一种翼伞开伞动载的动态预测方法

1.本发明属飞行器救生及空降空投装备设计技术领域，尤其涉及一种翼伞的设计与分析。


背景技术：

2.翼伞具有折叠体积小、重量轻、载重大、可控性好的特点，近年来在体育运动、空降空投等领域应用广泛。
3.充气展开过程作为翼伞工作程序最关键的环节之一，不仅直接决定了翼伞工作的成败，还对开伞后的翼伞系统飞行性能有重要的影响。由于翼伞伞衣面积大，伞绳多，与传统降落伞相比充气更快，容易出现开伞动载过大造成开伞失败，因此翼伞开伞动载的研究对翼伞设计及材料选择意义重大。
4.传统降落伞开伞动载的预测常采用半经验半理论方法，其基本思路是将降落伞充气过程中阻力特性的变化描述为充气距离和充气时间的函数。但是这种方法目前仅应用于气动阻力占主导作用的常规弹道型降落伞，对于具有一定升力的翼伞，这种方法并不适合。至今，翼伞开伞动载通常还是以飞机空投试验测量为主。但飞机空投需要大型运输机的配合，试验成本高，且需要大量的人力和物力保障。另外，空投试验工况容易受到天气和环境的影响，难以精确控制，试验数据离散量很大，难以获得有效的实验数据。尽管风洞试验能精确控制试验工况，但由于翼伞面积大，受风洞尺寸的限制，无法获得全尺寸翼伞的动态开伞载荷。
5.近年来，流固耦合方法开始应用于传统圆形降落伞的开伞过程研究。然而，翼伞为非展平曲面构成的多气室双翼面结构，结构较圆形伞更复杂，无法采用常规方法建立折叠模型；另一方面，多气室翼伞充气中存在弦向与展向同时展开的复杂流-构相互作用过程，物理机理复杂，耦合计算难度很大，对翼伞开伞工作机理的理解还不深入，至今没有准确可靠的动态开伞载荷计算模型。
6.为了快速预测翼伞的动态开伞载荷，为翼伞优化设计及材料选择提供依据，有必要提出一种快速的动态开伞动载预测方法。


技术实现要素：

7.针对上述缺陷，本发明提供了一种翼伞开伞动载的动态预测方法，能够通过动力学模型获得翼伞开伞载荷的动态变化，为翼伞设计和材料选择提供依据。
8.一种翼伞开伞动载的动态预测方法，包括以下步骤：
9.步骤1，基于翼伞开伞过程的工作特点，将翼伞开伞过程分为翼面折叠展开和气室充气阶段；
10.步骤2，建立翼面折叠展开阶段的气动特性模型：根据翼面展开阶段外形变化特点，气动升力忽略不计，该阶段的翼伞系统气动阻力特性与翼面展开面积成正比；
11.步骤3，建立气室充气阶段气动特性模型：根据气室充气过程的外形变化特点，在
该阶段翼伞滑翔比逐渐增加，气动特性逐渐变化至翼伞充满时的大小；
12.步骤4，根据翼伞-载荷两体系统在翼伞充气过程的相互作用和飞行特点，建立翼伞开伞阶段翼伞-载荷系统的动力学模型；
13.步骤5，根据翼伞两阶段的气动特性变化模型，对开伞动力学方程组进行求解，获得翼伞开伞载荷的动态变化。
14.作为优选，翼伞的两个阶段的气动特性的阶段性动态变化与翼伞外形的动态变化相对应，其动态变化关系由翼伞开伞时间及翼面面积确定。
15.作为优选，翼面折叠展开阶段气动特性表示为：
[0016][0017]
其中，(ca)
d,s
表示伞衣阻力特性，(ca)
l,s
表示伞衣升力特性，t1为翼面展开时间，(ca)
d,0
及(ca)
d,m
分别表示未开伞及翼面完全展开时伞衣阻力特性。
[0018]
作为优选，气室充气阶段气动特性模型表示为：
[0019][0020]
其中，(ca)
d,∞
及(ca)
l,∞
分别为翼伞充满时的升力气动特性、阻力气动特性，t2为气室充气时间。
[0021]
作为优选，步骤四中，翼伞载荷系统的运动受气动升力、气动阻力、开伞动载及重力控制，翼伞在气流坐标系下的运动状态方程表示为：
[0022][0023]
其中，θ为轨迹角，v为翼伞-载荷系统的速度，ms、mw分别为翼伞及载荷的质量，g为重力加速度，fk为开伞动载，ρ为空气密度。(ca)
d,w
表示载荷阻力特性。
[0024]
作为优选，翼伞开伞载荷的动态变化是由翼伞气动力决定的，其中，翼伞气动力由翼伞翼面折叠展开阶段以及气室充气阶段的不同气动特性决定，各个阶段的气动特性受翼伞充气展开过程的外形影响。
[0025]
本发明的有益效果是：
[0026]
(1)本发明采用动力学方法建模，是一种成本低、效率高且精度高的数值方法，应用于翼伞系统开伞动载预测，具有快速高效的特点；
[0027]
(2)本发明基于翼伞开伞过程外形阶段性变化的特点建立翼伞气动特性模型，既反映了开伞过程的流固耦合本质，又抓住了开伞动载影响的核心是气动特性变化规律，避
免了复杂困难的流固耦合计算；
[0028]
(3)本发明提出的开伞动载动态预测方法，与文献试验结果对比，开伞动载变化规律一致，最大开伞动载误差4.8％，出现时间误差仅2.6％，满足精度要求；
附图说明
[0029]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。
[0030]
图1是本发明一个实施例的翼伞瞬态开伞动载分析的流程图；
[0031]
图2是本发明一个实施例的翼伞开伞充气过程气动升、阻力特性示意图；
[0032]
图3是本发明一个实施例的翼伞系统充气展开过程受力图；
[0033]
图4是本发明一个实施例的本方法动力学建模的开伞载荷动态变化与文献对比图。
具体实施方式
[0034]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0035]
本实施例以文献：李国光,邓正才.冲压式翼伞开伞仿真计算[j].国防科技大学学报,1993(04):16-22中提及的翼伞-载荷系统为例，翼伞开伞工况如下：翼伞开伞角度3
°
，开伞高度530m，开伞速度为40m/s，翼伞面积为60m2，载荷质量mw为200kg。
[0036]
结合图1至图4所示，本发明实施例提供一种翼伞开伞动载的动态预测方法，包括以下步骤：
[0037]
步骤1，基于翼伞开伞过程的工作特点，将翼伞开伞过程分为翼面折叠展开、气室充气两个阶段。
[0038]
步骤2，建立翼面折叠展开阶段气动特性模型。由于翼面展开阶段伞衣未开始充气，气动升力可忽略不计，矩形翼面的气动阻力占主导作用。如图2所示，初始时翼面未展开，伞衣阻力特性极小可忽略不计，阻力特性随翼面展开面积增加。翼面展开阶段未充气时，翼伞阻力系数可类比平面方伞取c＝1，阻力特性与展开面积成正比，即(ca)
d,s
＝a。翼面完全展开后，翼伞阻力特性达到最大值(ca)
d,m
。由于翼伞伞绳多，开伞时间短，所以翼面折叠展开阶段可简化为伞衣匀速展开，气动阻力特性随时间线性增加。综上，翼面折叠展开阶段翼伞气动特性可表示为：
[0039][0040]
其中，(ca)
d,s
表示伞衣阻力特性，(ca)
l,s
表示伞衣升力特性，t1为翼面展开时间，(ca)
d,0
表示未开伞伞衣阻力特性，本例中可忽略不计。
[0041]
步骤3，建立气室充气阶段气动特性模型。随着翼面展开，翼伞各气室开始充气，翼伞逐渐呈翼状，开始产生升力，受鼓包和下反角的影响，伞衣阻力特性减小，翼伞滑翔比逐
渐增加，如图2所示，气动升、阻力特性逐渐变化至翼伞充满时的大小。由于翼伞充气快，气动特性可简化为随时间线性变化。即气室充气阶段翼伞气动特性可表示为：
[0042][0043]
其中(ca)
d,∞
及(ca)
l,∞
分别为翼伞充满时的升、阻力气动特性，t2为气室充气时间。
[0044]
由文献(秋雁.大型冲压翼伞新技术[j].航天返回与遥感,1997(01):8-13)，取充满后翼伞稳降状态下(ca)
d,∞
＝0.21a,(ca)
l,∞
＝0.58a。
[0045]
步骤4，根据翼伞-载荷两体系统在翼伞充气过程的相互作用和飞行特点，建立翼伞开伞阶段翼伞-载荷系统的动力学模型。
[0046]
本实施例中，为了简化翼伞充气过程的计算，将伞载系统简化为在纵向对称平面运动的质点，伞与载荷体速度相同，相对位置保持不变。
[0047]
基于以上假设，对翼伞载荷系统进行受力分析，根据牛顿第二定律，整个开伞过程翼伞系统的运动状态由气动力、开伞动载及重力控制，根据伞衣外形的变化，气动力随气动特征呈现阶段性变化。
[0048]
如图3所示，建立翼伞开伞过程的动力学方程如下：
[0049][0050]
其中，θ为轨迹角，v为翼伞-载荷系统的速度，ms、mw分别为翼伞及载荷的质量，g为重力加速度，fk为开伞动载，ρ为空气密度。(ca)
d,w
表示载荷阻力特性。
[0051]
步骤5，根据翼伞两阶段的气动特性变化规律，对开伞动力学方程组进行求解，获得翼伞开伞载荷的动态变化。
[0052]
根据翼伞系统的运动学方程，结合步骤一至三中翼伞开伞过程的气动特性变化规律，选取数值计算方法求解微分方程组。本实施例采用四阶龙格库塔方法自编程计算，可得翼伞系统在本实施例开伞工况下的开伞载荷动态变化，如图4所示。与文献数据对比，本专利实施例得到的翼伞动载瞬态变化与文献规律一致。文献算例中最大开伞动载为11061n，出现时间为0.75s；而本方法计算所得最大开伞动载为10555n，出现时间为0.76s。在相同伞衣、工况下最大开伞动载误差仅4.6％，出现时间误差1.3％，验证了本方法所得伞衣气动特性模型、动力学模型的准确性和本方法的有效性。
[0053]
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。