平流層飛艇研制現狀、技術難點及發展趨勢

趙達， 劉東旭， 孫康文， 陶國權， 祝明， 武哲

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京　100083

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平流層飛艇研制現狀、技術難點及發展趨勢

趙達， 劉東旭*， 孫康文， 陶國權， 祝明， 武哲

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京100083

摘要:平流層飛艇研制是一項龐大復雜的系統工程，其技術攻關、系統研發及工程應用中遇到的諸多關鍵問題與技術難點，需要用全新的理念和創新的方案解決。綜述了國內外平流層飛艇研制的進展與現狀，重點描述了已經開展的技術驗證試飛的情況。針對平流層飛艇總體布局、超壓囊體、能源系統、飛行控制和定點著陸5個方面，梳理了其技術難點、研究現狀和發展趨勢，從工程研制的角度探討了相關技術難題的可行解決方案。

關鍵詞:平流層飛艇； 總體設計； 超壓囊體； 能源系統； 飛行控制； 定點著陸

平流層[1]是指海拔高度為10～55 km的大氣空間，處于對流層與中間層之間，氣流相對平穩，垂直對流小，是部署空中平臺執行監視預警、通訊中繼、導航定位以及環境監測等任務的比較理想的環境。

平流層太陽輻射強烈、空氣稀薄，除平流層飛行器以外，常規飛機或衛星等均無法在此空間長時飛行。平流層飛行器按飛行速度可分為高動態飛行器和低動態飛行器，其中平流層低動態飛行器主要為長航時飛行器，包括高空氣球[2-4]、平流層飛艇[5-7]以及太陽能飛機[8]等。平流層飛艇不同于高空氣球，前者具有持續動力推進，能抵御平流層風阻，實現可控飛行；另外，平流層飛艇能完成太陽能飛機所無法完成的定點飛行和長時間迎風駐留等飛行任務。正因為平流層飛艇具有可定點飛行、留空時間長、探測范圍廣、載荷能力強和費效比高等優點，多個國家正在開展對平流層飛艇的研究與驗證[9]。

1國內外現狀

1.1國外發展現狀

自21世紀初，美國、日本以及歐洲等主要發達國家和區域均提出了平流層飛艇計劃。

美國為了彌補戰時信息保障過度依賴天基平臺的弱點，同時大幅度提升持久區域信息作戰能力，近年來投入巨資支持了多項平流層飛艇研發項目[10]，如圖1所示，包括洛克希德·馬丁公司的高空飛艇(HAA)[11]項目(圖1(a))、探測器與結構一體化飛艇(ISIS)[12]項目(圖1(b))和西南研究院的高空哨兵飛艇(HiSentinel)[13]項目(圖1(c))等；2014年8月，美國國家航空航天局(NASA)也開展了以替代衛星為目標的“平流層飛艇設計”競賽[14](圖1(d))。截至目前，各項目雖然已經開展數次飛行試驗，但試驗過程并不順利，多數項目的試驗結果不如預期。例如2011年7月，HAA計劃的縮比驗證艇(HALE-D)進行首次試飛，因副氣囊閥門結冰故障導致飛艇在升致9 754 m時迫降，后因太陽能電池短路故障而燒毀[11]；ISIS飛艇由于系統過于復雜，計劃也一直在拖延。

圖1美國平流層飛艇項目
Fig. 1Stratospheric airship projects of American

日本在2000年就提出了長遠的、分階段實施的平流層飛艇開發計劃[15]。日本宇宙航空研究開發機構(JAXA)組織實施并開展了無動力驗證飛行和多次低空技術驗證試飛，積累了大量技術經驗，但尚未有開展飛行樣機整體集成和高空試飛演示的報道。

2004年，歐盟啟動了一個為期3年的CAPANINA計劃[16]，內容是研制基于平流層平臺的寬帶移動通信載荷技術。2005年3月，歐盟集中歐洲各國的相關研究機構和公司，啟動了“面向特殊航空航天應用的高空飛機和高空飛艇研究項目”。2014年5月，泰雷茲·阿萊尼亞宇航公司啟動了為期5年的巨型平流層飛艇項目[17]。

從國外發展可以看出，平流層飛艇的發展速度不及預期，發展過程也較為曲折，目前尚無顯著突破。但有兩點不容忽視：①美國和日本的平流層飛艇的相關技術不斷在發展，在材料、能源和載荷等技術上儲備基礎深厚；②平流層飛艇項目和計劃仍然受到了大量關注和支持，美國NASA啟動的平流層飛艇替代衛星競賽就是證明。

1.2國內發展現狀

中國對平流層飛艇的研究，始于“十五”期間，多個高校和研究所參與了方案論證、關鍵技術攻關等基礎性研究。

2009-2012年，北京航空航天大學先后4次完成20 km以上平流層高度飛行驗證，取得了初步成果。2012年8月，中國科學院光電研究院開展了飛艇動力飛行驗證，在17 km以上的高度動力飛行時間達到52 min[18]。2013年，中國電子科技集團公司第三十八研究所完成了數次平流層氣球的飛行驗證，獲取了熱特性數據。2015年8月，航天科工一院與六院、〇六八基地聯合開展直徑30 m囊體的飛行試驗，飛行高度超過20 km[19]。2015年9月，上海交通大學開展了新型囊體結構的高空飛行試驗，試驗飛行時間2 h，飛行高度19.3 km，驗證了非常規形態升空、回收方式的可實現性[20]。2015年10月，北京航空航天大學聯合南江空天公司在內蒙古錫林浩特市成功開展平流層飛艇的長時留空飛行試驗(如圖2所示)，實現了跨晝夜長時控制飛行，驗證了新型布局技術、囊體耐壓與密封技術、動力推進技術、循環能源技術和定區域駐留技術等關鍵技術。

圖2北京航空航天大學平流層飛艇飛行試驗
Fig. 2Stratospheric airship flight test of Beihang University

從國內現狀可以看出，平流層飛艇在相關計劃支持下的進展較為明顯，尤其是多家單位均開展了大量高空試飛工作，多項分系統技術取得突破并經過實際考核，不少創新設計方案得到了試飛驗證。平流層飛艇跨天長航時飛行即將突破，通信、成像和互聯網等方面的應用將發揮出實際效能。但也應看到，目前國內平流層飛艇部分系統的技術水平與總體需求相比仍存在較大差距，亟需攻關突破，未來幾年仍需要開展大量驗證性試飛工作。

2平流層飛艇技術難點與發展趨勢

平流層飛艇的運行環境、熱特性、氣動特性和控制特性等顯著區別于低空飛艇和其他航空器，是一種全新的飛行器，必須采用全新理念和創新方法來探索和解決平流層飛艇研制過程中的設計難題。

平流層飛艇的技術難點主要包括總體布局設計[21]、超壓囊體設計、能源系統[22]、飛行控制技術[23-24]和定點著陸5個方面，如圖3所示，本文將針對上述技術難點和問題進行詳細論述。

圖3平流層飛艇技術難點
Fig. 3Technical difficulties of stratospheric airship

2.1總體布局

基于較為成熟的低空飛艇技術及設計經驗，演化出平流層飛艇的總體布局思路，是國內外平流層飛艇總體設計的常用手段。但由于對流層和平流層兩者間的巨大差異，導致依此思路設計的飛艇并不能完全適應平流層，且遭遇較多的技術難點。平流層飛艇總體布局的設計難點主要包括艇囊外形、尾翼問題和副氣囊3個方面。

2.1.1艇囊外形

艇囊外形決定了飛艇的體積和氣動特性，直接影響飛艇的浮重平衡、推阻平衡和能源平衡，同時也決定了蒙皮材料的強度[25]需求。流線形囊體[26]具有較低的氣動阻力系數，可大大降低對推進和能源系統的要求，也有利于降低系統總重量。但無法回避的問題是流線形囊體由于曲率半徑大，對蒙皮材料強度要求更高，在采用同樣蒙皮材料時，流線形囊體的最大直徑不能超過正球形囊體直徑的一半；同時由于流線形囊體自身的外形特點，很難采用布置多組流線形囊體的辦法擴展體積。因此蒙皮材料強度直接限制了常規流線形囊體的最大體積和載重能力。為緩解或解決該問題，國內外多個機構進行了大量的探索研究。

1) 立足當前蒙皮材料技術，采用常規流線形布局發展小載荷飛艇；隨著纖維強度提高，逐步增加載荷能力。該方案的優點是系統規模小，能源消耗少，成本較低，特別適用于技術驗證飛艇，同時與載荷設備小型化、分布式載荷等技術發展趨勢相一致；不足是載荷能力受限，能源供應受限，系統擴展能力受限，高強度纖維技術發展緩慢影響技術升級周期。

2) 在流線形艇囊結構上，通過艇囊結構優化設計增加艇囊耐壓能力，如飛艇外圍布置單向或雙向加筋[27]結構、網罩加筋結構和局部環向增強等。這是在當前技術條件下，改善蒙皮受力并解決囊體超壓問題的較為可行的研究方向。例如，洛克希德·馬丁公司的HALE-D飛艇采用了環向加筋以改善受力。該方案的優點是不增加對蒙皮材料的要求，通過艇囊結構設計來增大艇囊體積，以實現更大的載荷能力；不足是結構設計復雜，涉及大量焊接粘合或剛柔連接操作，增加了工藝復雜程度。

3) 充分利用平流層大氣密度小、阻力小的優勢，采用非流線形或近似流線形的模塊化組合式布局，可制造規模巨大的飛艇，利用強大的推進和能源系統實現推阻和能源平衡。該方案的優點是可在現有技術基礎上實現強載重能力設計，不足是成本較大，技術驗證試驗代價高。

2.1.2尾翼問題

對于常規飛艇而言，尾翼安定面是保持飛行氣動穩定性的主要辦法。而平流層飛艇飛行速度較低，通常不超過30 m/s，同時由于大氣密度低，飛艇的尾翼安定面的效率降低，流線形旋成體自身氣動發散力矩較大，很難通過尾翼保持飛艇的氣動穩定性。即如果要保持穩定性，需要極大的尾翼面積，這對系統重量、前飛推力和囊體強度都提出了極高要求。

目前幾個典型的高空驗證艇都安裝了巨大尾翼，但均未能成功進行高空抗風飛行，也未能成功驗證尾翼的效能。在高空飛艇尾翼設計時，需要對尾翼面積、安裝位置、氣動效率和靜穩定范圍等進行詳細核算；考慮到系統重量，適當降低對尾翼尺寸和對氣動穩定性的過高要求是比較現實的；完全無尾翼布局可顯著降低飛艇阻力，可采用主動控制的辦法解決無尾翼飛控難題。

2.1.3副氣囊

洛克希德·馬丁公司HALE-D試飛副氣囊閥門結冰[11]導致飛行試驗失敗的事故引起了研究人員對平流層飛艇副氣囊設計的思考。

副氣囊是低空軟式飛艇的標準配置，可以起到調姿、調壓、維形的作用[28]，但對于平流層飛艇而言，采用副氣囊調姿調壓的效能極低，副氣囊的主要作用為在飛行過程中維形。平流層飛艇的副氣囊體積需要相當于艇體總體積的90%，才能在飛艇升降全過程中保持維形效果。巨大體積的副氣囊重量大，外形難以控制，尤其是經過地面到高空的升空過程，副氣囊容積減小很多，皺褶的副氣囊蒙皮隨機疊壓堆積，很容易引起飛艇姿態偏離預期；副氣囊的蒙皮滑移也會加劇飛艇姿態發散。

解決副氣囊蒙皮堆積問題的難度比較大，目前提出了幾種不同的解決方案，如圖4所示，從上到下依次為：①采用多組繩網將副氣囊限定在一定區域內(圖4(a))，阻止其在收縮過程中滑移；②副氣囊主要區域布置在艇首和艇尾(圖4(b))，輔助索網固定，以降低副氣囊收縮時蒙皮滑移的幅度；③副氣囊內部增加彈性索網結構(圖4(c))，副氣囊蒙皮采用彈性材質制備；④采用柱形副氣囊(圖4(d))，將副氣囊上下分別固定在艇囊頂部和底部，輔助加筋，既可減小滑移幅度，也可輔助傳遞浮力；⑤化整為零，布置多組小副氣囊(圖4(e))，每個小副氣囊單獨限位或者互相限位，類似蜂窩布置；⑥氦氣囊與副氣囊互換(圖4(f))，在頂部內置柔性氦氣囊，柔索輔助定位，艇囊內充空氣，駐留時氦氣囊膨脹到最大，避免蒙皮滑移，低空時氦氣囊處于懸掛狀態，擺動引起的姿態變化相對較小。

此外，通過總體設計解決副氣囊問題的方案也值得關注。德國斯圖加特大學研制的Air-Worm蠕蟲飛艇[29]采用縱向組合設計，將囊體隔離成獨立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用變體飛艇設計[30]，通過改變艇體外形的辦法適應氦氣膨脹，同時也降低了低空飛行時的氣動阻力；高空哨兵等采用非成形上升的飛艇將任務重點定位在長航時飛行上，直接去除副氣囊或者僅帶很小體積副氣囊，大大降低了釋放升空駐空飛行控制的難度。

圖4幾種副氣囊布置方案
Fig. 4Several kinds of ballonets arrangements

2.2超壓囊體

平流層飛艇晝夜溫度變化劇烈，在白天因溫度影響的囊體內外壓差載荷可能超過1 000 Pa[31]；在夜間囊體需要維持超壓狀態以保證飛艇在設計高度穩定駐空，保持外形并可控飛行，因此，平流層飛艇的囊體將長時間處于較大載荷的工作狀態。較大的工作壓差載荷、囊體的巨大體積以及平流層惡劣的輻射環境，使得囊體強度和密封性成為平流層飛艇的設計難點，也是限制平流層飛艇發展的重要技術難題。

2.2.1囊體強度

影響囊體強度的因素主要包括蒙皮材料強度、焊接強度以及局部受力狀態。

蒙皮材料一直是限制平流層飛艇發展的瓶頸技術之一。蒙皮材料由多層功能層層壓制備，蒙皮材料的強度主要由承力纖維強度決定[32]，目前常用的纖維主要包括聚芳酯、PBO、UHMWPE、芳綸等；但蒙皮材料的實際強度受到布料編織和蒙皮層壓等加工工藝環節的影響更大，編織過程中極難避免的瑕疵會大幅度降低蒙皮材料強度，尤其是持續受力的蠕變狀態強度降低的幅度更大，層壓過程中張力不均勻引起的纖維錯位也將大大降低蒙皮材料強度。對于一般尺寸的驗證飛艇，常規的纖維即能滿足強度需要，應更加注意控制蒙皮設計加工過程各環節，如編織密度設計、經軸選擇、張力控制、接頭處理和磨損控制等，降低瑕疵率，以保證纖維強度得到充分發揮，使蒙皮強度穩定一致。在蒙皮強度測試時，建議采用大量抽樣測試和寬幅測試來評估蒙皮強度的不均勻性。此外，蒙皮材料耐候性對材料強度的影響也很大。在耐候層中添加紫外吸收劑可有效遮蔽紫外線，但像PBO和芳綸等對可見光敏感的纖維，必須采用有效的遮光措施[33]；金屬鍍層不是阻擋可見光的有效手段，囊體加工時蒙皮受到折壓，鍍層將產生微裂紋，從而會導致折壓位置的阻光效果完全失效。

焊接強度主要取決于焊接工藝。通常焊接帶強度大于蒙皮本體強度，焊接帶材料的瑕疵經過檢驗篩選后，很少出現焊接帶本身破壞的情況。目前蒙皮材料焊接時常采用高頻焊接、熱風焊接和熱壓焊接。高頻焊接最常用，也最可靠，其熱均勻性和穿透性好，但不適用于帶鍍層蒙皮材料；熱風焊接和熱壓焊接是帶鍍層材料的主要焊接方式。熱風焊接的高溫空氣直接作用在焊接界面，采用壓輥線接觸壓合，局部產生很高的壓力，焊接效果很好，焊接效率最高，但熱風作用與壓輥前進的同步控制比較難，易出現燙傷或者融化不充分的瑕疵，而且熱風焊接對設備精度要求很高。熱壓焊接采用直接加熱壓板，加熱溫度與接觸時間可控，設備簡單實用，但主要問題是在比較大的布料接頭等凸起瑕疵位置附近溫度傳遞效果不佳，面接觸壓力有限，瑕疵位置也很難壓實，易出現虛焊情況，而且很難檢驗。無論何種焊接設備，焊接完畢后很難檢查虛焊等焊接界面的內部瑕疵，因此焊接強度主要依靠高精度設備和穩定的焊接工藝來保證。

囊體上安裝的重量較大的部件，將加大蒙皮局部應力，如吊艙、閥門和安定面等。平流層飛艇壓差載荷很大，在蒙皮材料接近發揮極限的情況下，局部應力集中易導致蒙皮破裂，尤其是開口區，如充氣管口、閥門口、傳感器口和吊艙連接口。這些區域應采用有效辦法降低局部應力水平，如小尺寸開口和局部加強。其中局部加強方式包括局部增強梯度應力過渡[34]、梯度區域蒙皮材料重新進行詳細設計以及在開口位置固定剛性夾板以保證蒙皮張力有效傳遞等。

2.2.2囊體密封性

影響囊體密封性的主要因素包括蒙皮材料滲透率[35]、加工損傷以及工藝微孔等。

氦氣滲透率是蒙皮材料的重要設計指標，隨著金屬鍍層和納米片層涂層等功能層的應用，在標準測試條件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦氣滲透率已經降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全滿足平流層飛艇的指標要求。但由于超壓囊體在高壓差載荷的作用下，蒙皮張力和應變比較大，原本致密的鍍層或涂層的間隙增大，可能導致蒙皮材料實際滲透率遠大于標準測試值，因此在未能發現蒙皮滲透率與形變規律之前，蒙皮材料的標準測試滲透率只能作為參考，不能作為設計分析依據。

囊體加工過程中的折壓和揉搓對鍍層和納米片層涂層將產生損傷，損傷程度與鍍層設計、材料剛度和囊體加工工藝等相關，這將大大增加蒙皮材料的滲透率。厚度較厚、剛度過大的蒙皮材料在加工過程可能出現微孔損傷，導致在高壓情況下出現微孔泄漏，嚴重降低囊體密封性。囊體加工引起的蒙皮材料功能層損傷檢測難度極大，一旦出現損傷就會是整體大面積損傷，難以修復，只能通過材料設計和工藝控制來避免和減緩損傷。因此采用蒙皮材料計算囊體滲透率是不可行的，目前最可行的辦法是采用縮比囊體測試當量滲透率。但應注意，囊體越大，加工的難度越大，造成的損傷越嚴重，囊體的滲透率越大。

囊體上安裝的部件，如法蘭、夾板和充氣管等，存在蒙皮開孔等貫穿性損傷，夾板縫隙、螺紋間隙等均可能出現微孔泄漏。對于中型飛艇而言，1個當量直徑為1 mm的微孔泄漏量相當于整個艇囊蒙皮滲透率達到了5 000 mL/(atm·m2·d)。微孔對長航時飛行的影響是致命的，因此在囊體設計時應盡量減少直接固定在蒙皮上的部件，每個部件均應進行密封性設計和測試。

2.3能源系統

太陽能電池陣和儲能系統組成的循環能源系統，是平流層飛艇的關鍵技術。高轉換效率的太陽能電池、高比能量的儲能電池以及高可靠可自主重構的能源管理系統是再生能源系統的重要組成部分，也是制約平流層飛艇快速發展的瓶頸問題之一。

2.3.1太陽能電池技術

平流層飛艇上采用的太陽能電池技術存在兩種發展趨勢：①柔性薄膜太陽能電池技術；②半柔性太陽能電池技術。

柔性薄膜電池技術是飛艇太陽能電池系統的常用方案。常見的無機柔性太陽能電池主要包括：非晶硅(a-Si)、銅銦鎵硒(CIGS)和砷化鎵(GaAs) 3個材料體系[37]。a-Si柔性太陽能電池技術簡單、工藝成熟、成本低廉，但電池轉換效率較低，并且光電效率存在衰減，導致電池性能并不穩定。國外成熟的CIGS太陽能產品轉換效率一般為10%～14%，某些實驗級別的太陽能電池能達到18%以上，如美國可再生能源實驗室制備的小面積薄膜太陽能電池的最高光電轉化效率已達19.2%[38]；但是總的來說，尚無可大面積鋪設使用的、高轉化率的、成熟的商業化產品。國內目前已量產化制備的CIGS太陽能電池的轉換效率多為6%～9%，距國外技術水平有較大差距。與a-Si和CIGS相比，GaAs太陽能電池的轉化效率最高可達25%，但其密度大、制備工藝復雜、價格極為昂貴，無法滿足平流層飛艇柔性電池的使用需求。

不同于柔性薄膜電池，半柔性太陽能電池通過將剛性電池柔性化處理，使其具有較高的光電轉換效率，通常在18%以上。半柔性電池板經過合理的單片組合、方陣布局和結構設計，能夠適應平流層飛艇外形的曲率，減少飛行過程中的碎片率，滿足其強度和穩定供能要求。

綜上所述，提高柔性薄膜電池的光電效率、降低襯底重量、降低制備成本和提高半柔性電池隨形率、降低碎片率是平流層飛艇太陽能電池技術未來幾年的主要發展方向。

2.3.2儲能電池技術

目前在研的平流層飛艇儲能系統包括化學儲能電池系統、再生燃料儲能電池系統以及物理儲能系統等。

以鋰電池為代表的化學儲能電池技術較為成熟，但其載體能量密度比較低。常用的鋰離子電池、聚合物鋰電池、三元聚合物鋰電池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相對較高的鋰硫電池最高約為350 Wh/kg。鋰儲能電池是目前飛艇上的常用類型，但由于鋰儲能電池對運行環境要求較高，因此需要采用熱防護、真空防護以及安全防護等保護措施，降低了整體比能，成本也十分昂貴。

高比能的新型再生燃料電池(RFC)[39]是在普通氫氧燃料電池基礎上發展起來的電化學裝置，是將水電解技術和氫氧燃料電池技術相結合的一種新型發電裝置[40]。RFC理論比能極高，多個飛艇項目在初始論證時均采用RFC作為主要儲能系統。但RFC閉環效率低，需要使用更多有效面積的太陽能電池，同時導氣導流管路、儲氣罐和保溫控制等附屬部件重量大，導致全系統模塊化程度降低、結構偏重，整體比能低于鋰儲能電池。

物理儲能系統包括動能儲能、壓縮空氣儲能和熱儲能系統等，在飛艇領域屬于新的研究課題，值得關注，但目前僅停留在概念階段，技術仍有待突破。

綜上所述，提高鋰儲能電池能量密度、增加環境適應性，減少燃料電池附加結構重量、發展可高度模塊化的再生燃料電池等是平流層飛艇儲能系統亟需突破的關鍵技術。

2.3.3能源管理

飛艇在白天陽光充足且滿足全系統供電功率的條件下，將富余的能量轉化至儲能電池中，以便夜間為系統供電。在陽光不足時，儲能電池還需為系統補充電能，這就要求能源系統供電模式能進行不同狀態的切換，并具備可控性與高可靠性。開發出集成了能源控制策略、故障診斷及自主重構機制[41]的高效能源管理系統，是降低全系統能耗、提高儲存能源利用率、提高供能可靠性的關鍵。

能源控制策略已經在國內外數次平流層飛艇飛行試驗中得到驗證，其集成化、低損耗、可靠性等方面發展也較為成熟。但是故障診斷和自主重構技術需要基于大量的能源系統長時間試驗數據且需根據飛艇飛行過程中的真實情況進行深入分析、模式判斷和自我修復。目前，國內外尚未有平流層飛艇長時間飛行試驗的成功案例，未能獲取足夠的試驗數據，無法充分進行故障診斷及自主重構機制等技術的考核驗證。

2.4飛行控制

平流層飛艇體積龐大，具有大慣量、大時滯和低動態的動力學特性[42]，且需要充分考慮大氣繞流場流體慣性力引起的附加質量效應[43]，具有大滯后性和控制特性減弱等控制問題。

2.4.1駐空飛行

平流層飛艇要求其具有良好的長時駐空性能[44]。由于大氣密度較低，飛艇安定面無法發揮效能，因此平流層飛艇前飛時處于氣動不穩定狀態，更依賴主動飛行控制迎風飛行。但由于常規的風速風向測量裝置均不適用于平流層環境，飛艇無法自主感知風場的特點和變化，大大增加了平流層飛艇飛行的難度。成熟的PID控制方法[45]雖然能部分降低已知模型不確定性的影響，但其實際控制效率較低，而過多的飛行參數的不確定性[46]將加劇能量消耗，使得能源系統分配不均，不利于飛艇的長時駐空。因此研制精密的風場測量裝置、發展適用的控制器[47]和非線性控制方法[48]等，是改善飛艇駐空飛行的必要措施。

目前平流層飛艇在飛行時主要控制偏航姿態，其俯仰和滾轉姿態采用自穩定設計。但是已有的試飛經驗表明，由于耗散阻力較小、俯仰氣動不穩定、俯仰和滾轉振動周期過長，在一定工況下，俯仰滾轉與偏航控制耦合較大。因此，需要發展輕質高效的俯仰和滾轉阻尼系統，以改善飛行品質。

2.4.2航跡控制

平流層飛艇與低空飛艇不同，其常規控制舵面失效，副氣囊調姿失效，電推進力系統效率很低，風場擾動速度與飛行速度同一量級。流線形外形僅在迎風方向的阻力系數較低，推進能力只具備很小側滑角下的抗風高速飛行，因此平流層飛艇更適合迎風定點駐留而非快速機動。為保證平流層飛艇的航跡控制精度，需要配備較強的矢量或直接力系統，增強主動控制和抗干擾能力。此外應注意，平流層飛艇主要為定高度飛行，無法利用舵面、豎直推進、俯仰角調節動升力等方式控制高度，高度控制主要依靠浮重的再平衡，短時間內不具備頻繁的高度上下調節能力，這點在航跡規劃時應予以考慮。

2.5定點著陸

平流層飛艇定點/返場著陸[49-50]需要克服兩個難題：①下降過程中凈浮力[51]損失的匹配；②高度變化過程中的推阻平衡。

2.5.1凈浮力損失問題

平流層飛艇可通過釋放氦氣[52]、增壓空氣[53]、拋掉附加氦氣囊或者壓縮可變外形等方式改變飛艇浮重平衡狀態，由駐留狀態進入下降狀態。無論何種方式開始下降，由于下降過程中的絕熱壓縮效應，在下降最初階段，對流換熱較弱，內外溫差將呈現上升趨勢，引起飛艇凈浮力增加或飛艇下降的趨勢減緩停滯；但是，隨著艇囊換熱平衡和繼續下落，對流換熱逐漸增強，內外溫度差呈減小趨勢，凈浮力又進一步降低，導致在降落過程的后期，飛艇的下降速度呈現遞增趨勢，而過快的下降速度將導致飛艇低空減速懸浮飛行和軟著陸的難度增大。飛艇只有實現了低空減速懸浮，進入水平飛行，才有機會實現定點返場。目前關于降落過程中實現浮重平衡的研究相對較少，正在探索的研究方案包括：

1) 降低初始下降速度，改善浮力損失。如果下降速度較慢，飛艇通過大風區的偏移距離將過大，可能達到數百公里，存在超出空域和超出測控視距范圍風險；雖然理論上是可行的，但對于一個大型試驗而言，很難有實際驗證機會。

2) 低空釋放配重。該方案控制方式直接，低空速度控制效果最明顯，但需要飛艇攜帶的額外配重量很大，而且控制過程是不可逆的。

3) 通過排出空氣方式減小凈重。下降過程中不斷通過副氣囊鼓入空氣，但如果副氣囊保持較高壓差的話，巨大體積帶來額外的巨大能耗和增重，也會加速降落，如果維持小壓差，則排氣效果有限，因此采用像常規飛艇一樣的副氣囊排氣減小凈重的辦法是否適用尚需要深入研究。

4) 低空采用強大的豎直矢量推力[54]平衡。飛艇本體攜帶豎直矢量推進的代價很高，而且如果采用電動推進，電力能量消耗巨大；如果采用液體燃料推進，燃料及潤滑系統的防凍要求極高，代價也比較大；采用氫氣作為能源，布置容積較小的儲氫氣囊，也是值得探討的方案。

5) 此外還有一種值得關注的解決方案是采用空中對接的方案，即當飛艇降低至低空時，采用垂直矢量系統飛行到飛艇下方和側面完成對接，利用專用的低空推進裝置，引導飛艇緩慢降落。

2.5.2低空推阻平衡

實現低空推阻平衡的技術難度相對較低，但是仍需要實現以下幾點技術突破：

1) 適應高低空的可變功率輸出推進技術。需要突破大幅度變功率電機技術，可能需要液冷技術以增強電機核心器件散熱；需要突破可變槳距甚至翼型的螺旋槳技術，適用于從地面到平流層高度的大高度范圍大氣環境。在可變功率電推進技術突破前，可選用專用低空電推進滿足推阻平衡。除了電推進方案[55]外，氫動力和專用低空燃油動力推進也可解決推阻平衡，但綜合比較，電推進系統簡單，重量代價較小。

2) 保持可控外形。非成形降落不適合定點返場；無論是采用副氣囊固定外形、彈性外形或者變外形方案，在低空飛行時外形應是基本固定的，艇囊內外維持恒定的壓差。

定點返場著陸需要實現大高度區間的浮重、推阻、能源3個平衡完全匹配，對飛艇總體設計要求很高，實現難度也最大，目前國內外所有已經開展實際飛行的飛艇均不具備完整的定點著陸能力。在技術方案驗證階段，建議以長航時定點駐空飛行和保證載重能力為首要任務目標，采用定區域軟著陸的方案，也可保證絕大多數系統安全回收，以降低設計難度，控制成本。當駐空技術成熟后，隨著推進技術逐漸突破，飛行次數和著陸驗證機會增多，定點返場著陸也將很快突破和實現。

3結論

平流層飛艇研制是一項極為龐大的系統工程，涉及的基礎原理和工程實踐均無太多的經驗可遵循，各國正處于積極探尋階段。本文基于國內外多家優勢單位的前沿研究成果以及前期試飛經驗，對飛艇研制的幾個關鍵技術問題進行了梳理和研討，旨在溝通交流，互相促進。

中國平流層飛艇在國家計劃支持下進展顯著，各系統關鍵技術均已突破或正在攻關，技術驗證性高空試飛有序開展；相信在優勢單位聯合攻關下，在眾多科研人員共同努力下，中國的平流層飛艇進入工程實用階段指日可待。

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趙達男， 博士研究生。主要研究方向： 飛艇總體設計， 結構設計。

E-mail: buaazd@yeah.net

劉東旭男， 博士， 講師， 碩士生導師。主要研究方向： 飛艇總體設計， 囊體、材料設計。

Tel: 010-82319852

E-mail: liubuaa@163.com

孫康文男， 博士， 講師， 碩士生導師。主要研究方向： 能源系統綜合設計。

E-mail: sunkw100@buaa.edu.cn

陶國權男， 博士， 講師， 碩士生導師。主要研究方向： 復合材料結構設計。

E-mail: taogq_buaa@163.com

祝明男， 博士， 副教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛艇總體設計， 電系統綜合設計。

E-mail: zhuming@buaa.edu.cn

武哲男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛行器設計。

E-mail: wuzbuaa@gmail.com

Received： 2015-11-09; Revised: 2015-11-22; Accepted: 2015-12-07; Published online: 2015-12-0909:16

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.0916.004.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (51307004, 61503010)

Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship

ZHAO Da, LIU Dongxu*, SUN Kangwen, TAO Guoquan, ZHU Ming, WU Zhe

School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing100083, China

Abstract:The development of stratospheric airship is a huge and complicated system engineering. The key issues and technical difficulties encountered in the technology development and engineering application should be solved by new ideas and innovative solutions. This paper summarizes the development and current status of the near stratospheric airship in China and abroad, and mainly describes the technical verification test flight. In view of the five aspects of the stratospheric airship overall layout, ultra-pressured envelope, energy system, flight control and fixed point landing, the technical difficulties, research status and development trend are discussed. From the perspective of engineering, this paper discusses the feasible solutions and some attentions of related technical problems.

Key words:stratospheric airship; conceptual design; ultra-pressured envelope; energy system; flight control; fixed point landing

*Corresponding author. Tel.： 010-82319852E-mail: liubuaa@163.com

作者簡介：

中圖分類號：V11

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0045-12

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0332

*通訊作者.Tel.： 010-82319852 E-mail: liubuaa@163.com

基金項目：國家自然科學基金 (51307004, 61503010)

收稿日期：2015-11-09; 退修日期: 2015-11-22; 錄用日期: 2015-12-07; 網絡出版時間: 2015-12-0909:16

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.0916.004.html

引用格式： 趙達, 劉東旭, 孫康文, 等. 平流層飛艇研制現狀、技術難點及發展趨勢[J]. 航空學報, 2016, 37(1): 45-56. ZHAO D, LIU D X, SUN K W, et al. Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 45-56.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn