefing system, because of the complexity of the parachute inflation process, the force in parachute reefing lines is not only difficult to calculate accurately, but also impossible to measure directly in airdrop test. This paper redresses the physics of parachute reefing by offering underlying theory, data, and proposed rationale for determining a conservative estimate of parachute reefing line loads and in turn suggests practical principles and suggestions in the design of reefing line systems. The experimental results show that the method is reasonable and feasible, it can provide basis and guidance for parachute reefing system design.

Key words reefing line; loads; research; parachutes; space recovery

中圖分類號(hào):V529.1

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

文章編號(hào):1009-8518(2019)04-0022-08

DOI: 10.3969/j.issn.1009-8518.2019.04.003

作者簡(jiǎn)介

王立武，男，1978年生，2013年獲得西北工業(yè)大學(xué)飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)工程碩士學(xué)位，現(xiàn)在東南大學(xué)攻讀博士學(xué)位，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)楹教炱鞣祷嘏c著陸技術(shù)研究。E-mail：348949278@qq.com。

收稿日期：2019-03-25

（編輯：龐冰）