一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法与流程

本发明属于航天降落辅助设备技术领域，具体涉及一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法。

背景技术：

在航天器回收过程中，由于助推器或者一级火箭自身重量大，运动速度从马赫数大于1、在飞行高度为几千米的时候就要求降低飞行速度，因而产生的动压载荷很大，目前主要回收方式是采用多级伞系统进行回收。多级伞系统由引导伞、减速伞以及主伞等组成，减速伞为高强度圆形降落伞，其主要功能是高马赫数下减速和降高度，当下降速度到达亚音速的一定范围内，开启主伞，同时控制其运动方向，保障落点。主伞选择单一冲压式翼伞，由于回收物的重量太大，翼伞的面积非常大，面积太大又会导致开伞方式、切口模式，翼伞工作的初始阶段减速作用有限等一系列问题。采用圆伞或者组合圆伞，系统减速比较明显，但无法操控滑翔，难于保障落点。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法，提高了减速效果同时增强了可控性。

本发明所采用的技术方案是，一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法，具体包括以下步骤：

步骤1)选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，根据基准翼型确定翼伞的网络模型；

步骤2)将翼伞作为刚体，分别计算翼伞的伞衣面积、弦长、展长、弧面下反角和展向角，以完成翼伞伞衣结构设计，至此，翼伞设计完成；

步骤3)分别确定翼伞安装角和伞绳长度，以完成翼伞吊挂系统设计；

步骤4)选取c9圆形降落伞为原型并将尺寸缩小10倍作为主体圆伞，在主体圆伞两侧分别设置一个相互对称的设计完成的翼伞，得到圆形混合翼伞，圆形混合翼伞的伞衣结构以中心平面对称分布；

步骤5)将主体圆伞结构优化为飞艇艇体上半部结构，两侧翼伞结构不变，得到椭球形形混合翼伞，基于圆形混合翼伞的优化设计完成。

本发明的特点还在于，

步骤1)具体为，选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，选择翼型库中典型clark-y翼型的模型，改变翼型表面的节点个数，建立不同的网络模型，计算不同网络模型的仿真气动参数，仿真气动参数包括升力系数、升力系数误差率、阻力系数、阻力系数误差率，选择减去误差后升力系数最高且阻力系数最低的网络模型为翼伞的网络模型。

步骤2)中计算翼伞的伞衣面积具体为，

选择翼伞的抗风速度和滑翔比，根据滑翔比和抗风速度的交线获得以滑翔比为横轴、单位面积伞衣承重量为纵轴的翼伞下沉速度曲线，该下沉速度曲线上滑翔比对应的点的纵坐标即为单位面积的伞衣承重量m；

根据下式计算翼伞的伞衣面积as，

式(1)中，gtot表示翼伞本身以及负载的质量，gtot为设定值，as表示翼伞的伞衣面积。

步骤2)中计算翼伞的弦长和展长具体为，

确定翼伞的展弦λ比为3，且

式(2)中，b表示展长，c表示弦长，

又由于as＝bc(3)，

将式(2)与式(3)联立，求解b和c，即得到翼伞的展长和弦长。

步骤2)中计算翼伞的弧面下反角和展向角具体为，

根据如下翼伞弧面下反角β和升力系数的关系式

cy＝cy,β＝0cos²β(4)

式(4)中，cy为升力系数，cy,β＝0为下反角为0°时的升力系数，

根据翼伞的展弦比λ＝3，选取弧面下反角β为20°；

根据几何关系可知，弦切角为展向角的二分之一，翼伞的弧面下反角即为翼伞的弦切角，则翼伞的展向角ε根据下式计算得出，

ε＝2β(5)

求得翼伞的展向角ε为40°。

步骤3)具体按照以下步骤实施：

翼伞的迎角α、安装角γ和滑翔角θ之间的关系如下，

θ＝α+γ(6)

且

式(7)中，k为所确定的翼伞滑翔比，w代表下沉速度，vw代表翼伞滑翔时水平运动速度，cy为升力系数，cx为阻力系数，

根据式(7)计算滑翔角θ，且当迎角取8°左右时，翼型的升阻比达到最大值，翼伞的滑翔性能取最优，因此将翼伞的稳定工作迎角选在8°，并根据式(6)计算得出安装角γ；

取翼伞的伞绳长度为其展长的0.6倍。

步骤4)中设计完成的翼伞与主体圆伞的组合连接通过catia软件中的相交指令完成。

本发明的有益效果是：

本发明一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法，把传统圆伞与翼伞结合在一起，将两者进行规划组合，并对其进行了优化，该方法所设计的椭球形混合翼伞可控性高且滑翔性能优良，减速效果好，充分满足了航天器助推器回收过程中对伞系统的要求。

附图说明

图1是翼伞基准翼型的翼剖面；

图2是翼伞的滑翔性能设计曲线；

图3是翼伞的升力系数与展弦比的变化关系曲线；

图4是翼伞的阻力系数与展弦比的变化关系曲线；

图5是翼伞的正视图；

图6为椭球形混合翼伞的模型图；

图7为实施例的椭球形混合翼伞升阻力系数随迎角的变化曲线图。

图中，1.厚度，2.弯度，3.弦长，4.前缘，5.后缘，6.中弧线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明一种基于圆形混合翼伞的优化设计方法，具体包括以下步骤：

步骤1)选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，根据基准翼型确定翼伞的网络模型：

选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，选择翼型库中典型clark-y翼型的模型，改变翼型表面的节点个数，建立不同的网络模型，计算不同网络模型的仿真气动参数，仿真气动参数包括升力系数、升力系数误差率、阻力系数、阻力系数误差率，选择减去误差后升力系数最高且阻力系数最低的网络模型为翼伞的网络模型。

步骤2)将翼伞作为刚体，分别计算翼伞的伞衣面积、弦长、展长、弧面下反角和展向角，以完成翼伞伞衣结构设计，至此，翼伞设计完成；

计算翼伞的伞衣面积具体为：

选择翼伞的抗风速度和滑翔比，根据滑翔比和抗风速度的交线获得翼伞的下沉速度大小，该下沉速度大小对应的下沉速度曲线以滑翔比为横轴、单位面积伞衣承重量为纵轴，下沉速度曲线上滑翔比对应的点的纵坐标即为单位面积的伞衣承重量m；

根据下式计算翼伞的伞衣面积as，

式(1)中，gtot表示翼伞本身以及负载的质量，gtot为设定值，as表示翼伞的伞衣面积。

步骤2)中计算翼伞的弦长和展长具体为，

确定翼伞的展弦λ比为3，且

式(2)中，b表示展长，c表示弦长，

又由于as＝bc(3)，

将式(2)与式(3)联立，求解b和c，即得到翼伞的展长和弦长。

计算翼伞的弧面下反角和展向角具体为：

根据如下翼伞弧面下反角β和升力系数的关系式

cy＝cy,β＝0cos²β(4)

式(4)中，cy为升力系数，cy,β＝0为下反角为0°时的升力系数，

由式(4)可以看出，当下反角达到30°时，升力系数下降到原来的3/4，考虑到伞绳的布置，若翼伞的展弦比很大而下反角很小，必然会使得伞绳的长度急剧增大。如果在这种情况下不增长伞绳，伞绳平面和承载肋片平面会产生一个夹角，这会使材料为柔性织物的翼伞发生扭曲变形。参考已有的高性能翼伞设计，当翼伞的展弦比λ＝3，选取弧面下反角β为20°；

根据几何关系可知，弦切角为展向角的二分之一，翼伞的弧面下反角即为翼伞的弦切角，则翼伞的展向角ε根据下式计算得出，

ε＝2β(5)

求得翼伞的展向角ε为40°。

步骤3)分别确定翼伞安装角和伞绳长度，以完成翼伞吊挂系统设计：

翼伞的迎角α、安装角γ和滑翔角θ之间的关系如下，

θ＝α+γ(6)

且

式(7)中，k为所确定的翼伞滑翔比，w代表下沉速度，vw代表翼伞滑翔时水平运动速度，cy为升力系数，cx为阻力系数，

根据式(7)计算滑翔角θ，且当迎角取8°左右时，翼型的升阻比达到最大值，翼伞的滑翔性能取最优，因此将翼伞的稳定工作迎角选在8°，并根据式(6)计算得出安装角γ；

取翼伞的伞绳长度为其展长的0.6倍。

步骤4)选取c9圆形降落伞为原型并将尺寸缩小10倍作为主体圆伞，在主体圆伞两侧分别设置一个相互对称的设计完成的翼伞，通过catia软件中的相交指令完成设计完成的翼伞与主体圆伞的组合连，得到圆形混合翼伞，圆形混合翼伞的伞衣结构以中心平面对称分布；

步骤5)将主体圆伞结构优化为飞艇艇体上半部结构，两侧翼伞结构不变，得到椭球形形混合翼伞，基于圆形混合翼伞的优化设计完成。

实施例

步骤1)选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，根据基准翼型确定翼伞的网络模型：

如图1所示为翼型的翼剖面，翼型的特征参数包括厚度1，弯度2和弦长3，选取翼伞的基准翼型为clark-y翼型，clark-y翼型形状简单且易加工，具有良好的气动特性，选择翼型库中典型clark-y翼型的模型，改变翼型表面的节点个数，建立不同的网络模型，计算不同网络模型的仿真气动参数，选择减去误差后升力系数最高且阻力系数最低的网络模型为翼伞的网络模型。

通过评估网格数量对数值仿真气动参数计算精度的影响可以发现，相同的工况下，网格划分越精密，仿真结果与真实试验愈接近，但同时网格绘制过于精密会带来运算量大以及仿真速率降低等问题，故应根据模型以及求解的需要，确定模型的网格划分。

步骤2)为对翼伞系统稳定滑翔时的气动性能做定性分析，忽略伞绳以及负载对气动特性的影响，将翼伞作为刚体，分别计算翼伞的伞衣面积、弦长、展长、弧面下反角和展向角，以完成翼伞伞衣结构设计，至此，翼伞设计完成；

计算翼伞的伞衣面积具体为：

选择翼伞的抗风速度为5m/s和滑翔比为4，根据如图2所示的滑翔性能设计曲线，横轴为滑翔比，左右两纵轴分别为单位面积的伞衣承重量和翼伞的下沉速度，两组曲线分别是翼伞下沉速度曲线和抗风速度曲线，w和vw分别为翼伞的下沉速度和滑翔时水平风速，由图2可得，当翼伞2的抗风速度为5m/s，滑翔比为4时，由滑翔比和抗风速度曲线的交点获得翼伞下沉速度为2m/s，翼伞2m/s的下沉速度曲线以滑翔比为横轴、单位面积伞衣承重量为纵轴，该下沉速度曲线上滑翔比对应的点的纵坐标即为单位面积的伞衣承重量m＝3kg/m²；

根据下式计算翼伞的伞衣面积，

式(1)中，gtot表示翼伞本身以及负载的质量，gtot＝6kg，as表示翼伞的伞衣面积，as＝2m²。

步骤2)中计算翼伞的弦长和展长具体为，

翼伞的升阻力系数以及升阻比在不同展弦比下随迎角的变化曲线分别如图3和图4所示，图3和图4中线型a表示展弦比，由图3和图4可以看出，升力系数随展弦比的增大而线性增加，阻力系数随展弦比的增大而减小，升阻比是随展弦比增大而增加。故展弦比越大，翼伞系统的滑翔性能愈加优越，但展弦比绝非越大越有利，由于翼伞系统的柔性性能，过大的展弦比会导致伞绳长度加长，可控性降低，同时展向过大容易降低翼伞的刚度。

由于本发明的翼伞载荷质量较大，因此确定翼伞的展弦比λ为3，且

式(2)中，b表示展长，c表示弦长，

又由于as＝bc(3)，

将式(2)与式(3)联立，求解得到b＝2.45m，c＝0.82m，即得到翼伞的展长和弦长。

计算翼伞的弧面下反角和展向角具体为：

如图5所示，为翼伞的正视图，根据如下翼伞弧面下反角β和升力系数的关系式

cy＝cy,β＝0cos²β(4)

式(4)中，cy为升力系数，cy,β＝0为下反角为0°时的升力系数，

根据翼伞的展弦比λ＝3，选取弧面下反角β为20°；

根据几何关系可知，弦切角为展向角的二分之一，翼伞的弧面下反角即为翼伞的弦切角，则翼伞的展向角ε根据下式计算得出，

ε＝2β(5)

求得翼伞的展向角ε为40°。

步骤3)分别确定翼伞安装角和伞绳长度，以完成翼伞吊挂系统设计：

翼伞的迎角α、安装角γ和滑翔角θ之间的关系如下，

θ＝α+γ(6)

且

式(7)中，k为所确定的翼伞滑翔比，k＝4，w代表下沉速度，vw代表翼伞滑翔时水平运动速度，cy为升力系数，cx为阻力系数，

根据式(7)计算滑翔角θ＝18.4°，且当迎角取8°左右时，翼伞的滑翔性能取最优，因此将翼伞的稳定工作迎角选在8°，并根据式(6)计算得出安装角γ＝10°；

取翼伞的伞绳长度为其展长的0.6倍，即1.47m。

步骤4)选取c9圆形降落伞为原型并将尺寸缩小10倍作为主体圆伞，在主体圆伞两侧分别设置一个相互对称的设计完成的翼伞，通过catia软件中的相交指令完成设计完成的翼伞与主体圆伞的组合连，得到圆形混合翼伞，圆形混合翼伞的伞衣结构以中心平面对称分布；

步骤5)将主体圆伞结构优化为飞艇艇体上半部结构，两侧翼伞结构不变，得到如图6所示的椭球形混合翼伞，基于圆形混合翼伞的优化设计完成。

对本实施例设计完成的椭球形混合翼伞进行如下性能研究：

通过仿真模拟，得到本实施例设计完成的椭球形混合翼伞在气流速度为20m/s，迎角分别为0°、4°、8°、10°、15°、16°、18°下的升阻力系数随迎角的变化曲线如图6所示。由图6可知，当迎角大于0°后，升力系数和阻力系数都随着迎角的增加而增大，呈线性关系，曲线变化规律满足设计要求，同时迎角在8°左右时，椭球形混合翼伞升阻比达到最大值3.47，这一升阻比的伞结构具有较好的可控性以及优良的滑翔性能。