冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展

姚晨曦 杨春信 周成龙 程炜



冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展

姚晨曦 杨春信 周成龙 程炜

（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191）

上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展，依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结，得出结论前缘侧扰流缝在纵向控制方面比后缘侧扰流缝更有效。扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15～0.3c（c为翼伞的弦长，0.15～0.3c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离）。在扰流缝最大下拉度以内，滑翔比随下拉度增大而线性减小，大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时存在一定范围的死区，之后转率随着下拉度的增加线性增大。开缝气室数量超过最大开缝气室数量时，翼伞系统变得难以控制，且最大转率会饱和。在最大开缝气室数量以内，随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率，但是会降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式，下拉扰流缝所需的力远远要小，能有效减小翼伞控制单元的尺寸，对翼伞的操作有重大的意义。该研究可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。

扰流缝 滑翔比 转率 冲压翼伞 返回技术

0 引言

冲压翼伞由伞衣，伞绳，操纵绳，收口装置等组成，是一种典型的低空滑翔类柔性飞行器，因其安全可靠以及良好的滑翔性能[1]及操控性，目前已广泛应用于航天回收、返回和遥控精确空投等领域[2]，已成为目前可控滑翔翼伞唯一候选对象[3]。

冲压翼伞系统的传统控制方式—后缘下拉虽然能在冲压翼伞系统未失速的情况下通过单边后缘下拉进行有效的横向控制，但双边后缘下拉只能改变空速而不能较大改变滑翔比，从而不利于提高冲压翼伞及载荷的着陆精度，特别是当着陆区域附近出现了湍流大气条件或复杂地形时[4]。为增强冲压翼伞的可操作性，之后出现了多种改变滑翔比的控制方式，比如改变伞衣迎角[5]、质量转移[6]、飞行安装角度调整、扰流缝驱动等。本文研究其中一种新型的伞衣操纵装置——扰流缝，相关的研究称为上翼面开缝技术。

滑翔机最初将扰流器用于着陆下滑时改变速度和滑翔比。20世纪60年代，动力飞机使用扰流设备直接控制升力；20世纪70年代期间，文献[7]证明扰流缝有利于轻型飞机的滑翔路径控制；近年来，文献[8]将扰流缝有效应用在小型无人驾驶动力翼伞和载荷系统上。

本文就国外团队开展的上翼面开缝技术研究工作，介绍扰流缝装置，主要讲述扰流缝对冲压翼伞纵向飞行性能和横向飞行性能的控制，分别以扰流缝的开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布四个方面进行详细介绍，依次分析总结这四种因素对滑翔比和转率的具体影响。本文中的扰流缝均指上翼面扰流缝，翼伞均指冲压翼伞。

1 扰流缝

扰流缝是一种通过在伞衣上表面开缝从而对冲压翼伞飞行性能进行控制的装置。图1（a）、（b）分别表示位于伞衣上表面的扰流缝关闭和打开时的二维截面图。当扰流缝打开时，翼伞内部的压强较高，迫使气室内部空气从扰流缝流出，从而干扰翼伞的自然流动，产生一个虚拟的流动扰流器，同时由于驱动扰流缝后翼伞形状也发生改变，使翼伞所受的力和力矩发生改变，因此可以控制翼伞的飞行性能。当未打开扰流缝时，伞衣展向张力和内部压力足以保持扰流缝关闭。图1（c）、（d）是测试飞行时扰流缝控制装置用于2.7 m2伞衣的实物图，扰流缝在伞衣上表面的中间区域展向跨越数个气室。操纵绳一端与扰流缝一侧的伞衣相连，另一端穿过伞衣下表面与曲柄连接，当曲柄驱动操纵绳时，扰流缝被打开。扰流缝导致伞衣上表面有扭曲的流场分离涡，类似于传统飞机扰流器的作用，只是扰流缝装置使用的是喷出的冲击气作为虚拟扰流器而不是一个机械襟翼。

在小型动力翼伞和有效载荷系统的飞行试验中，扰流缝不仅能改变滑翔比还能控制转率，体现出良好的操纵性能。相比于传统的后缘下拉控制方式，由于驱动扰流缝所需的力要远远小于后缘下拉所需的力，故能大幅度减小翼伞控制单元的尺寸，对翼伞系统的操作有重大意义。尽管扰流缝下拉会诱发失速，但是相比后缘下拉导致的失速，系统能恢复得更快，且伞衣的变形更小[9]。

图1 翼伞上翼面开缝

早在20世纪20年代，Lachmann就研究利用运动体表面的固有压力差进行有孔伞衣的气动流动控制[10-11]。随着研究的深入，Wood和Bauer总结了1990年军用飞机先进气动控制装置的研究项目[12]。20世纪70年代中期，首次将扰流缝用于个人空投来强化其控制性能，之后也有学者将后缘下拉和扰流缝结合用于个人空降系统｡文献[13]预测扰流缝装置可能用于自主控制空降系统。目前，国外的主要研究者主要有美国陆军Natick士兵工程研发中心的Bergeron团队及乔治亚理工学院的Gavrilovski团队。Gavrilovski等人为研究扰流缝对翼伞横向和纵向控制性能的影响进行了实验[14]。之后，Bergeron等人在9.29m2伞衣的空投系统上使用三个独立控制电机驱动开展了针对扰流缝的飞行实验[9]，。后面的两项工作证明，在飞行的最后阶段将扰流缝与后缘下拉控制方式结合在一起可以提高制导系统精度。2014年Bergeron对扰流缝开缝、弦向位置和后缘下拉组合控制方式进行仿真研究[15]。

2 扰流缝结构对气动特性的影响

本文的研究工作是扰流缝结构对翼伞气动特性的纵向飞行性能和横向飞行性能的影响。纵向飞行性能是翼伞飞行时在垂直方向上的下滑特性，通常用滑翔比或者升阻比衡量。影响滑翔比的因素有来流迎角、翼型种类和伞衣变形等。仿真过程中，因为fluent求解器可直接获得升、阻力系数，所以评估扰流缝的纵向飞行性能使用的参数是升阻比；而在实验过程中，因为能测得单位时间内飞行的水平距离与垂直距离，故评估扰流缝的纵向飞行性能使用的参数是滑翔比。无论是升阻比还是滑翔比，都表示飞行品质的高低，二者等同。横向飞行性能是指翼伞飞行时在水平方向上的运动特性，一般用转率衡量。

翼伞系统的操纵性能是指改变速度大小和方向的能力，目前针对扰流缝结构影响翼伞气动性能的研究，大致分为四个方面：1）扰流缝的开缝方向；2）扰流缝的弦向位置；3）扰流缝的下拉度；4）开缝气室的展向分布，包括开缝气室的数量及其展向位置。上述四个因素均对翼伞的气动特性产生很大的影响。

2.1 扰流缝的开缝方向

扰流缝的开缝方向分为两种，一种是前缘侧扰流缝，另一种是后缘侧扰流缝，如图2喷出的气流所示。前缘侧扰流缝喷出的气流与来流逆向相交，使上翼面开缝处的后缘区域有较大的分离涡，而后缘侧扰流缝与来流顺向结合，上翼面后缘区域基本无分离涡，故扰流缝的不同开缝方向形成不同的流场，从而使翼伞具有不同的气动特性。

基于数值求解N-S流动控制方程的计算流体力学CFD（computational fluid dynamics）方法，适合在较大的速度范围内求解复杂外形，因而得到了广泛的应用与发展。文献[15]通过对特定翼型的翼伞进行CFD计算求得翼伞的气动力和升阻比，得到扰流缝的开缝方向对翼伞气动特性的影响。翼伞的开缝弦向位置为0.2c（c为翼型的弦长，0.2c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离），迎角为8.5°，二维仿真流场结果如图2所示，相对扰流缝关闭的流场，这两种工况下靠近前缘下翼面切口处的涡流大幅度减小。图2（a）中，该处还存在较小的涡流，而图2（b）中该涡流基本消失。前缘侧扰流缝的结构使得前缘侧的气室腔体形成了环流区，并在后缘侧的上翼面形成大的分离涡，影响翼伞的气动特性。随着分离涡变大，升力减小，同时阻力增大，从而控制滑翔比。在后缘侧扰流缝的结构中，来流直接穿过前缘侧的气室腔体由开缝口流出上翼面，在后缘侧的上翼面未形成明显的分离涡。后缘侧扰流缝相对前缘侧扰流缝升阻比增大了40多倍，说明后缘侧扰流缝结构会增大升阻比，没有起到减小升阻比的“扰流器”作用，故前缘侧扰流缝在控制升阻比方面有更好的性能。

图2 扰流缝翼伞模型的二维流场

Bergeron不仅针对扰流缝开缝方向影响翼伞气动特性进行二维仿真，也进行相应的三维仿真研究，得到不同扰流缝开缝方向下的气动力参数，如表1所示[16]。下拉后缘侧扰流缝对力和力矩变化量的影响较轻微；而下拉前缘侧扰流缝则使升力大幅降低，阻力和偏航力矩都大量增加，显示出了扰流缝的有效性，所以前缘侧扰流缝在实际飞行过程中能有效操控滑翔比，是更合理的扰流缝结构。

表1 力和力矩的百分比变化

Tab.1 Percent change forces and moments

表注：相对于前缘切口敞开、后缘无下拉模型，迎角为8°

除了扰流缝开缝方向的仿真研究，文献[9]、文献[14]还通过实验研究扰流缝开缝方向对翼伞滑翔比和空速的影响。

文献[14]得到不同的扰流缝开缝方向下滑翔比和空速随下拉度的变化曲线，如图3所示（图中，LE为前缘侧扰流缝，TE为后缘侧扰流缝）。下拉前缘侧扰流缝时滑翔比减少64%，而下拉后缘侧扰流缝时滑翔比只减少43%，所以下拉前缘侧扰流缝可以更有效地减小滑翔比。下拉后缘侧扰流缝时伞衣一直保持较高的空速，但达到90%下拉度时空速会陡然下降，说明该结构在高下拉度时空速不稳定。上述情况很可能是因为过度下拉扰流缝而引起大规模的伞衣变形使得飞行不稳定，而前缘侧扰流缝不存在此类缺陷。综上，前缘侧扰流缝的纵向操纵范围更大，飞行的稳定性更好，优于后缘侧扰流缝。

图3 扰流缝开缝方向的影响

文献[8]也通过飞行实验研究扰流缝的开缝方向对翼伞滑翔比控制的影响，得出的结论与上文结论一致，即前缘侧扰流缝比后缘侧扰流缝在纵向操纵性能和飞行稳定性方面都更加优越。

2.2 扰流缝的弦向位置

扰流缝位于不同的弦向位置会影响翼伞的气动特性。文献[15]进行了两次有关扰流缝弦向位置的二维翼型气动力特性分析的仿真研究。文献[15]模拟迎角为8.5°情况下，前缘侧扰流缝分别位于0.2c和0.6c时的二维瞬态流场。结果表明，相对于0.2c的情况，前缘侧扰流缝位于0.6c时来流刚进入切口时经历更大的压力，则会形成较强的回流，导致前缘处下翼面的涡流较大。

文献[4]发表了对不同开缝弦向位置下翼伞的二维气动力特性瞬态仿真结果。方案设置4个不同的开缝弦向位置，分别是0.15c、0.2c、0.25c、0.3c，来流迎角为8.5°，使用fluent求解器选择SA（Spalart-Allmaras）一方程湍流模型进行瞬态计算。由图4可知，扰流缝位于0.15c、0.2c、0.25c时，升、阻力系数都稳定，只存在一个特定的值；而当扰流缝位于0.3c时，出现了两个升阻比，表明此时流场变得不稳定。图5表示翼伞在不同时刻的压力流线图，=80s时，上翼面后缘处的气流出现分离区，但是当=110s时，上翼面后缘处的一部分气流又会重新附着在上翼面，所以流场分离区发生形状变化肯定也会使翼型的升、阻力系数发生改变，造成翼伞不稳定的飞行状态，使翼伞难以控制。

图注：0.3c时，圆形、三角形标记分别表示上限和下限

图5 扰流缝位置0.30c的压力流线

文献[14]通过飞行实验研究扰流缝弦向位置对滑翔比的影响。当扰流缝位于0.15c时，虽能获得低至1.1的滑翔比，但前缘上翼面会坍塌，导致伞衣严重变形，扰流缝不再是出气口，而是新的进气口，使得翼伞系统难以控制；解除下拉扰流缝的操纵绳后，伞衣并没有从坍塌中立即恢复，所以伞衣对前缘附近的任何修改都很敏感。相比于扰流缝位于0.5c处，扰流缝位于0.3c处随着扰流缝下拉度变化的滑翔比变化范围更大，所以开缝位置在0.3c时更易于控制滑翔比。这可能是由于扰流缝移向翼尾时气流流过的翼型部分变少，所以纵向控制性能变差。

扰流缝弦向位置越靠近后缘会使纵向控制性能减弱，而且开缝位置超过0.3c以后翼伞飞行会不稳定，若扰流缝弦向位置太靠近前缘会导致前缘上翼面坍塌，因此合适的弦向开缝位置范围大约是0.15-0.3c。

2.3 扰流缝的下拉度

扰流缝的下拉度用来定量描述下拉扰流缝的不同程度。目前只有扰流缝下拉度对翼伞气动力特性影响的实验研究，没有相应的仿真研究。文献[8]和文献[17]通过实验探究扰流缝下拉度变化对翼伞纵向飞行性能和横向飞行性能的影响。

2.3.1 下拉度对滑翔比的影响

文献[8]获得了滑翔比和空速随扰流缝下拉度变化的实验数据，如图6所示（图中，1英尺=0.304 8 m），弦向开缝位置都为0.25c。在下拉量小于18 cm时，滑翔比和空速随着扰流缝下拉量增加大致线性减小；当下拉量大于等于18 cm时，实验点背离线性响应趋势，因为伞衣厚度大概为20 cm，若下拉量超过16 cm，伞衣的上、下翼面会相互接触致使伞衣变形，甚至会发生失速现象。此翼伞系统下，扰流缝下拉全部操纵行程，滑翔比的变化范围是3.2~1.8。

图6 滑翔比、空速与扰流缝下拉量

文献[17]开展次音速风洞实验得到不同扰流缝下拉度下的升、阻力系数随迎角变化的曲线图，如图7所示。扰流缝下拉度小于50%时，伞衣失速前其升力系数曲线斜率保持常数；扰流缝下拉度达到100%时，伞衣失速相对迟一些，直到12°迎角才失速，表明大下拉度不仅会改变气动力特性，还能增大失速迎角。伞衣失速前，随着下拉度的增大升力系数减小，升力曲线斜率也会降低12.4%左右，阻力系数增大。伞衣失速以后，流场中出现翼尖涡，随着迎角的增加，翼尖涡的尺寸和强度变大，导致上表面低压从而产生升力，所以尽管此时还有导致升力减小的分离涡，失速后升力系数又会缓慢上升。添加扰流缝的最大影响是所有不同下拉度翼伞模型的俯仰力矩系数至少都增大140%。

图7 不同扰流缝下拉度：CL、CD与迎角

文献[14]紧接着又进行扰流缝下拉度对翼伞滑翔比影响的实验研究。实验共有20次飞行，为排除干扰，仅在非常平静的大气条件下进行实验。实验得到的结论与上述结论保持一致，翼伞失速前，扰流缝的下拉度越大，升力大致线性减小，阻力增大，导致滑翔比降低；下拉度过大会导致飞行不稳定。此外，文献[17]的实验表明扰流缝大下拉度不仅会改变气动力性能，还能增加失速迎角。

图8 转率死区

2.3.2 下拉度对转率的影响

文献[9]通过实验研究给出扰流缝下拉度对转率的曲线图，实验一共进行了三次飞行，第一天飞行数据拟合曲线如系列4所示，第二天飞行数据拟合曲线如系列5所示。结果表明单边下拉扰流缝可得到25（°）/s的转率，而传统后缘下拉产生的最大转率是15（°）/s，所以扰流缝的横向操纵性能对于自动着陆是足够的。从图8可知，扰流缝下拉度很小时，存在3.81~6.35 cm范围的死区，转率在此范围内没有响应；当未下拉扰流缝时，转率大约是2（°）/s，可能是因为实验环境中有风。图8中，１inch=2.54cm。

文献[14]研究不同展向开缝位置时扰流缝下拉度对转率的影响。转率随着扰流缝下拉度增加而增大，且单边下拉扰流缝时仅需两个气室开缝就能获得足够的转率，所以单边下拉扰流缝是有效的横向操纵装置，此系统的转率上限是50（°）/s。

扰流缝下拉度很小时，转率没有响应，存在3.81~6.35 cm范围的死区，之后随着扰流缝下拉度的增加，转率呈线性增长，因而扰流缝是有效的横向操纵装置。

2.4 开缝气室的展向分布

开缝气室的展向分布包括开缝气室数量以及其展向排布方式。

文献[14]通过飞行实验给出不同开缝气室数量下扰流缝下拉度对滑翔比和空速影响的曲线图，如图9所示｡当2个气室开缝时,滑翔比的变化范围是3.2~2.5，而八个气室开缝时，滑翔比变化范围增大，为3.2~1.1，说明开缝气室数量越多，翼伞的纵向操纵性能越好｡空速随着滑翔比减少呈比例变小｡2~6个气室开缝时，翼伞扰流缝最大下拉度是通过观察扰流缝的显著变形确定的；当8个开缝气室时，扰流缝最大下拉度由飞行条件确定，故开缝气室个数影响最大下拉度。

图9开缝气室数量的影响

上述结果表明，当滑翔比很低时翼伞滑翔变得难以控制和容易失速，意味着已达到滑翔比的最小可用限制，所以在该翼伞系统中开缝气室超过8个并不会增加滑翔比的控制范围｡此外，随着开缝气室数量的增加，扰流缝对自身与驱动线之间结构的小变化也更敏感。所以，实际开缝气室数量不应超过最大开缝气室数量，只有在最大开缝气室数量范围以内，扰流缝的有效性才会随着开缝气室数量增加而线性增强。

开缝气室数量除了影响滑翔比，还影响转率。文献[14]研究了开缝气室数量与转率之间的关系，当开缝气室增大到一定数量，最大转率会饱和，如果再继续增加开缝气室数量对转率的增大没有实际意义。

开缝气室的展向排布方式也是影响转率和滑翔比的重要因素。内侧排布方式（Inboard）是开缝气室从中心线开始向外连续分布；外侧排布方式（Outboard）是开缝气室从与中心线有一定距离的某个气室开始向内连续分布，如图10所示，以两个开缝气室为例。相同的扰流缝下拉度下，开缝气室离中心线越远产生的转率越高，但是会降低对滑翔比的控制，反之亦然，开缝气室离中心线越近产生的转率越低，但是会增强对滑翔比的控制[14]。

图10 开缝气室的展向分布方式

2.5 结论

通过依次对影响翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素进行详细阐述和分析总结，得出以下结论：

1）相比后缘侧扰流缝，前缘侧扰流缝能使滑翔比有更大的改变，飞行更稳定，且优于后缘下拉控制方式，故前缘侧扰流缝是更有效的纵向操纵装置。

2）扰流缝弦向位置过于靠近前缘容易导致飞行坍塌，而扰流缝移向翼尾时其纵向控制性能变差，故扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15~0.3c。

3）在扰流缝最大下拉度以内，滑翔比随下拉度增大而线性减小，且大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时，转率没有响应，存在一定范围的死区，之后转率随着下拉度的增加线性增大。

4）开缝气室数量超过最大开缝气室数量时，翼伞系统变得难以控制，且最大转率会饱和；而在最大开缝气室数量以内，随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加，且开缝气室个数影响最大下拉度。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率，但是会降低滑翔比的控制性能，反之亦然。

5）单边下拉扰流缝是有效的横向操纵方式，双边下拉扰流缝是有效的纵向操纵方式。相比于其他控制方式，下拉扰流缝所需的力远远要小，能有效减小翼伞控制单元的尺寸，对翼伞的操作有重大的意义。

3 结束语

扰流缝作为一种控制冲压翼伞飞行性能的新型装置，结构简单，具有驱动力小，横向飞行性能和纵向飞行性能控制效果均明显，且飞行状态稳定等优点。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展，依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结，可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。此外，扰流缝能直接用于未来的自主空投系统，在节省成本方面也具有重要的意义。

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（编辑：刘颖）

Review on Technology of Parafoil Systems with Spoilers

YAO Chenxi YANG Chunxin ZHOU Chenglong CHENG Wei

（School of Aeronautic Science & Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China）

The activation of spoilers is a new method of achieving longitudinal and lateral control of ram-air canopies. This paper introduces the concept of upper surface bleed air spoiler, expounds foreign new research work for this technology in these years. The paper discusses 4 important factors——flap orientation、chordwise location、deflection and spanwise arrangement of the spoiler, which influences aerodynamic characteristics of parafoils, and gives an analysis and summary of it. The leading edge side spoiler is more effective than the trailing edge side spoiler in longitudinal control. The correct chordwise location of the spoiler is approximately 0.15-0.3c, and 0.15-0.3c represents the chordwise distance between the spoiler position and the left side of the airfoil. Within the maximum deflection of the spoiler, the glide ratio decreases linearly with the increase of the deflection of the spoiler, and the large deflection of the spoiler can cause the stall delay about 4 degrees angle of attack. There is a certain dead zone in the small deflection of the spoiler, and then the turn rate increases linearly with the increment of the deflection of the spoiler. The system becomes difficult to control and the maximum turn rate will be saturated beyond the maximum number of cells with spoilers. Within the maximum number of cells with spoilers, the effectiveness of the spoiler increases linearly with the increment of the number of cells with spoilers. The larger the distance from the centerline of canopy to cells with spoilersis, the higher the turn rate is, but on the contrary for the glide ratio. Compared with other control methods, the force required to actuate spoilers is much less. This can effectively reduce the size and weight of the parafoil system, which has great significance for the parafoil operation. This study can provide the technical reference for the research of PADS system.

upper surface bleed air spoiler; glide ratio; turn rate; sramair parachute; return technique

V244

A

1009-8518(2017)06-0019-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.06.003

姚晨曦，女，1992年生，现在北京航空航天大学人机与环境工程专业攻读硕士学位，研究方向为翼伞气动力分析、吸附理论。E-mail: chenxiyau@163.com。

2017-09-11