【流固耦合】翼伞后缘偏转过程的流固耦合动力学特性
引 言
翼伞是一种双层结构的柔性矩形翼，上、下翼面用翼型的肋幅分隔成若干气室，翼型前缘开口，在前进飞行中形成“冲压空气”，维持若干个气室的内压以保持翼型。当翼伞系统需要进行机动转弯和雀降等操纵动作时，会对翼型后缘进行下拉偏转操作来实现。
翼伞后缘偏转的操纵过程会显著改变翼面的整体气动布局，同时需要多根操纵绳精确协同控制，是典型的气动与结构紧耦合问题，涉及到的动力学问题复杂多变。对于翼伞系统操纵过程的动力学机理问题研究一直是降落伞领域的关键技术和热点问题。
本文基于 Structured ALE（S-ALE）流固耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行动力学建模和仿真分析。研究翼伞三维模型后缘偏转过程、伞衣结构场和周围流场的时变演化规律及分布特性，为进一步指导大型翼伞精确空投系统的飞控系统设计和技术应用提供参考。
流固耦合建模
本文所研究的翼伞后缘偏转过程是针对充满鼓包状态的翼伞三维模型进行的。翼伞系统包括伞衣、伞绳和挂重载荷，几何模型如图 1 所示。实际流固耦合仿真过程只考虑伞衣结构与流场的双向耦合作用；伞绳在翼伞偏转过程承受拉力，且通过伞绳施加后缘下拉过程的作用力载荷；忽略伞绳与周围流体的耦合作用和绳索的阻尼效应。
图 1 翼伞系统三维几何模型
仿真方法验证
为避免因流体和结构单元之间尺寸差异过大而导致显式动力学积分过程可能出现的非物理特征“沙漏现象”，进而引起计算发散，流场网格尺寸与结构网格尺寸尽量接近1∶1，如图 2 所示。
图 2 翼伞气室流固耦合仿真网格模型
本文采用 S-ALE 求解方法对流固耦合模型进行仿真计算，S-ALE 方法与传统 ALE 方法的基本理论相同，均包括了映射过程的对流输运、界面重构和欧拉流场与拉格朗日结构相互作用的流固耦合过程。不同的是，在网格的处理方法上，S-ALE 方法采用自动生成网格技术，即流场网格根据控制点设定的方向、增长率、网格尺寸、网格密度等参数在仿真过程中随着时间步的推进逐渐产生，仿真前无需单独建立流场网格。这可以极大减小网格处理时间并提高计算效率。经过仿真测算，与传统 ALE 方法相比，S-ALE 方法的计算效率可以提高 60%。
仿真结果与验证
图 3 和图 4 为翼伞后缘单侧和双侧下偏操纵过程的伞衣表面结构 Von Mises 应力分布云图。从图中可以明显看出伞衣的上翼面整体应力分布较为均匀，但当后缘下偏时，在偏转与未偏转的转折交接区域会出面明显的应力集中且受力增大；同时翼型前缘也相应出现类似现象，且与后缘应力集中区域的受力水平接近。说明翼伞后缘偏转发生的转折交接区域和偏转侧前缘切口区域是在翼伞操纵过程比较容易发生撕裂现象的区域，应考虑在这两处增加结构强度。从伞衣结构受力水平来讲，在下偏量相同的情况下，双侧下偏的伞衣结构受力明显高于单侧下偏情况。
图 3 不同时刻单侧下偏伞衣表面结构 Von Mises 应力云图
图 4 不同时刻双侧下偏伞衣表面结构 Von Mises 应力云图
图 5 和图 6 为翼伞后缘双侧下偏过程不同时刻的伞衣周围流场速度变化云图。从单侧下偏过程的速度变化分布云图可以看出，在翼伞的尾缘顶部紧贴上翼面附近出现近似圆形的高速区域，当下偏时该区域被拉长，下偏完成后此区域减小。该高速区域会使上翼面顶部的气流自后缘向前缘倒流，产生流动分离，这也是翼伞转弯操纵出现失稳现象的主要原因。从双侧下偏过程的横向剖面流场速度分布云图可以看出，该高速区域主要存在于翼伞下偏发生的转折交界区域附近。
图 5 不同时刻单侧下偏伞衣周围流场速度变化云图
图 6 不同时刻双侧下偏过程周围流场速度变化云图
参考文献：高兴龙;陈钦;张青斌;李志辉. 翼伞后缘偏转过程的流固耦合动力学特性 [J]. 空气动力学学报, 2023, 41 (05): 68-75.
文章内容转自：“云数仿真”公众号
