降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)–動(dòng)力學(xué)特性仿真

張章 王立武 王文強(qiáng) 王奇 呂智慧 李健

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降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)–動(dòng)力學(xué)特性仿真

張章1,2,3王立武1王文強(qiáng)1王奇1呂智慧1李健1

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）（2 中國空間技術(shù)研究院航天器無損著陸技術(shù)核心專業(yè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）（3 北京市航空智能遙感裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100094）

降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)-動(dòng)力學(xué)特性仿真研究對(duì)空投試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)和降落傘減速系統(tǒng)性能的考核至關(guān)重要。文章運(yùn)用數(shù)值模擬手段分析了空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)特性和氣動(dòng)穩(wěn)定性，探討了降落傘開傘前空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹椀儡壽E和運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的變化，并針對(duì)不同飛行攻角下空速管動(dòng)壓測(cè)試值與實(shí)際開傘動(dòng)壓存在相對(duì)偏差所造成的影響進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷妮S向力系數(shù)在攻角大于4°時(shí)有所下降。法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨著飛行攻角增加以近似線性的方式增大，壓心位置后移，氣動(dòng)穩(wěn)定性良好。在模型投放后至降落傘開傘前的過程中，隨著高度下降空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷乃俣纫越凭€性的形式增大，且俯仰角和攻角均存在周期擺動(dòng)現(xiàn)象。由于飛行攻角的影響，空速管測(cè)得的動(dòng)壓值與開傘實(shí)際動(dòng)壓存在相對(duì)偏差，但相對(duì)偏差范圍不會(huì)超過14%。研究結(jié)果可以為降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)的方案設(shè)計(jì)提供參考。

降落傘空投試驗(yàn) 氣動(dòng)性能 動(dòng)力學(xué)特性 動(dòng)壓偏差 數(shù)值模擬 航天返回

0 引言

大型降落傘廣泛用于衛(wèi)星[1]、飛船[2]、探測(cè)器等[3-4]航天器的氣動(dòng)減速與回收著陸。降落傘的性能關(guān)系到航天器回收著陸任務(wù)的成敗[5]，它主要通過風(fēng)洞試驗(yàn)[6-7]和空投試驗(yàn)[8]進(jìn)行考核。

降落傘風(fēng)洞試驗(yàn)屬于約束試驗(yàn)方法，適用于無限質(zhì)量條件下降落傘氣動(dòng)性能及開傘充氣性能的驗(yàn)證[9-10]。降落傘空投試驗(yàn)屬于非約束自由飛行試驗(yàn)方法，能夠反映有限質(zhì)量條件下降落傘的真實(shí)工作性能[11-12]。降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)的主要目的是采用空投試驗(yàn)手段來驗(yàn)證降落傘強(qiáng)度性能，是航天器回收系統(tǒng)可靠性的關(guān)鍵試驗(yàn)驗(yàn)證環(huán)節(jié)。在降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)實(shí)施之前，需要對(duì)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行氣動(dòng)性能仿真與動(dòng)力學(xué)特性仿真，為降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)的方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)[13-15]。

本文對(duì)降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷_展了氣動(dòng)仿真和動(dòng)力學(xué)仿真，分析了空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖枇μ匦院蜌鈩?dòng)穩(wěn)定性，探討了降落傘開傘前空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹椀儡壽E和運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的變化，并針對(duì)不同飛行攻角下空速管動(dòng)壓測(cè)試值與實(shí)際開傘動(dòng)壓存在相對(duì)偏差所造成的影響進(jìn)行了分析。研究結(jié)果可以為降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)的方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 數(shù)值方法

仿真計(jì)算所涉及的數(shù)值方法可以分為氣動(dòng)仿真和動(dòng)力學(xué)仿真兩類。

1.1 氣動(dòng)仿真

本文采用CFD數(shù)值模擬的手段獲取降落傘強(qiáng)度空投模型的氣動(dòng)性能。CFD流場(chǎng)計(jì)算的基本控制方程為雷諾平均N-S方程（RANS），湍流模型采用Menter SST模型，空間離散采用二階迎風(fēng)格式，時(shí)間離散采用中心差分格式。雷諾平均N-S方程的守恒形式可以表示為：

式中為空氣密度；為時(shí)間；x為方向上的位置；u為方向上的空氣速度。

式中x為方向上的位置；u為方向上的空氣速度；為空氣壓力；τ為雷諾應(yīng)力。

式中為動(dòng)能；q為熱傳導(dǎo)率。

降落傘強(qiáng)度空投模型的軸向力系數(shù)A可以表示為：

式中為飛行攻角；F為方向上的氣動(dòng)力，F為方向上的氣動(dòng)力；為來流速度；為空投模型參考面積。

降落傘強(qiáng)度空投模型的法向力系數(shù)N可以表示為：

降落傘強(qiáng)度空投模型的俯仰力矩系數(shù)m可以表示為：

式中M為降落傘空投模型所受的俯仰力矩；為空投模型參考長(zhǎng)度。

式中wind為實(shí)際氣流速度；為空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯?shí)際開傘時(shí)的當(dāng)?shù)貏?dòng)壓。

1.2 動(dòng)力學(xué)仿真

考慮到降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷耐斗鸥叨容^低、飛行馬赫數(shù)較小、飛行時(shí)間較短，因此飛行動(dòng)力學(xué)計(jì)算中忽略地球的曲率和旋轉(zhuǎn)，把大地當(dāng)做平面，建立地面坐標(biāo)系eee，該坐標(biāo)系即為慣性坐標(biāo)系XYZ。坐標(biāo)原點(diǎn)位于強(qiáng)度模型投放時(shí)刻模型在平面大地上的投影點(diǎn)，軸位于水平面內(nèi)指向空投直升機(jī)的飛行方向，軸垂直于水平面指向強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)Ｐ停S按照右手坐標(biāo)系規(guī)則確定。本體坐標(biāo)系bbb是建立在降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)心處的坐標(biāo)系，軸沿著縱向?qū)ΨQ軸指向模型頭部，軸垂直于軸、在投放初始時(shí)刻指向吊掛直升機(jī)，軸按照右手規(guī)則確定。

采用六自由度飛行彈道動(dòng)力學(xué)方程來求解降落傘強(qiáng)度空投模型的彈道軌跡及運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。在慣性坐標(biāo)系XYZ下，降落傘強(qiáng)度空投模型質(zhì)心運(yùn)動(dòng)矢量形式的微分方程可以表示為：

式中為空投模型質(zhì)量；為空投模型質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系XYZ下的速度矢量；為空投模型質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系XYZ下的位置矢量；為空投模型所受的合力（包括氣動(dòng)力、重力等）。

在空投模型本體坐標(biāo)系bbb下建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)矢量形式的微分方程：

式中為空投模型的慣性張量；為空投模型在本體坐標(biāo)系bbb下的角速度；為本體坐標(biāo)系bbb下外力對(duì)空投模型質(zhì)心的合力矩。

2 計(jì)算模型

2.1 CFD計(jì)算模型

本體坐標(biāo)系bbb下降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膸缀瓮庑问疽?，如圖1所示。空投模型為某航彈模型，采用X型尾翼設(shè)計(jì)。地面坐標(biāo)系eee下空投模型的CFD數(shù)值仿真模型和計(jì)算網(wǎng)格示意，如圖2所示。CFD仿真采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計(jì)算，網(wǎng)格總數(shù)118.8萬，單元通量計(jì)算方法使用有限體積法。計(jì)算域網(wǎng)格保持光滑、正交，近固壁面第一層網(wǎng)格的y+<10，同時(shí)啟用自動(dòng)壁面函數(shù)，確保在局部y+過大時(shí)使用壁面函數(shù)法計(jì)算附面層流動(dòng)切向速度，滿足邊界層流動(dòng)精確模擬要求?？紤]到降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)的飛行速度較低（40m/s），其周圍流場(chǎng)為不可壓流動(dòng)，因此湍流模型選用剪切應(yīng)力輸運(yùn)（Shear Stress Transport，SST）模型。流場(chǎng)邊界條件選用三方向速度、總溫進(jìn)口邊界條件、靜壓出口邊界條件以及無滑移絕熱固壁邊界條件。

圖1 降落傘空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀瓮庑问疽?/p>

圖2 CFD數(shù)值仿真模型和計(jì)算網(wǎng)格

2.2 動(dòng)力學(xué)計(jì)算模型

降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膭?dòng)力學(xué)計(jì)算采用MATLAB軟件自編程序?qū)崿F(xiàn)。動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算采用如下假設(shè)：

1）假設(shè)空投模型投放前，空投直升機(jī)處于平飛狀態(tài)，無垂向速度分量；

2）假設(shè)投放時(shí)刻空投直升機(jī)飛行方向朝北；

3）空投模型投放過程中，忽略地球自轉(zhuǎn)，忽略地球曲率；

4）動(dòng)力學(xué)計(jì)算僅考慮平面風(fēng)的風(fēng)速影響，忽略垂直風(fēng)和風(fēng)切變的影響；

5）大氣密度、溫度和風(fēng)速數(shù)據(jù)均采用北緯40°東經(jīng)90°處歷年測(cè)量平均數(shù)差值獲??；

6）假設(shè)輸入?yún)?shù)的分布類型均為正態(tài)分布。

動(dòng)力學(xué)計(jì)算的初始條件包括：

1）空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ统跏纪斗艞l件，主要有投放速度、投放高度、風(fēng)速；

2）空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量、質(zhì)心及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；

3）空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂刂茀?shù)，主要有時(shí)間誤差、動(dòng)壓誤差等。

3 氣動(dòng)特性分析

3.1 仿真工況

降落傘空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩?dòng)性能仿真的大氣高度為3 500m，初始飛行速度為40m/s，飛行攻角為0°~16°，飛行側(cè)滑角為0°；降落傘空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膮⒖济娣e為0.95m2，參考長(zhǎng)度為1.1m。由于降落傘空投模型為軸對(duì)稱模型，因此正、負(fù)攻角下空投模型氣動(dòng)特性參數(shù)的絕對(duì)值相同。

3.2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

為分析降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牧鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)特征，對(duì)不同攻角下空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ土鲌?chǎng)的壓力分布情況進(jìn)行分析。圖3~圖5展示了在0°、8°、16°飛行攻角下，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥游缑鎵毫Ψ植紙D。由圖可知：=0°時(shí)降落傘空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膲毫Ψ植汲尸F(xiàn)上下對(duì)稱的特點(diǎn)，在空投模型的錐頂附近存在局部高壓區(qū)，而空投模型火箭錐底部的壓力相對(duì)較低；正攻角飛行時(shí)，由于降落傘空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕媳砻娓浇鼩饬骼@流速度較高，下表面附近氣流繞流速度較低，因此空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖卤砻娓浇牧鲌?chǎng)壓力較大；相對(duì)于=0°的情況，=8°，=16°時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ湾F頂附近的局部高壓區(qū)向下表面后側(cè)移動(dòng)，且尾部穩(wěn)定翼附近存在另一個(gè)局部高壓區(qū)。

圖3 α=0°時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥游缑娴膲毫Ψ植?/p>

圖4 α=8°時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥游缑娴膲毫Ψ植?/p>

圖5 α=16°時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥游缑娴膲毫Ψ植?/p>

3.3 性能參數(shù)分析

根據(jù)氣動(dòng)仿真流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析的結(jié)果對(duì)降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋砻鎵毫Ψ植歼M(jìn)行積分，經(jīng)過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，將全局坐標(biāo)系下的氣動(dòng)力轉(zhuǎn)換至空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛷楏w坐標(biāo)系下，得到不同攻角下空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼S向力系數(shù)、法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的變化趨勢(shì)。

圖6為空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼S向力系數(shù)的攻角特性曲線。由圖可知：當(dāng)=0°~4°之間時(shí)，軸向力系數(shù)基本不變，維持在0.415左右的水平；當(dāng)4°時(shí)，軸向力系數(shù)隨攻角增加而下降；當(dāng)10°時(shí)，軸向力系數(shù)下降十分顯著。

圖7為空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ头ㄏ蛄ο禂?shù)的攻角特性曲線，圖8為空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ透┭隽叵禂?shù)的攻角特性曲線。由圖7和圖8可知：空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷姆ㄏ蛄ο禂?shù)和俯仰力矩系數(shù)隨著攻角增加呈現(xiàn)近似線性增大的趨勢(shì)；在大飛行攻角時(shí)，法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增加明顯。

圖6 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼S向力系數(shù)的攻角特性曲線

圖7 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ头ㄏ蛄ο禂?shù)的攻角特性曲線

圖8 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ透┭隽叵禂?shù)的攻角特性曲線

圖9 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膲盒奈恢檬疽?/p>

根據(jù)法向氣動(dòng)力和俯仰力矩的仿真結(jié)果確定降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膲盒奈恢?。以空投試?yàn)?zāi)Ｐ臀膊慷嗣鏋閰⒖济妫瑘D9展示了壓心位置的示意，圖中代表壓心位置距參考面的距離。圖10展示了不同飛行攻角下壓心位置的變化趨勢(shì)。由圖10可知：隨著飛行攻角增加，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膲盒奈恢煤笠?，且重心位置始終位于壓心位置之前，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)穩(wěn)定性良好。

4 動(dòng)力學(xué)特性分析

在氣動(dòng)仿真得到各項(xiàng)氣動(dòng)特性參數(shù)的基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展動(dòng)力學(xué)仿真分析，對(duì)不開傘情況下的標(biāo)稱彈道進(jìn)行計(jì)算，在忽略動(dòng)力學(xué)計(jì)算各初始條件參數(shù)的誤差項(xiàng)、僅考慮標(biāo)稱值的情況下分析降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹椀儡壍篮瓦\(yùn)動(dòng)姿態(tài)，動(dòng)力學(xué)計(jì)算時(shí)間總共持續(xù)約25s。

圖11展示了空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒婚_傘情況下標(biāo)稱彈道的仿真結(jié)果。由圖可知：模型投放后，隨著高度下降空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷乃俣纫越凭€性的形式增大；空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖畲箫w行攻角為16°，投放后空投模型的俯仰角和攻角均存在擺動(dòng)現(xiàn)象，擺動(dòng)周期約為3s。

圖10 不同飛行攻角下壓心位置變化趨勢(shì)

圖11 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒婚_傘情況下標(biāo)稱彈道的仿真結(jié)果

取空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w行攻角第一個(gè)擺動(dòng)周期之內(nèi)的動(dòng)壓情況進(jìn)行分析，結(jié)果如圖12所示。由圖可知：以目標(biāo)開傘動(dòng)壓750Pa計(jì)算，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦_(dá)到開傘動(dòng)壓時(shí)的飛行攻角約為15°。

降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷念^部安裝有空速管。由于空速管測(cè)量得到的動(dòng)壓值為實(shí)際氣流動(dòng)壓沿其軸線方向的投影分量，因此降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娘w行攻角對(duì)空速管動(dòng)壓測(cè)量值有一定影響。空速管動(dòng)壓測(cè)量值與實(shí)際開傘動(dòng)壓的相對(duì)偏差值隨空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w行攻角的變化趨勢(shì)如圖13所示。由圖可知，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娘w行攻角越大，空速管動(dòng)壓測(cè)量值與實(shí)際開傘動(dòng)壓的相對(duì)偏差越顯著。按目標(biāo)開傘動(dòng)壓750Pa計(jì)算，若實(shí)際開傘時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娘w行攻角達(dá)到16°，則空速管測(cè)得的動(dòng)壓值為812Pa，空速管動(dòng)壓測(cè)量值與實(shí)際開傘動(dòng)壓的相對(duì)偏差值為0.08。

圖12 空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w行攻角第一個(gè)擺動(dòng)周期之內(nèi)的動(dòng)壓變化曲線

圖13 空速管動(dòng)壓測(cè)量值與實(shí)際開傘動(dòng)壓的相對(duì)偏差值隨飛行攻角的變化趨勢(shì)

在動(dòng)力學(xué)仿真中對(duì)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行開傘前的偏差彈道分析，主要考慮如下參數(shù)的偏差影響：空投試驗(yàn)投放速度、高度偏差及風(fēng)速影響，模型質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏差，時(shí)間偏差等。除上述參數(shù)外，偏差彈道分析還考慮了投放時(shí)刻空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌W拉角的偏差范圍，其中俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)角的偏差范圍均按±5°（3）考慮，參數(shù)分布類型為正態(tài)分布。

圖14 空速管測(cè)量得到750Pa動(dòng)壓時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娘w行攻角分布直方圖

偏差彈道分析共運(yùn)算200次，對(duì)空速管測(cè)量得到750Pa動(dòng)壓時(shí)空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娘w行攻角分布進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，統(tǒng)計(jì)結(jié)果如圖14所示。由圖可知：空速管測(cè)得750Pa開傘動(dòng)壓時(shí)，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w行攻角的均值約為14°，3范圍約為5°，因此飛行攻角的分布范圍約為9°~19°。結(jié)合圖13進(jìn)行分析，飛行攻角影響下實(shí)際開傘動(dòng)壓與空速管測(cè)量值的相對(duì)偏差范圍不會(huì)超過0.14。

5 結(jié)束語

本文對(duì)降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷_展了氣動(dòng)仿真和動(dòng)力學(xué)仿真，分析了空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖枇μ匦院蜌鈩?dòng)穩(wěn)定性，探討了降落傘開傘前空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹椀儡壽E和運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的變化，并針對(duì)不同飛行攻角下空速管動(dòng)壓測(cè)試值與實(shí)際開傘動(dòng)壓存在相對(duì)偏差所造成的影響進(jìn)行了分析。主要得出以下結(jié)論：

1）隨著飛行攻角增加，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)特性參數(shù)有所改變：法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)近似線性增大，軸向力系數(shù)在4°以上攻角有所下降，壓心位置向后移動(dòng)，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膲盒奈恢檬冀K位于重心之后，氣動(dòng)穩(wěn)定性較好；

2）在模型投放后至降落傘開傘前的過程中，隨著高度下降空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷乃俣纫越凭€性的形式增大，空投試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母┭鼋呛凸ソ蔷嬖谥芷跀[動(dòng)現(xiàn)象；

3）由于飛行攻角的影響，空速管測(cè)得的動(dòng)壓值與開傘實(shí)際動(dòng)壓存在一定的相對(duì)偏差，通過偏差彈道分析可知，飛行攻角影響下實(shí)際開傘動(dòng)壓與空速管測(cè)量值的相對(duì)偏差范圍不會(huì)超過0.14。

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（編輯：陳艷霞）

Numerical Simulation on Aerodynamic & Dynamic Characteristics of Parachute Airdrop Test Model

ZHANG Zhang1,2,3WANG Liwu1WANG Wenqiang1WANG Qi1LYU Zhihui1LI Jian1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）（3 Beijing Engineering Technology Research Center of Aerial Intelligent Remote Sensing Equipments, Beijing 100094, China）

Aerodynamic and dynamic numerical research of parachute airdrop model is a main concern for airdrop test design and parachute deceleration system performance evaluation. In this paper, aerodynamic characteristics and stability of the airdrop test model are investigated, trajectory and motion posture are also discussed. Furthermore, the influence induced by dynamic pressure relative deviation between the measurement value of airspeed head and real value when parachute opening in different angles of attack are also analyzed in this paper. The result shows axial force coefficient decreases when angle of attack is above 4°. Normal force coefficient and pitching moment coefficient have a linear increment with angle of attack increases. The aerodynamic stability is high enough and the airdrop test center of pressure location moves back with the angle of attack increases. After airdrop test model extraction and before parachute opening, the velocity of airdrop test model has a linear increment with altitude declines, and there is a periodic oscillation in angle of pitch and angle of attack. Since the influence of angle of attack, there is dynamic pressure relative deviation between the measurement value of airspeed head and real value when parachute opening. However, the relative deviation range is not more than 14%. The research result can be applied in parachute airdrop test design.

parachute airdrop test; aerodynamic performance; dynamic charanteristics; dynamic pressure deviation; numerical simulation; space recovery

V211.3

A

1009-8518(2018)01-0001-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.01.001

張章，男，1986年生，2014年獲北京航空航天大學(xué)流體機(jī)械及工程專業(yè)博士學(xué)位，高級(jí)工程師。主要研究方向?yàn)楹教炱鞣祷嘏c著陸技術(shù)及空氣動(dòng)力學(xué)。E-mail：xiaodanni198649@sina.com。

2017-10-28

國家自然科學(xué)基金（11602018）