陸偉偉 張紅英 連亮

（南京航空航天大學航空宇航學院，南京 210016）

0 引言

沖壓式翼形傘（后統(tǒng)稱翼傘）是近代發(fā)展起來的一種新型降落傘。與圓形降落傘利用空氣阻力減慢物體在空氣中的下降速度不同，它是一種由前緣切口進入空氣，在氣室內(nèi)形成滯止壓力以保持其傘衣形狀的新型降落傘[1]。同時，翼傘可以通過傘繩的操縱來實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎動作，這種可控性和其自身的滑翔性能使得翼傘廣泛應(yīng)用于多個領(lǐng)域。

具有較高落點精度的可操控、適用于大質(zhì)量回收物的大型翼傘是航天回收將來發(fā)展的重要方向。20世紀 60年代，美國就開始對翼傘進行了大量風洞試驗研究[2]，80年代又做了大量空投試驗，進一步推動了翼傘技術(shù)的發(fā)展。典型的美國X-38翼傘返回系統(tǒng)[3-4]，其最大的翼傘面積為700m2，回收物質(zhì)量為11t。相對比國內(nèi)，由于成本原因，對翼傘的風洞和空投試驗開展的較少[5-6]。

進入21世紀以來，由于計算機軟硬件技術(shù)的迅猛發(fā)展，數(shù)值模擬在時間和經(jīng)濟成本上有著越來越大的優(yōu)勢，國內(nèi)外紛紛展開了對翼傘的數(shù)值模擬。文獻[7-8]對二維帶前緣切口的翼傘進行了數(shù)值模擬，得到了不同雷諾數(shù)下的升阻特性；文獻[9]對帶氣室和不帶氣室的三維翼傘模型進行了初步的對比研究；文獻[10]模擬了二維沖壓翼傘的非定常氣動特性，模擬了上表面渦脫落的周期性變化；文獻[11]計算了前緣切口角度和切口高度對二維翼傘氣動特性的影響；文獻[12-14]計算了翼傘平面形狀對翼傘氣動性能的影響，詳細分析了翼傘弧面下反角、翼型和前緣切口對翼傘氣動性能的影響以及氣室對翼傘氣動特性和結(jié)構(gòu)變形的影響，同時得出翼傘三維流場的特點以及基于弱耦合方法得到的翼傘氣動變形。文獻[15]研究了翼傘的氣動特性和飛行力學特性，計算得到了翼傘充氣后的外形。

本文以某大型航天器部件的可控安全回收系統(tǒng)為研究背景，采用有限體積法求解K-epsilon二方程湍流模型下的 Navier-Stokes（N-S）方程，對該回收系統(tǒng)中的大型翼傘進行三維數(shù)值模擬，研究了滑翔階段翼傘的升阻特性，同時對翼傘單側(cè)后緣下拉情況下的氣動性能進行初步分析，并比較了單側(cè)后緣下拉與不下拉翼傘的升阻特性和力矩變化，為針對重型回收物可控回收設(shè)計的大型翼傘研究提供一定的參考。

1 計算方法和模型

完整的翼傘數(shù)值仿真難度很大，涉及到空氣動力學、紡織材料結(jié)構(gòu)力學、流固耦合等諸多復雜的問題。作為該型回收系統(tǒng)數(shù)值仿真中氣動運算的一部分，本文偏重于翼傘的氣動性能，因此可將其簡化為空氣動力學問題，其控制方程為N-S方程，通過求解該方程從而得到翼傘的氣動參數(shù)。

1.1 控制方程

空氣繞翼傘的流動滿足N-S方程

式中 ρ為大氣密度；t為時間；V為速度；p為壓強；x，y，z分別為笛卡爾坐標系下的三個方向；u， v，w為速度在x，y，z方向的分量；fx，fy，fz為徹體力在x，y，z方向的分量；為粘性力在x，y，z方向的分量。

1.2 仿真模型

沖壓式翼傘是由傘衣、傘繩、操縱繩、穩(wěn)定面、收口裝置、吊帶等組成。傘衣是由不透氣的涂層織物制成的上、下翼面，中間聯(lián)以具有翼型的肋片，傘衣前緣開有切口便于空氣進入形成氣室。肋片上開有通氣孔，便于各氣室間空氣流通，保證傘衣迅速充氣和各氣室壓力均勻。翼傘結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。圖中，b為展長；b'為氣室寬度；c為弦長；Ф為安裝角；ε為切口角度；e為切口長度；Lsh為傘繩特征長度。

圖1 翼傘結(jié)構(gòu)示意Fig.1 The structure diagram of a parafoil

本文選用基于 Clark-Y翼型的改進翼傘，取其經(jīng)流固耦合仿真方法得到的充滿外形（即傘衣有鼓包的情況）作為研究對象。圖2給出了該型翼傘的幾何模型，單側(cè)后緣下拉翼傘的三維模型如圖3所示。該型翼傘充滿外形的幾何參數(shù)如下：展長b=39.3m；弦長c=13.76m；切口角度ε=43°；切口長度e=1.548m；單側(cè)下拉翼傘的下拉處后緣點與未下拉時后緣點的距離約為1m。

圖2 翼傘的充滿外形Fig.2 The bulge appearance of the parafoil

圖3 單側(cè)后緣下拉翼傘Fig.3 The unilateral flap deflection parafoil

由于真實翼傘外形及氣動特性的復雜性，本文主要針對充滿翼傘的氣動特性，因此對翼傘模型作以下假設(shè)：

1）翼傘模型為剛性模型；

2）不考慮傘衣厚度的影響，近似認為傘衣材料不透氣；

3）忽略傘繩對氣動力的影響。

整個回收系統(tǒng)的回收方式為：引導傘+減速傘+大型翼傘。通過計算，穩(wěn)定減速傘采用面積為790m2的圓形傘。在8 000m高空時，可將整個系統(tǒng)減速到35m/s左右，以此作為翼傘的計算輸入條件。模擬迎角α=8°，–4°，0°，4°，8°，12°，14°，16°，18°，20°，22°，24°，26°，28°，32°。

在上述條件下，翼傘的氣動性能受傘繩的影響不大，主要受翼型、切口等的影響；由于本次仿真針對的是穩(wěn)定滑翔階段的氣動特性，傘衣基本不會再有變形，因此可以進行剛性假設(shè)，在此假設(shè)下，傘衣透氣性的影響只能拋棄。但真實翼傘材料的透氣量會對其升阻特性產(chǎn)生影響，這是由于透氣量的增加會使其內(nèi)腔泄壓影響翼傘的剛性，同時其透過表面的氣流會破壞邊界層，促使分離。

1.3 網(wǎng)格建立

計算域為長200m、寬150m、高100m的長方體，基本滿足無限遠場的流場邊界條件，流場內(nèi)采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行填充。單元數(shù)約為2.5×106。翼傘模型網(wǎng)格如圖4所示，為了準確捕捉流場信息，對距模型C處（見圖5）的網(wǎng)格進行了加密，并在近壁區(qū)進行網(wǎng)格重構(gòu)和細化以保證邊界層計算條件。

圖4 翼傘中間剖面網(wǎng)格Fig.4 Sectional grid of parafoil

圖5 近壁區(qū)剖面網(wǎng)格Fig.5 Sectional grid of the area near wall

2 充滿狀態(tài)下（傘衣鼓包）的翼傘氣動性能

目前翼傘的氣動試驗數(shù)據(jù)大多是通過以下兩種方式獲得：一是剛性骨架的半柔性模型在風洞中吹風試驗獲得；一是通過專用支架強制改變?nèi)嵝砸韨愕挠?，在風洞中吹風試驗獲得。因為本文主要是針對該回收系統(tǒng)的翼傘穩(wěn)定滑翔階段進行氣動性能分析，并沒有進行相應(yīng)的風洞試驗，所以只能對其整體曲線的趨勢作出定性分析。

2.1 升阻特性

通過流場計算軟件Fluent仿真得到的充滿狀態(tài)時，翼傘升阻力系數(shù)曲線，如圖6所示，升阻比曲線如圖7所示。

由圖 6~7可知，充滿狀態(tài)的翼傘的升力系數(shù)隨α的增大而增加，在α=18°處達到一個峰值，但在α=22°和α=26°左右有輕微波動，最后隨α增大開始逐漸降低；翼傘的阻力系數(shù)在負迎角時，阻力系數(shù)隨α增大而緩慢降低，而在正迎角時隨α增大而增加；翼傘升阻比開始時隨α增大而增加，在α=8°時達到最大值后，隨α增大而逐漸降低。由于此次仿真缺少試驗數(shù)據(jù)，這里只能與文獻[1]里的試驗數(shù)據(jù)作定性的對比分析。對比發(fā)現(xiàn)，本文仿真得出的翼傘阻力系數(shù)和升阻比曲線趨勢與文獻[1]中基本相符，而升力系數(shù)的趨勢與文獻[1]有一些差異，這種誤差經(jīng)分析可能是以下原因造成的：數(shù)值計算誤差；本文采用的翼傘翼型與文獻[1]中不同，且文獻[1]中試驗采用的翼傘為柔性模型，而在流場計算軟件中只能假設(shè)其為剛體。

圖6 翼傘升阻力系數(shù)曲線圖Fig.6 The lift and drag coefficients graph of the parafoil

圖7 翼傘升阻比曲線Fig.7 The lift-drag ratio graph of the parafoil

2.2 流場分布

為研究傘衣內(nèi)的流場分布，取其升力最大的α=18°作為研究對象，圖8給出了翼傘前緣切口速度矢量圖。從圖中可以看出，翼傘氣室內(nèi)流速很低，翼傘內(nèi)部空氣近乎滯止，形成高壓區(qū)，同時傘衣前緣上表面與下表面產(chǎn)生小范圍回流，這是由于來流受到前緣切口處壓力梯度的影響。

圖8 翼傘前緣切口速度矢量Fig.8 Velocity vector at the parafoil leading edge notch

圖9給出了翼傘模型在α=0°，8°，16°時的中部剖面流場分布，可看出前緣切口附近壓力梯度大且駐點壓力分布較廣，并沿切口呈清晰直線，氣室內(nèi)流速很低，壓力基本均勻。對比圖9中模型在α=0°，8°，16°時的流場圖，可知當α較小時，前緣切口下表面壓力梯度較大并隨著α的增大而逐漸消失，這是由于α較小時腔內(nèi)氣流外翻，前緣分離，壓強較低。隨著α增大，前緣分離減弱，前緣壓強增加，氣流不再外翻，而直接流向下游。當α較大時，傘衣上表面前緣逐漸形成低壓區(qū)，后緣產(chǎn)生分離并隨α增加而逐漸加劇，產(chǎn)生脫體漩渦。

圖9 不同α下，翼傘中部剖面的流場分布Fig.9 The flow distribution of the parafoil intermediate section with different α

3 單側(cè)后緣下拉翼傘氣動性能

翼傘后緣下拉過程類似于飛機機翼的副翼偏轉(zhuǎn)，但它與副翼不同的地方在于當轉(zhuǎn)彎和雀降過程中控制翼傘后緣下偏時，翼傘的后部將明顯下折，而前部變形很小，表現(xiàn)出明顯的柔性效應(yīng)。同時，翼傘后緣下拉后，其升力和阻力都有所增加，同時產(chǎn)生轉(zhuǎn)彎所需的力矩。翼傘轉(zhuǎn)彎主要是通過操縱繩拉下一邊后緣或關(guān)閉外翼一側(cè)幾個進氣口使翼傘的單邊外翼折倒來實現(xiàn)。本研究的回收系統(tǒng)設(shè)計中采用拉動操縱繩使一邊后緣下偏來實現(xiàn)翼傘的轉(zhuǎn)彎操縱，對比了單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升阻特性，同時研究了其操縱性能。

3.1 單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升阻特性比較

圖10給出了單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升力和阻力系數(shù)的比較曲線圖，可以看出單側(cè)后緣下拉使受力面積增加的同時提高了翼傘的升力和阻力系數(shù)。

圖10 單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升力和阻力系數(shù)的比較Fig.10 Comparison of lift and drag coefficient between unilateral flap deflection parafoil and ordinary parafoil

圖11給出了單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升阻比曲線，可以發(fā)現(xiàn)，單側(cè)后緣下拉翼傘在α<0°時，升阻比比普通翼傘大，但α>0°時，升阻比比普通翼傘小，同時最大升阻比也比普通翼傘小，隨著α的增加，在α=16°以后，二者的升阻比基本相同。

圖11 單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘的升阻比比較Fig.11 Comparison of lift-drag ratio between unilateral flap deflection parafoil and ordinary parafoil

3.2 單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘力矩系數(shù)的比較

圖12給出了普通翼傘力矩系數(shù)，可以看出在普通翼傘情況下，在α=14°前翼傘基本只有z方向力矩，即俯仰力矩；但α=14°后出現(xiàn)了小量的x方向力矩。由翼傘靜穩(wěn)定條件知，時，系統(tǒng)穩(wěn)定，此處Cm為力矩系數(shù)。故在α<14°時，翼傘是基本穩(wěn)定的。而在單側(cè)后緣下拉情況下，下拉一側(cè)的升力增加，對翼傘兩側(cè)形成升力差，并在橫向平面內(nèi)產(chǎn)生一定的滾轉(zhuǎn)力矩；同時阻力的增加則在水平面內(nèi)造成一個航向的偏轉(zhuǎn)角速度。圖13為單側(cè)下拉翼傘力矩系數(shù)，圖中可看出x方向力矩的增加使其滾轉(zhuǎn)，同時翼傘y方向力矩的變化使其轉(zhuǎn)彎，即翼傘的航向控制。一般來說，由于翼傘系統(tǒng)繞x和y的兩種轉(zhuǎn)動慣量相差較大，且回收物質(zhì)量對滾轉(zhuǎn)起阻礙作用，因此偏航比滾轉(zhuǎn)更為明顯。

圖12 普通翼傘力矩系數(shù)Fig.12 The moment coefficient of the ordinary paraf

圖13 單側(cè)下拉翼傘力矩系數(shù)Fig.13 The moment coefficient of the unilateral

3.3 單側(cè)后緣下拉翼傘和普通翼傘壓力云圖的比較

圖14和15展示了α=14°時，普通翼傘和下拉翼傘的上下表面壓力分布，從前緣到后緣，普通翼傘上表面壓力逐漸增加，且前緣兩側(cè)壓力較大而中間部位壓力較小，后緣兩側(cè)壓力較小，向中間部位壓力先增大后減小。對比發(fā)現(xiàn)，普通翼傘對稱平面兩側(cè)壓力分布基本對稱，下拉翼傘上表面表面壓力分布與普通翼傘基本相似，但下表面處右側(cè)下拉位置壓力明顯大于普通翼傘該位置的壓力，可見單側(cè)后緣下拉翼傘下拉處升力有所增加，從而翼傘兩側(cè)形成升力差，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，進一步論證了上述力矩系數(shù)的比較結(jié)果。

圖14 普通翼傘壓力云圖Fig.14 The pressure contour of the ordinary parafoil

圖15 下拉翼傘壓力云圖Fig.15 The pressure contour of the unilateral flap deflection parafoil

4 結(jié)束語

本文通過對考慮傘衣鼓包下翼傘模型的三維數(shù)值模擬，分析了翼傘在不同迎角α下的升阻特性和流場分布，比較了單側(cè)后緣下拉翼傘和不下拉翼傘的氣動性能，得出以下結(jié)論：

1）當α為負或較小的正值時，前緣切口下緣有較明顯的壓力梯度，并隨著α的增大而逐漸消失，隨著α的增大，傘衣上表面前緣逐漸形成低壓區(qū)，后緣產(chǎn)生分離并隨α增加而逐漸加劇。

2）翼傘的升力系數(shù)隨α的增大而增加，在α=18°處達到一個峰值，但在α=22°和α=26°左右有輕微波動，最后隨α增大開始逐漸降低。翼傘的阻力系數(shù)在負迎角時，阻力系數(shù)隨α增大而緩慢降低，而在正迎角時隨α增大而增加。翼傘升阻比開始時隨α增大而增加，在α=8°時達到最大值后，隨α增大而逐漸降低。

3）單側(cè)后緣下拉翼傘相比普通翼傘升力與阻力系數(shù)均有所增加，但其最大升阻比卻有所減小。

4）單側(cè)后緣下拉后，升力增量使翼在橫向平面內(nèi)有一種側(cè)滾的趨勢，而阻力增量則在水平面內(nèi)產(chǎn)生一個航向的力矩，因為翼傘系統(tǒng)繞x和y的兩種轉(zhuǎn)動慣量相差較大，且回收物質(zhì)量對滾轉(zhuǎn)起阻礙作用，因此偏航比滾轉(zhuǎn)更為明顯，從而實現(xiàn)了其航向控制。

隨著回收物質(zhì)量的增加和可控定點回收的要求，普通的圓形降落傘已經(jīng)不能滿足需求，只能選擇有較高落點精度的可操控大型翼傘。本文為國內(nèi)大型翼傘的研究工作提供了一定的參考。

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