邵 博，馮 欽

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

下拉傘衣后緣是沖壓翼傘的傳統(tǒng)操縱方式。下拉雙邊后緣會使空速減小從而降低下降速率[1]，但對滑翔比的影響較小[2]；下拉單側(cè)后緣時可實現(xiàn)橫向控制，但反向側(cè)滾趨勢的存在使操縱顯得不夠靈活，且易誘發(fā)跳傘員操縱過度而進入螺旋失速運動[3]。傳統(tǒng)操縱方式存在的問題催生出了其他新穎的操縱手段，如動態(tài)調(diào)節(jié)翼傘迎角[4]，載荷質(zhì)量轉(zhuǎn)移[5]，上翼面擾流裝置[6]等。本文針對上翼面擾流這一新穎的沖壓翼傘操縱方式進行研究。

目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有2種形式，本文分別稱這2種擾流裝置為擾流縫[7]和擾流板[8]，兩者結(jié)構(gòu)和驅(qū)動方式雖有差異，但均通過控制翼傘氣室內(nèi)部的氣體從翼傘上翼面流出來實現(xiàn)翼傘操縱。文獻[2]通過二維流場數(shù)值模擬研究了擾流縫的弦向位置對翼傘氣動性能的影響并與風(fēng)洞試驗結(jié)果進行了對比；文獻[9]通過二維流場仿真研究了擾流縫的開縫方向和弦向位置對翼傘氣動性能的影響，指出計算此類帶空腔的流動時需要精細(xì)的網(wǎng)格生成；文獻[8]通過空投試驗研究了第二種擾流裝置-擾流板在翼傘操縱上的應(yīng)用，結(jié)果表明擾流板同樣可對翼傘進行良好的縱向橫向控制。國內(nèi)對沖壓翼傘上翼面擾流裝置的研究目前還處于起步階段[10]。基于已有研究成果，本文建立了不同擾流板下偏角度的翼傘氣室剖面并對其進行二維定常流場仿真來研究擾流板下偏量對翼傘氣動性能的影響。

1 計算模型與數(shù)值方法

1.1 模型建立和網(wǎng)格生成

基礎(chǔ)翼傘剖面（擾流板未下偏）如圖1所示，其在Clark-Y翼型的前緣切口，切口長度l為干凈翼型弦長c的5%，前緣切口與翼弦（與圖中水平軸重合）的夾角為45°。上翼面擾流板下偏時的翼傘氣室剖面如圖2所示，擾流板長度b=0.03c，其折點距干凈翼型前緣（圖中坐標(biāo)軸原點）的水平距離為0.25c，上翼面氣流出口長度a=0.01c，擾流板折點的弦向位置和擾流板與氣流出口的相對長度參考文獻[1]中的幾何模型，擾流板長度b大于氣流出口長度a，保證了其能在未下偏時更好地封閉住上翼面氣流出口。擾流板下偏角度e定義為擾流板與翼弦的夾角，分別取未下偏、下偏15°、下偏30°和下偏45°四種翼傘氣室剖面。

采用如下假設(shè)與簡化：（1）傘衣剛性假設(shè)；（2）傘衣不計厚度且不透氣；（3）擾流板未下偏時氣室剖面同基礎(chǔ)剖面如圖1所示，下偏時忽略擾流板的彎曲變形而將其簡化為一條直線如圖2所示。

圖1 沖壓翼傘基礎(chǔ)剖面（擾流板未下偏）示意圖

圖2 沖壓翼傘上翼面擾流板下偏示意圖

對上述四種翼傘氣室剖面和Clark-Y翼型生成二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，翼傘剖面附近網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 翼傘附近局部網(wǎng)格（擾流板下偏45°）

1.2 計算條件和數(shù)值方法

對上述四種翼傘剖面模型和Clark-Y翼型進行不同攻角下的定常流場計算，分析其在不同攻角下的氣動參數(shù)和流場結(jié)構(gòu)變化，攻角范圍取0～20°，間隔為2.5°。流場右側(cè)邊界的邊界條件為壓力出口，其余流場邊界設(shè)為速度入口，如圖3所示，速度入口的邊界條件見表1。

表1 速度入口邊界條件

采用工程領(lǐng)域流場仿真中常用的標(biāo)準(zhǔn)k-epsilon湍流模型。因來流速度較小，視為不可壓縮流。采用SIMPLE（semi-implicit method for pressure-linked equations）算法求解流動控制方程。

2 計算結(jié)果與討論

2.1 擾流板下偏量對翼傘剖面氣動力系數(shù)的影響

干凈CLARK-Y翼型和四種帶擾流板的翼傘剖面的升力系數(shù)變化情況如圖4所示?？梢钥闯?，0～30°下偏范圍內(nèi)，隨下偏量增加，升力系數(shù)在各個迎角下均呈現(xiàn)單調(diào)減少的變化趨勢，而30～45°下偏范圍內(nèi)，下偏量對升力系數(shù)的影響甚微，說明對升力系數(shù)起明顯影響的擾流板下偏范圍應(yīng)在0～30°之間，且擾流板從未下偏下偏到15°時改變升力系數(shù)的能力要高于擾流板從15°下偏到30°時改變升力系數(shù)的能力。

圖4 升力系數(shù)曲線

干凈CLARK-Y翼型和四種帶擾流板的翼傘剖面的阻力系數(shù)變化情況如圖5所示。迎角范圍在0～13°內(nèi)，擾流板下偏量在0～30°之間增加時，阻力系數(shù)在各個迎角下單調(diào)增加，且擾流板從未下偏增至15°下偏時改變阻力系數(shù)的能力要高于下偏量從15°增至30°時的能力。而擾流板下偏量從30°增加至45°時，阻力系數(shù)基本不再變化；15°迎角時，擾流板下偏時阻力系數(shù)增大，但不同下偏量時的阻力系數(shù)區(qū)別不大，均在0.2附近。

圖5 阻力系數(shù)曲線

干凈CLARK-Y翼型和四種帶擾流板的翼傘剖面的升阻比變化情況如圖6所示。在所研究的0～20°范圍內(nèi)每個迎角下，擾流板下偏量在0～30°范圍內(nèi)增加時，翼傘剖面的升阻比單調(diào)減小，且擾流板在0～15°下偏范圍內(nèi)下偏時能更有效地改變升阻比，而在15～30°下偏范圍內(nèi)下偏時改變升阻比的效率降低；擾流板下偏量從30°增加至45°時，升阻比基本無變化，說明擾流板下偏在改變升阻比方面存在操作無效區(qū)。

圖6 升阻比曲線

從以上仿真結(jié)果可以看出，上翼面擾流板在一定范圍內(nèi)下偏時可有效改變翼傘剖面的升阻比且升阻比隨下偏量增加而單調(diào)減少，而翼傘系統(tǒng)降落時的滑翔比跟翼傘升阻比有直接關(guān)系，故三維翼傘兩側(cè)上翼面擾流板同時下偏時可有效改變其降落時的滑翔比，而常規(guī)翼傘縱向操縱方式即同時下拉兩側(cè)后緣對滑翔比改變有限。三維翼傘單側(cè)上翼面擾流板下偏時會使該側(cè)翼傘升力減少從而使翼傘朝該側(cè)傾斜（滾轉(zhuǎn)），同時該側(cè)翼傘阻力增大，翼傘朝該側(cè)偏航，實現(xiàn)航向操縱。由于單側(cè)擾流板下偏時產(chǎn)生的側(cè)滾為正向側(cè)滾，不會像常規(guī)翼傘航向操縱時即單側(cè)下拉后緣時翼傘會依次產(chǎn)生兩個相反方向的側(cè)滾（此時跳傘員或吊掛物的側(cè)向甩動幅度可能較大），又因為操縱響應(yīng)較快，不會像單側(cè)下拉后緣時易過度操縱而導(dǎo)致螺旋失速運動。

2.2 擾流板下偏量對氣室內(nèi)壓力分布的影響

0°來流迎角下四種翼傘剖面的下翼面內(nèi)表面壓力系數(shù)分布如圖7所示。壓力系數(shù)Cp的計算公式為：

圖7 翼傘下翼面內(nèi)表面壓力分布（來流迎角：0°）

擾流板未下偏時，下翼面內(nèi)表面壓力系數(shù)較接近于1，即氣室內(nèi)部接近于滯止?fàn)顟B(tài)，下翼面內(nèi)表面靠近前緣切口部分的壓力系數(shù)略低于靠近后緣的部分，這是因為靠近前緣的部分會有少量氣體從前緣切口處溢出；擾流板下偏時，下翼面內(nèi)表面的壓力系數(shù)整體下降且前緣切口至上翼面氣流出口（x/c=0.25）之間的部分壓降更多，反映了翼傘氣室內(nèi)部壓力的下降，且下偏量越大，壓力系數(shù)下降的越多。

2.3 擾流板下偏量對擾流板所受氣動力矩的影響

三種不同下偏量的擾流板所受氣動力矩隨來流迎角的變化如圖8所示。力矩參考點為圖2中的擾流板折點，規(guī)定氣動力矩使擾流板繞折點逆時針旋轉(zhuǎn)（使擾流板上偏）為正。可以看出，擾流板所受氣動力矩均為正值，即擾流板受到使其上偏的氣動力矩，來流迎角一定時，下偏量越小，所需克服的氣動力矩反而越大；文獻[8]中擾流板克服氣動力矩所需的驅(qū)動力來自通電的形狀記憶合金，文獻[2]提到，常規(guī)翼傘操縱方式（下拉翼傘后緣）需要的驅(qū)動力比上翼面擾流裝置需要的驅(qū)動力大一個量級。翼傘上翼面擾流裝置工作時較小的迎風(fēng)面積決定了其不需要很大的驅(qū)動力，從而為高效低能耗操縱翼傘提供了可行方案。

圖8 擾流板所受氣動力矩

3 結(jié)論

在所研究的迎角范圍內(nèi)，擾流板下偏量在小偏度范圍內(nèi)增加時，翼傘剖面的升阻比單調(diào)減小，且在0～15°下偏范圍內(nèi)下偏時能更有效地改變升阻比，而在15～30°下偏范圍內(nèi)下偏時改變升阻比的效率降低，下偏量在更大偏度范圍內(nèi)增加時，升阻比基本無變化，說明擾流板下偏在改變翼傘剖面的升阻比方面存在操作無效區(qū)，相較常規(guī)翼傘操縱方式，其能更高效地實現(xiàn)翼傘縱向和橫航向操縱；擾流板下偏量越大，氣室內(nèi)部的壓降越大；擾流板下偏時會受到使其上偏的氣動力矩，其所需要的驅(qū)動力較常規(guī)翼傘操縱方式小一個量級。上翼面擾流裝置在提升翼傘空投系統(tǒng)的操縱性方面有較大潛力。