翼伞雀降技术

雀降是翼伞的一种重要性能,在本质上是一种小心操纵的动力失速,使回收系统以最小的速度着陆,降低着陆冲击,实现定点着陆。文章简要介绍了翼伞雀降技术的概念、雀降的典型过程和影响雀降性能的主要因素。目前有限元模拟技术已经用于大型冲压翼伞的雀降技术研究中。随着回收载荷和空投物质量的增加,原来用于翼伞雀降的伺服机构已不再适用,各国正在寻找新的动力源或方法来实现自动雀降。     

翼伞系统雀降性能及控制研究

根据翼伞系统的动力学方程,建立六自由度运动模型。对翼伞系统雀降过程进行仿真,分析了操纵方式对雀降性能的影响。在归航过程中着陆阶段的特定情况下,针对航迹跟踪过程中产生的纵向偏差,设计PID控制器对偏差进行修正。仿真结果表明:所设计的控制器简单有效地消除了纵向的偏差,保证了雀降操纵的顺利实施。     

可控翼伞回收系统运动特性仿真研究进展

扼要地介绍了近年来我国航天科技工作者在翼伞回收系统运动仿真研究方面所做的工作。内容涉及翼伞系统的建模、滑翔转弯与雀降性能仿真研究以及相应的稳定性分析。研究结果对翼伞回收系统的设计和试验有参考价值。     

翼伞技术研究的最新进展

当今美国对翼伞的研究非常活跃，涉及的面非常广，内容也很丰富，其中包括研制特种新型翼伞，空投重物的大面积翼伞，用ＧＰＳ为导航仪的定点着陆控制技术，翼伞操纵训练的计算机仿真翼伞的竞技运动及其他应用技术等。     

可控翼伞单电机伺服机构微机控制

可控翼伞后缘有二组操纵绳，控制它可以改变翼伞飞行方向，实现回收体在预定点（区域）着陆和回收。通常使用二个电机分别进行操纵控制。为了提高系统的性能，减少部件，探讨了单电机进行双边操纵控制的新方案。文中主要介绍微机操纵控制系统的硬件、软件设计。     

大型冲压翼伞新技术

文中针对大型冲压翼伞发展的两大难题：开伞动力学和收口技术，介绍了两种分析大型冲压翼伞气动力性能的方法－－飞行性能模拟法和有阴地模拟法，最后介绍了美国先锋公司开发的中幅收口技术。     

翼伞精确定点着陆归航方法研究

文章介绍一种翼伞精确定点着陆归航的方案，按高度将归航过程划分为6个阶段，给出了每个阶段的制导算法，讨论了系统的稳定性并给出结论。     

可控翼伞单电机伺服机构微机控制

可控翼伞后缘有二组操纵绳,控制它可以改变翼伞飞行方向,实现回收体在预定点(区域)着陆和回收。通常使用二个电机分别进行操纵控制。为了提高系统的性能,减少部件,探讨了单电机进行双边操纵控制的新方案。文中主要介绍微机操纵控制系统的硬件、软件设计。     

前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞，其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具，对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算，研究了两个切口参数(切口角度和切口高度)对翼型剖面气动力特性的影响。     

大型冲压翼伞新技术

文中针对大型冲压翼伞发展的两大难题:开伞动力学和收口技术,介绍了两种分析大型冲压翼伞气动力性能的方法——飞行性能模拟法和有限元模拟法,最后介绍了美国先锋公司开发的中幅收口技术。     

当今翼伞技术的发展

文中介绍近几年国外针对翼伞阻力特性对翼伞翼型结构等方面所作的改进。这些改进 应用在运动翼伞上，而且还应用在常规翼伞上，文中还介绍了大面积翼伞的研究情况，当前马翼伞的回收重量到１６．３ｔ，翼伞面积这１０００ｍ＾２，所有这些表明翼伞的发展非常迅速，对民用及国防建设有重大意义。     

翼伞精确定点着陆归航方法研究

文章介绍一种翼伞精确定点着陆归航的方案 ,按高度将归航过程划分为 6个阶段 ,给出了每个阶段的制导算法 ,讨论了系统的稳定性并给出结论。     

当今翼伞技术的发展

文中介绍近几年国外针对翼伞阻力特性对翼伞翼型结构等方面所作的改进。这些改进不仅应用在运动翼伞上,而且还应用在常规翼伞上,文中还介绍了大面积翼伞的研究情况,当前已把翼伞的回收重量提高到16.3t,翼伞面积已达1000m~2,所有这些表明翼伞的发展非常迅速,对民用及国防建设有重大意义。     

超大型组合翼伞与超大型连续翼伞的气动性能对比分析

随着航天回收系统应用需求越来越广,回收物质量也越来越大,对翼伞面积的要求越来越高,超大型翼伞开始受到广泛的关注,然而目前国内外对超大型翼伞的研究较少。对此,文章以超大型连续翼伞和超大型组合翼伞为研究对象,分别对其进行物理建模。采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）的方法,基于k-epsilon湍流模型,分别计算在无下拉、单侧下拉、双侧下拉时超大型连续伞和超大型组合伞的气动特性。研究发现,超大型组合伞在组合处有很明显的气流补充,可以减缓流动分离的情况,增大失速迎角,更适合大攻角的飞行任务,适用范围更广。研究成果可以为以后超大型翼伞的选型提供一定的参考。     

前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞 ,其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具 ,对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算 ,研究了两个切口参数 (切口角度和切口高度 )对翼型剖面气动力特性的影响。     

大型冲压翼伞空投试验

美国先锋航空航天公司自１９６７年起就在研制大型冲压翼伞。本文简要介绍其在１９８８年至１９９２年间进行的冲压翼伞空投试验情况。该公司在这期间先后共进行了１１次大型翼伞的空投试验，从中取得了大量有关高级滑翔冲压翼伞的研制经验，这包括翼伞尺寸、回收重量、翼伞载荷、收口系统技术和翼伞控制系统技术等。     

翼伞归航准则及测风原理探讨

翼伞作为一种新型气动力减速器日渐受到空间回收技术重视。文中给出了具有非比例自动归航控制的翼伞系统的归航准则以及利用ＧＰＳ测量数据计算风场的公式。     

可控翼伞、返回舱组合体滑翔性能研究

文中采用“九自由度”动力学模型分析了可控翼伞、返回舱组合体的滑翔性能。     

大型翼伞的三维气动性能分析

随着回收物质量的增加和回收物可控定点回收要求的提出,大型翼伞的设计研究迫在眉睫。文章采用有限体积法求解K-epsilon二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)方程,对某大型翼伞进行三维定常数值模拟,研究考虑伞衣鼓包下翼伞的气动性能,同时对翼伞单侧后缘下拉情况下(翼伞转弯过程)的气动性能进行初步分析。结果表明,翼伞的升力系数随迎角的增大而增加,达到失速迎角后缓慢降低。翼伞阻力系数在负迎角时随迎角增大而缓慢降低,而在正迎角时随迎角增大而增加。翼伞升阻比开始时随迎角增大而增加,在迎角等于8°时达到最大值后随迎角增大而逐渐降低。同时,单侧后缘下拉翼伞相比普通翼伞升力与阻力系数均有所增加,但其最大升阻比却有所减小。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则，设计了分阶段的归航控制程序，该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序，构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果，包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果，同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。