上翼面扰流板偏转对冲压翼伞气动性能的影响

邵 博，冯 钦

（中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089）

下拉伞衣后缘是冲压翼伞的传统操纵方式。下拉双边后缘会使空速减小从而降低下降速率[1]，但对滑翔比的影响较小[2]；下拉单侧后缘时可实现横向控制，但反向侧滚趋势的存在使操纵显得不够灵活，且易诱发跳伞员操纵过度而进入螺旋失速运动[3]。传统操纵方式存在的问题催生出了其他新颖的操纵手段，如动态调节翼伞迎角[4]，载荷质量转移[5]，上翼面扰流装置[6]等。本文针对上翼面扰流这一新颖的冲压翼伞操纵方式进行研究。

目前国外冲压翼伞上翼面扰流装置主要有2种形式，本文分别称这2种扰流装置为扰流缝[7]和扰流板[8]，两者结构和驱动方式虽有差异，但均通过控制翼伞气室内部的气体从翼伞上翼面流出来实现翼伞操纵。文献[2]通过二维流场数值模拟研究了扰流缝的弦向位置对翼伞气动性能的影响并与风洞试验结果进行了对比；文献[9]通过二维流场仿真研究了扰流缝的开缝方向和弦向位置对翼伞气动性能的影响，指出计算此类带空腔的流动时需要精细的网格生成；文献[8]通过空投试验研究了第二种扰流装置-扰流板在翼伞操纵上的应用，结果表明扰流板同样可对翼伞进行良好的纵向横向控制。国内对冲压翼伞上翼面扰流装置的研究目前还处于起步阶段[10]。基于已有研究成果，本文建立了不同扰流板下偏角度的翼伞气室剖面并对其进行二维定常流场仿真来研究扰流板下偏量对翼伞气动性能的影响。

1 计算模型与数值方法

1.1 模型建立和网格生成

基础翼伞剖面（扰流板未下偏）如图1所示，其在Clark-Y翼型的前缘切口，切口长度l为干净翼型弦长c的5%，前缘切口与翼弦（与图中水平轴重合）的夹角为45°。上翼面扰流板下偏时的翼伞气室剖面如图2所示，扰流板长度b=0.03c，其折点距干净翼型前缘（图中坐标轴原点）的水平距离为0.25c，上翼面气流出口长度a=0.01c，扰流板折点的弦向位置和扰流板与气流出口的相对长度参考文献[1]中的几何模型，扰流板长度b大于气流出口长度a，保证了其能在未下偏时更好地封闭住上翼面气流出口。扰流板下偏角度e定义为扰流板与翼弦的夹角，分别取未下偏、下偏15°、下偏30°和下偏45°四种翼伞气室剖面。

采用如下假设与简化：（1）伞衣刚性假设；（2）伞衣不计厚度且不透气；（3）扰流板未下偏时气室剖面同基础剖面如图1所示，下偏时忽略扰流板的弯曲变形而将其简化为一条直线如图2所示。

图1 冲压翼伞基础剖面（扰流板未下偏）示意图

图2 冲压翼伞上翼面扰流板下偏示意图

对上述四种翼伞气室剖面和Clark-Y翼型生成二维结构网格，翼伞剖面附近网格如图3所示。

图3 翼伞附近局部网格（扰流板下偏45°）

1.2 计算条件和数值方法

对上述四种翼伞剖面模型和Clark-Y翼型进行不同攻角下的定常流场计算，分析其在不同攻角下的气动参数和流场结构变化，攻角范围取0～20°，间隔为2.5°。流场右侧边界的边界条件为压力出口，其余流场边界设为速度入口，如图3所示，速度入口的边界条件见表1。

表1 速度入口边界条件

采用工程领域流场仿真中常用的标准k-epsilon湍流模型。因来流速度较小，视为不可压缩流。采用SIMPLE（semi-implicit method for pressure-linked equations）算法求解流动控制方程。

2 计算结果与讨论

2.1 扰流板下偏量对翼伞剖面气动力系数的影响

干净CLARK-Y翼型和四种带扰流板的翼伞剖面的升力系数变化情况如图4所示。可以看出，0～30°下偏范围内，随下偏量增加，升力系数在各个迎角下均呈现单调减少的变化趋势，而30～45°下偏范围内，下偏量对升力系数的影响甚微，说明对升力系数起明显影响的扰流板下偏范围应在0～30°之间，且扰流板从未下偏下偏到15°时改变升力系数的能力要高于扰流板从15°下偏到30°时改变升力系数的能力。

图4 升力系数曲线

干净CLARK-Y翼型和四种带扰流板的翼伞剖面的阻力系数变化情况如图5所示。迎角范围在0～13°内，扰流板下偏量在0～30°之间增加时，阻力系数在各个迎角下单调增加，且扰流板从未下偏增至15°下偏时改变阻力系数的能力要高于下偏量从15°增至30°时的能力。而扰流板下偏量从30°增加至45°时，阻力系数基本不再变化；15°迎角时，扰流板下偏时阻力系数增大，但不同下偏量时的阻力系数区别不大，均在0.2附近。

图5 阻力系数曲线

干净CLARK-Y翼型和四种带扰流板的翼伞剖面的升阻比变化情况如图6所示。在所研究的0～20°范围内每个迎角下，扰流板下偏量在0～30°范围内增加时，翼伞剖面的升阻比单调减小，且扰流板在0～15°下偏范围内下偏时能更有效地改变升阻比，而在15～30°下偏范围内下偏时改变升阻比的效率降低；扰流板下偏量从30°增加至45°时，升阻比基本无变化，说明扰流板下偏在改变升阻比方面存在操作无效区。

图6 升阻比曲线

从以上仿真结果可以看出，上翼面扰流板在一定范围内下偏时可有效改变翼伞剖面的升阻比且升阻比随下偏量增加而单调减少，而翼伞系统降落时的滑翔比跟翼伞升阻比有直接关系，故三维翼伞两侧上翼面扰流板同时下偏时可有效改变其降落时的滑翔比，而常规翼伞纵向操纵方式即同时下拉两侧后缘对滑翔比改变有限。三维翼伞单侧上翼面扰流板下偏时会使该侧翼伞升力减少从而使翼伞朝该侧倾斜（滚转），同时该侧翼伞阻力增大，翼伞朝该侧偏航，实现航向操纵。由于单侧扰流板下偏时产生的侧滚为正向侧滚，不会像常规翼伞航向操纵时即单侧下拉后缘时翼伞会依次产生两个相反方向的侧滚（此时跳伞员或吊挂物的侧向甩动幅度可能较大），又因为操纵响应较快，不会像单侧下拉后缘时易过度操纵而导致螺旋失速运动。

2.2 扰流板下偏量对气室内压力分布的影响

0°来流迎角下四种翼伞剖面的下翼面内表面压力系数分布如图7所示。压力系数Cp的计算公式为：

图7 翼伞下翼面内表面压力分布（来流迎角：0°）

扰流板未下偏时，下翼面内表面压力系数较接近于1，即气室内部接近于滞止状态，下翼面内表面靠近前缘切口部分的压力系数略低于靠近后缘的部分，这是因为靠近前缘的部分会有少量气体从前缘切口处溢出；扰流板下偏时，下翼面内表面的压力系数整体下降且前缘切口至上翼面气流出口（x/c=0.25）之间的部分压降更多，反映了翼伞气室内部压力的下降，且下偏量越大，压力系数下降的越多。

2.3 扰流板下偏量对扰流板所受气动力矩的影响

三种不同下偏量的扰流板所受气动力矩随来流迎角的变化如图8所示。力矩参考点为图2中的扰流板折点，规定气动力矩使扰流板绕折点逆时针旋转（使扰流板上偏）为正。可以看出，扰流板所受气动力矩均为正值，即扰流板受到使其上偏的气动力矩，来流迎角一定时，下偏量越小，所需克服的气动力矩反而越大；文献[8]中扰流板克服气动力矩所需的驱动力来自通电的形状记忆合金，文献[2]提到，常规翼伞操纵方式（下拉翼伞后缘）需要的驱动力比上翼面扰流装置需要的驱动力大一个量级。翼伞上翼面扰流装置工作时较小的迎风面积决定了其不需要很大的驱动力，从而为高效低能耗操纵翼伞提供了可行方案。

图8 扰流板所受气动力矩

3 结论

在所研究的迎角范围内，扰流板下偏量在小偏度范围内增加时，翼伞剖面的升阻比单调减小，且在0～15°下偏范围内下偏时能更有效地改变升阻比，而在15～30°下偏范围内下偏时改变升阻比的效率降低，下偏量在更大偏度范围内增加时，升阻比基本无变化，说明扰流板下偏在改变翼伞剖面的升阻比方面存在操作无效区，相较常规翼伞操纵方式，其能更高效地实现翼伞纵向和横航向操纵；扰流板下偏量越大，气室内部的压降越大；扰流板下偏时会受到使其上偏的气动力矩，其所需要的驱动力较常规翼伞操纵方式小一个量级。上翼面扰流装置在提升翼伞空投系统的操纵性方面有较大潜力。