大型冲压翼伞空投试验

美国先锋航空航天公司自１９６７年起就在研制大型冲压翼伞。本文简要介绍其在１９８８年至１９９２年间进行的冲压翼伞空投试验情况。该公司在这期间先后共进行了１１次大型翼伞的空投试验，从中取得了大量有关高级滑翔冲压翼伞的研制经验，这包括翼伞尺寸、回收重量、翼伞载荷、收口系统技术和翼伞控制系统技术等。     

大型翼伞操纵转弯动力学研究

翼伞具有良好的气动性能和优秀的操控能力,在空降、空投、运动、表演、救生、军事、航空航天等领域都有着广泛应用.随着对大质量载荷需求的增加,大型翼伞的开发尤为重要.在大型翼伞的动力学研究中,操纵转弯动力学是其关键环节.文章从牛顿力学基本原理出发,从理论推导、计算流体力学仿真、空投试验三个方面计算了大型翼伞系统的侧力系数,并...     

大型冲压翼伞新技术

文中针对大型冲压翼伞发展的两大难题:开伞动力学和收口技术,介绍了两种分析大型冲压翼伞气动力性能的方法——飞行性能模拟法和有限元模拟法,最后介绍了美国先锋公司开发的中幅收口技术。     

大型翼伞的三维气动性能分析

随着回收物质量的增加和回收物可控定点回收要求的提出,大型翼伞的设计研究迫在眉睫。文章采用有限体积法求解K-epsilon二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)方程,对某大型翼伞进行三维定常数值模拟,研究考虑伞衣鼓包下翼伞的气动性能,同时对翼伞单侧后缘下拉情况下(翼伞转弯过程)的气动性能进行初步分析。结果表明,翼伞的升力系数随迎角的增大而增加,达到失速迎角后缓慢降低。翼伞阻力系数在负迎角时随迎角增大而缓慢降低,而在正迎角时随迎角增大而增加。翼伞升阻比开始时随迎角增大而增加,在迎角等于8°时达到最大值后随迎角增大而逐渐降低。同时,单侧后缘下拉翼伞相比普通翼伞升力与阻力系数均有所增加,但其最大升阻比却有所减小。     

当今翼伞技术的发展

文中介绍近几年国外针对翼伞阻力特性对翼伞翼型结构等方面所作的改进。这些改进不仅应用在运动翼伞上,而且还应用在常规翼伞上,文中还介绍了大面积翼伞的研究情况,当前已把翼伞的回收重量提高到16.3t,翼伞面积已达1000m~2,所有这些表明翼伞的发展非常迅速,对民用及国防建设有重大意义。     

多翼伞系统智能协同控制研究

为了在实际空投任务中实现大规模的物资、装备补给,采用多翼伞协同是未来翼伞空投的重点发展方向,然而基于多体协同的空投方式也提高了控制的复杂度。为实现大规模多翼伞空投系统协同控制,文章采用了多翼伞系统非线性降阶模型,提出了多翼伞系统协同控制算法,并对控制器进行了稳定性分析。通过仿真实验与实际翼伞试验,验证了该控制算法在各翼伞个体分散投放的情况下,各翼伞通过局部信息交互获得其邻居翼伞的位置,可在较短时间内实现具有一定的安全间距的编队协同飞行,避免了相互碰撞的风险,最终雀降着陆。文章研究的方法对多翼伞系统协同控制有较好的效果,可为多翼伞系统的进一步研究提供理论参考。     

翼伞空中回收系统的研究及其进展

文章介绍了早期圆形伞空中回收系统的成果和不足;分析了接合伞稳定性的影响因素;论述了新型的翼伞空中回收系统的组成、优势、工作过程和关键技术,并对其应用前景进行了展望.     

系留翼伞刚柔混合模型控制方法探索研究

系留翼伞可借助风力长期滞空,相比系留无人机具有抗风能力强、载荷重量大、电能消耗低、侦察视距远等优点,由于系留翼伞具有刚柔耦合特性,控制系统设计难度高,目前还缺乏有效的控制模型,技术上还不够成熟,制约了新型滞空飞行平台的应用。从系留翼伞刚柔耦合动力学建模、系留翼伞非定常气动力建模、系留翼伞刚柔混合状态空间建模、系留翼伞刚柔混合控制技术实现等四个方面探索了基于刚柔混合模型的系留翼伞控制方法,并验证了该方法的有效性。     

可控翼伞、返回舱组合体滑翔性能研究

文中采用“九自由度”动力学模型分析了可控翼伞、返回舱组合体的滑翔性能。     

基于LS-DYNA的三维翼伞参数化建模仿真研究

目前对翼伞气动性能的仿真研究大部分局限在二维翼型剖面或者不考虑伞衣柔性的三维数值仿真研究,因而无法获得较准确的翼伞气动性能参数,不能为工程研究提供借鉴和依据。为了提高翼伞仿真的准确性和效率,文章结合翼伞的设计流程,基于APDL(ANSYS Parametric Design Language)语言对翼伞进行参数化几何建模,生成带前缘切口的翼伞三维几何模型,并自动划分网格生成有限元模型,再利用LS-DYNA求解器进行流固耦合求解,由于仿真求解中考虑了伞衣柔性,因而获得更准确的翼伞气动性能参数。基于MATLAB的GUI(Graphic User Interface)模块建立翼伞参数化设计、仿真平台,并进行了验证,翼伞气动性能仿真参数与翼伞试验数据基本吻合,说明该平台具有一定的可信性。     

翼伞精确定点着陆归航方法研究

文章介绍一种翼伞精确定点着陆归航的方案 ,按高度将归航过程划分为 6个阶段 ,给出了每个阶段的制导算法 ,讨论了系统的稳定性并给出结论。     

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（StructuredArbitrary 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。     

翼伞系统雀降性能及控制研究

根据翼伞系统的动力学方程,建立六自由度运动模型。对翼伞系统雀降过程进行仿真,分析了操纵方式对雀降性能的影响。在归航过程中着陆阶段的特定情况下,针对航迹跟踪过程中产生的纵向偏差,设计PID控制器对偏差进行修正。仿真结果表明:所设计的控制器简单有效地消除了纵向的偏差,保证了雀降操纵的顺利实施。     

火星进入舱开伞弹伞载荷动力放大系数研究与试验验证

首先推导了单自由度系统在矩形和半正弦波形脉冲冲击下响应谱动力放大系数与脉冲作用时间的理论解析公式,然后采用有限元显示冲击动力学分析方法,分析了火星探测器进入舱进入过程中开伞弹伞低频大冲击载荷的载荷波形、脉冲作用时间以及结构阻尼对进入舱主结构动力放大系数的影响;最后介绍了开伞载荷悬吊冲坠模拟冲击动载试验和弹伞载荷真实弹伞...     

风场下翼伞系统运动特性研究

为探究风场对翼伞系统运动特性的影响,建立了翼伞系统六自由度动力学模型,采用龙格库塔法对风场下翼伞系统运动特性进行了仿真计算.在此基础上,开展了翼伞系统在不同风向与不同飞行高度下运动特性变化的对比研究.结果表明:风场会改变翼伞空速,引起气动角变化,导致翼伞气动性能改变,使系统力、力矩不平衡,系统速度、姿态出现波动,而后重新恢复稳定,稳定后速度略大于无风时飞行速度与风速的矢量和;系统在顺风条件下前俯,逆风条件下后仰,侧风情况下会出现明显的滚转、偏航运动;飞行高度通过影响风速与大气密度改变系统平衡速度,高度越高平衡速度越大,但滑翔比与姿态角变化较小.文章所得风场下翼伞系统运动特性变化规律对翼伞轨迹规划及飞行控制有一定应用价值.     

翼-发功能重构型跨域飞行器气动布局研究

为解决跨域飞行器气动外形及推进系统在高速与低速区间难以协调的设计矛盾,清华大学提出“翼-发功能重构型”跨域飞行器设计方案,得到3种可满足高速与低速要求的跨域飞行器气动布局形式,可实现自低速构型,通过飞行中的机翼重构型,实现高速构型的气动与推进功能。以机翼单折叠方案为例,介绍了“翼-发功能重构型”跨域飞行器的设计流程,并对示例方案开展性能收益分析。结果表明,翼-发功能重构型跨域飞行器气动布局可同时满足高速与低速设计点的性能要求,为跨域飞行器气动布局设计提供了一种创新思路,具有一定的应用潜力。     

基于数值试验的大型降落伞开伞冲击载荷峰值研究

针对大型降落伞开伞冲击载荷峰值的极限难以通过一般搜索算法求得的情况,采用Monte Carlo仿真和正交试验两种数值试验方法对多因素影响下的大型伞开伞力峰值极值情况进行了研究。当给定21个影响因素在小范围内变动时,近似认为指标极值在影响因素变化边界上取得。对比Monte Carlo仿真结果和正交试验仿真结果表明：两种数值仿真得到的开伞力峰值极值较为相近;Monte Carlo仿真结果随着仿真次数的增加逐渐逼近正交试验结果;可以将正交试验结果作为开伞力峰值的极值。     

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。