張延泰，孫建紅，2，*，侯 斌，許常悅，馮傳奇

(1. 南京航空航天大學(xué) 飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2. 南京航空航天大學(xué) 民航學(xué)院，南京 211106；3. 中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

0 引 言

傳統(tǒng)飛行數(shù)據(jù)記錄器（flight data recorder, FDR）都是固定在機(jī)身中。如果客機(jī)在跨洋飛行中發(fā)生空難，F(xiàn)DR會(huì)隨飛機(jī)殘骸沉入海底。馬航370航班失聯(lián)后，南京航空航天大學(xué)民機(jī)救生團(tuán)隊(duì)與中國(guó)商飛針對(duì)民航客機(jī)聯(lián)合研發(fā)了分離式應(yīng)急記錄跟蹤系統(tǒng)，該系統(tǒng)又被稱為報(bào)信者（Harbinger, HBG）系統(tǒng)[1-4]。系統(tǒng)中裝備了可快速?gòu)椛涞男⌒徒德鋫?，可以依靠氣?dòng)力在飛機(jī)處于緊急狀態(tài)時(shí)將應(yīng)急飛行數(shù)據(jù)記錄器（emergency flight data recorder, EFDR）拉出飛機(jī)。隨后利用降落傘和氣囊氣動(dòng)阻力，降低EFDR的墜落速度，減小墜落沖擊。如果降落傘在充氣過(guò)程中剮蹭機(jī)身，則可能導(dǎo)致傘衣破損，氣囊漏氣，引起氣囊降落傘失效，設(shè)備損壞。研究不同工況下的降落傘充氣過(guò)程，分析傘的運(yùn)動(dòng)軌跡，判斷其工作過(guò)程中的安全性對(duì)設(shè)計(jì)理論和工程應(yīng)用都有重要意義。

在空降空投領(lǐng)域，研究手段主要是空投試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬。但在涉及降落傘的離機(jī)過(guò)程時(shí)，空投試驗(yàn)不僅費(fèi)用昂貴，且載機(jī)還有一定安全風(fēng)險(xiǎn)，所以在設(shè)計(jì)研究階段往往以風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬為主。

在人員離機(jī)過(guò)程的研究中，劉洋等[5]利用風(fēng)洞試驗(yàn)研究了民航飛機(jī)試飛員應(yīng)急離機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡，分析了離機(jī)方案的安全性。劉曉宇等[6]通過(guò)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)模擬了人員跳傘離機(jī)的過(guò)程。在運(yùn)輸機(jī)空投貨物的研究中，Bergmann等[7]針對(duì)降落傘的離機(jī)過(guò)程進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)中將降落傘簡(jiǎn)化為剛性半球殼，測(cè)量了降落傘的運(yùn)動(dòng)軌跡。Schade等[8]采用嵌套網(wǎng)格技術(shù)模擬了試驗(yàn)[7]中的空投過(guò)程，但發(fā)現(xiàn)過(guò)程中降落傘離機(jī)的初始階段誤差較小，隨后誤差逐漸增大，運(yùn)動(dòng)軌跡和俯仰角的最大誤差約為18%。Roosenboom等[9]進(jìn)一步完善了空投過(guò)程的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，試驗(yàn)中同樣采用了剛性降落傘模型，應(yīng)用PIV技術(shù)測(cè)量了飛機(jī)尾流場(chǎng)。Geisbauer等[10]對(duì)比了數(shù)值模擬與試驗(yàn)[9]中的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的可靠性。為了研究飛機(jī)尾流對(duì)降落傘氣動(dòng)力的影響，Tezduyar等[11]采用多計(jì)算域（multi-domain method, MDM）方法，分別將飛機(jī)和降落傘放置于不同的計(jì)算域內(nèi)，模擬了柔性降落傘在飛機(jī)遠(yuǎn)尾流區(qū)中的運(yùn)動(dòng)。Serrano等[12]將剛性牽引傘固定在運(yùn)輸機(jī)近尾流區(qū)中，采用數(shù)值模擬方法分析了運(yùn)輸機(jī)尾流對(duì)牽引傘氣動(dòng)力的影響。除此以外，近年來(lái)美國(guó)陸軍納蒂克士兵研發(fā)與工程中心（NSRDEC）和美國(guó)空軍學(xué)院高性能計(jì)算中心合作[13-14]，采用大規(guī)模數(shù)值模擬的方法（最大網(wǎng)格數(shù)約為2億），研究了空投空降過(guò)程中飛機(jī)附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，并分析了飛機(jī)尾流對(duì)傘兵、貨物和牽引傘氣動(dòng)特性的影響。其中Bergeron等[14]將剛性牽引傘模型固定在C17運(yùn)輸機(jī)尾部艙門后方，分析了牽引傘前方來(lái)流的特點(diǎn)，研究了運(yùn)輸機(jī)尾流對(duì)牽引傘的氣動(dòng)力影響。

可以看到，研究中往往將人員、貨物和降落傘等簡(jiǎn)化為剛性物體。雖然剛性物體從機(jī)身離機(jī)研究較多，但柔性、隨機(jī)、小質(zhì)量載荷、大變形的降落傘在民機(jī)彈射離機(jī)研究還不多見。本文針對(duì)從機(jī)身下方彈射離機(jī)的降落傘充氣過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值研究，分別模擬了有/無(wú)機(jī)身影響下的傘衣充氣過(guò)程，分析了傘衣剪切層和近尾跡區(qū)的流場(chǎng)特征，以及機(jī)身和來(lái)流角度對(duì)傘衣充氣過(guò)程的影響，給出了降落傘安全離機(jī)的臨界迎角。

1 數(shù)值計(jì)算方法與驗(yàn)證算例

針對(duì)傘衣充氣過(guò)程中的柔性體大變形流固耦合問(wèn)題，采用ALE方法進(jìn)行數(shù)值模擬。HBG系統(tǒng)降落傘最大開傘速度為160 m/s，馬赫數(shù)約為0.46，可壓縮流體控制方程為：

其中，t為 時(shí)間，ρ 為流體密度，ui為 流體速度張量，p為流體壓力，fi為體積力張量，ε為流體比內(nèi)能， Φ為耗散函數(shù)，T為流體溫度。

由于ALE方法在歐拉和拉格朗日坐標(biāo)之外引入了參考坐標(biāo)，所以在ALE方法中，材料域的節(jié)點(diǎn)信息需要被映射到空間域內(nèi)，其流場(chǎng)變量的輸運(yùn)方程為：

其中，φ為流場(chǎng)變量， φ0為當(dāng)前時(shí)間步流場(chǎng)變量的初始值，為材料速度張量，當(dāng)=0 時(shí)對(duì)應(yīng)歐拉方法，當(dāng)=ui時(shí)對(duì)應(yīng)拉格朗日方法。

本文采用罰函數(shù)方法進(jìn)行流固耦合計(jì)算。罰函數(shù)算法會(huì)時(shí)刻監(jiān)控流體與結(jié)構(gòu)體之間是否發(fā)生穿透，如果流體與結(jié)構(gòu)體沒(méi)有發(fā)生穿透，則流固耦合力為零；如果流體與結(jié)構(gòu)體發(fā)生穿透，則同時(shí)對(duì)流體和結(jié)構(gòu)體施加大小相同方向相反的耦合力。

為了驗(yàn)證降落傘展開過(guò)程，采用Heinrich等[15]的風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)數(shù)值模擬方法進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)中采用了C9傘的縮比模型，傘衣名義直徑D0為0.914 m，前置體重0.251 kg，來(lái)流速度15.3 m/s。降落傘折疊模型如圖1所示，計(jì)算域尺寸為 6D0×6D0×9D0。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，前置體懸掛于風(fēng)洞外部，通過(guò)滑輪繩索系統(tǒng)與降落傘相連，無(wú)前置體尾流影響。因此，數(shù)值模擬中前置體簡(jiǎn)化為質(zhì)點(diǎn)。

圖1 折疊后的降落傘網(wǎng)格Fig. 1 The folded parachute mesh

圖2給出了當(dāng)前計(jì)算的開傘動(dòng)載gn與三次試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比?？梢钥闯觯诔錃獬跏茧A段，計(jì)算和試驗(yàn)數(shù)據(jù)趨勢(shì)一致但有差異，主要緣于隨機(jī)性影響[16]。在充氣過(guò)程后期，傘衣接近充滿狀態(tài)，這時(shí)隨機(jī)因素的影響會(huì)明顯減弱，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合更好。

圖2 試驗(yàn)和數(shù)值模擬中的開傘動(dòng)載Fig. 2 The parachute opening loads in experiments and numerical simulation

2 計(jì)算模型

機(jī)身和降落傘模型如圖3所示，傘型為平面圓形傘，傘衣名義直徑為1.9 m。坐標(biāo)系x軸為流向，y軸為展向，z為橫向。離機(jī)后降落傘位于機(jī)身下方貼近蒙皮的位置，傘衣初始狀態(tài)如圖1所示。因?yàn)樵陂_傘過(guò)程中前置體體積較小，所以將前置體簡(jiǎn)化為一個(gè)質(zhì)點(diǎn)，質(zhì)量為4 kg。計(jì)算域采用O形網(wǎng)格（圖4），計(jì)算域直徑為 26L，其中L為機(jī)身長(zhǎng)度，在傘衣充氣區(qū)域進(jìn)行局部加密，總網(wǎng)格數(shù)約為5.4×106，為保證質(zhì)量守恒，計(jì)算域邊界采用速度入口。

圖3 機(jī)身與降落傘模型示意圖Fig. 3 Schematic model of the fuselage and parachute

圖4 機(jī)身對(duì)稱面局部網(wǎng)格Fig. 4 The computational mesh at the symmetrical plane

根據(jù)美國(guó)國(guó)家運(yùn)輸安全委員會(huì)（National Transportation Safety Board, NTSB）在1990年～2020年的事故報(bào)告，取有人員死亡的大型客機(jī)空難案例進(jìn)行分析。在83%的案例中，飛機(jī)墜毀前的空速處于40～160 m/s的區(qū)間。模擬工況來(lái)流速度分別為40、70、100、130、160 m/s。初始時(shí)刻，降落傘彈射離機(jī)速度10 m/s，方向?yàn)閦軸負(fù)方向，本文所述迎角均為飛機(jī)來(lái)流迎角。

3 結(jié)果和分析

3.1 流場(chǎng)分析

為方便分析，定義在開傘動(dòng)載峰值時(shí)刻傘衣底邊中心點(diǎn)A沿降落傘徑向與飛機(jī)機(jī)身的距離為δ，以及傘衣底邊投影半徑， 其中Ap為傘衣底邊投影面積，如圖5所示。為獲得迎角的影響，分析了來(lái)流速度100 m/s，來(lái)流迎角分別為0°～30°的5種工況。同樣，為研究來(lái)流速度影響，分析了迎角30°，來(lái)流速度U∞的5種工況，如圖6所示。結(jié)果表明，傘衣與機(jī)身的距離隨著來(lái)流迎角和速度的上升而下降。根據(jù)傘衣與機(jī)身的相對(duì)位置，傘衣充氣過(guò)程可以被分為3中典型狀態(tài)：當(dāng) δ>R時(shí)，傘衣遠(yuǎn)離；當(dāng) δ≈R時(shí)，傘衣貼近機(jī)身；當(dāng) δ

圖5 降落傘與機(jī)身尾部相對(duì)位置示意圖Fig. 5 Schematic diagram of the relative position between a parachute and a fuselage tail

圖6 動(dòng)載峰值時(shí)刻傘衣與機(jī)身的距離Fig. 6 The distance between a parachute and a fuselage when the opening load reaches its maximum

以往研究表明，傘衣外形變化過(guò)程與剪切層的演化密切相關(guān)[17]。圖7給出了來(lái)流速度160 m/s、迎角30°、來(lái)流速度100 m/s、迎角30°和來(lái)流速度100 m/s、迎角0°這3種工況計(jì)算結(jié)果。圖7（a～c）為不考慮機(jī)身影響的工況，如圖所示，傘衣底邊分離點(diǎn)后形成了相對(duì)穩(wěn)定的剪切層。而機(jī)身影響會(huì)改變流場(chǎng)特性，如圖7（d～f）：當(dāng)傘衣貼近機(jī)身或與機(jī)身發(fā)生擠壓時(shí)（圖7（d、e）），傘衣靠近機(jī)身位置處剪切層消失，傘衣近尾流區(qū)的壓力沒(méi)有出現(xiàn)急劇下降；當(dāng)傘衣與機(jī)身距離較遠(yuǎn)時(shí)（圖7（f）），傘衣靠近機(jī)身一側(cè)又出現(xiàn)了剪切層結(jié)構(gòu)，機(jī)身影響變得不明顯。

圖7 動(dòng)載峰值時(shí)刻傘衣對(duì)稱面的壓力云圖，等值線為流向速度Fig. 7 Flow fields at the parachute symmetrical plane (Shade and line contours denote pressure and streamwise velocity, respectively)

Lamb矢量散度與流場(chǎng)中的動(dòng)量輸運(yùn)過(guò)程相關(guān)，可被用于研究流場(chǎng)演化的動(dòng)力學(xué)過(guò)程[18]。Lamb矢量散度定義為 ▽·L。 這里，L=ω×u為L(zhǎng)amb矢量；ω為偽渦矢量；u為流體速度矢量。因?yàn)閭阋鲁錃膺^(guò)程主要受剪切層和渦結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)影響，故 ▽·L可被用于描述傘衣附近流場(chǎng)特征[19]。

圖8給出了利用Lamb矢量散度描述的流場(chǎng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，其中圖8（a～c）為不考慮機(jī)身影響的工況。可以看出，在自由來(lái)流中，剪切層在傘衣底邊分離后，▽·L產(chǎn)生了負(fù)值包裹正值的三層結(jié)構(gòu)，類似結(jié)構(gòu)可以減緩剪切層失穩(wěn)[20]。在傘衣的近尾跡區(qū)中， ▽·L演化為正負(fù)交替結(jié)構(gòu)（圖8（a～c））。此類結(jié)構(gòu)一般出現(xiàn)在鈍體繞流的剪切層和近尾跡區(qū)[21]，意味著此處存在劇烈的高低速流體動(dòng)量交換。從圖8（d）中可以看出，傘衣擠壓機(jī)身時(shí)不會(huì)明顯減弱傘衣后方的動(dòng)量交換。另外，從圖8（e）中還可以看到，當(dāng)傘衣與機(jī)身存在較小間距時(shí)，傘衣靠近機(jī)身側(cè)與機(jī)身之間形成通道流動(dòng)，使得該處的動(dòng)量交換加劇。因此，我們有理由認(rèn)為傘衣與機(jī)身之間間距較小時(shí)，靠近機(jī)身的傘衣后方不會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重低壓區(qū)（見圖7），即傘衣被吸在機(jī)身上的風(fēng)險(xiǎn)較低。

圖8 動(dòng)載峰值時(shí)刻傘衣對(duì)稱面的Lamb矢量散度云圖Fig. 8 Divergence of the Lamb vector at the parachute symmetrical plane

渦結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特征與流場(chǎng)演化密切相關(guān)，渦量場(chǎng)的演化被渦量動(dòng)力學(xué)方程所制約[22]：

其中 (ω·▽)u表示渦線發(fā)生拉伸扭曲導(dǎo)致的渦量場(chǎng)的變化； ?ω(▽·u)被稱為散度項(xiàng)，表示流體體積膨脹（或壓縮）導(dǎo)致的渦量變化； ρ?2(▽?duì)选哩宲)被稱為斜壓項(xiàng)，表示流體等密度面和等壓面不重合導(dǎo)致的渦量變化；方程右側(cè)第四項(xiàng)（黏性擴(kuò)散項(xiàng)）和第五項(xiàng)（體積力項(xiàng)）幅值較小，渦量的影響主要集中在前三項(xiàng)。

圖9～圖11給出了傘衣流場(chǎng)中的渦量輸運(yùn)項(xiàng)分布。不難得知，渦量的生成和輸運(yùn)主要發(fā)生在傘衣的近尾跡區(qū)。在三種工況下，渦拉伸/扭曲項(xiàng)對(duì)渦量的生成明顯占主導(dǎo)地位，其次是散度項(xiàng)的影響，斜壓項(xiàng)對(duì)渦量生成的貢獻(xiàn)最小，這與鈍體可壓縮繞流的現(xiàn)象類似[23]。當(dāng)傘衣靠近機(jī)身時(shí)，由于通道流動(dòng)的存在和機(jī)身“地面效應(yīng)”的影響，使得傘衣后方靠近機(jī)身側(cè)的渦運(yùn)動(dòng)更加活躍。此時(shí)，渦量生成的加劇主要來(lái)源于渦拉伸/扭曲以及流體的脹壓效應(yīng)。這種渦運(yùn)動(dòng)沒(méi)有導(dǎo)致傘衣近尾跡區(qū)產(chǎn)生嚴(yán)重低壓區(qū)。Tsutsui[24]在圓球地面效應(yīng)的研究中也觀測(cè)到了類似的現(xiàn)象。由此可以得知，當(dāng)傘衣靠近機(jī)身時(shí)，傘衣后方存在明顯的渦運(yùn)動(dòng)，不會(huì)導(dǎo)致傘衣被吸在機(jī)身上。

圖9 傘衣對(duì)稱面的渦量和渦量動(dòng)力學(xué)方程中前三項(xiàng)的幅值(U ∞=160m/s,α=30°)Fig. 9 The magnitude of vorticity and the first three terms in the vorticity dynamics equation at the parachute symmetrical plane (U∞=160m/s,α=30°)

圖11 傘衣對(duì)稱面的渦量和渦量動(dòng)力學(xué)方程中前三項(xiàng)的幅值(U ∞=100m/s,α=0°)Fig. 11 The magnitude of vorticity and the first three terms in the vorticity dynamics equation at the parachute symmetrical plane (U ∞=100m/s,α=0°)

圖10 傘衣對(duì)稱面的渦量和渦量動(dòng)力學(xué)方程中前三項(xiàng)的幅值(U ∞=100m/s,α=30°)Fig. 10 The magnitude of vorticity and the first three terms in the vorticity dynamics equation at the parachute symmetrical plane (U ∞=100m/s,α=30°)

3.2 傘衣充氣過(guò)程

為了分析來(lái)流迎角對(duì)傘衣充氣過(guò)程的影響，圖12給出了來(lái)流速度100 m/s，迎角0°和30°時(shí)，傘衣在充氣過(guò)程中的動(dòng)載與投影面積變化。當(dāng)迎角為0°時(shí)，傘衣動(dòng)載和投影面積的變化曲線非常相近。說(shuō)明該工況下機(jī)身對(duì)傘衣充氣過(guò)程的影響較弱，傘衣充氣過(guò)程與自由來(lái)流工況較為相近。當(dāng)迎角為30°時(shí)，機(jī)身下方的傘衣充氣速度較慢。其原因是，在充氣過(guò)程的第一階段結(jié)束時(shí)（t= 0.06 s），機(jī)身下方降落傘的底邊進(jìn)氣口面積較?。ㄒ妶D13）。由于機(jī)身影響了傘衣剪切層和尾流的演化，從圖13中還可以看到，機(jī)身下方的降落傘在充氣過(guò)程的第三階段中沒(méi)有發(fā)生傘頂局部塌陷。這導(dǎo)致了傘衣投影面積和動(dòng)載峰值較小。

圖12 傘衣充氣過(guò)程中的動(dòng)載與投影面積(U ∞=100m/s)Fig. 12 The opening load and projected area during the parachute inflation process (U ∞=100m/s)

圖13 傘衣在充氣過(guò)程中的外形變化(U ∞=100m/s,α=30°)Fig. 13 The canopy deformation during the parachute inflation process (U ∞=100m/s,α=30°)

3.3 降落傘離機(jī)安全分析

降落傘安全離機(jī)主要指，1）傘衣不會(huì)受到機(jī)身影響導(dǎo)致開傘失??；2）降落傘離機(jī)過(guò)程中，傘衣不會(huì)剮蹭機(jī)身導(dǎo)致破損失效；3）降落傘離機(jī)過(guò)程中，飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)不會(huì)因?yàn)閭阋聜憷K鉤掛或前置體其他部件撞擊導(dǎo)致?lián)p傷。

在傘衣充氣的初始時(shí)刻，降落傘有沿z軸負(fù)方向的彈射速度Ueject。因此在傘繩拉直的過(guò)程中，前置體質(zhì)點(diǎn)會(huì)向z軸負(fù)方向運(yùn)動(dòng)。如圖14（a）所示，當(dāng)來(lái)流速度與彈射速度比值V=U∞/Ueject較小時(shí)，在充氣過(guò)程中，傘衣會(huì)在機(jī)身對(duì)稱面內(nèi)向機(jī)身斜下方擺動(dòng)并逐漸遠(yuǎn)離機(jī)身。如圖14（b）所示，當(dāng)來(lái)流速度增大為160 m/s時(shí)，在傘繩拉直時(shí)傘衣與機(jī)身距離較小。在充氣過(guò)程中，傘衣主要沿來(lái)流方向運(yùn)動(dòng)更容易擠壓剮蹭機(jī)身。如圖14（c）所示，當(dāng)彈射速度增大為20 m/s時(shí)，降落傘在充氣過(guò)程中會(huì)向機(jī)身斜下方產(chǎn)生更大幅度的擺動(dòng)，傘衣在充氣過(guò)程中不會(huì)接觸機(jī)身。因此可以采用增大彈射速度的方法提高降落傘離機(jī)過(guò)程的安全性。

圖14 不同來(lái)流速度和彈射速度下，傘衣在充氣過(guò)程中的外形變化Fig. 14 The canopy deformation during the parachute inflation process at different free-stream velocities and eject velocities

為了進(jìn)一步分析來(lái)流速度和彈射速度對(duì)傘衣充氣過(guò)程的影響，圖15（a）中給出了來(lái)流迎角30°，來(lái)流速度為40 ～160 m/s時(shí)，充氣過(guò)程中的動(dòng)載變化?？梢钥吹剑?0 m/s和100 m/s的來(lái)流速度下，機(jī)身不會(huì)對(duì)動(dòng)載峰值產(chǎn)生明顯影響；在160 m/s的來(lái)流速度下，由于傘衣與機(jī)身發(fā)生擠壓剮蹭，動(dòng)載峰值明顯降低。如圖15（b）所示，當(dāng)彈射速度增加到20 m/s時(shí)，由于傘衣不再接觸機(jī)身，動(dòng)載峰值與自由來(lái)流的工況幾乎一致。

圖15 傘衣充氣過(guò)程中的動(dòng)載幅值Fig. 15 The opening load during the parachute inflation process

現(xiàn)代大型客機(jī)具有飛行包線保護(hù)功能，其中迎角限制是該功能中最重要的一個(gè)部分[25]。HBG系統(tǒng)可將超出飛行包線的狀態(tài)識(shí)別為緊急狀態(tài)。為避免傘衣剮蹭機(jī)身，HBG系統(tǒng)需要在飛機(jī)達(dá)到臨界迎角前彈射降落傘。以B737的最大失速迎角作為參考[26]，以起飛安全速度（V2= 59 m/s）為最小客機(jī)飛行速度。如圖16所示，隨著來(lái)流速度增加，HBG系統(tǒng)安全離機(jī)的臨界迎角下降。飛機(jī)失速迎角與HBG系統(tǒng)臨界迎角共同組成了HBG系統(tǒng)的工作包線（圖16中黑色虛線區(qū)域）。隨著來(lái)流速度增加，可供HBG系統(tǒng)工作的來(lái)流迎角范圍不斷減小?？紤]到在相同來(lái)流工況下，降落傘彈射離機(jī)的速度越大，在傘繩拉直時(shí)降落傘與機(jī)身的距離就越遠(yuǎn)。所以為了增大HBG系統(tǒng)的適用范圍，可以采用提高降落傘彈射速度的方法。當(dāng)彈射速度從10 m/s提高到20 m/s時(shí)，臨界迎角大幅提高，使HBG系統(tǒng)獲得了更大的適用范圍。

圖16 不同來(lái)流速度下的臨界迎角Fig. 16 Critical angle of attack at different inflow velocities

4 結(jié) 論

現(xiàn)有研究主要關(guān)注大尺寸降落傘的充氣過(guò)程，本文考慮了飛機(jī)機(jī)身下方小型降落傘的離機(jī)充氣過(guò)程。分析了機(jī)身、來(lái)流速度和來(lái)流角度對(duì)開傘過(guò)程的影響，計(jì)算了不同速度下降落傘安全離機(jī)的最小來(lái)流迎角，得到了如下結(jié)論：

1）在開傘過(guò)程中，當(dāng)傘衣貼近機(jī)身時(shí)，靠近機(jī)身的傘衣后方不會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重低壓區(qū)，即傘衣被吸在機(jī)身上的風(fēng)險(xiǎn)較低，開傘失敗的風(fēng)險(xiǎn)較低。

2）當(dāng)來(lái)流速度與彈射速度比值較大時(shí)，傘衣更容易擠壓剮蹭機(jī)身?？梢酝ㄟ^(guò)有限增加降落傘彈射速度的方法，提高降落傘離機(jī)過(guò)程的安全性。

3）當(dāng)來(lái)流速度不變時(shí)，存在降落傘在離機(jī)過(guò)程中安全臨界迎角。在40～160 m/s來(lái)流速度范圍內(nèi)，來(lái)流速度越大臨界迎角越小。提高降落傘彈射速度可以增大臨界迎角。

下一步工作可針對(duì)機(jī)身表面較小的凸起或尖銳物等結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，分析不同工況下機(jī)身表面凸起結(jié)構(gòu)是否會(huì)鉤掛傘衣，影響降落傘離機(jī)過(guò)程的安全性。