基于液態壓艙的平流層飛艇姿態調節方式研究

何小輝

(中國科學院 光電研究院 氣球飛行器中心，北京100094)

0 引言

平流層飛艇是比重輕于空氣的、依靠空氣浮力升空的軟式飛行器［1-2］。它具有駐空時間長、成本低、安全性好等優點，在預警監測、導航、通信中繼等領域有著廣泛的應用前景，近年來已成為國內外高度重視和研究的熱點［3-4］。

姿態調節與控制是平流層飛艇飛行控制的重要內容，在飛艇上升、平飛和下降過程中均發揮著重要作用。目前，飛艇大多采用升降舵、調姿副氣囊和固態壓艙等姿態調整方式［5］。但是，在平流層高度，大氣密度是海平面的十幾分之一，靠升降舵和調姿副氣囊的方式調節飛艇姿態控制效率較低，而固態壓艙多采取拋離固態壓艙物的方式，不能夠循環利用，使飛艇長時間運行受到影響。

為解決上述技術問題，本文提出一種液態壓艙方式來調節飛艇的飛行姿態，滿足飛艇的飛行控制需求。這種調節方式是一種探索和創新，其實質是通過改變飛艇重心與體積中心的相對位置，從而改變飛艇的外力矩，達到改變飛艇俯仰角的目的［6］。這種形式不僅效率高，而且液態壓艙物可以循環利用，姿態調節靈活主動，不改變飛艇平臺整體的重量，節省了成本和能源消耗，為飛艇姿態控制和長時間飛行提供了保障。

1 設計要求

平流層飛艇姿態控制分為地面配平、爬升、平飛巡航和降落回收共四個階段［7］。每個階段控制飛艇的俯仰角度不同，良好的俯仰角度可以使飛艇獲得最佳的操控性。在地面配平和平飛巡航階段，飛艇處于小俯仰角或零俯仰角姿態。在爬升和降落回收階段，為減小空氣阻力，沖過對流層，縮短上升或下降時間，飛艇處于大俯仰角姿態。采用液態壓艙作為俯仰姿態調節的執行機構，其主要作用是當飛艇姿態發生改變或者根據飛行策略主動調整飛行姿態時，通過來回輸送液態壓艙物的形式調節飛艇重心的位置，循環使用，調節飛艇俯仰角至預定范圍，它是飛艇飛行控制的必要措施。

根據飛行控制要求，液態壓艙調節艇體姿態應具有可靠性高、響應快、靈活性強、液體輸送平穩、姿態控制精度高、密封性好以及可循環使用等特點。而且在平流層高度，空氣稀薄，氣溫氣壓低，環境惡劣，液態壓艙機構需要適應平流層的低溫、低氣壓環境，具有一定的抗風特性和熱適應性。

以某平流層試驗飛艇液態壓艙為例，其設計主要參數見表1。

表1 液態壓艙機構設計主要參數Table 1 Main parameters of liquid ballast

2 結構特點

液態壓艙在飛艇上的布局以及結構形式如圖1和圖2所示。

圖1 液態壓艙在艇體布局Fig.1 Liquid ballast in the airship

圖2 液態壓艙結構形式Fig.2 Structure mode of liquid ballast

壓艙里面均裝有一定的液態介質，前壓艙布設于飛艇前端，后壓艙布設于飛艇尾部，保證一定的調節距離，距離越長，姿態調節范圍越廣。管路布局于飛艇囊體，液態介質依靠管路輸送。前后壓艙都安裝有液態泵，主要作用是將前后壓艙中的液態介質輸送至對方壓艙內，液體流動的方向如圖2中箭頭所示。液態泵和控制閥并聯使用，同時開關，有利于輸送壓艙物重量的精確控制。這種依靠液態泵來回輸送液體壓艙物，從而改變飛艇前后壓艙的重量，實現重心的變化，達到姿態調整的方式，是一種大膽的探索和創新。這種調整方式可以長時間循環利用，不改變飛艇整體重量，方便、靈活、主動，可貫穿于平流層飛艇的整個飛行階段。

3 原理分析

3.1 飛艇的受力分析

在分析問題前，為了簡化飛艇的運動方程，先引入以下假設［8-9］:

(1)假設飛艇為剛體，忽略其彈性效應;

(2)假設飛艇的體積中心與浮心不重合;

(3)假設飛艇具有對稱平面，并且重心在對稱平面內。

圖3 飛艇坐標系和受力圖Fig.3 Diagram of airship coordinate system and force

如圖3所示，采用機體坐標系，定義如下:原點O位于飛艇體積中心，x軸指向艇首，y軸向上;飛艇浮心的坐標為(xb，yb)，它表征了飛艇浮心和體積中心之間的相對位置;飛艇重心的坐標為(xg，yg)，表征了飛艇重心和體積中心之間的相對位置。圖中:θ為飛艇的俯仰角;B和G分別為飛艇的浮力和重力;L為作用于飛艇表面的氣動力分解的向上的升力;D為與飛艇前進方向相反的阻力;M為氣動力矩;T為電機推力。

平飛時，飛艇保持一定的飛行姿態，穩定勻速巡航，力和力矩達到平衡。力的平衡只需要保持升力、阻力、重力、浮力和電機推力的合力為零。力平衡關系式如下:

式中:重力G和浮力B為定值;氣動升力、阻力取決于飛行狀態，可通過流體力學軟件分析計算或風洞數據得出，推力大小通過改變電機輸出功率和螺旋槳轉速來調節，使飛艇受力平衡。

由于坐標原點位于體積中心，電機推力沿Ox軸方向，即電機推力通過體積中心，并不產生力矩，因此相對于體積中心的力矩就只有氣動力產生的力矩M、浮力產生的力矩和重力產生的力矩。飛艇姿態穩定，沿體積中心的力矩:

采用液態壓艙調節飛艇的姿態并不改變浮心(xb，yb)的位置，也不改變飛艇所受的總重力G。由式(2)可以看出，飛艇在定常飛行時，力矩的平衡取決于以下因素:一是飛行狀態對應的氣動特性(不同俯仰角θ對應不同的氣動特性);二是重心和體積中心的相對位置(xg，yg)。

由于氣流或其他因素的影響，飛行狀態改變時，飛艇的俯仰角發生變化，升力和阻力隨之改變，原有的力矩平衡將被破壞，若此時飛艇姿態影響飛行控制，就需要主動去調節飛艇姿態，重新獲得合適的俯仰角，達到力矩平衡。根據上面的分析，采用液態壓艙進行飛艇姿態主動調節，其作用和實質是改變重心和體積中心的相對位置(xg，yg)，進而改變飛艇的俯仰角，這就要求對液態壓艙調節飛艇姿態的能力進行分析［10-11］。

液態壓艙對飛艇姿態進行調節，其調節能力受到前壓艙、后壓艙安裝位置和調節壓艙物重量的影響。前后壓艙之間距離越長，轉移同等壓艙物的條件下其調節能力越強。

如圖4所示，設前壓艙坐標為(x1，y1)，后壓艙坐標為(x2，y2)，飛艇初始的俯仰角為θ。啟動后液態泵，將壓艙物由后壓艙轉移至前壓艙，轉移位移為(dx，dy)，轉移質量為 m，飛艇的俯仰角變為 θ'。利用重心變化，可計算得到新的重心位置。壓艙物在艇體軸線方向只引起xg的變化，法向的移動只引起yg的變化，其變化分別為(d xg，d yg)，因此:

初始重心的位置(xg，yg)可以在地面用實驗方法測定，飛艇飛行時在液態壓艙不調節飛艇姿態的情況下，其重心(xg，yg)變化很小，可以忽略不計。確定重心后，由式(2)以及氣動數據可計算出初始俯仰角θ，然后根據

和氣動數據可計算出調整后的俯仰角θ'，所以液態壓艙轉移質量m所調整的姿態角為:

圖4 液態壓艙調節姿態Fig.4 Attitude adjust of liquid ballast

3.2 實例計算

為了驗證液態壓艙在平流層飛艇上姿態調節的可行性，通過驗證飛艇進行飛行試驗，并對飛行數據進行記錄。結合風洞試驗數據進行計算和分析，對比理論值和試驗值，檢驗其調節效果。

試驗飛艇參數如下:艇長Le=46 m，飛艇體積V=3 000 m3，20 km高空風速λ=2 m/s，高空空氣密度ρ=0.088 9 kg/m3，氣囊內浮升氣體為氦氣，其密度為ρHe=0.012 26 kg/m3。根據之前的風洞試驗數據，可分析出飛艇的升力系數、阻力系數和力矩系數，如圖5所示。

圖5 升力系數、阻力系數和力矩系數Fig.5 Lift coefficient，drag coefficient and moment coefficient

再根據飛艇氣動力和氣動力矩計算公式，可以得到氣動力矩，計算公式為:

通過分析和計算可以得到液態壓艙理論調節姿態能力，通過試驗可以得到其試驗數據，計算值和試驗數據如圖6所示。從圖中可以看出，兩者差別不大，說明通過液態壓艙調整飛艇姿態達到了預期效果，能夠滿足平流層飛艇姿態控制需求。

圖6 轉移質量和調節角度的計算值與試驗值對比Fig.6 Transfer mass and angle adjustment comparison between calculated values and test values

4 結束語

本文旨在研究和解決平流層飛艇姿態控制難題，針對傳統姿態調節執行機構在平流層高度遇到的問題，如舵面控制效率低、固態壓艙不能循環利用等，提出了液態壓艙調節飛艇姿態的新方案，分析和研究了其結構特點、工作機理、姿態調節能力以及飛艇受力分析等。通過驗證飛艇飛行試驗對比了理論計算值和試驗數據，證明了新方案的可行性。作為平流層飛艇姿態調節的執行機構，這種調節姿態方式靈活主動，且不改變飛艇整體的質量，可以循環使用，可廣泛應用于平流層飛艇姿態控制，滿足飛艇長時間飛行控制需求。

［1］ Griffin D K，Perrotta G.Feasibility study of the geostationary stratospheric light-than-air platform［R］.AIAA-2000-2305，2000.

［2］ Masahiko O.Design and applications of a stratospheric long endurance LTA platform［R］.AIAA-2001-5266，2001.

［3］ Khoury G A，Gillett J D.Airship technology［M］.London:Cambridge University Press，1999:20-30.

［4］ Yoshikazu Inamoto，Katsuya Saito，Kouichi Shibasaki.Flight control testing for the development of stratospheric platform airships［R］.AIAA-2003-6799，2003.

［5］ 賈瑞，吳梅.舵面故障情況下推力矢量在飛艇中的應用研究［J］.科學技術與工程，2013，13(8):2302-2306.

［6］ 高明偉，單雪雄.改變飛艇重心位置控制縱向運動［J］.力學季刊，2006，27(4):714-718.

［7］ 郭建國，周軍.臨近空間低動態飛行器控制研究綜述［J］.航空學報，2014，35(2):320-331.

［8］ 王海峰，宋筆鋒，鐘小平.飛艇運動建模與仿真驗證［J］.飛行力學，2009，27(1):31-35.

［9］ 何榮斌.平流層飛艇平臺姿態控制研究［D］.南京:南京航空航天大學，2013.

［10］孟蒙，陳麗.基于副氣囊和舵面的平流層飛艇姿態控制分配策略［J］.高技術通訊，2013，23(3):289-296.

［11］鄔依林，劉林東，劉嶼.一類“浮力-壓塊”驅動飛艇建模及控制［J］.深圳大學學報，2013，30(3):280-286.