一种上翼面有后部切口的翼伞的制作方法

1.本发明涉及飞行器的技术领域，尤其涉及一种上翼面有后部切口的翼伞。


背景技术：

2.翼伞由柔性织物构成，兼具普通降落伞和滑翔翼的一些特点，用途包括人员空降、装备空投、航天器回收等。和普通圆形降落伞类似，它在使用前被折叠成伞包，在使用的初始阶段有一个充气展开的过程；当充气展开完成以后，其外形成为一个滑翔翼，像飞机机翼一样利用来流速度和适当的迎角产生升力。相比普通圆形降落伞，翼伞的优势主要体现在：可以滑翔较远的距离，并可实现较为精确的轨迹控制和定点着陆。翼伞之所以能够具有以上优势，是因为其充气展开完成后的外形与飞机机翼类似，是一种升力体构型，通过产生足够的升力来克服重力实现滑翔。而普通圆形降落伞是一种阻力体构型，通过在下降过程中产生足够的阻力来克服重力。很显然，翼伞的升力特性越好，其飞行性能将得到提升，其优势就能够得到更充分的体现。在航空空气动力学领域，升力系数和升阻比是具有一般性的升力特性的重要评价参数。与飞机机翼相比，翼伞的最大升力系数和最大升阻比会明显低一些。这主要是因为翼伞前缘必须有一个较大的开口才能实现充气，这个前缘开口常被称为前缘切口，它的存在使翼伞的上翼面更容易发生流动分离，导致最大升力系数和最大升阻比降低。因此，减缓上翼面的流动分离，提升翼伞的最大升力系数和最大升阻比是翼伞设计改进的一个关键问题。


技术实现要素：

3.本发明的目的是为了解决背景技术中提及的问题，提供一种上翼面有后部切口的翼伞，这种上翼面有后部切口的翼伞可以利用翼伞内外的空气压强差，在后部切口处形成向外的射流，增加上翼面流经后部切口处的气流的动能，从而减缓翼伞上翼面的流动分离，显著提升翼伞的最大升力系数和最大升阻比。
4.为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：一种上翼面有后部切口的翼伞，其中：翼伞上翼面中后部开设有与翼伞内腔连通的后部切口。
5.为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：上述的翼伞剖面为clark-y翼型。
6.上述的翼伞由若干个翼单元组成，每个翼单元之间通过肋片连接，翼单元前端开设有用于向翼伞内腔充气的前缘切口，翼单元上表面由前蒙布和后蒙布组成，前蒙布高于后蒙布，后部切口位于前蒙布和后蒙布的交接处。
7.上述的翼单元侧面为翼伞肋片，相邻的两个翼单元共用一个肋片，实现各翼单元的组合连接。
8.上述的后部切口开设在翼单元前端向后端方向的1/2c-2/3c处，后部切口宽度为1%c-2%c，其中，c为翼单元的弦长。
9.这种上翼面有后部切口的翼伞的工作原理为：完成充气的翼伞在向前滑翔的过程中，气流以一定的相对速度和角度吹向翼伞。在前缘切口处，由于冲压效应，气流减速的同时压强增大。前缘切口是翼单元内腔的充气入口，前缘切口处的高气压传导至翼单元内腔，因此翼单元内腔的气压高于后部切口所连通的翼单元外部空间。在后部切口处，翼单元内部和外部的气压差驱动形成一股从内向外喷射的气流，该喷射气流最终汇入翼单元的外部气流中去。由于喷射气流的汇入，翼单元外部气流在经过后部切口处以后的动能增加了，于是相比没有喷射气流汇入的情况不容易发生气流分离。也就是说，由于后部切口的存在，翼单元上表面的气流分离能够得到减缓。根据航空空气动力学原理，上表面流动分离减缓的一个重要的直接效应就是临界迎角的增大及其对应的最大升力系数的提高，最大升阻比也可以因此得到提高。
10.本发明通过后部切口处的喷射气流减缓翼伞的气流分离，提高翼伞的最大升力系数和最大升阻比，提高了翼伞的气动效率，使翼伞可以在更大的迎角范围内实现安全平稳的滑翔和操纵，同时可以增加滑翔距离或挂载更重的载荷。
附图说明
11.图1是本发明的翼伞从后上方视角看的整体示意图。
12.图2是翼单元的结构示意图；图3是翼单元的剖面图；图4是后部切口位置在1/2c处、宽度为1%c的翼单元剖面示意图；图5是后部切口位置在1/2c处、宽度为2%c的翼单元剖面示意图；图6是后部切口位置在1/2c处、宽度分别为1%c和2%c的两种翼单元剖面的升力系数与无后部切口翼单元剖面的升力系数的对比曲线图；图7是后部切口位置在2/3c处、宽度为1%c的翼单元剖面示意图；图8是后部切口位置在2/3c处、宽度为2%c的翼单元剖面示意图；图9是后部切口位置在2/3c处、宽度分别为1%c和2%c的两种翼单元剖面的升力系数与无后部切口翼单元剖面的升力系数的对比曲线图；图10是后部切口位置分别在1/2c和2/3c处、宽度分别为1%c和2%c的四种翼单元剖面的升阻比与无后部切口翼单元剖面的升阻比的对比曲线图。
13.其中，c为翼单元的弦长。
14.图中标记名称：前缘切口1、前蒙布2、后部切口3、后蒙布4、肋片5。
具体实施方式
15.以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细描述。
16.本实施例的上翼面有后部切口的翼伞，其中：翼伞上翼面中后部开设有与翼伞内腔连通的后部切口3。
17.翼伞由若干个翼单元组成，每个翼单元之间通过肋片连接，翼单元前端开设有用于向翼伞内腔充气的前缘切口1，翼单元上表面由前蒙布2和后蒙布4组成，前蒙布2高于后蒙布4，后部切口3位于前蒙布2和后蒙布4的交接处。
18.翼单元侧面为翼伞肋片5，相邻的两个翼单元共用一个肋片5，实现各翼单元的组
合连接。
19.后部切口3开设在翼单元前端向后端方向的1/2c-2/3c处，后部切口3宽度为1%c-2%c，其中，c为翼单元的弦长。
20.如图1所示为本发明的上翼面有后部切口的翼伞。翼伞所采用的翼型为clark-y翼型，在此基础上进行修改。翼伞整体是由多个翼单元构成，单个翼单元及其剖面分别如图2和图3所示，其中,前缘切口1与弦线夹角135
°
，切口长度为5%c，其中c是翼单元弦长,前缘切口1是翼伞的进气口，其作用是利用气流的冲压效应使翼伞实现并保持充气展开的状态。；前蒙布2是翼伞上表面前半部分；后蒙布4是翼伞上表面后半部分；肋片5的作用是连接相邻的翼单元，并有助于保持翼伞的结构不变形。
21.采用计算流体力学（cfd）方法对本发明的上翼面有后部切口3的翼伞的空气动力特性进行分析,分析的具体对象为翼单元剖面，翼单元剖面的空气动力特性对给定展弦比的翼伞整体的空气动力特性具有决定性。
22.分析条件设定为雷诺数re=10e 06,其中雷诺数re= ρvl/μ ,其中v是前方来流的流速，l是流过物体的长度，取l=c，ρ是空气密度，μ是空气粘性系数。
23.图4-6为后部切口位置在1/2c处，切口宽度分别为1%c、2%c的两种翼单元剖面图，及以上翼单元剖面与无后部切口的翼单元剖面的升力系数曲线对比，由此得出，在所分析的迎角范围内，该两种有后部切口的翼单元剖面的升力系数在迎角大于6
º
时，大于无后部切口的翼单元剖面的升力系数，且后部切口宽度为2%c的翼单元剖面的升力系数最大值约为1.25，后部切口宽度为1%c的翼单元剖面的升力系数最大值约为1.12，无后部切口的翼单元剖面的升力系数最大值约为0.97，表明后部切口的存在显著提高了翼单元剖面的最大升力系数。
24.图7-9为后部切口位置在2/3c处，切口宽度分别为1%c、2%c的两种翼单元剖面图，及以上翼单元剖面与无后部切口的翼单元剖面的升力系数曲线对比，由此得出，在所分析的迎角范围内，该两种有后部切口的翼单元剖面的升力系数在迎角大于6
º
时，大于无后部切口的翼单元剖面的升力系数，且后部切口宽度为2%c的翼单元剖面的升力系数最大值约为1.19，后部切口宽度为1%c的翼单元剖面的升力系数最大值约为1.11，无后部切口的翼单元剖面的升力系数最大值约为0.97，表明后部切口的存在显著提高了翼单元剖面的最大升力系数。
25.图10是后部切口位置分别在1/2c、2/3c处、宽度分别为1%c、2%c的四种翼单元剖面与无后部切口翼单元剖面的升阻比曲线对比，由此得出，该四种有后部切口的翼单元剖面的升阻比最大值全部大于无后部切口的翼单元剖面，其中，后部切口位置在2/3c处、宽度分别为为1%c、2%c的两种翼单元剖面取得的升阻比最大值相近，约为42，而无后部切口的翼单元剖面的升阻比最大值约为38，表明设计参数合理的后部切口可显著提高翼单元剖面的最大升阻比。
26.以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的
普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。