变形翼伞回收系统的建模与分析

翼伞的气动力计算是研究翼伞回收系统建模的关键技术问题。为了进一步提高建模精度,同时考虑了翼伞充气变形和后缘下偏量的影响,通过流固耦合方法获得各个状态下的升力系数、阻力系数。然后使用最小二乘法辨识获得气动系数和下偏量及变形之间的量化关系,改进翼伞回收系统的六自由度模型。研究表明,考虑变形及下偏情况的翼伞不仅结构和实际翼伞类似,且获得的气动参数与风洞试验更加接近,证明新方法对于翼伞回收系统精确建模的研究有一定的意义。

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。

伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机(UAV)的精确控制,从提高翼伞系统动力学模型的精度入手,在升力线理论的基础上,基于计算流体动力学方法,综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响,计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系,实现了翼伞气动力的精确计算,改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真,通过与空投试验数据的对比,验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性,对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。