姚晨曦 楊春信 周成龍 程煒

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沖壓翼傘上翼面開縫技術(shù)研究進(jìn)展

姚晨曦 楊春信 周成龍 程煒

（北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

上翼面擾流縫驅(qū)動(dòng)是一種新穎的控制沖壓翼傘橫向和縱向飛行性能的方法。文章概括了近年來(lái)國(guó)外沖壓翼傘上翼面開縫技術(shù)的研究方向和進(jìn)展，依次對(duì)影響沖壓翼傘氣動(dòng)性能的四個(gè)擾流縫結(jié)構(gòu)因素——開縫方向、弦向位置、下拉度和開縫氣室展向分布的研究情況與結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)闡述與分析總結(jié)，得出結(jié)論前緣側(cè)擾流縫在縱向控制方面比后緣側(cè)擾流縫更有效。擾流縫的合理弦向位置大約位于0.15～0.3c（c為翼傘的弦長(zhǎng)，0.15～0.3c表示開縫位置與翼型左側(cè)之間的弦向距離）。在擾流縫最大下拉度以內(nèi)，滑翔比隨下拉度增大而線性減小，大下拉度還能使翼傘飛行延遲大約4°迎角失速。擾流縫下拉度很小時(shí)存在一定范圍的死區(qū)，之后轉(zhuǎn)率隨著下拉度的增加線性增大。開縫氣室數(shù)量超過最大開縫氣室數(shù)量時(shí)，翼傘系統(tǒng)變得難以控制，且最大轉(zhuǎn)率會(huì)飽和。在最大開縫氣室數(shù)量以內(nèi)，隨著開縫氣室數(shù)量增加,擾流縫的有效性隨之線性增加。開縫氣室離傘衣中心線越遠(yuǎn)越容易產(chǎn)生高的轉(zhuǎn)率，但是會(huì)降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式，下拉擾流縫所需的力遠(yuǎn)遠(yuǎn)要小，能有效減小翼傘控制單元的尺寸，對(duì)翼傘的操作有重大的意義。該研究可為翼傘精確空投技術(shù)研究提供一定的技術(shù)參考。

擾流縫 滑翔比 轉(zhuǎn)率 沖壓翼傘 返回技術(shù)

0 引言

沖壓翼傘由傘衣，傘繩，操縱繩，收口裝置等組成，是一種典型的低空滑翔類柔性飛行器，因其安全可靠以及良好的滑翔性能[1]及操控性，目前已廣泛應(yīng)用于航天回收、返回和遙控精確空投等領(lǐng)域[2]，已成為目前可控滑翔翼傘唯一候選對(duì)象[3]。

沖壓翼傘系統(tǒng)的傳統(tǒng)控制方式—后緣下拉雖然能在沖壓翼傘系統(tǒng)未失速的情況下通過單邊后緣下拉進(jìn)行有效的橫向控制，但雙邊后緣下拉只能改變空速而不能較大改變滑翔比，從而不利于提高沖壓翼傘及載荷的著陸精度，特別是當(dāng)著陸區(qū)域附近出現(xiàn)了湍流大氣條件或復(fù)雜地形時(shí)[4]。為增強(qiáng)沖壓翼傘的可操作性，之后出現(xiàn)了多種改變滑翔比的控制方式，比如改變傘衣迎角[5]、質(zhì)量轉(zhuǎn)移[6]、飛行安裝角度調(diào)整、擾流縫驅(qū)動(dòng)等。本文研究其中一種新型的傘衣操縱裝置——擾流縫，相關(guān)的研究稱為上翼面開縫技術(shù)。

滑翔機(jī)最初將擾流器用于著陸下滑時(shí)改變速度和滑翔比。20世紀(jì)60年代，動(dòng)力飛機(jī)使用擾流設(shè)備直接控制升力；20世紀(jì)70年代期間，文獻(xiàn)[7]證明擾流縫有利于輕型飛機(jī)的滑翔路徑控制；近年來(lái)，文獻(xiàn)[8]將擾流縫有效應(yīng)用在小型無(wú)人駕駛動(dòng)力翼傘和載荷系統(tǒng)上。

本文就國(guó)外團(tuán)隊(duì)開展的上翼面開縫技術(shù)研究工作，介紹擾流縫裝置，主要講述擾流縫對(duì)沖壓翼傘縱向飛行性能和橫向飛行性能的控制，分別以擾流縫的開縫方向、弦向位置、下拉度和開縫氣室展向分布四個(gè)方面進(jìn)行詳細(xì)介紹，依次分析總結(jié)這四種因素對(duì)滑翔比和轉(zhuǎn)率的具體影響。本文中的擾流縫均指上翼面擾流縫，翼傘均指沖壓翼傘。

1 擾流縫

擾流縫是一種通過在傘衣上表面開縫從而對(duì)沖壓翼傘飛行性能進(jìn)行控制的裝置。圖1（a）、（b）分別表示位于傘衣上表面的擾流縫關(guān)閉和打開時(shí)的二維截面圖。當(dāng)擾流縫打開時(shí)，翼傘內(nèi)部的壓強(qiáng)較高，迫使氣室內(nèi)部空氣從擾流縫流出，從而干擾翼傘的自然流動(dòng)，產(chǎn)生一個(gè)虛擬的流動(dòng)擾流器，同時(shí)由于驅(qū)動(dòng)擾流縫后翼傘形狀也發(fā)生改變，使翼傘所受的力和力矩發(fā)生改變，因此可以控制翼傘的飛行性能。當(dāng)未打開擾流縫時(shí)，傘衣展向張力和內(nèi)部壓力足以保持?jǐn)_流縫關(guān)閉。圖1（c）、（d）是測(cè)試飛行時(shí)擾流縫控制裝置用于2.7 m2傘衣的實(shí)物圖，擾流縫在傘衣上表面的中間區(qū)域展向跨越數(shù)個(gè)氣室。操縱繩一端與擾流縫一側(cè)的傘衣相連，另一端穿過傘衣下表面與曲柄連接，當(dāng)曲柄驅(qū)動(dòng)操縱繩時(shí)，擾流縫被打開。擾流縫導(dǎo)致傘衣上表面有扭曲的流場(chǎng)分離渦，類似于傳統(tǒng)飛機(jī)擾流器的作用，只是擾流縫裝置使用的是噴出的沖擊氣作為虛擬擾流器而不是一個(gè)機(jī)械襟翼。

在小型動(dòng)力翼傘和有效載荷系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)中，擾流縫不僅能改變滑翔比還能控制轉(zhuǎn)率，體現(xiàn)出良好的操縱性能。相比于傳統(tǒng)的后緣下拉控制方式，由于驅(qū)動(dòng)擾流縫所需的力要遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于后緣下拉所需的力，故能大幅度減小翼傘控制單元的尺寸，對(duì)翼傘系統(tǒng)的操作有重大意義。盡管擾流縫下拉會(huì)誘發(fā)失速，但是相比后緣下拉導(dǎo)致的失速，系統(tǒng)能恢復(fù)得更快，且傘衣的變形更小[9]。

圖1 翼傘上翼面開縫

早在20世紀(jì)20年代，Lachmann就研究利用運(yùn)動(dòng)體表面的固有壓力差進(jìn)行有孔傘衣的氣動(dòng)流動(dòng)控制[10-11]。隨著研究的深入，Wood和Bauer總結(jié)了1990年軍用飛機(jī)先進(jìn)氣動(dòng)控制裝置的研究項(xiàng)目[12]。20世紀(jì)70年代中期，首次將擾流縫用于個(gè)人空投來(lái)強(qiáng)化其控制性能，之后也有學(xué)者將后緣下拉和擾流縫結(jié)合用于個(gè)人空降系統(tǒng)?文獻(xiàn)[13]預(yù)測(cè)擾流縫裝置可能用于自主控制空降系統(tǒng)。目前，國(guó)外的主要研究者主要有美國(guó)陸軍Natick士兵工程研發(fā)中心的Bergeron團(tuán)隊(duì)及喬治亞理工學(xué)院的Gavrilovski團(tuán)隊(duì)。Gavrilovski等人為研究擾流縫對(duì)翼傘橫向和縱向控制性能的影響進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)[14]。之后，Bergeron等人在9.29m2傘衣的空投系統(tǒng)上使用三個(gè)獨(dú)立控制電機(jī)驅(qū)動(dòng)開展了針對(duì)擾流縫的飛行實(shí)驗(yàn)[9]，。后面的兩項(xiàng)工作證明，在飛行的最后階段將擾流縫與后緣下拉控制方式結(jié)合在一起可以提高制導(dǎo)系統(tǒng)精度。2014年Bergeron對(duì)擾流縫開縫、弦向位置和后緣下拉組合控制方式進(jìn)行仿真研究[15]。

2 擾流縫結(jié)構(gòu)對(duì)氣動(dòng)特性的影響

本文的研究工作是擾流縫結(jié)構(gòu)對(duì)翼傘氣動(dòng)特性的縱向飛行性能和橫向飛行性能的影響?？v向飛行性能是翼傘飛行時(shí)在垂直方向上的下滑特性，通常用滑翔比或者升阻比衡量。影響滑翔比的因素有來(lái)流迎角、翼型種類和傘衣變形等。仿真過程中，因?yàn)閒luent求解器可直接獲得升、阻力系數(shù)，所以評(píng)估擾流縫的縱向飛行性能使用的參數(shù)是升阻比；而在實(shí)驗(yàn)過程中，因?yàn)槟軠y(cè)得單位時(shí)間內(nèi)飛行的水平距離與垂直距離，故評(píng)估擾流縫的縱向飛行性能使用的參數(shù)是滑翔比。無(wú)論是升阻比還是滑翔比，都表示飛行品質(zhì)的高低，二者等同。橫向飛行性能是指翼傘飛行時(shí)在水平方向上的運(yùn)動(dòng)特性，一般用轉(zhuǎn)率衡量。

翼傘系統(tǒng)的操縱性能是指改變速度大小和方向的能力，目前針對(duì)擾流縫結(jié)構(gòu)影響翼傘氣動(dòng)性能的研究，大致分為四個(gè)方面：1）擾流縫的開縫方向；2）擾流縫的弦向位置；3）擾流縫的下拉度；4）開縫氣室的展向分布，包括開縫氣室的數(shù)量及其展向位置。上述四個(gè)因素均對(duì)翼傘的氣動(dòng)特性產(chǎn)生很大的影響。

2.1 擾流縫的開縫方向

擾流縫的開縫方向分為兩種，一種是前緣側(cè)擾流縫，另一種是后緣側(cè)擾流縫，如圖2噴出的氣流所示。前緣側(cè)擾流縫噴出的氣流與來(lái)流逆向相交，使上翼面開縫處的后緣區(qū)域有較大的分離渦，而后緣側(cè)擾流縫與來(lái)流順向結(jié)合，上翼面后緣區(qū)域基本無(wú)分離渦，故擾流縫的不同開縫方向形成不同的流場(chǎng)，從而使翼傘具有不同的氣動(dòng)特性。

基于數(shù)值求解N-S流動(dòng)控制方程的計(jì)算流體力學(xué)CFD（computational fluid dynamics）方法，適合在較大的速度范圍內(nèi)求解復(fù)雜外形，因而得到了廣泛的應(yīng)用與發(fā)展。文獻(xiàn)[15]通過對(duì)特定翼型的翼傘進(jìn)行CFD計(jì)算求得翼傘的氣動(dòng)力和升阻比，得到擾流縫的開縫方向?qū)σ韨銡鈩?dòng)特性的影響。翼傘的開縫弦向位置為0.2c（c為翼型的弦長(zhǎng)，0.2c表示開縫位置與翼型左側(cè)之間的弦向距離），迎角為8.5°，二維仿真流場(chǎng)結(jié)果如圖2所示，相對(duì)擾流縫關(guān)閉的流場(chǎng)，這兩種工況下靠近前緣下翼面切口處的渦流大幅度減小。圖2（a）中，該處還存在較小的渦流，而圖2（b）中該渦流基本消失。前緣側(cè)擾流縫的結(jié)構(gòu)使得前緣側(cè)的氣室腔體形成了環(huán)流區(qū)，并在后緣側(cè)的上翼面形成大的分離渦，影響翼傘的氣動(dòng)特性。隨著分離渦變大，升力減小，同時(shí)阻力增大，從而控制滑翔比。在后緣側(cè)擾流縫的結(jié)構(gòu)中，來(lái)流直接穿過前緣側(cè)的氣室腔體由開縫口流出上翼面，在后緣側(cè)的上翼面未形成明顯的分離渦。后緣側(cè)擾流縫相對(duì)前緣側(cè)擾流縫升阻比增大了40多倍，說(shuō)明后緣側(cè)擾流縫結(jié)構(gòu)會(huì)增大升阻比，沒有起到減小升阻比的“擾流器”作用，故前緣側(cè)擾流縫在控制升阻比方面有更好的性能。

圖2 擾流縫翼傘模型的二維流場(chǎng)

Bergeron不僅針對(duì)擾流縫開縫方向影響翼傘氣動(dòng)特性進(jìn)行二維仿真，也進(jìn)行相應(yīng)的三維仿真研究，得到不同擾流縫開縫方向下的氣動(dòng)力參數(shù)，如表1所示[16]。下拉后緣側(cè)擾流縫對(duì)力和力矩變化量的影響較輕微；而下拉前緣側(cè)擾流縫則使升力大幅降低，阻力和偏航力矩都大量增加，顯示出了擾流縫的有效性，所以前緣側(cè)擾流縫在實(shí)際飛行過程中能有效操控滑翔比，是更合理的擾流縫結(jié)構(gòu)。

表1 力和力矩的百分比變化

Tab.1 Percent change forces and moments

表注：相對(duì)于前緣切口敞開、后緣無(wú)下拉模型，迎角為8°

除了擾流縫開縫方向的仿真研究，文獻(xiàn)[9]、文獻(xiàn)[14]還通過實(shí)驗(yàn)研究擾流縫開縫方向?qū)σ韨慊璞群涂账俚挠绊憽?/p>

文獻(xiàn)[14]得到不同的擾流縫開縫方向下滑翔比和空速隨下拉度的變化曲線，如圖3所示（圖中，LE為前緣側(cè)擾流縫，TE為后緣側(cè)擾流縫）。下拉前緣側(cè)擾流縫時(shí)滑翔比減少64%，而下拉后緣側(cè)擾流縫時(shí)滑翔比只減少43%，所以下拉前緣側(cè)擾流縫可以更有效地減小滑翔比。下拉后緣側(cè)擾流縫時(shí)傘衣一直保持較高的空速，但達(dá)到90%下拉度時(shí)空速會(huì)陡然下降，說(shuō)明該結(jié)構(gòu)在高下拉度時(shí)空速不穩(wěn)定。上述情況很可能是因?yàn)檫^度下拉擾流縫而引起大規(guī)模的傘衣變形使得飛行不穩(wěn)定，而前緣側(cè)擾流縫不存在此類缺陷。綜上，前緣側(cè)擾流縫的縱向操縱范圍更大，飛行的穩(wěn)定性更好，優(yōu)于后緣側(cè)擾流縫。

圖3 擾流縫開縫方向的影響

文獻(xiàn)[8]也通過飛行實(shí)驗(yàn)研究擾流縫的開縫方向?qū)σ韨慊璞瓤刂频挠绊?，得出的結(jié)論與上文結(jié)論一致，即前緣側(cè)擾流縫比后緣側(cè)擾流縫在縱向操縱性能和飛行穩(wěn)定性方面都更加優(yōu)越。

2.2 擾流縫的弦向位置

擾流縫位于不同的弦向位置會(huì)影響翼傘的氣動(dòng)特性。文獻(xiàn)[15]進(jìn)行了兩次有關(guān)擾流縫弦向位置的二維翼型氣動(dòng)力特性分析的仿真研究。文獻(xiàn)[15]模擬迎角為8.5°情況下，前緣側(cè)擾流縫分別位于0.2c和0.6c時(shí)的二維瞬態(tài)流場(chǎng)。結(jié)果表明，相對(duì)于0.2c的情況，前緣側(cè)擾流縫位于0.6c時(shí)來(lái)流剛進(jìn)入切口時(shí)經(jīng)歷更大的壓力，則會(huì)形成較強(qiáng)的回流，導(dǎo)致前緣處下翼面的渦流較大。

文獻(xiàn)[4]發(fā)表了對(duì)不同開縫弦向位置下翼傘的二維氣動(dòng)力特性瞬態(tài)仿真結(jié)果。方案設(shè)置4個(gè)不同的開縫弦向位置，分別是0.15c、0.2c、0.25c、0.3c，來(lái)流迎角為8.5°，使用fluent求解器選擇SA（Spalart-Allmaras）一方程湍流模型進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算。由圖4可知，擾流縫位于0.15c、0.2c、0.25c時(shí)，升、阻力系數(shù)都穩(wěn)定，只存在一個(gè)特定的值；而當(dāng)擾流縫位于0.3c時(shí)，出現(xiàn)了兩個(gè)升阻比，表明此時(shí)流場(chǎng)變得不穩(wěn)定。圖5表示翼傘在不同時(shí)刻的壓力流線圖，=80s時(shí)，上翼面后緣處的氣流出現(xiàn)分離區(qū)，但是當(dāng)=110s時(shí)，上翼面后緣處的一部分氣流又會(huì)重新附著在上翼面，所以流場(chǎng)分離區(qū)發(fā)生形狀變化肯定也會(huì)使翼型的升、阻力系數(shù)發(fā)生改變，造成翼傘不穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，使翼傘難以控制。

圖注：0.3c時(shí)，圓形、三角形標(biāo)記分別表示上限和下限

圖5 擾流縫位置0.30c的壓力流線

文獻(xiàn)[14]通過飛行實(shí)驗(yàn)研究擾流縫弦向位置對(duì)滑翔比的影響。當(dāng)擾流縫位于0.15c時(shí)，雖能獲得低至1.1的滑翔比，但前緣上翼面會(huì)坍塌，導(dǎo)致傘衣嚴(yán)重變形，擾流縫不再是出氣口，而是新的進(jìn)氣口，使得翼傘系統(tǒng)難以控制；解除下拉擾流縫的操縱繩后，傘衣并沒有從坍塌中立即恢復(fù)，所以傘衣對(duì)前緣附近的任何修改都很敏感。相比于擾流縫位于0.5c處，擾流縫位于0.3c處隨著擾流縫下拉度變化的滑翔比變化范圍更大，所以開縫位置在0.3c時(shí)更易于控制滑翔比。這可能是由于擾流縫移向翼尾時(shí)氣流流過的翼型部分變少，所以縱向控制性能變差。

擾流縫弦向位置越靠近后緣會(huì)使縱向控制性能減弱，而且開縫位置超過0.3c以后翼傘飛行會(huì)不穩(wěn)定，若擾流縫弦向位置太靠近前緣會(huì)導(dǎo)致前緣上翼面坍塌，因此合適的弦向開縫位置范圍大約是0.15-0.3c。

2.3 擾流縫的下拉度

擾流縫的下拉度用來(lái)定量描述下拉擾流縫的不同程度。目前只有擾流縫下拉度對(duì)翼傘氣動(dòng)力特性影響的實(shí)驗(yàn)研究，沒有相應(yīng)的仿真研究。文獻(xiàn)[8]和文獻(xiàn)[17]通過實(shí)驗(yàn)探究擾流縫下拉度變化對(duì)翼傘縱向飛行性能和橫向飛行性能的影響。

2.3.1 下拉度對(duì)滑翔比的影響

文獻(xiàn)[8]獲得了滑翔比和空速隨擾流縫下拉度變化的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，如圖6所示（圖中，1英尺=0.304 8 m），弦向開縫位置都為0.25c。在下拉量小于18 cm時(shí)，滑翔比和空速隨著擾流縫下拉量增加大致線性減?。划?dāng)下拉量大于等于18 cm時(shí)，實(shí)驗(yàn)點(diǎn)背離線性響應(yīng)趨勢(shì)，因?yàn)閭阋潞穸却蟾艦?0 cm，若下拉量超過16 cm，傘衣的上、下翼面會(huì)相互接觸致使傘衣變形，甚至?xí)l(fā)生失速現(xiàn)象。此翼傘系統(tǒng)下，擾流縫下拉全部操縱行程，滑翔比的變化范圍是3.2~1.8。

圖6 滑翔比、空速與擾流縫下拉量

文獻(xiàn)[17]開展次音速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)得到不同擾流縫下拉度下的升、阻力系數(shù)隨迎角變化的曲線圖，如圖7所示。擾流縫下拉度小于50%時(shí)，傘衣失速前其升力系數(shù)曲線斜率保持常數(shù)；擾流縫下拉度達(dá)到100%時(shí)，傘衣失速相對(duì)遲一些，直到12°迎角才失速，表明大下拉度不僅會(huì)改變氣動(dòng)力特性，還能增大失速迎角。傘衣失速前，隨著下拉度的增大升力系數(shù)減小，升力曲線斜率也會(huì)降低12.4%左右，阻力系數(shù)增大。傘衣失速以后，流場(chǎng)中出現(xiàn)翼尖渦，隨著迎角的增加，翼尖渦的尺寸和強(qiáng)度變大，導(dǎo)致上表面低壓從而產(chǎn)生升力，所以盡管此時(shí)還有導(dǎo)致升力減小的分離渦，失速后升力系數(shù)又會(huì)緩慢上升。添加擾流縫的最大影響是所有不同下拉度翼傘模型的俯仰力矩系數(shù)至少都增大140%。

圖7 不同擾流縫下拉度：CL、CD與迎角

文獻(xiàn)[14]緊接著又進(jìn)行擾流縫下拉度對(duì)翼傘滑翔比影響的實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)共有20次飛行，為排除干擾，僅在非常平靜的大氣條件下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)得到的結(jié)論與上述結(jié)論保持一致，翼傘失速前，擾流縫的下拉度越大，升力大致線性減小，阻力增大，導(dǎo)致滑翔比降低；下拉度過大會(huì)導(dǎo)致飛行不穩(wěn)定。此外，文獻(xiàn)[17]的實(shí)驗(yàn)表明擾流縫大下拉度不僅會(huì)改變氣動(dòng)力性能，還能增加失速迎角。

圖8 轉(zhuǎn)率死區(qū)

2.3.2 下拉度對(duì)轉(zhuǎn)率的影響

文獻(xiàn)[9]通過實(shí)驗(yàn)研究給出擾流縫下拉度對(duì)轉(zhuǎn)率的曲線圖，實(shí)驗(yàn)一共進(jìn)行了三次飛行，第一天飛行數(shù)據(jù)擬合曲線如系列4所示，第二天飛行數(shù)據(jù)擬合曲線如系列5所示。結(jié)果表明單邊下拉擾流縫可得到25（°）/s的轉(zhuǎn)率，而傳統(tǒng)后緣下拉產(chǎn)生的最大轉(zhuǎn)率是15（°）/s，所以擾流縫的橫向操縱性能對(duì)于自動(dòng)著陸是足夠的。從圖8可知，擾流縫下拉度很小時(shí)，存在3.81~6.35 cm范圍的死區(qū)，轉(zhuǎn)率在此范圍內(nèi)沒有響應(yīng)；當(dāng)未下拉擾流縫時(shí)，轉(zhuǎn)率大約是2（°）/s，可能是因?yàn)閷?shí)驗(yàn)環(huán)境中有風(fēng)。圖8中，１inch=2.54cm。

文獻(xiàn)[14]研究不同展向開縫位置時(shí)擾流縫下拉度對(duì)轉(zhuǎn)率的影響。轉(zhuǎn)率隨著擾流縫下拉度增加而增大，且單邊下拉擾流縫時(shí)僅需兩個(gè)氣室開縫就能獲得足夠的轉(zhuǎn)率，所以單邊下拉擾流縫是有效的橫向操縱裝置，此系統(tǒng)的轉(zhuǎn)率上限是50（°）/s。

擾流縫下拉度很小時(shí)，轉(zhuǎn)率沒有響應(yīng)，存在3.81~6.35 cm范圍的死區(qū)，之后隨著擾流縫下拉度的增加，轉(zhuǎn)率呈線性增長(zhǎng)，因而擾流縫是有效的橫向操縱裝置。

2.4 開縫氣室的展向分布

開縫氣室的展向分布包括開縫氣室數(shù)量以及其展向排布方式。

文獻(xiàn)[14]通過飛行實(shí)驗(yàn)給出不同開縫氣室數(shù)量下擾流縫下拉度對(duì)滑翔比和空速影響的曲線圖，如圖9所示?當(dāng)2個(gè)氣室開縫時(shí),滑翔比的變化范圍是3.2~2.5，而八個(gè)氣室開縫時(shí)，滑翔比變化范圍增大，為3.2~1.1，說(shuō)明開縫氣室數(shù)量越多，翼傘的縱向操縱性能越好?空速隨著滑翔比減少呈比例變小?2~6個(gè)氣室開縫時(shí)，翼傘擾流縫最大下拉度是通過觀察擾流縫的顯著變形確定的；當(dāng)8個(gè)開縫氣室時(shí)，擾流縫最大下拉度由飛行條件確定，故開縫氣室個(gè)數(shù)影響最大下拉度。

圖9開縫氣室數(shù)量的影響

上述結(jié)果表明，當(dāng)滑翔比很低時(shí)翼傘滑翔變得難以控制和容易失速，意味著已達(dá)到滑翔比的最小可用限制，所以在該翼傘系統(tǒng)中開縫氣室超過8個(gè)并不會(huì)增加滑翔比的控制范圍?此外，隨著開縫氣室數(shù)量的增加，擾流縫對(duì)自身與驅(qū)動(dòng)線之間結(jié)構(gòu)的小變化也更敏感。所以，實(shí)際開縫氣室數(shù)量不應(yīng)超過最大開縫氣室數(shù)量，只有在最大開縫氣室數(shù)量范圍以內(nèi)，擾流縫的有效性才會(huì)隨著開縫氣室數(shù)量增加而線性增強(qiáng)。

開縫氣室數(shù)量除了影響滑翔比，還影響轉(zhuǎn)率。文獻(xiàn)[14]研究了開縫氣室數(shù)量與轉(zhuǎn)率之間的關(guān)系，當(dāng)開縫氣室增大到一定數(shù)量，最大轉(zhuǎn)率會(huì)飽和，如果再繼續(xù)增加開縫氣室數(shù)量對(duì)轉(zhuǎn)率的增大沒有實(shí)際意義。

開縫氣室的展向排布方式也是影響轉(zhuǎn)率和滑翔比的重要因素。內(nèi)側(cè)排布方式（Inboard）是開縫氣室從中心線開始向外連續(xù)分布；外側(cè)排布方式（Outboard）是開縫氣室從與中心線有一定距離的某個(gè)氣室開始向內(nèi)連續(xù)分布，如圖10所示，以兩個(gè)開縫氣室為例。相同的擾流縫下拉度下，開縫氣室離中心線越遠(yuǎn)產(chǎn)生的轉(zhuǎn)率越高，但是會(huì)降低對(duì)滑翔比的控制，反之亦然，開縫氣室離中心線越近產(chǎn)生的轉(zhuǎn)率越低，但是會(huì)增強(qiáng)對(duì)滑翔比的控制[14]。

圖10 開縫氣室的展向分布方式

2.5 結(jié)論

通過依次對(duì)影響翼傘氣動(dòng)性能的四個(gè)擾流縫結(jié)構(gòu)因素進(jìn)行詳細(xì)闡述和分析總結(jié)，得出以下結(jié)論：

1）相比后緣側(cè)擾流縫，前緣側(cè)擾流縫能使滑翔比有更大的改變，飛行更穩(wěn)定，且優(yōu)于后緣下拉控制方式，故前緣側(cè)擾流縫是更有效的縱向操縱裝置。

2）擾流縫弦向位置過于靠近前緣容易導(dǎo)致飛行坍塌，而擾流縫移向翼尾時(shí)其縱向控制性能變差，故擾流縫的合理弦向位置大約位于0.15~0.3c。

3）在擾流縫最大下拉度以內(nèi)，滑翔比隨下拉度增大而線性減小，且大下拉度還能使翼傘飛行延遲大約4°迎角失速。擾流縫下拉度很小時(shí)，轉(zhuǎn)率沒有響應(yīng)，存在一定范圍的死區(qū)，之后轉(zhuǎn)率隨著下拉度的增加線性增大。

4）開縫氣室數(shù)量超過最大開縫氣室數(shù)量時(shí)，翼傘系統(tǒng)變得難以控制，且最大轉(zhuǎn)率會(huì)飽和；而在最大開縫氣室數(shù)量以內(nèi)，隨著開縫氣室數(shù)量增加,擾流縫的有效性隨之線性增加，且開縫氣室個(gè)數(shù)影響最大下拉度。開縫氣室離傘衣中心線越遠(yuǎn)越容易產(chǎn)生高的轉(zhuǎn)率，但是會(huì)降低滑翔比的控制性能，反之亦然。

5）單邊下拉擾流縫是有效的橫向操縱方式，雙邊下拉擾流縫是有效的縱向操縱方式。相比于其他控制方式，下拉擾流縫所需的力遠(yuǎn)遠(yuǎn)要小，能有效減小翼傘控制單元的尺寸，對(duì)翼傘的操作有重大的意義。

3 結(jié)束語(yǔ)

擾流縫作為一種控制沖壓翼傘飛行性能的新型裝置，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，具有驅(qū)動(dòng)力小，橫向飛行性能和縱向飛行性能控制效果均明顯，且飛行狀態(tài)穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn)。文章概括了近年來(lái)國(guó)外沖壓翼傘上翼面開縫技術(shù)的研究方向和進(jìn)展，依次對(duì)影響沖壓翼傘氣動(dòng)性能的四個(gè)擾流縫結(jié)構(gòu)因素——開縫方向、弦向位置、下拉度和開縫氣室展向分布的研究情況與結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)闡述與分析總結(jié)，可為翼傘精確空投技術(shù)研究提供一定的技術(shù)參考。此外，擾流縫能直接用于未來(lái)的自主空投系統(tǒng)，在節(jié)省成本方面也具有重要的意義。

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（編輯：劉穎）

Review on Technology of Parafoil Systems with Spoilers

YAO Chenxi YANG Chunxin ZHOU Chenglong CHENG Wei

（School of Aeronautic Science & Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China）

The activation of spoilers is a new method of achieving longitudinal and lateral control of ram-air canopies. This paper introduces the concept of upper surface bleed air spoiler, expounds foreign new research work for this technology in these years. The paper discusses 4 important factors——flap orientation、chordwise location、deflection and spanwise arrangement of the spoiler, which influences aerodynamic characteristics of parafoils, and gives an analysis and summary of it. The leading edge side spoiler is more effective than the trailing edge side spoiler in longitudinal control. The correct chordwise location of the spoiler is approximately 0.15-0.3c, and 0.15-0.3c represents the chordwise distance between the spoiler position and the left side of the airfoil. Within the maximum deflection of the spoiler, the glide ratio decreases linearly with the increase of the deflection of the spoiler, and the large deflection of the spoiler can cause the stall delay about 4 degrees angle of attack. There is a certain dead zone in the small deflection of the spoiler, and then the turn rate increases linearly with the increment of the deflection of the spoiler. The system becomes difficult to control and the maximum turn rate will be saturated beyond the maximum number of cells with spoilers. Within the maximum number of cells with spoilers, the effectiveness of the spoiler increases linearly with the increment of the number of cells with spoilers. The larger the distance from the centerline of canopy to cells with spoilersis, the higher the turn rate is, but on the contrary for the glide ratio. Compared with other control methods, the force required to actuate spoilers is much less. This can effectively reduce the size and weight of the parafoil system, which has great significance for the parafoil operation. This study can provide the technical reference for the research of PADS system.

upper surface bleed air spoiler; glide ratio; turn rate; sramair parachute; return technique

V244

A

1009-8518(2017)06-0019-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.06.003

姚晨曦，女，1992年生，現(xiàn)在北京航空航天大學(xué)人機(jī)與環(huán)境工程專業(yè)攻讀碩士學(xué)位，研究方向?yàn)橐韨銡鈩?dòng)力分析、吸附理論。E-mail: chenxiyau@163.com。

2017-09-11