超大型组合翼伞与超大型连续翼伞的气动性能对比分析

随着航天回收系统应用需求越来越广,回收物质量也越来越大,对翼伞面积的要求越来越高,超大型翼伞开始受到广泛的关注,然而目前国内外对超大型翼伞的研究较少。对此,文章以超大型连续翼伞和超大型组合翼伞为研究对象,分别对其进行物理建模。采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)的方法,基于k-epsilon湍流模型,分别计算在无下拉、单侧下拉、双侧下拉时超大型连续伞和超大型组合伞的气动特性。研究发现,超大型组合伞在组合处有很明显的气流补充,可以减缓流动分离的情况,增大失速迎角,更适合大攻角的飞行任务,适用范围更广。研究成果可以为以后超大型翼伞的选型提供一定的参考。

翼面形状对翼伞气动性能的影响

为了研究不同翼面形状对翼伞气动性能的影响,文章以某型冲压翼型为对象,建立了翼伞滑翔阶段稳态绕流流场数值模型,分析了翼面后缘形状对稳态滑翔阶段翼伞流场结构及气动特性的影响,在此基础上探究了后缘前掠角大小对翼伞气动性能的影响。研究结果表明,后缘前掠型翼面的上翼面前缘压力降低,有利于减小翼面压差阻力,升阻性能最好,翼伞设计时宜采用后缘前掠型翼面设计;随着前掠角增大,升力系数和阻力系数均先减小后增加,翼伞升阻比随着前掠角增大呈现先增后减的趋势;当前掠角过大时,上翼面流动分离区变大,压差阻力增加会导致升阻比降低;综合流场结构和气动特性考虑,前掠角为6°时翼伞气动性能最优。研究成果可为高滑翔翼伞设计提供一定参考。

冲压式翼伞滑布控制开伞技术研究

为了研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,文章应用结构化任意拉格朗日-欧拉(Structured Arbitrary Lagrange-Euler,S-ALE)方法对翼伞系统在无滑布收口控制和有滑布收口控制两种情况下进行了开伞过程的流固耦合仿真计算,分析了滑布收口对翼伞开伞过程的影响。结果表明:滑布收口控制可以有效降低冲压式翼伞的充气速度、伞衣应力和开伞动载,开伞动载可以降低33%。但有滑布收口控制时,翼伞的气室饱满程度有所下降,边缘气室饱满程度的下降更明显;由于滑布在开伞过程中对翼伞前后缘伞绳受力的影响有差别,使得某些伞绳出现松弛现象,这会对冲压式翼伞俯仰稳定性有一定影响。通过研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,可以为冲压式翼伞收口技术的设计与应用提供参考。

扑翼飞行器低频大行程组合伞式推进装置设计与试验

传统仿生扑翼飞行器需要在较高的扑动频率下才能获得足够的扑动升力,直接限制其向大型化发展。为解决这一问题,该文基于仿生学原理提出了一种低频大行程组合伞式推进技术,设计了推进装置结构并进行了悬停状态下的试验样机性能测试。结果表明：组合伞式推进装置通过一组扑翼在较低频率下进行同步相反方向的往复运动能够产生有效的推进力;当伞式扑翼向上运动时可以大幅减小其产生的负升力,增大伞翼展长和运动速度,其产生的空气动力均随之增大。与传统柔性扑翼相比,组合伞式扑翼具有较好的推进性能,其推进力与输入功率的比值在0.01～0.04 N/W,高于传统柔性扑翼的测试结果（-0.02～0.01 N/W）。该研究为仿生扑翼向大型化应用提供了参考。

前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞 ,其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具 ,对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算 ,研究了两个切口参数 (切口角度和切口高度 )对翼型剖面气动力特性的影响。

前缘切口参数对大型冲压式翼伞的性能影响分析

影响冲压式翼伞气动性能的主要参数除翼型结构参数外,还有翼伞前缘切口角度和前缘切口长度。为了更准确地找到冲压式翼伞前缘切口参数适用的工程应用范围,文章以某大型冲压式翼伞的基础翼型剖面为研究基础,通过改变前缘切口角度和前缘切口长度这两项重要参数,得到四种具有代表性的前缘切口参数的翼型剖面,并采用数值计算方法对其气动性能进行分析。研究表明:负攻角时,上翼面的压力梯度随前缘切口角度的增大而增大,而下翼面的压力梯度随前缘切口角度的增大而减小;正攻角时,前缘切口角度对上、下翼面的压力梯度没有太大影响;同时,随着前缘切口角度的增加,翼型最大升阻比也增大,但是会有一个临界值,而前缘切口参数对翼型俯仰力矩系数的影响并不大。文章的研究结果对翼伞的设计优化有一定的参考意义。

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法 ,研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好 ,并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下 ,翼伞内部的压力较高 ,气流几乎保持滞止 ,这是维持翼伞充气外形的主要原因。

国际主流伞降装备专业技术综合分析报告

本文主要概述了跳伞运动中降落伞的运行原理、形状类型、主要部件、关键材料、装备应用和发展趋势的基础上,对比分析了对4家国际主流运动降落伞生产商的主降落伞、备用降落伞进行技术及数据,探究不同气孔数量、展弦比以及材料对降落伞运行的影响。研究发现:主降落伞的展弦比相对更高,在2.2-2.8之间。伞翼的展弦比越高,产生的形状阻力越小,但最大不能超过3:1。主降落伞气孔数量为9孔的居多。对于备用降落伞而言,气孔均为7孔,展弦比范围基本在2.0-2.2之间。

柔性翼飞行器现状及关键技术分析

柔性翼飞行器由柔性翼衍生而来,根据其机翼类型不同可分为充气式和伞翼式。为了研究两类飞行器在工程应用中的实现难度与成本代价,在充分调研两类飞行器的发展及现状的基础上,详细分析了两类飞行器设计过程和工程实现过程,梳理了多个型号柔性翼飞行器的重要技术指标,并根据制作工艺及应用情况提炼了两类飞行器在翼面材料、充气与控制方面等影响柔性翼性能的关键技术。并从工作原理、实现难度及效费比等对比分析了两类柔性翼飞行器的优缺点,指出充气式飞行器由于翼面材料、充气系统及密封性要求,设计难度与实现难度大,但充气环节迅速且稳定;而伞翼式飞行器由于伞绳传递控制,控制精度及执行效率较充气式低。最后归纳总结了两类飞行器的特点,对柔性翼飞行器的工程设计及工程研制提供了参考。

一种大型冲压式翼伞的设计与试验

冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞,在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟,冲压式翼伞也得到了广泛应用;而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上,大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法,给出了结构设计方法,修正了气动性能的工程计算方法,并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞,分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角,能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象,得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近,是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。