一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法与流程

1.本发明涉及一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法，属于航天器进入、减速与着陆技术领域。


背景技术：

2.随着我国空间站全面建成后进入常态化运营与应用，大量空间科学实验有效载荷面临下行的需要。按我国空间站规模保守估计，运营期间下行需求每年可达数百公斤，神舟飞船有限的下行能力以及每年两发的下行频次已无法满足要求。空间站下行能力包括承载重量、下行频次和下行成本，如果空间站载荷下行能力不足，将严重影响空间站的综合运行效益，制约空间站在促进国家技术进步和经济发展方面发挥的作用。因此，急需发展灵活、高效、经济的空间站货物下行运输手段，满足我国空间站大量有效载荷高频次、低成本下行的迫切需求。


技术实现要素：

3.本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，缺少能够满足空间站大量有效载荷高频次、低成本下行的下行系统设计，提出了一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法。
4.本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
5.一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，包括飞行器结构、柔性充气锥、连接分离结构、降落伞装置，所述飞行器结构包括刚性头锥、控制舱、载荷舱、姿轨控舱，所述刚性头锥设置于飞行器结构头部用于承受飞行器结构再入下行过程中的驻点温度及驻点压力，所述柔性充气锥设置于刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，用于承受飞行器结构返回过程的气动力及热载荷以实现气动减速，控制舱设置于柔性充气锥刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，载荷舱用于进行飞行器结构的质心调节配平并设置于控制舱靠近飞行器结构尾部一侧，姿轨控舱设置于飞行器结构尾部，配合控制舱对飞行器结构进行姿态控制及离轨制动并维持飞行器结构姿态稳定；连接分离结构用于连接飞行器结构与外部空间站；降落伞装置开伞前设置于载荷舱轴向中心位置，实现开伞后飞行器结构的回收减速。
6.还包括遥测标位装置，设置于控制舱，用于实现飞行器结构的全工作阶段测控及标位，并进行数据回传。
7.所述刚性头锥为刚性防热结构，刚性头锥边缘通过压条与柔性充气锥的充气系统最小圈囊体连接，载荷舱用于安装有效载荷，载荷舱通过侧壁开口进行下行包装载，侧壁分为三块，其中一块为不可移动或者转动的固定舱壁，另外两块均为可转动舱门，分别绕舱门轴转动，当可转动舱门合拢时可自动锁紧，实现舱门关闭，当需打开时通过拉动拉销实现可转动舱门打开，载荷舱中心设置有电缆专门通道，为飞行器结构提供所有舱段的电缆布置需求。
8.所述载荷舱通过质心惯量自动配平机构用于载荷装载后系统质心的调节配平，质心惯量自动配平机构通过控制舱进行安装；所述柔性充气锥包括充气锥体、热防护蒙皮、封包结构，充气锥体展开后圆环堆叠相贯而成，各圆环间彼此连通，热防护蒙皮由耐烧蚀层、隔热层、承力层组成，耐烧蚀层由耐高温纤维织物加防热涂层制成，用于承受外部气流冲刷和气动热流；隔热层阻隔热量向内部传递，保护内部阻气承力层和返回舱结构温度处于可使用范围；承力层由承力织物覆膜材料制成，用于阻止外部高热气体穿过空隙流入结构内部，承力织物用于承受并传递结构表面气动载荷。
9.所述柔性充气锥内设置有充气组件，充气组件通过控制舱进行安装，包括高压气瓶、常闭电爆阀、常闭电磁阀、气压传感器，当柔性充气锥展开时，切断外部封包绳，常闭电磁阀及常闭电爆阀打开对充气锥体进行充气，充气锥体带动热防护蒙皮展开到位并为防热蒙皮提供预紧力，充气锥体内部气压充至预定压差时关闭常闭电磁阀，利用气压传感器对充气锥体内外压差进行监测，当充气锥体内部气压下降至指定预定压差时再次打开常闭电磁阀进行二次充气。
10.所述降落伞装置选用环帆伞，采用弹射器弹射开伞，对飞行器结构进行二次减速并增强飞行器结构耐损伤能力。
11.所述连接分离机构包括支架组件、弹簧作动筒、分离螺母、螺栓，飞行器结构通过四个分离螺母、螺栓、支架组件承受轴向拉压及剪力引起的弯矩载荷与外部空间站连接，释放时，四个分离螺母引爆以实现螺母、螺栓解锁，解锁后，弹簧作动筒推动飞行器结构运动与支架组件分离实现与空间站的分离。
12.所述控制舱对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，实现飞行器结构各部分的电路连接，并匹配飞行器结构的电性能需求，所述姿轨控舱通过轨控发动机配合控制舱进行飞行器结构的轨道控制，姿轨控舱内设置有星敏、导航、光纤惯导组件及配套设备。
13.所述飞行器结构与空间站分离后，通过姿轨控舱进行变轨制动，并进行自主调姿和离轨制动进入返回轨道，建立返回姿态后抛姿轨控舱，柔性充气锥于预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成第一次充气展开；
14.飞行器结构由折叠收拢状态进入充气展开状态，并以充气展开构型进入大气层再入减速流程，飞行器结构下降至指定高度后进行第二次充气，进入返回流程；
15.返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆。
16.一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行控制方法，包括：
17.下行飞行器结构与外部空间站分离；
18.进行变轨制动，下行飞行器结构自主调姿及离轨制动；
19.建立返回姿态后抛姿轨控舱，进入返回轨道；
20.在预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成柔性充气锥第一次充气展开；
21.下行飞行器结构以充气展开的气动构型进入大气层再入减速，当下降至稠密大气层后进行第二次充气；
22.返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆。
23.所述柔性充气锥进行二次充气后，内部绝对压力不小于着陆时的大气压力；
24.返回流程末端降落伞装置展开并于不超过13m/s着陆速度安全着陆。
25.本发明与现有技术相比的优点在于：
26.(1)本发明提供的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法，基于充气式再入减速技术和传统降落伞减速技术的空间制品下行系统，集成了再入防热、减速稳定和着陆缓冲三大功能模块，简化了整个再入返回工作过程，重量轻，所占空间小，能够大大节省发射费用，具有灵活、经济的优势。有望成为未来航天器再入与减速的主要技术途径之一；
27.(2)本发明可实现空间站有效载荷的多次返回，满足空间站有效载荷的及时、分批返回，有力促进我国空间站长期运营能力，为空间站有效载荷的下行提供全新的技术途径。我国空间站货物下行规模扩大，必将带动国际合作项目与商业应用项目，提高我国空间站的国际影响力与经济价值；
28.(3)本发明给出的基于柔性充气式再入减速技术，结合降落伞减速技术方式的多重稳定减速的空间制品下行系统，同时结合降落伞减速技术方式的多重稳定减速的空间站有效载荷下行返回工作流程，给出了稳定的下行系统结构布局形式，并通过下行系统在轨质心惯量自动配平方案设计，解决了缺少能够满足空间站大量有效载荷高频次、低成本下行的下行系统设计方案的问题。
附图说明
29.图1为发明提供的下行系统返回工作过程示意图；
30.图2为发明提供的下行飞行器折叠收拢状态结构布局示意图；
31.图3为发明提供的下行飞行器充气展开后示意图；
32.图4为发明提供的下行飞行器载荷舱门开合示意图；
33.图5为发明提供的质心惯量自动配平机构示意图；
34.图6为发明提供的充气锥结构示意图；
35.图7为发明提供的热防护蒙皮结构示意图；
36.图8为发明提供的连接分离机构示意图；
37.图9为发明提供的空间站有效载荷下行实施过程流程图；
具体实施方式
38.一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法，通过包括飞行器结构、柔性充气锥、连接分离结构、降落伞装置的下行系统，于收拢状态下随货运飞船上行，在轨由航天员将下行载荷置于下行系统的载荷舱内，通过空间站机械臂或航天员将下行系统安装到空间站舱外挂点或空间站对接通道舱门，通过弹射分离装置，使下行系统以一定的速度与空间站分离。达到一定的安全距离后，下行系统进行变轨制动，然后自主调姿并进行离轨制动，建立返回姿态后抛姿轨控舱，以预定的再入姿态进入返回轨道。下行系统在进入大气层前充气展开成倒锥形，进入大气层后减速、稳定下降并进行二次充气，承受再入过程中的气动加热和过载。返回末段采用降落伞进一步减速实现安全着陆，速度与返回式卫星的着陆速度相当，可保证有效载荷安全。
39.下行系统中，飞行器结构包括刚性头锥、控制舱、载荷舱、姿轨控舱，所述刚性头锥设置于飞行器结构头部用于承受飞行器结构再入下行过程中的驻点温度及驻点压力，所述柔性充气锥设置于刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，用于承受飞行器结构返回过程的气
动力及热载荷以实现气动减速，控制舱设置于柔性充气锥刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，载荷舱用于进行飞行器结构的质心调节配平并设置于控制舱靠近飞行器结构尾部一侧，姿轨控舱设置于飞行器结构尾部，配合控制舱对飞行器结构进行姿态控制及离轨制动并维持飞行器结构姿态稳定；连接分离结构用于连接飞行器结构与外部空间站；降落伞装置开伞前设置于载荷舱轴向中心位置，实现开伞后飞行器结构的回收减速；
40.还包括遥测标位装置，设置于控制舱，用于实现飞行器结构的全工作阶段测控及标位，并进行数据回传；
41.刚性头锥为刚性防热结构，刚性头锥边缘通过压条与柔性充气锥的充气系统最小圈囊体连接，载荷舱用于安装有效载荷，载荷舱通过侧壁开口进行下行包装载，侧壁分为三块，其中一块为不可移动或者转动的固定舱壁，另外两块均为可转动舱门，分别绕舱门轴转动，当可转动舱门合拢时可自动锁紧，实现舱门关闭，当需打开时通过拉动拉销实现可转动舱门打开，载荷舱中心设置有电缆专门通道，为飞行器结构提供所有舱段的电缆布置需求；
42.载荷舱通过质心惯量自动配平机构用于载荷装载后系统质心的调节配平，质心惯量自动配平机构通过控制舱进行安装；所述柔性充气锥包括充气锥体、热防护蒙皮、封包结构，充气锥体展开后圆环堆叠相贯而成，各圆环间彼此连通，热防护蒙皮由耐烧蚀层、隔热层、承力层组成，耐烧蚀层由耐高温纤维织物加防热涂层制成，用于承受外部气流冲刷和气动热流；隔热层阻隔热量向内部传递，保护内部阻气承力层和返回舱结构温度处于可使用范围；承力层由承力织物覆膜材料制成，用于阻止外部高热气体穿过空隙流入结构内部，承力织物用于承受并传递结构表面气动载荷；
43.柔性充气锥内设置有充气组件，充气组件通过控制舱进行安装，包括高压气瓶、常闭电爆阀、常闭电磁阀、气压传感器，当柔性充气锥展开时，切断外部封包绳，常闭电磁阀及常闭电爆阀打开对充气锥体进行充气，充气锥体带动热防护蒙皮展开到位并为防热蒙皮提供预紧力，充气椎体内部气压充至预定压差时关闭常闭电磁阀，利用气压传感器对充气锥体内外压差进行监测，当充气椎体内部气压下降至指定预定压差时再次打开常闭电磁阀进行二次充气；
44.降落伞装置选用环帆伞，采用弹射器弹射开伞，对飞行器结构进行二次减速并增强飞行器结构耐损伤能力；
45.连接分离机构包括支架组件、弹簧作动筒、分离螺母、螺栓，飞行器结构通过四个分离螺母、螺栓、支架组件承受轴向拉压及剪力引起的弯矩载荷与外部空间站连接，释放时，四个分离螺母引爆以实现螺母、螺栓解锁，解锁后，弹簧作动筒推动飞行器结构运动与支架组件分离实现与空间站的分离；
46.控制舱对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，实现飞行器结构各部分的电路连接，并匹配飞行器结构的电性能需求，所述姿轨控舱通过轨控发动机配合控制舱进行飞行器结构的轨道控制，姿轨控舱内设置有星敏、导航、光纤惯导组件及配套设备；
47.飞行器结构与空间站分离后，通过姿轨控舱进行变轨制动，并进行自主调姿和离轨制动，建立返回姿态后抛姿轨控舱，以预定的姿态进入返回轨道，柔性充气锥于预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成第一次充气展开；
48.飞行器结构由折叠收拢状态进入充气展开状态，并以充气展开构型进入大气层再
入减速流程，飞行器结构下降至指定高度后进行第二次充气，进入返回流程；
49.返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆。
50.下面结合说明书附图及优选实施例进行进一步说明：
51.在当前实施例中，下行系统的工作过程如图1所示：
52.下行飞行器结构与外部空间站分离；
53.进行变轨制动，下行飞行器结构下行飞行器结构及姿轨控；
54.建立返回姿态，进入返回流程，抛姿轨控舱；
55.在预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成柔性充气锥第一次充气展开；
56.下行飞行器结构以充气展开的气动构型进入大气层再入减速，当下降至稠密大气层后进行第二次充气；
57.返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆，保证下行系统以不超过13m/着陆速度安全着陆。
58.下行飞行器整体结构即下行系统，收拢锁紧状态如图2所示。
59.刚性头锥为刚性防热结构，承受飞行器再入下行过程中的驻点温度和驻点压力，头锥边缘通过压条与充气系统最小圈囊体连接。载荷舱用于安装有效载荷，可提供不小于180l的货物安装空间。载荷舱通过侧壁开口进行下行包装载，整个侧壁分为三块，其中一块固定舱壁，不可移动或者转动，另外两块是可转动舱门，分别绕舱门轴转动，两个舱门合拢时可自动锁紧，实现舱门关闭，当需打开舱门时只需拉动拉销即可实现舱门的打开，如图4所示。另外载荷舱中心有电缆专门通道，满足上下舱段的电缆布置需求。控制舱可用于安装电源、充气组件、控制设备、质心惯量自动配平机构、遥测标位装置等，如图5所示。质心惯量自动配平机构用于载荷装载后系统质心的调节配平。
60.柔性充气锥的作用是实现下行系统的气动减速功能，并能承受返回过程的气动力、热载荷。柔性充气锥包括充气锥体、热防护蒙皮和封包结构，结构形式如图6所示。充气锥体展开后如图3所示，呈60
°
半锥角，由数个圆环堆叠相贯而成，各圆环间彼此相连通。热防护蒙皮与充气锥体每个圆环采用柔性连接方式进行连接固定，热防护蒙皮由耐烧蚀层、隔热层、承力层组成，如图7所示。耐烧蚀层由耐高温纤维织物加防热涂层制成，主要用以承受外部气流冲刷和气动热流，保护内部结构不致破坏；隔热层阻隔热量向内部传递，自身吸收绝大部分热量，保护内部阻气承力层和返回舱结构温度处于可使用范围；承力层由承力织物覆膜材料制成，用以阻止外部高热气体穿过空隙流入结构内部，保护防热系统和返回舱结构，同时承力织物用于承受并传递结构表面气动载荷。充气组件由高压气瓶、常闭电爆阀、常闭电磁阀、气压传感器组成。充气锥展开时，切断充气锥外部封包绳，同时打开常闭电磁阀和常闭电爆阀，对充气锥体分两路进行充气，使充气锥体带动热防护蒙皮展开到位并为防热蒙皮提供预紧力。待充气锥体内部达到预定压差时关闭电磁阀，利用气压传感器对充气锥体内外压差进行监测。系统下降到一定高度时再次打开电磁阀，进行二次充气。
61.降落伞装置主要是对下行系统做进一步减速，选用环帆伞。环帆伞开伞可靠，开伞载荷小，耐损伤能力强，广泛的用于航天器的回收。降落伞采用弹射器弹射开伞方式。
62.连接分离机构用于实现下行系统与空间站的安装固定与弹射分离功能。连接分离机构主要由支架组件、弹簧作动筒、分离螺母等组件构成，如图8所示。连接时，由四个分离螺母－螺栓－支架承受轴向拉压和剪力引起的弯矩载荷，传力路径简捷，支架组件受力均
匀。释放时，引爆四个分离螺母，实现分离螺母-螺栓解锁。解锁后，转接环与支架分开，由弹簧作动筒推动下行系统运动，实现与空间站的分离。该方案具有结构简单、分离冲击小、分离可靠性高等优点。
63.控制设备主要是实现下行系统的能源供给和全工作阶段的控制功能。综合控制器可以完成与空间站分离后对下行系统返回再入过程的控制，实现各电产品间的电路连接，满足地面及空间的电性能测试要求。其中，姿轨控装置主要是实现下行系统的姿态控制与离轨制动功能，通过姿控发动机实现系统姿态稳定、姿态机动及系统起旋、姿态调整等姿态控制，通过轨控发动机实现系统轨道控制。姿轨控装置包括星敏、导航、光纤惯导组件以及配套软件。
64.遥测标位装置主要是实现下行系统全工作阶段的测控和标位功能，导航通信一体机除了将相关遥测信号发送回地面外，还包含北斗模块，利用北斗定位技术和短报文通信技术实现对系统的标位。
65.本实施中，基于充气式再入减速技术和传统降落伞减速技术的空间制品下行系统集成了再入防热、减速稳定和着陆缓冲三大功能模块，简化了整个再入返回工作过程，该系统重量轻，所占空间小，能够大大节省发射费用，具有灵活、经济的优势。有望成为未来航天器再入(进入)与减速的主要技术途径之一。该系统可实现空间有效载荷的多次返回，满足空间站有效载荷的及时、分批返回，有力促进我国空间站长期运营能力，为空间站有效载荷的下行提供全新的技术途径。我国空间站货物下行规模扩大，必将带动国际合作项目与商业应用项目，提高我国空间站的国际影响力与经济价值。
66.实施例中空间站有效载荷下行的流程如图9所示：
67.(1)发射入轨
68.将收拢状态下的下行系统置于货船货架的货格上，随货运飞船经运载火箭发射上行，入轨后货运飞船与空间站交会对接。
69.(2)载荷装载
70.有效载荷需要下行时，由航天员将有效载荷装载到下行系统的载荷舱内。载荷装载后，质心惯量自动配平机构根据载荷装载后的状态对系统进行质心惯量自动配平，补偿载荷装载后的系统偏差。
71.(3)撤离
72.完成下行系统撤离前的相关电气接口准备及在轨电性能测试，可通过航天员或机械臂将下行系统安装在空间站舱外挂点或空间站对接通道舱门上，通过连接分离机构弹射下行系统，实现下行系统从空间站撤离。
73.(4)离轨
74.下行系统与空间站分离后系统加电，完成自主姿轨控和离轨制动后，姿轨控舱分离。
75.(5)充气展开
76.姿轨控舱分离后，下行系统再入大气层前，完成充气锥的充气展开。
77.(6)再入减速
78.下行系统在指定再入点再入大气层，遥测标位装置加电，不断将位置信息下传至地面。按照返回弹道实时数据，当系统下降至稠密大气层内的预定高度时，控制系统启动充
气锥进行二次充气，使内部压力满足着陆后处于超压状态的要求。
79.(7)降落伞减速
80.返回末段，当下行系统降落至较低的高度时，弹射伞舱盖，展开降落伞，利用降落伞对下行系统实施最后的减速，使其稳降速度降低至不超过13m/s，保证有效载荷的安全。
81.(8)着陆待援
82.着陆后通过导航通信一体机中的标位装置不断发射位置信号，供着陆后地面搜索人员搜寻。
83.本发明提出基于柔性充气式再入减速技术，结合降落伞减速技术方式的多重稳定减速的空间制品下行系统，以及多重稳定减速的空间站有效载荷下行返回工作流程。本方法简化了整个再入回收工作过程，系统重量轻，所占空间小，能够大大节省发射费用。该技术还可应用于空间人员紧急返回、深空探测、空间碎片减缓、高超音速飞行器减速等领域。
84.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。
85.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：包括飞行器结构、柔性充气锥、连接分离结构、降落伞装置，所述飞行器结构包括刚性头锥、控制舱、载荷舱、姿轨控舱，所述刚性头锥设置于飞行器结构头部用于承受飞行器结构再入下行过程中的驻点温度及驻点压力，所述柔性充气锥设置于刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，用于承受飞行器结构返回过程的气动力及热载荷以实现气动减速，控制舱设置于柔性充气锥刚性头锥靠近飞行器结构尾部一侧，对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，载荷舱用于进行飞行器结构的质心调节配平并设置于控制舱靠近飞行器结构尾部一侧，姿轨控舱设置于飞行器结构尾部，配合控制舱对飞行器结构进行姿态控制及离轨制动并维持飞行器结构姿态稳定；连接分离结构用于连接飞行器结构与外部空间站；降落伞装置开伞前设置于载荷舱轴向中心位置，实现开伞后飞行器结构的回收减速。2.根据权利要求1所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：还包括遥测标位装置，设置于控制舱，用于实现飞行器结构的全工作阶段测控及标位，并进行数据回传。3.根据权利要求2所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述刚性头锥为刚性防热结构，刚性头锥边缘通过压条与柔性充气锥的充气系统最小圈囊体连接，载荷舱用于安装有效载荷，载荷舱通过侧壁开口进行下行包装载，侧壁分为三块，其中一块为不可移动或者转动的固定舱壁，另外两块均为可转动舱门，分别绕舱门轴转动，当可转动舱门合拢时可自动锁紧，实现舱门关闭，当需打开时通过拉动拉销实现可转动舱门打开，载荷舱中心设置有电缆专门通道，为飞行器结构提供所有舱段的电缆布置需求。4.根据权利要求3所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述载荷舱通过质心惯量自动配平机构用于载荷装载后系统质心的调节配平，质心惯量自动配平机构通过控制舱进行安装；所述柔性充气锥包括充气锥体、热防护蒙皮、封包结构，充气锥体展开后圆环堆叠相贯而成，各圆环间彼此连通，热防护蒙皮由耐烧蚀层、隔热层、承力层组成，耐烧蚀层由耐高温纤维织物加防热涂层制成，用于承受外部气流冲刷和气动热流；隔热层阻隔热量向内部传递，保护内部阻气承力层和返回舱结构温度处于可使用范围；承力层由承力织物覆膜材料制成，用于阻止外部高热气体穿过空隙流入结构内部，承力织物用于承受并传递结构表面气动载荷。5.根据权利要求4所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述柔性充气锥内设置有充气组件，充气组件通过控制舱进行安装，包括高压气瓶、常闭电爆阀、常闭电磁阀、气压传感器，当柔性充气锥展开时，切断外部封包绳，常闭电磁阀及常闭电爆阀打开对充气锥体进行充气，充气锥体带动热防护蒙皮展开到位并为防热蒙皮提供预紧力，充气锥体内部气压充至预定压差时关闭常闭电磁阀，利用气压传感器对充气锥体内外压差进行监测，当充气锥体内部气压下降至指定预定压差时再次打开常闭电磁阀进行二次充气。6.根据权利要求5所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述降落伞装置选用环帆伞，采用弹射器弹射开伞，对飞行器结构进行二次减速并增强飞行器结构耐损伤能力。7.根据权利要求6所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述连接分离机构包括支架组件、弹簧作动筒、分离螺母、螺栓，飞行器结构通过四个
分离螺母、螺栓、支架组件承受轴向拉压及剪力引起的弯矩载荷与外部空间站连接，释放时，四个分离螺母引爆以实现螺母、螺栓解锁，解锁后，弹簧作动筒推动飞行器结构运动与支架组件分离实现与空间站的分离。8.根据权利要求7所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述控制舱对飞行器结构进行能源供给及全飞行阶段控制，实现飞行器结构各部分的电路连接，并匹配飞行器结构的电性能需求，所述姿轨控舱通过轨控发动机配合控制舱进行飞行器结构的轨道控制，姿轨控舱内设置有星敏、导航、光纤惯导组件及配套设备。9.根据权利要求8所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统，其特征在于：所述飞行器结构与空间站分离后，通过姿轨控舱进行变轨制动，并进行自主调姿和离轨制动进入返回轨道，建立返回姿态后抛姿轨控舱，柔性充气锥于预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成第一次充气展开；飞行器结构由折叠收拢状态进入充气展开状态，并以充气展开构型进入大气层再入减速流程，飞行器结构下降至指定高度后进行第二次充气，进入返回流程；返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆。10.一种根据权利要求9所述的下行系统实现的柔性伞锥组合体全速域多重减速下行控制方法，其特征在于包括：下行飞行器结构与外部空间站分离；进行变轨制动，下行飞行器结构自主调姿及离轨制动；建立返回姿态后抛姿轨控舱，进入返回轨道；在预定轨道高度开始充气，进入大气层前完成柔性充气锥第一次充气展开；下行飞行器结构以充气展开的气动构型进入大气层再入减速，当下降至稠密大气层后进行第二次充气；返回流程末端降落伞装置展开并于指定速度范围内安全着陆。11.根据权利要求10所述的一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行控制方法，其特征在于：所述柔性充气锥进行二次充气后，内部绝对压力不小于着陆时的大气压力；返回流程末端降落伞装置展开并于不超过13m/s着陆速度安全着陆。

技术总结
一种柔性伞锥组合体全速域多重减速下行系统及控制方法，通过包括飞行器结构、柔性充气锥、连接分离结构、降落伞装置的下行系统，于收拢状态下随货运飞船上行，在轨由航天员将下行载荷置于下行系统的载荷舱内，将下行系统安装到空间站舱外挂点或空间站对接通道舱门，通过弹射分离装置，使下行系统以一定的速度与空间站分离，分离指定距离后进行变轨制动并自主调姿，完成离轨制动，建立返回姿态后抛姿轨控舱，以预定的再入姿态进入返回轨道，于进入大气层前充气展开成倒锥形，进入大气层后减速、稳定下降并进行二次充气，承受再入过程中的气动加热和过载，并采用降落伞进一步减速实现安全着陆，速度与返回式卫星的着陆速度相当，可保证有效载荷安全。保证有效载荷安全。保证有效载荷安全。


技术研发人员：鲁媛媛 曹旭 王广兴 甄铎 冯蕊 张文峰 许望晶 刘宇 赵淼
受保护的技术使用者：北京空间机电研究所
技术研发日：2023.02.24
技术公布日：2023/5/23