段非 張紅英 李正達(dá) 陸偉偉

（1 南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)研究所，南京 210016）

（2 航宇救生裝備有限公司，襄陽 441003）

0 引言

在空投空降領(lǐng)域中，隨著回收物質(zhì)量和尺寸的逐漸增大，需要翼傘的面積足夠大，才能使回收物在有限的高度損失下獲得足夠小的穩(wěn)定速度。當(dāng)翼傘傘衣面積達(dá)到800 m2時(shí)，一般可認(rèn)為是超大型翼傘。目前超大型翼傘按照組合形式可以分為超大型組合翼傘和超大型連續(xù)翼傘。顧名思義，超大型連續(xù)翼傘的傘衣是連續(xù)不斷的，在制造、組裝、運(yùn)輸?shù)确矫鏁?huì)面臨很多困難。而模塊化的翼傘，即超大型組合翼傘，可以單獨(dú)更換受損模塊，節(jié)省大量成本，所以超大型翼傘的模塊化必定是未來的發(fā)展趨勢(shì)。在性能方面，組合翼傘由于組合處的特殊性，對(duì)翼傘開傘、充氣等方面都會(huì)有明顯的優(yōu)勢(shì)，而且在組合處有氣流補(bǔ)充，在性能上具有優(yōu)越性。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)大型翼傘已經(jīng)進(jìn)行了初步的研究。1998 年，美國(guó)NASA 啟動(dòng)了X-38 飛行器研制計(jì)劃，旨在測(cè)試用于為國(guó)際空間站建造乘員返回飛行器的技術(shù)，其中就包括不同尺寸的大型翼傘[1-5]。這些翼傘在無人飛行器和載人返回飛行器計(jì)劃中都承擔(dān)著重要的作用，是大型沖壓式翼傘最具代表性的應(yīng)用。國(guó)外的研究主要從翼傘外形以及理論方法兩方面展開。在外形上主要關(guān)注翼傘的前緣、后緣配置以及擾流裝置對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響[6-10]。在數(shù)值方法上，研究了非線性有限元方法、時(shí)間步長(zhǎng)以及求解器參數(shù)選擇等內(nèi)容對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響[11-19]。國(guó)內(nèi)對(duì)大型翼傘的研究主要從理論推導(dǎo)、計(jì)算流體力學(xué)仿真、空投試驗(yàn)等方面進(jìn)行的，研究了翼傘鼓包、下拉情況下的氣動(dòng)性能、翼傘側(cè)力系數(shù)以及不同的歸航算法等內(nèi)容[20-24]。

目前國(guó)內(nèi)外關(guān)于超大型組合翼傘氣動(dòng)性能的研究還非常少，因此，本文以超大型組合翼傘為研究對(duì)象，通過數(shù)值模擬的方法，研究超大型組合翼傘與連續(xù)翼傘在升阻力系數(shù)、升阻比等性能參數(shù)及不同區(qū)域氣動(dòng)受載上的差別。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 控制方程

翼傘的控制方程為N-S 方程，表達(dá)式為

式中u為速度矢量；ρ為密度；t為時(shí)間；ui表示速度在x軸方向的分量；p是流體微元體上的壓力；μ是動(dòng)力粘度；S為廣義源項(xiàng)。

由于平均N-S 方程具有不封閉性的特點(diǎn)，需引入湍流模型來對(duì)方程組進(jìn)行封閉處理。而標(biāo)準(zhǔn)的Kepsilon 湍流模型具有較好的穩(wěn)定性和經(jīng)濟(jì)性以及較高的計(jì)算精度，因此它是湍流模型中應(yīng)用范圍最廣的模型。同時(shí)，該模型還具有很好的魯棒性，適于初始迭代、設(shè)計(jì)選型和參數(shù)研究。

1.2 超大型翼傘模型建立

本文以836 m2的翼傘為例，研究超大型組合翼傘和超大型連續(xù)翼傘的氣動(dòng)性能，尺寸參數(shù)如表1 所示。

表1 超大型翼傘尺寸參數(shù)表Tab.1 Dimension parameter table of oversize parafoil

836 m2超大型組合翼傘由2 個(gè)11 腔室翼傘，2 個(gè)14 腔室翼傘和1 個(gè)13 腔室翼傘組成，共有63 個(gè)氣室，由58 個(gè)承載肋片連接上下翼面。同時(shí)超大型組合翼傘的連接方式為上翼面均勻選取9 個(gè)節(jié)點(diǎn)，下翼面選取與傘繩連接的7 個(gè)節(jié)點(diǎn)（除前后緣的點(diǎn)）進(jìn)行共結(jié)點(diǎn)連接。定義中間氣室沿展向的中心面為中軸面，整具傘沿著中軸面對(duì)稱，組合處最大間距為0.288 m。

836 m2超大型連續(xù)翼傘共有63 個(gè)氣室，由62 個(gè)承載肋片連接上下翼面，對(duì)稱面定義及整體組合方式與超大型組合翼傘相同。

根據(jù)上述建模方法，得到兩種超大型翼傘模型如圖1 所示。兩種翼傘下拉位置處的氣室建模方法相同，其中參與下拉操作的氣室翼型如圖2 所示，翼型下翼面后四分之一參與變形，上翼面選取適當(dāng)部分參與變形，翼型尾緣點(diǎn)位置滿足以下兩個(gè)約束：

圖1 超大型翼傘無下拉模型Fig.1 Oversize parafoil without pull-down model

圖2 下拉氣室的翼型Fig.2 Airfoil of pull-down chamber

1）翼型尾緣點(diǎn)與翼傘傘繩匯合點(diǎn)的距離滿足下拉后的操縱繩繩長(zhǎng)；

2）翼型中上下翼面的長(zhǎng)度與下拉前保持一致。

本文研究的沖壓式翼傘近似于平滑的壁面，來流速度v=20 m/s，雷諾數(shù)Re=ρ·v·d/μ=2.19×107（其中v、d分別代表流體的流速和特征長(zhǎng)度）。本文的氣動(dòng)計(jì)算可以合理假設(shè)為定常不可壓湍流流動(dòng)，選用K-epsilon 標(biāo)準(zhǔn)湍流模型進(jìn)行求解。

1.3 計(jì)算方法準(zhǔn)確性驗(yàn)證

目前計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法雖然在快速發(fā)展，但結(jié)果會(huì)受網(wǎng)格、參數(shù)、模型算法等因素影響，造成一定的數(shù)值誤差，因此需要進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。由于目前對(duì)超大型翼傘的研究還比較少，沒有合適試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以作為仿真計(jì)算的參考，因此本文參考相同翼型的其他翼傘，對(duì)本文的數(shù)值模擬方法進(jìn)行算例驗(yàn)證。Desabrais 選擇美軍常用的MC-4 翼傘作為研究對(duì)象，分別進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)和空投試驗(yàn)。該試驗(yàn)選用的翼傘模型為半剛性模型，即建立堅(jiān)固的翼型肋片并選用柔性織物作為傘衣的材料，通過在傘衣上布置的細(xì)線觀察翼傘周圍空氣的流動(dòng)情況[25]。試驗(yàn)是在麻省理工學(xué)院萊特兄弟風(fēng)洞進(jìn)行的，這是一個(gè)封閉的回流式風(fēng)洞。風(fēng)洞中的氣流速度設(shè)置為12.0 m/s，得出雷諾數(shù)Re=8.2×105。實(shí)物圖如圖3 和圖4 所示。該實(shí)驗(yàn)思路嚴(yán)謹(jǐn)、方法科學(xué)結(jié)果合理。因此參考Desabrais 所做的風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證本文模型的合理性和適用性，并驗(yàn)證網(wǎng)格的無關(guān)性，驗(yàn)證仿真計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。

圖3 風(fēng)洞試驗(yàn)翼傘模型內(nèi)部剛性結(jié)構(gòu)Fig.3 Internal rigid structure of the wind tunnel test parafoil model

圖4 風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試過程中的翼傘模型照片F(xiàn)ig.4 Photos of the parafoil model during the wind tunnel test process

1.3.1 湍流適用性驗(yàn)證

本文參考上述文獻(xiàn)中的模型數(shù)據(jù)，建立三維翼傘仿真模型。選用相同翼型作為肋片截面，設(shè)置14 個(gè)半氣室，每個(gè)半氣室寬為0.143 m。翼傘展長(zhǎng)為2 m，弦長(zhǎng)為1 m，展弦比為2∶1，面積為2 m2，三維仿真模型如圖5 所示。

圖5 三維翼傘仿真模型Fig.5 3D parachute simulation model

選擇翼傘飛行時(shí)較為穩(wěn)定的2°攻角和8°攻角作為參考，進(jìn)行CFD 仿真計(jì)算，設(shè)置每2°一個(gè)攻角，共四種工況。選擇雷諾平均N-S 方程作為控制方程，采用有限體積法作為離散化方法。本文選擇目前計(jì)算流體力學(xué)常用的一方程模型S-A 模型、兩方程k-ω SST 模型與k-ε 標(biāo)準(zhǔn)模型進(jìn)行湍流無關(guān)性驗(yàn)證。

由于試驗(yàn)過程中翼傘受氣動(dòng)干擾、空氣摩擦等方面的影響，整體受到的阻力不穩(wěn)定性較大。因此本文選定對(duì)翼傘氣動(dòng)性能起決定性影響的升力系數(shù)作為對(duì)比參數(shù)，進(jìn)行固定來流速度、不同攻角時(shí)的仿真計(jì)算，并將得到的仿真計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)中的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相對(duì)比，結(jié)果如圖6 所示?？紤]到計(jì)算成本及主要分析對(duì)象，計(jì)算過程中假定翼傘模型為剛性且傘衣透氣性為0。

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)與仿真模擬結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison of wind tunnel test and simulation

翼傘升力系數(shù)的仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果非常接近，在攻角α= 4°時(shí)誤差最小，在α=8°時(shí)誤差略大。不同湍流模型仿真的結(jié)果非常接近。k-ε 標(biāo)準(zhǔn)模型計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果更為接近，誤差最小時(shí)僅為1.22%，最大時(shí)為5.89%，較之一方程模型S-A 模型與兩方程k-ωSST 模型誤差更小，可以驗(yàn)證本文選擇k-ε 標(biāo)準(zhǔn)模型的合理性。

導(dǎo)致仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生誤差的原因有很多，比如試驗(yàn)采用的柔性傘衣的非線性動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)與仿真剛性結(jié)構(gòu)的差異；試驗(yàn)中傘衣張開后的鼓包結(jié)構(gòu)與仿真中未鼓包結(jié)構(gòu)的差異；實(shí)驗(yàn)過程中的試驗(yàn)件加工誤差、測(cè)量誤差、環(huán)境因素等問題；以及仿真計(jì)算過程中的模型誤差、舍入誤差、截?cái)嗾`差等等。因此，此誤差在可以接受的范圍，足以證明本文的數(shù)值模擬方法在翼傘氣動(dòng)性能問題上有較高的準(zhǔn)確性。

1.3.2 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為了確保計(jì)算過程中網(wǎng)格數(shù)量不會(huì)對(duì)計(jì)算結(jié)果造成影響，在前節(jié)的基礎(chǔ)上進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證。建立多個(gè)不同的網(wǎng)格模型，網(wǎng)格量范圍為3.3×105~2.2×106。以α=4°時(shí)的計(jì)算工況為例，將計(jì)算得到的升力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，誤差如表2 所示。

表2 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Tab.2 Grid independence verification

從表中可以看出，不同網(wǎng)格量得到的仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)誤差很小，誤差范圍為0.89%~2.63%，可以說明計(jì)算結(jié)果與網(wǎng)格數(shù)量無關(guān)。綜合計(jì)算精度、計(jì)算耗費(fèi)等問題，選擇1.78×105網(wǎng)格量的設(shè)置作為本文網(wǎng)格模型建立的方法。

2 組合翼傘與連續(xù)翼傘無下拉狀態(tài)氣動(dòng)性能對(duì)比

將超大型連續(xù)翼傘和超大型組合翼傘無下拉情況的氣動(dòng)特性仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，分析它們的異同。本文對(duì)仿真模擬做出以下假設(shè)：1）翼傘計(jì)算模型均做剛性化處理；2）認(rèn)為傘衣材料透氣性為零；3）忽略傘繩對(duì)氣動(dòng)力的影響，傘繩不參與氣動(dòng)計(jì)算；4）在流動(dòng)情況確定的條件下，做定常流動(dòng)處理。

2.1 氣動(dòng)特性對(duì)比

升阻力系數(shù)參考面積為836 m2，動(dòng)壓為245 Pa，參考長(zhǎng)度為16 m，俯仰力矩取距點(diǎn)為翼傘對(duì)稱面內(nèi)翼型的前四分之一弦線處，以前緣向下轉(zhuǎn)動(dòng)為正向。將連續(xù)傘與組合傘的升阻力系數(shù)、升阻比和俯仰力矩系數(shù)對(duì)比，如圖7 所示。攻角α的取值為-8°~28°，每4°為一個(gè)工況。

圖7 連續(xù)傘與組合傘無下拉狀態(tài)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比Fig.7 Comparison of aerodynamic performance between two parafoil without pull-down

圖8 為連續(xù)傘與組合傘無下拉狀態(tài)二維流場(chǎng)對(duì)比，從圖中可以看出，上翼面前緣為高壓區(qū)，氣流繞過上翼面最高點(diǎn)，壓強(qiáng)顯著下降，形成低壓區(qū)。隨著攻角增大，上翼面低壓區(qū)的位置前移，切口處的壓強(qiáng)增大。小攻角時(shí)，上翼面流動(dòng)非常平緩，氣流附體效果非常好，沒有流動(dòng)分離，因此連續(xù)傘和組合傘的升、阻力系數(shù)相差無幾（見圖7（a）、（b））。在α=4°時(shí)兩具傘升阻比達(dá)到最大（見圖7（c）），下翼面前緣切口附近產(chǎn)生了分離氣泡，這是翼傘特有的繞流流態(tài)。事實(shí)上，由于切口處氣流受滯止壓力外翻形成較大的切口處法向速度，在整個(gè)考察攻角范圍內(nèi)前緣切口下緣均會(huì)有規(guī)模不等的分離氣泡，隨著迎角增大逐漸減弱（見圖8）。從α=4°開始，連續(xù)傘升力系數(shù)開始比組合傘的升力系數(shù)大一些，這是因?yàn)榻M合傘后緣的附體效果較差，開始出現(xiàn)邊界層分離的情況，而連續(xù)傘的附體效果較好，所以升力系數(shù)略大。兩具傘沿前緣切口壓力梯度均較大，且氣室內(nèi)壓力很高變化很小，這是保持翼傘剖面翼型的動(dòng)力。

圖8 連續(xù)傘與組合傘無下拉狀態(tài)二維流場(chǎng)對(duì)比Fig.8 Comparison of two-dimensional flow field of two parafoil without pull-down

隨著攻角的增大，上翼面逐漸出現(xiàn)流動(dòng)分離的情況。組合翼傘氣流附體效果較好，在α=12°時(shí)（見圖8（a）、（b）），由于組合處有氣流補(bǔ)充，與上翼面附體氣流相遇，后緣處會(huì)產(chǎn)生一個(gè)小的附著渦，之后逐漸消失。對(duì)于連續(xù)傘，氣流分離的情況首次在α=16°時(shí)出現(xiàn)（見圖8（c）、（d）），會(huì)在翼傘上部出現(xiàn)一個(gè)附著渦，在后緣處形成一個(gè)自由渦。而在攻角增大的過程中，上翼面前緣處的附著渦和后緣處的自由渦也隨之增大，尤其是附著渦增大更加明顯。組合翼傘的附著渦并不會(huì)隨著攻角的增大而有明顯的變化，只有后緣處的自由渦會(huì)因?yàn)楣ソ堑脑龃笾饾u增大。與連續(xù)翼傘相比，組合翼傘自由渦要明顯小很多，附著渦則相對(duì)較大。這是因?yàn)榻M合翼傘會(huì)有部分氣流通過組合處從下翼面補(bǔ)充到上翼面低壓區(qū)，而連續(xù)翼傘氣流只能從下翼面流出。攻角增大過程中，組合傘上翼面組合處低壓區(qū)變小，尾部有氣流從下翼面流至上翼面，導(dǎo)致升力下降。攻角繼續(xù)增大，組合傘上翼面整體低壓區(qū)變小，組合處的區(qū)別對(duì)整體升力的影響也隨之變小，組合傘與連續(xù)傘升力系數(shù)趨于相近。連續(xù)翼傘的流動(dòng)分離現(xiàn)象比組合翼傘要明顯很多，這正是組合處可以有氣流補(bǔ)充帶來的影響。

連續(xù)傘與組合傘的阻力系數(shù)整體差距較小，特別是負(fù)攻角和小攻角情況下，最小阻力系數(shù)均在α=0°左右。連續(xù)傘和組合傘升阻比趨勢(shì)基本相同，均為先增后降，最大升阻比在α=8°附近。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)在α=8°時(shí)兩傘出現(xiàn)差異，所以升阻比也在此攻角下有較大差異。組合傘與連續(xù)傘的俯仰力矩系數(shù)趨勢(shì)相同（見圖7（d））。在α=8°之前，連續(xù)傘的俯仰力矩系數(shù)較大，之后，則組合傘較大。由翼傘靜穩(wěn)定條件可知，當(dāng)俯仰力矩系數(shù)斜率為負(fù)時(shí)翼傘穩(wěn)定，所以在α=8°之前，翼傘基本穩(wěn)定。

2.2 三維流場(chǎng)對(duì)比

從三維流場(chǎng)圖來看，小攻角時(shí)翼傘上下翼面前緣均有負(fù)壓區(qū)，說明此處流速比較大。隨著攻角的增大，上翼面負(fù)壓區(qū)逐漸減小，位置前移，下翼面負(fù)壓區(qū)消失，壓力分布相對(duì)均勻。組合傘負(fù)壓區(qū)面積比連續(xù)傘要略小，導(dǎo)致組合傘升力小于連續(xù)傘。翼傘中間氣室內(nèi)的壓力比邊緣氣室更大，因此邊緣氣室前方壓力會(huì)小一些，進(jìn)而導(dǎo)致邊緣氣室內(nèi)部壓力較小。小攻角下，兩傘的流動(dòng)附體效果明顯，基本沒有流動(dòng)分離情況。隨著攻角增大，翼傘中間氣室的上表面有明顯的流動(dòng)分離情況，攻角越大，流動(dòng)分離越嚴(yán)重。邊緣氣室尾部尖端會(huì)有渦流產(chǎn)生，下表面壓強(qiáng)大于上表面，產(chǎn)生下洗流過程中會(huì)產(chǎn)生此渦流，攻角越大，渦流強(qiáng)度越大。由于下洗作用的存在，邊緣氣室提供的升力會(huì)小于中間氣室。連續(xù)傘在α=16°時(shí)產(chǎn)生流動(dòng)分離（見圖9），而組合傘由于組合處有氣流補(bǔ)充至上翼面，雖然降低了升力，但同時(shí)也延緩了流動(dòng)分離，所以在α=24°時(shí)才失速，升力最大值出現(xiàn)在α=24°。

圖9 連續(xù)傘與組合傘無下拉狀態(tài)16°攻角三維流線圖Fig.9 Three dimensional streamline diagram of two parafoil without pull-down at 16 ° angle of attack

3 組合翼傘與連續(xù)翼傘下拉狀態(tài)氣動(dòng)性能對(duì)比

本章對(duì)超大型連續(xù)翼傘與超大型組合翼傘單側(cè)下拉與雙側(cè)下拉狀態(tài)下的氣動(dòng)特性仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

3.1 單側(cè)下拉氣動(dòng)特性對(duì)比

單側(cè)下拉參數(shù)設(shè)置與無下拉狀態(tài)相同。單側(cè)下拉時(shí)超大型連續(xù)翼傘與超大型組合翼傘氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果如圖10 所示。

圖10 連續(xù)傘與組合傘單側(cè)下拉狀態(tài)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比Fig.10 Comparison of aerodynamic parameters between two parafoil in single side pull-down

從升力系數(shù)對(duì)比圖可以看到，對(duì)于負(fù)攻角，連續(xù)傘和組合傘的升力系數(shù)差別不大。從流場(chǎng)上看，組合傘的低壓區(qū)面積要比連續(xù)傘略小，這也是組合傘升力系數(shù)更小的原因。隨著攻角的增大，連續(xù)傘上翼面上部出現(xiàn)附著渦，后緣處出現(xiàn)自由渦，兩處的渦大小相同，且渦的大小并不隨著攻角的增大而增大。連續(xù)傘的升力系數(shù)增大趨勢(shì)更加明顯，從流場(chǎng)上看，在α=12°時(shí)（見圖11（a）、（b））上下翼面壓差最大，升力達(dá)到最大值，隨后逐漸減小（見圖11（c）、（d））。而組合傘增幅始終比較平滑，在α=20°時(shí)（見圖11（e）、（f）），僅出現(xiàn)了后緣處的自由渦，這是因?yàn)榻M合傘在組合處有氣流補(bǔ)充，降低了上翼面低壓區(qū)的壓強(qiáng)，達(dá)到最大升力系數(shù)。兩具傘的阻力系數(shù)都保持隨攻角的增大而逐漸增大，差別并不明顯。

圖11 連續(xù)傘與組合傘單側(cè)下拉狀態(tài)二維流場(chǎng)對(duì)比Fig.11 Comparison of two-dimensional flow field of two parafoil in single side pull-down

由于升力系數(shù)的差異，所以升阻比也產(chǎn)生了明顯不同。升力在小攻角下增幅較為明顯，之后增幅放緩；而阻力系數(shù)增幅較為平均，因此升阻比出現(xiàn)了先增大后減小的趨勢(shì)。不同的是，連續(xù)傘的最大升阻比出現(xiàn)在α=8°附近，而組合傘的最大升阻比出現(xiàn)在了α=4°附近。兩具傘的俯仰力矩系數(shù)差別明顯。連續(xù)傘先減小后增大，在α=12°時(shí)最小。而組合傘俯仰力矩系數(shù)保持增大的趨勢(shì)，雖然在α=0°之前，組合傘俯仰力矩系數(shù)較小；但在α=4°之后，組合傘始終比連續(xù)傘要大。在流場(chǎng)圖中可以明顯看到，α=12°時(shí)，連續(xù)傘的低壓區(qū)只分布在翼傘前緣。而組合傘的低壓區(qū)除了翼傘前緣，在翼傘后緣附近也有分布，使得翼傘在弦向增加了一個(gè)力矩，因此組合傘在α=12°時(shí)俯仰力矩系數(shù)取到最小值，這與無下拉時(shí)翼傘的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢(shì)相似，說明組合傘受下拉的影響更小，在α=12°之前組合傘基本保持靜穩(wěn)定。

從圖12 的三維流線圖可以看出，在小攻角時(shí)，連續(xù)傘上翼面低壓區(qū)主要在翼傘前緣附近沿展向均勻分布，其余低壓區(qū)集中在下拉一側(cè)的翼尖處。隨著攻角的增大，前緣低壓區(qū)呈現(xiàn)中間減少兩邊增加的趨勢(shì)，攻角越大，前緣中間的低壓區(qū)越小。同時(shí)，最外側(cè)氣室上表面的低壓區(qū)逐漸增大，導(dǎo)致邊緣氣室的上下表面壓差增加。所以氣流更多地從翼傘兩側(cè)向上繞流，兩側(cè)翼尖出現(xiàn)渦流，攻角越大，渦流越明顯。受到下拉的影響，下拉一側(cè)渦流明顯。這是由于下拉改變了翼型從而改變了翼傘兩側(cè)的升力，翼傘得以轉(zhuǎn)彎。

圖12 連續(xù)傘與組合傘單側(cè)下拉狀態(tài)16°攻角三維流線圖Fig.12 Three dimensional streamline diagram of two parafoil in single side pull-down at 16 ° angle of attack

3.2 雙側(cè)下拉氣動(dòng)特性對(duì)比

雙側(cè)下拉參數(shù)設(shè)置與無下拉狀態(tài)相同，結(jié)果如圖13 所示。組合傘與連續(xù)傘在雙側(cè)下拉時(shí)升力系數(shù)差別不大。升力系數(shù)先增大后減小，在α=12°時(shí)出現(xiàn)最大升力系數(shù)。在α=16°時(shí)（見圖14（a）、（b）），連續(xù)傘出現(xiàn)了流動(dòng)分離的情況，上翼面分別出現(xiàn)了一個(gè)自由渦和一個(gè)附著渦。而組合傘在α=16°時(shí)，并沒有出現(xiàn)渦，氣流附體效果很好。到α=24°時(shí)（見圖14（c）、（d）），兩具傘上翼面的渦流都發(fā)生了明顯變化。連續(xù)傘前緣處的附著渦顯著增大，并且位置上移，后緣處的自由渦逐漸減小，低壓區(qū)集中在翼傘上表面。而組合傘逐漸開始出現(xiàn)流動(dòng)分離情況，后緣處的自由渦逐漸增大，低壓區(qū)則主要出現(xiàn)在翼傘后緣處附近。兩具傘的阻力系數(shù)都隨著攻角的增大而均勻增大。由于組合傘升力略小，阻力略大，導(dǎo)致升阻比明顯小于連續(xù)傘。但兩具傘升阻比變化趨勢(shì)相同，最大升阻比在0°~4°之間。在大攻角下，二者差距逐漸減小。而兩具傘的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢(shì)也幾乎相同，均隨攻角逐漸增大。

圖13 連續(xù)傘與組合傘雙側(cè)下拉狀態(tài)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比Fig.13 Comparison of aerodynamic parameters between two parafoil with double side pull-down state

圖14 連續(xù)傘與組合傘雙側(cè)下拉狀態(tài)二維流場(chǎng)對(duì)比Fig.14 Comparison of two-dimensional flow field of two parafoil with double side pull-down

4 結(jié)論

本文對(duì)超大型連續(xù)翼傘和超大型組合翼傘進(jìn)行仿真計(jì)算，將氣動(dòng)性能進(jìn)行對(duì)比，得到如下結(jié)論：

1）相比連續(xù)翼傘，組合翼傘雖然最大升力較小，但是有更大的失速攻角，極大地減緩了翼傘的流動(dòng)分離情況，組合傘的升阻比也因此有所減小。

2）在α=16°時(shí)，連續(xù)傘已經(jīng)出現(xiàn)流動(dòng)分離的情況，在上翼面出現(xiàn)了兩個(gè)渦。而組合傘由于氣流補(bǔ)充，氣流的附體效果很好，在α=16°并未出現(xiàn)分離的情況，沒有渦的產(chǎn)生。因此組合翼傘更適合大攻角的飛行狀態(tài)。

3）氣流在通過組合處后會(huì)先向低壓區(qū)補(bǔ)充，所以組合傘在組合處附近的壓力略大，低壓區(qū)主要分布在各個(gè)模塊的中部。

4）組合傘受單側(cè)下拉的影響更小，有更好的穩(wěn)定性，在α=12°之前組合傘基本保持靜穩(wěn)定。