一种翼伞纵向气动系数估算系统及其估算方法与流程

本发明涉及翼伞纵向气动系数技术领域，具体地说是一种翼伞纵向气动系数估算方法。

背景技术：

冲压式翼伞是一种前缘有开口、上下翼面之间有气室的柔性飞行器，在冲压空气充满气室后，翼伞可以保持类似于飞机机翼的形状，在飞行过程中可以产生一定的升力和阻力，因此翼伞可在空间中进行远距离滑翔。相比传统不可控圆形降落伞，冲压翼伞具有较高的滑翔比，可在距离目标点较远的空投释放点进行投放，提高了运输机和机组成员的安全性，翼伞还具有良好的可操控性，在控制器的控制下可实现精确着陆，降低了着落误差，因此在精确空投、武器投放、医药补给运输、地震救灾物资投放、远程传感器撒布、空间飞行器着陆、行星探索等多个领域都得到了广泛的应用。

要实现翼伞自主控制，需深入了解翼伞的气动特性，掌握其气动特性参数，在获得气动参数的基础上建立翼伞模型，才能实现对翼伞的精确控制。目前获得气动参数的主要方法有：风洞测量方法、数值模拟方法和空投实验法。在风洞试验中主要将冲压翼伞模型以平行于下翼面的平面将伞绳截断，并保持原来形式连接在实验支架的上底板上，如图1所示，通过该装置可以测量翼伞的升力和阻力。但风洞实验一般需采用缩比模型，而翼伞属于柔性飞行器，翼伞伞衣由轻质、不易撕裂的纺织材料制成，由于纺织材料易变形，在实验中又仅靠伞绳连接固定，因此缩比模型的形变和实际翼伞的形变在很多情况下是不一致的。此外在进行风洞实验时，未考虑翼伞带载荷后所产生的变形，所用参数均为静态设计值，导致获得的气动参数存在与翼伞实际空投时不一致。

数值模拟是另一种分析翼伞气动特性的有效手段，一般可分为有势流动的解析算法、涡元法(vortex-elementmethods)和基于navier-stokes流动控制方程的计算流体动力学(computationalfluiddynamics，cfd)方法，其中基于cfd网格划分对翼伞进行气动特性数值分析的方法近年来发展很快，该方法几乎不受实验场地和实验经费的限制，目前已成为研究翼伞气动特性的主要手段。但数值模拟也有其局限性，因为翼伞在流场中收到干扰较大，为减少干扰需要将计算边界取在较远处，伞衣的变形要求网格随时变化，需要不断重新生成网格，计算量巨大。此外，数值模拟的结果需要与风洞实验和空投实验的实测数据进行验证对比，才能验证数值模拟的准确性和有效性，目前主要是跟nasa在1967年、notredame大学在1971年获得的翼伞风洞实验结果进行对比，进一步的风洞实测数据比较少。

空投实验法是获取翼伞特性参数最有效的方法，iacomini等人根据x-38空投实验的结果，分析了翼伞的纵向气动特性和侧向气动特性，其气动数据主要来源于气动数据探针(adp,airdataprobe)，该探测器本质上是飞机上测量气动数据用的皮托管。由于翼伞及其载荷在空投前是打包装于伞包中的，而空投后翼伞由折叠状态变为开伞状态，其形变较大，这个过程中传感器一般无法安装在伞衣上，因此传感器主要安装在悬挂于翼伞下方的载荷上面，但即便如此，adp的使用也较为不便，探针必须在空投后才能弹出，而着陆前必须收回探针，否则容易在着陆过程中撞地损坏。

总的说来，不管是对翼伞理论数值仿真的验证对比，还是对翼伞的自主控制，翼伞气动参数的测量和估算方法都具有重要的理论和实践意义，而目前还缺乏较为简便易行的、可对翼伞升力系数和阻力系数进行实际测量和估算的有效方法。目前在翼伞自主归航控制系统中，gps和惯导系统已得到广泛利用，而如何利用现有测量手段，估算纵向气动特性，就成为翼伞研究领域亟待解决的问题。

技术实现要素：

为了解决现有技术无法有效测量和估算翼伞纵向气动数据的问题，本发明提供一种可对翼伞升力系数和阻力系数进行测量和估算的方法，其特点是能够根据现有gps和imu(inertialmeasurementunit)测量数据，以及风速表测量数据，估算出翼伞升力系数和阻力系数。

本发明公开了一种翼伞纵向气动系数估算系统，包括

空气密度估算模块，用于根据翼伞所在位置计算得到所在位置的空气密度；

空速测量模块，安装于翼伞载荷上，用于测量出翼伞稳态下滑时的空速；

根据式(11)得到翼伞升力系数cl：

cl＝2wcosγg/(ρgvg²s)(11)

其中，w为翼伞载荷系统重力，γg为翼伞系统的下滑角，ρg为翼伞所在位置的空气密度，s为翼伞面积，翼伞下滑时的空速vg；

根据式(12)得到翼伞阻力系数cd：

cd＝-cltanγg(12)。

本发明的系统还包括惯性测量单元，用于测量翼伞的下滑角。

本发明还公开了一种翼伞纵向气动系数估算方法，包括以下步骤：

s1：在翼伞稳态下滑时，根据翼伞所在高度，利用空气密度估算模块，估算出翼伞所在位置的空气密度；

s2：利用翼伞载荷上安装的空速测量模块，测量出翼伞稳态下滑时的空速；

s3：利用惯性测量单元imu测量出翼伞系统的下滑角；

s4：根据翼伞载荷系统总重量和翼伞面积，估算得到翼伞升力系数cl：

cl＝2wcosγg/(ρgvg²s)(11)

其中，w为翼伞载荷系统重力，γg为翼伞系统的下滑角，ρg为翼伞所在位置的空气密度，s为翼伞面积，翼伞下滑时的空速vg；

s5：估算得到翼伞阻力系数cd：

cd＝-cltanγg(12)

s6：对翼伞实施不同的下拉量，测量不同下拉情况下的升力系数和阻力系数，为翼伞操控特性分析提供依据。

有益效果：本发明与现有技术相比，本发明提供的一种翼伞升力系数和阻力系数估算方法，相对于现有的风洞实验法和数值模拟法，具有如下优势：

1、效果明显，能够估算在真实飞行环境下翼伞的升力系数和阻力系数。

2、适应性好，无需额外的测量设备，只需要利用一般翼伞装备的gps或者惯导测量单元，以及空速计，就可以进行估算。

3、可以对翼伞实施不同的下拉量，测量不同下拉情况下的升力系数和阻力系数，为翼伞操控特性分析提供依据。

4、可以为数值模拟提供对比数据，具有一定理论价值和实际意义。

附图说明

图1翼伞风洞测试实验装置；

图2翼伞受力后视图；

图3翼伞受力侧视图；

图4翼伞转弯飞行侧视图；

图5翼伞升力系数及阻力系数估算方法模块示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例进一步阐述本发明。

翼伞在转弯飞行时的受力分析后视图如图2所示：其中，l为垂直于翼伞速度方向的升力，w为重力，σ为l的倾斜角，反映了翼伞在转弯飞行时翼伞相对于垂直面的倾斜程度。

翼伞在转弯飞行时的受力分析侧视图如图3所示，其中，v为翼伞向下滑翔的速度矢量，d为翼伞所受的气动阻力，方向与v方向相反，lcosσ为l在垂直面的投影，γ是翼伞飞行航迹角，其值为负。

翼伞在转弯飞行时的受力分析俯视图如图4所示，其中ξ为翼伞速度方向角，根据上述翼伞受力分析图，可得滑翔飞行状态下翼伞的运动方程：

其中x,y,h分别是翼伞的横纵坐标和高度，在稳态飞行(equilibriumflight)的情况下，则式(1)的三个表达式变为：

d＝-wsinγ(3a)

lcosσ＝wcosγ(3b)

其中(3c)的推导过程如下：

用式(3a)除以式(3b)，可得：

其中，cl＝l/(qs)，cd＝d/(qs)，分别为待确定的升力系数和阻力系数，s为翼伞面积，q为动压，其值为q＝ρ(h)v²/2，ρ(h)为空气密度，是高度的函数。在直线滑翔的情况下，伞体没有倾斜，σ＝0，则cosσ＝1，此时稳态下滑角满足：

其中航迹角γg的下标g表示下滑glide的首字母。对比(4)式和(5)式，可得到转弯飞行时航迹角和下滑时航迹角之间的关系为：

tanγ＝tanγg/cosσ(6)

同时可以导出稳态下滑速度vg和稳态转弯飞行速度的关系，转弯飞行时的速度为v，两个速度都跟高度相关，下滑速度vg可以由空速测量模块测量而得。从(3b)式可知，直线滑翔飞行时有

转弯飞行时有

两者相除可得：

其中ρg为ρ(hg)的简写，需要指出的是(9)式中γ写成了σ的函数，其实由(6)式可知，γ确为σ的函数。此外，利用imu，可以测量出翼伞的下滑角γg，如果系统没有安装imu，只要知道翼伞的滑翔比gr(glideratio)，(6)式中的γg也可由如下关系唯一确定：

tanγg＝-1/gr(10)

因此，翼伞模型可以完全由vg、hg和gr等参数确定。最终，升力系数和阻力系数可以用(7)式、(5)式和(10)式的关系确定：

cl＝2wcosγg/(ρgvg²s)(11)

cd＝-cltanγg(12)

具体在测量和估算升力系数cl时，需知道翼伞面积s，以及翼伞的质量，再根据质量算出其重力w，然后用gps或者imu惯导测量单元测量出翼伞下滑角γg，gps还可以提供翼伞的滑翔高度hg。在空投高度低于11000米时，利用如下公式可估算出空气密度

ρg＝ρ(hg)＝1.225×(1-hg/44330)^4.256(13)

需要特别指出的是，还需要用空速表测量出翼伞下滑时的空速vg，在得到上述参数的情况下，就可以用式(11)估算出翼伞实际的升力系数，再利用(12)即可估算出对应的阻力系数cd。