劉康 包文龍 薛曉鵬 吳壯志 榮偉,*

環(huán)帆傘解除收口充氣展開過程數(shù)值模擬及應(yīng)用

劉康1包文龍1薛曉鵬2吳壯志3榮偉1,*

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）（2 中南大學(xué)自動化學(xué)院，長沙 410083）（3 北京航空航天大學(xué)計算機學(xué)院，北京 100086）

針對目前大多數(shù)降落傘充氣展開過程仿真中時間零點和初始進氣口大小的設(shè)置與實際使用狀態(tài)不一致，以及由此導(dǎo)致的充氣時間、開傘載荷、充氣過程中的投影面積和體積變化規(guī)律等仿真結(jié)果利用受限和驗證的充分性不足等問題，文章通過在降落傘仿真模型中增設(shè)收口繩結(jié)構(gòu)，使用單元失效的控制方式，對環(huán)帆傘收口穩(wěn)定狀態(tài)和解除收口后的充氣展開過程進行了數(shù)值模擬研究。經(jīng)過與空投試驗相關(guān)結(jié)果的對比驗證，表明降落傘收口控制方法和解除收口后的充氣展開過程仿真方法是可行的。同時利用充氣過程中的傘衣投影面積及體積變化規(guī)律等仿真結(jié)果處理得到了傘衣阻力面積和附加質(zhì)量變化規(guī)律，引入量綱為1的充氣時間對其進行了處理。最后結(jié)合物傘系統(tǒng)動力學(xué)模型，實現(xiàn)了物傘系統(tǒng)試驗中的開傘載荷預(yù)測分析，結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)吻合得較好。研究成果為降落傘充氣性能分析提供了一種具有較高精度的開傘載荷預(yù)測方法。

收口繩 環(huán)帆傘 流固耦合 數(shù)值模擬 動力學(xué)模型 開傘載荷

0 引言

降落傘由于具有質(zhì)量較輕、減速效果顯著、成本低廉等優(yōu)點，在航空航天領(lǐng)域中作為主要的氣動減速裝置而被廣泛應(yīng)用。充氣階段是降落傘工作過程中最重要、也是物理過程最為復(fù)雜的一個階段，屬于典型的流固耦合問題，涉及到的流體力學(xué)和結(jié)構(gòu)力學(xué)問題極其復(fù)雜。在充氣過程中，傘衣阻力面積突然增大使得傘衣、傘繩和吊帶承受最大開傘力。在這個過程中有可能發(fā)生傘衣破損、傘繩斷裂等降落傘失效現(xiàn)象，從而影響回收系統(tǒng)的工作成敗。因此，降落傘充氣過程的研究一直是研究人員關(guān)注的重點，從20世紀(jì)20年代至今，有關(guān)降落傘充氣過程的研究持續(xù)了一百多年，國內(nèi)外諸多學(xué)者在此方面做了大量的研究工作[1-6]。

隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，越來越多的學(xué)者采用流固耦合數(shù)值仿真方法研究降落傘的充氣過程。然而目前有關(guān)降落傘充氣過程的仿真研究中[7-11]，大多是從某一設(shè)定的收攏狀態(tài)開始充氣，這使得初始進氣口大小的設(shè)置存在因人而異的問題，且與實際情況存在偏差，一方面導(dǎo)致充氣時間、開傘載荷以及充氣過程中投影面積的變化規(guī)律均存在著偏差，相關(guān)的仿真結(jié)果數(shù)據(jù)也不便利用，另一方面導(dǎo)致仿真驗證也往往只能是通過充滿狀態(tài)時的阻力特性或阻力系數(shù)來說明，存在仿真驗證充分性不足的缺點。事實也表明，降落傘充氣的初始狀態(tài)不同，其充氣過程中的氣動特性也不同[12]。而有關(guān)降落傘從收口狀態(tài)開傘的仿真研究，也由于沒有考慮收口裝置的控制，仿真缺少保持收口狀態(tài)的過程，因而解除收口前的狀態(tài)與實際收口狀態(tài)存在偏差，導(dǎo)致充氣展開過程的仿真也與實際情況不符。

環(huán)帆傘作為一種常用的降落傘傘型，因其具有較高的阻力系數(shù)、良好的穩(wěn)定性以及較強的抗撕裂能力，而成為各種航天器回收著陸系統(tǒng)的首選，例如：“水星”（Mercury）系列飛船、“雙子座”（Gemini）系列、“阿波羅”（Apollo）系列和“獵戶座”（Orion）系列等[13]。在我國航天器回收著陸系統(tǒng)中，包括“神舟”系列飛船[14]、返回式衛(wèi)星、“嫦娥五號”返回器[15]所用主傘全都采用的是環(huán)帆傘，同時為了減小開傘載荷，均采用了收口控制技術(shù)來控制傘衣的展開并增加減速行程。

考慮到降落傘收口狀態(tài)的設(shè)計是確定的，因此，本文在仿真模型中增設(shè)收口繩結(jié)構(gòu)，并通過單元失效的方式實現(xiàn)收口繩控制，對環(huán)帆傘收口穩(wěn)定狀態(tài)和解除收口后的充氣展開過程進行了數(shù)值模擬研究，解決降落傘充氣展開仿真過程中時間零點、充氣時間、開傘載荷以及充氣過程中傘衣特性變化規(guī)律與實際使用狀態(tài)不一致的問題，同時也可豐富驗證參數(shù)，解決仿真驗證的充分性不足和仿真結(jié)果利用受限等問題。最后，利用仿真數(shù)據(jù)得到了降落傘的阻力面積和附加質(zhì)量等充氣特性變化規(guī)律，結(jié)合物傘系統(tǒng)動力學(xué)模型，實現(xiàn)了物傘系統(tǒng)開傘載荷的預(yù)測分析。

1 研究對象

表1 環(huán)帆傘主要結(jié)構(gòu)尺寸

Tab.1 Ringsail main structural dimensions

圖1 傘衣幅結(jié)構(gòu)示意圖

2 收口–開傘仿真方法

2.1 收口環(huán)帆傘仿真模型

圖2 環(huán)帆傘折疊建模示意圖

在幾何建模的基礎(chǔ)上，為仿真模型添加了收口繩結(jié)構(gòu)（見圖3），并在仿真中通過單元失效的方式實現(xiàn)收口繩控制。單元失效在仿真中通過設(shè)定生效時間進行，即解除收口時刻，設(shè)置生效時會刪除被賦予了指定材料的所有網(wǎng)格單元，因此需要為收口繩建立獨立的材料屬性，避免錯誤刪除，同時單元的刪除發(fā)生在一個仿真時間步長以內(nèi)，因而刪除操作不會對仿真計算帶來不必要的影響。此外，由于單元失效設(shè)置無法作用于1D（Linear Dimension）單元，且單元類型對收口繩的約束作用不存在影響，故收口繩采用了2D四邊形網(wǎng)格單元。

圖3 收口環(huán)帆傘仿真網(wǎng)格模型

實際情況中，環(huán)帆傘在解除收口前已經(jīng)處于收口穩(wěn)定工作狀態(tài)，其傘衣外形和與之匹配的流場狀態(tài)均不是通過建立仿真模型能夠得到的，為此仿真中需要先保持傘衣的收口狀態(tài)計算一段時間，使模型傘衣獲得合理且穩(wěn)定的收口狀態(tài)外形，確保解除收口時的狀態(tài)及其后的充氣展開過程與實際情況一致。

2.2 流場仿真模型

圖4 流場仿真網(wǎng)格模型

整體上，仿真模型網(wǎng)格單元總數(shù)約1.33×107，詳細(xì)信息如表2所示。

表2 網(wǎng)格單元類型及數(shù)量

Tab.2 Mesh element type and number

2.3 仿真設(shè)置

該環(huán)帆傘實際解除收口時的環(huán)境條件如表3所示，由于來流馬赫數(shù)小于0.3，故不考慮氣體的可壓縮因素，流固耦合仿真計算使用單點積分ALE算法，控制方程如下[16]

仿真初始條件如表3所示。仿真步長設(shè)置為8×10–6s，使用質(zhì)量縮放的方式調(diào)控。當(dāng)模型中某些單元的步長小于設(shè)定的全局步長時，質(zhì)量縮放會增加這些單元的實際質(zhì)量使其步長達到設(shè)定的時間步長。本文仿真模型中添加的額外質(zhì)量占比為0.043%，且集中在加強帶部分，環(huán)帆并無添加，因而可以忽略使用質(zhì)量縮放帶來的影響。

表3 仿真初始條件

Tab.3 Simulation initial conditions

3 仿真結(jié)果分析與驗證

3.1 傘衣外形變化

收口穩(wěn)定狀態(tài)以及解除收口后的開傘充氣仿真，每隔0.1 s獲取的傘衣外形如圖5所示，各個時刻參考比例一致，相對位置參考點一致。從圖5中可以看出，傘衣保持收口狀態(tài)時的進氣口面積略小于其投影面積（見圖5（a）），故在解除收口繩后，進氣口最先發(fā)生變化，并迅速張開到與環(huán)部范圍大致相同（見圖5（b））。隨后，進氣口與環(huán)部保持同步張開（見圖5（c）～圖5（d）），而帆部由于進氣口和環(huán)部的帶動作用，其側(cè)面輪廓保持幾何相似。最終，當(dāng)環(huán)部張開達到結(jié)構(gòu)限制后（見圖5（e）），帆部才明顯張開（見圖5（f））直到傘衣充滿（見圖5（g））。

圖5 充氣過程傘衣外形變化

根據(jù)上述傘衣外形變化的特點，可將環(huán)帆傘解除收口充氣展開的過程劃分為三個階段：

1）階段一。解除收口狀態(tài)后的環(huán)帆傘，進氣口最先展開，直至與環(huán)部投影面積大小接近；在這之前環(huán)、帆均無明顯變化特征；該階段時間歷程相比整個充氣過程是非常短暫的。

2）階段二。在進氣口與環(huán)部的投影面積比較接近后，二者會同步展開直到環(huán)部接近張滿；此時帆部在進氣口和環(huán)部的帶動下而展開；該階段時間歷程大約占據(jù)了充氣過程前半段的剩余時間。

3）階段三。在環(huán)部展開接近結(jié)構(gòu)限制后，進氣口仍然會繼續(xù)展開，并帶動帆部展開；同時環(huán)帆傘沿著傘衣幅方向自上而下地完成了充氣；該階段時間歷程最長，大約占據(jù)了整個充氣過程的一半。

另外，該環(huán)帆傘充滿傘衣外形與空投試驗結(jié)果的對比如圖6所示，二者較接近，表明仿真結(jié)果是可靠的。

圖6 充滿傘衣外形對比

3.2 流場仿真結(jié)果

開傘過程仿真得到流場壓強變化如圖7所示（并非等時間間隔取樣），其中圖7（a）為解除收口時刻的壓強云圖，可以看到收口狀態(tài)下傘內(nèi)高壓分布在傘體頂部和傘裙處，可以簡單解釋為來流在運動過程中受到物體阻礙而形成高壓，由于傘衣外形此時呈桶狀（見圖5（a）），甚至進氣口面積小于傘衣投影面積，因而傘內(nèi)側(cè)面幾乎沒有阻礙氣流運動，也就沒有形成高壓區(qū)域；隨著進氣口逐漸張開（見圖5（a）～ 圖5（d）），傘衣側(cè)面阻礙了更多氣流而形成高壓區(qū)域（見圖7（a）～圖7（d））；之后隨著傘衣帆部張開，對應(yīng)圖5（e）～圖5（g），傘衣進氣口面積基本等于傘衣投影面積，因而整個傘衣對來流都具有阻礙作用，故傘內(nèi)形成了較統(tǒng)一的高壓（見圖7（d）～圖7（f）），另外，這一階段中氣流繞過傘衣帆部產(chǎn)生了低壓氣團，并逐步發(fā)展最終在傘衣充滿后形成了傘衣頂部較穩(wěn)定的低氣壓中心（見圖7（f））。

圖7 充氣過程流場壓強變化云圖

3.3 傘衣載荷與阻力特性

仿真?zhèn)阋螺d荷結(jié)果如圖8所示。圖8中2.0 s為解除收口時刻，2.0 s之前環(huán)帆傘保持收口狀態(tài)的傘衣載荷平均值為3.67 kN，且較平穩(wěn)的載荷表明仿真模型在開傘之前已經(jīng)達到了收口穩(wěn)定狀態(tài)，為充氣展開仿真計算提供了良好的基礎(chǔ)。根據(jù)圖8，在解除收口后的第0.50 s，開傘載荷達到其峰值29.49 kN；傘衣完全充滿后，傘衣阻力的穩(wěn)態(tài)平均值為21.21 kN。

圖8 仿真?zhèn)阋螺d荷曲線

根據(jù)仿真載荷結(jié)果和來流動壓大小，得到仿真模型環(huán)帆傘在保持收口狀態(tài)以及充滿穩(wěn)定狀態(tài)下的阻力面積分別是7.13 m2和41.20 m2，如表4所示二者均與空投試驗結(jié)果相吻合，進一步表明仿真結(jié)果是可靠的。

表4 阻力面積結(jié)果對比

Tab.4 Comparison of drag areas

3.4 傘衣投影面積與體積變化

圖9 傘衣投影面積曲線和體積曲線

4 基于仿真數(shù)據(jù)的開傘載荷分析與驗證

降落傘的開傘載荷是降落傘設(shè)計的重要依據(jù)。眾所周知，開傘載荷與充氣展開過程中的阻力面積變化和附加質(zhì)量變化密切相關(guān)，且阻力面積和附加質(zhì)量主要由相應(yīng)的傘衣形狀所決定，即可以認(rèn)為在充氣展開過程中的某一充氣形狀下，傘衣阻力特性和附加質(zhì)量也基本確定了。目前在降落傘開傘載荷分析模型中，充氣展開過程中的阻力面積變化一般使用量綱為1的充氣時間進行分析，同樣地認(rèn)為在不同開傘條件下，用描述的傘衣外形變化特征是相似的，其中的定義為

為此，基于上述假設(shè)，利用仿真試驗所獲取的降落傘充氣展開過程中的傘衣投影面積和體積變化規(guī)律，并根據(jù)仿真模型傘衣充滿時間，將其處理成的變化關(guān)系，然后再應(yīng)用到物傘系統(tǒng)動力學(xué)模型分析中[17-18]，便可以對降落傘的開傘載荷進行分析。

下面利用上述仿真試驗所獲取的降落傘解除收口后充氣展過程中的傘衣投影面積和體積變化規(guī)律，結(jié)合物傘系統(tǒng)動力學(xué)分析模型，采用該環(huán)帆傘某次空投試驗條件，對試驗情況下的降落傘開傘載荷進行分析，最后再與空投試驗數(shù)據(jù)進行對比，這既是對仿真數(shù)據(jù)的應(yīng)用，同時也是對仿真結(jié)果的進一步驗證。

4.1 充氣過程物傘系統(tǒng)動力學(xué)模型

根據(jù)充氣時間法，物傘系統(tǒng)平面動力學(xué)分析模型為[19]

4.2 傘衣阻力面積與附加質(zhì)量

根據(jù)式（2）分析計算降落傘開傘載荷需要已知其阻力面積與附加質(zhì)量變化規(guī)律，對于傘衣阻力面積可以假設(shè)其變化規(guī)律與傘衣投影面積變化規(guī)律相同來得到[20]，即

同時，對于附加質(zhì)量，一般將其分為內(nèi)含質(zhì)量和表觀質(zhì)量來計算[21-23]，即

根據(jù)前面仿真試驗所獲得的收口和充滿穩(wěn)定狀態(tài)下的傘衣阻力特性大小，還有圖9傘衣投影面積和傘衣體積變化曲線，以及傘衣充滿時間，應(yīng)用到式（3）和式（5）中計算得到了解除收口后的充氣展開過程中傘衣阻力面積和附加質(zhì)量變化曲線，并將其處理成了量綱為1的充氣時間形式，如圖10所示，圖中時間零點均為解除收口時刻。

圖10 傘衣阻力面積與附加質(zhì)量隨T的變化曲線

圖11 開傘載荷對比

4.3 開傘載荷分析計算

根據(jù)某次空投試驗中該降落傘解除收口時的初始條件，以及其解除收口后的傘衣充滿時間f為0.58 s，結(jié)合圖10所示降落傘解除收口后充氣展開時的阻力面積和附加質(zhì)量變化規(guī)律，并代入式（2）動力學(xué)分析模型中進行計算，得到其開傘載荷曲線如圖11所示，結(jié)果中載荷峰值大小及峰值時間與空投試驗的對比如表5所示。

表5 動力學(xué)模型預(yù)測結(jié)果與空投試驗結(jié)果比較

Tab.5 Comparison of dynamic model prediction and airdrop test

上述結(jié)果表明，利用仿真數(shù)據(jù)分析預(yù)測得到的開傘載荷變化趨勢、最大開傘載荷以及載荷峰值出現(xiàn)的時間均與空投試驗結(jié)果吻合得很好，相對誤差絕對值小于7%。一方面進一步驗證了數(shù)值仿真結(jié)果是可信的，另一方面也說明這種基于仿真數(shù)據(jù)的開傘載荷預(yù)測方法是合理、可行的。

5 結(jié)論

通過對環(huán)帆傘解除收口充氣展開過程數(shù)值模擬及應(yīng)用分析，可以得出：

1）通過在降落傘仿真模型中增設(shè)收口繩結(jié)構(gòu)以及使用單元失效的控制方式，基于ALE流固耦合算法對環(huán)帆傘收口穩(wěn)定狀態(tài)和解除收口后的充氣展開過程進行了數(shù)值模擬研究，經(jīng)過與空投試驗相關(guān)結(jié)果的對比驗證，表明降落傘收口控制模擬和解除收口充氣展開的仿真方法是可行的。

2）降落傘收口及解除收口控制方法的實現(xiàn)，解決了降落傘充氣展開過程仿真中時間零點以及初始進氣口大小與實際使用狀態(tài)不一致的問題；以及由此導(dǎo)致的充氣時間、開傘載荷、傘衣投影面積和體積變化規(guī)律等充氣仿真結(jié)果利用受限的問題；同時也豐富了驗證參數(shù)，解決了仿真驗證的充分性不足問題。

3）通過對充氣過程中傘衣投影面積與體積變化規(guī)律等仿真結(jié)果的處理和利用，結(jié)合物傘系統(tǒng)動力學(xué)分析模型，實現(xiàn)了物傘系統(tǒng)試驗中的開傘載荷預(yù)測分析，且與試驗結(jié)果吻合得較好，從而也提供了一種具有較高精度的物傘系統(tǒng)開傘載荷預(yù)測方法。

[1] MOHAGHEGH F, MOHAMMAD R J. Decisive Roll of Filling Time on Classification of Parachute Types[J]. Aircraft, 2008, 45(1): 267-275.

[2] ERIC R, SAMUEL A J. Orion Main Parachute Asymmetry Testing Revisited[C]//26th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, May16-19, 2022, Toulouse, France. AIAA, 2022.

[3] MOHAGHEGH F, MOHAMMAD R J. Parachute Filling Time: A Criterion to Classify Parachute Types[C]//19th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, May 21-24, 2007, Williamsburg, VA, USA. AIAA, 2007.

[4] 賈賀, 包進進, 榮偉. 設(shè)計參數(shù)及大氣參數(shù)對降落傘充氣性能的影響[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(3): 28-36. JIA He, BAO Jinjin, RONG Wei. The Design and Atmospheric Parameters Influences on Parachute Inflation Performance[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(3): 28-36. (in Chinese)

[5] 陳晨, 郭琪磊. 一種基于任意拉格朗日-歐拉方法的降落傘充氣展開數(shù)值模型[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2021, 21(2): 801-807. CHEN Chen, GUO Qilei. A Numerical Model of Parachute Deployment Inflation Process Based on Arbitrary Lagrange-Euler Method[J]. Science Technology and Engineering, 2021, 21(2): 801-807. (in Chinese)

[6] 高興龍, 張青斌, 高慶玉, 等. 有限質(zhì)量降落傘充氣動力學(xué)數(shù)值模擬[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2016, 38(4): 185-190. GAO Xinglong, ZHANG Qingbin, GAO Qingyu, et al. Numerical Simulation on Finite Mass Inflation Dynamics of Parachute[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2016, 38(4): 185-190. (in Chinese)

[7] CHENG H, YU L, RONG W, et al. A Numerical Study of Parachute Inflation Based on a Mixed Method[J]. Aviation, 2012, 16(4): 115-123.

[8] YU L, CHENG H, ZHAN Y N, et al. Study of Parachute Inflation Process Using Fluid–structure Interaction Method[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2014, 27(2): 272-279.

[9] 高樹義, 余莉. 環(huán)帆傘收口比對開傘性能的影響[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2014, 34(1): 63-70. GAO Shuyi, YU Li. Influence of Reefing Ratio on Inflation Performance of Ringsail Parachute[J]. Chinese Space Science and Technology, 2014, 34(1): 63-70. (in Chinese)

[10] 王奇, 王立武, 張章, 等. 減速傘收口狀態(tài)氣動特性仿真與試驗研究[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(3): 24-32. WANG Qi, WANG Liwu, ZHANG Zhang, et al. Numerical Simulation and Experimental Study on Aerodynamic Characteristics of Reefed Decelerating Parachute[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(3): 24-32. (in Chinese)

[11] 陳猛, 王璐, 程涵, 等. 降落傘充氣過程流固耦合方法的數(shù)值預(yù)測分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2013, 45(4): 515-520. CHEN Meng, WANG Lu, CHENG Han, et al. Numerical Prediction Analysis of Parachute Inflation Process Using Fluid-Structure Interaction Method[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 45(4): 515-520. (in Chinese)

[12] JOSE G V, ERIC R. Skipped Stage Modeling and Testing of the CPAS Main Parachutes[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems (ADS) Conference, Mar 25-28, 2013, Daytona Beach, Florida, USA. AIAA, 2013.

[13] LEAH M R, ERIC R, KRISTIN J B, et al. Summary of CPAS EDU Testing Analysis Results[C]//23rd AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, Mar 30-Apr 2, 2015, Daytona Beach, Florida, USA. AIAA, 2015.

[14] 榮偉, 高樹義, 李健, 等. 神舟飛船降落傘系統(tǒng)減速策略及其可靠性驗證[J]. 中國科學(xué):技術(shù)科學(xué), 2014, 44(3): 251-260. RONG Wei, GAO Shuyi, LI Jian, et al. The Deceleration Strategy and Reliability Verification of the Parachute System on the Shenzhou Spacecraft[J]. Scientia Sinica (Technologica), 2014, 44(3): 251-260. (in Chinese)

[15] 包進進, 劉大海, 榮偉, 等. 嫦娥五號探測器回收分系統(tǒng)研制與驗證[J]. 航天器工程, 2021, 30(5): 16-23. BAO Jinjin, LIU Dahai, RONG Wei, et al. Development and Verification of Recovery Subsystem on Chang'e-5 Spacecraft[J]. Spacecraft Engineering, 2021, 30(5): 16-23. (in Chinese)

[16] 包文龍, 賈賀, 薛曉鵬, 等. 開“窗”結(jié)構(gòu)對環(huán)帆傘開傘過程影響[J]. 航空學(xué)報, 2023, 44(5): 176-186. BAO Wenlong, JIA He, XUE Xiaopeng, et al. Influence of 'Windows' Structure on Inflation Process of Ringsail Parachute[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(5): 176-186. (in Chinese)

[17] 廖前芳. 物傘系統(tǒng)回收過程動力學(xué)仿真與分析[D]. 長沙: 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2005: 61-66. LIAO Qianfang. The Dynamic Simulation and Analysis for a Parachute-payload System During the Recovery Process[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2005: 61-66. (in Chinese)

[18] 唐智敏. 傘載系統(tǒng)工作過程動力學(xué)仿真研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2021: 19-20. TANG Zhimin. Dynamic Simulation for Parachute-payload System During Flight Process[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2021: 19-20. (in Chinese)

[19] 榮偉. 航天器回收著陸技術(shù)[M]. 北京: 中國宇航出版社, 2019: 142-143. RONG Wei. Spacecraft Landing Recovery Technology[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2019: 142-143. (in Chinese)

[20] 郭鵬. 大型降落傘開傘過程研究[D]. 長沙: 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2012: 69-70. GUO Peng. Research on Opening Process of Large Parachute System[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2012: 69-70. (in Chinese)

[21] [美]E G尤因, T W納克, H W 比克斯比. 回收系統(tǒng)設(shè)計指南[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1988: 323. [America]EWING E G, NAKE T W, BIXBY H W. Recovery System Design Guide[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1988: 323. (in Chinese)

[22] MOHAMED E, KENNETH J D, HAMID J. Added Mass of a Model Round Parachute Canopy during Inflation[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems (ADS) Conference, Mar 25-28, 2013, Daytona Beach, Florida, USA. AIAA, 2013.

[23] 黃偉. 降落傘附加質(zhì)量的計算方法[J]. 航天返回與遙感, 2016, 37(2): 42-50. HUANG Wei. Calculation Methods of Added Mass of Parachute[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(2): 42-50. (in Chinese)

Inflatable Simulation Research and Application of Reefed Ringsail Parachute

LIU Kang1BAO Wenlong1XUE Xiaopeng2WU Zhuangzhi3RONG Wei1,*

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 School of Automation Academy, Central South University, Changsha 410083, China）（3 School of Computer Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100086, China）

Currently, many parachute simulation models use inconsistent settings for parachute inflation zero time and initial air inlet size, which limits the usefulness of simulation results such as inflation time, opening load, canopy projected area and volume change during the inflation process. This also causes simulation verification insufficient. To address this issue, this paper introduces a reefing line with unit failure control method into a ringsail simulation model, and conducts a numerical simulation study on stable state of the ringsail and inflation process after the reefing line failed. Then comparison and verification with the results of airdrop test indicate that the reefing line control method and the inflatable simulation after the reefing line failed are feasible. Meanwhile, canopy projected area and volume curves are processed from the simulation data, and applied to obtain drag area and added mass of the parachute, which are further treated as dimensionless inflation time forms. Finally, combined with the forebody-parachute system dynamics model, the prediction and analysis of the ringsail opening load are realized, and the results agree well with airdrop test results. The research achievements also provide a high-precision method about predicting the opening load for parachute inflation performance analysis.

reefing line; ringsail; fluid–structure interaction; numerical simulation; dynamic model; opening load

V445.2+3

A

1009-8518(2023)03-0021-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.03.003

劉康，男，1998年生，2020年獲南京航空航天大學(xué)飛行器動力工程專業(yè)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)于中國空間技術(shù)研究院攻讀航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)碩士學(xué)位。主要研究方向為航天器返回與著陸技術(shù)。E-mail：445166195@qq.com。

榮偉，男，1969年生，2008年獲中國空間技術(shù)研究院飛行器設(shè)計專業(yè)博士學(xué)位，研究員。主要研究方向為航天器進入、下降與著陸技術(shù)。E-mail：rongweilxl@163.com。

2022-10-18

工業(yè)和信息化部重點實驗室開放基金（KLAECLS-E-202004）

劉康, 包文龍, 薛曉鵬, 等. 環(huán)帆傘解除收口充氣展開過程數(shù)值模擬及應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2023, 44(3): 21-31.

LIU Kang, BAO Wenlong, XUE Xiaopeng, et al. Inflatable Simulation Research and Application of Reefed Ringsail Parachute[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(3): 21-31. (in Chinese)

（編輯：陳艷霞）