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(yōu)點，在預警監(jiān)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(nèi)外高度重視和研究的熱點［3-4］。

姿態(tài)調(diào)節(jié)與控制是平流層飛艇飛行控制的重要內(nèi)容，在飛艇上升、平飛和下降過程中均發(fā)揮著重要作用。目前，飛艇大多采用升降舵、調(diào)姿副氣囊和固態(tài)壓艙等姿態(tài)調(diào)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(diào)姿副氣囊的方式調(diào)節(jié)飛艇姿態(tài)控制效率較低，而固態(tài)壓艙多采取拋離固態(tài)壓艙物的方式，不能夠循環(huán)利用，使飛艇長時間運行受到影響。

為解決上述技術(shù)問題，本文提出一種液態(tài)壓艙方式來調(diào)節(jié)飛艇的飛行姿態(tài)，滿足飛艇的飛行控制需求。這種調(diào)節(jié)方式是一種探索和創(chuàng)新，其實質(zhì)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(tài)壓艙物可以循環(huán)利用，姿態(tài)調(diào)節(jié)靈活主動，不改變飛艇平臺整體的重量，節(jié)省了成本和能源消耗，為飛艇姿態(tài)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(tài)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(tài)。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(tài)。采用液態(tài)壓艙作為俯仰姿態(tài)調(diào)節(jié)的執(zhí)行機構(gòu)，其主要作用是當飛艇姿態(tài)發(fā)生改變或者根據(jù)飛行策略主動調(diào)整飛行姿態(tài)時，通過來回輸送液態(tài)壓艙物的形式調(diào)節(jié)飛艇重心的位置，循環(huán)使用，調(diào)節(jié)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(jù)飛行控制要求，液態(tài)壓艙調(diào)節(jié)艇體姿態(tài)應具有可靠性高、響應快、靈活性強、液體輸送平穩(wěn)、姿態(tài)控制精度高、密封性好以及可循環(huán)使用等特點。而且在平流層高度，空氣稀薄，氣溫氣壓低，環(huán)境惡劣，液態(tài)壓艙機構(gòu)需要適應平流層的低溫、低氣壓環(huán)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(tài)壓艙為例，其設計主要參數(shù)見表1。

表1 液態(tài)壓艙機構(gòu)設計主要參數(shù)Table 1 Main parameters of liquid ballast

2 結(jié)構(gòu)特點

液態(tài)壓艙在飛艇上的布局以及結(jié)構(gòu)形式如圖1和圖2所示。

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

圖2 液態(tài)壓艙結(jié)構(gòu)形式Fig.2 Structure mode of liquid ballast

壓艙里面均裝有一定的液態(tài)介質(zhì)，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(diào)節(jié)距離，距離越長，姿態(tài)調(diào)節(jié)范圍越廣。管路布局于飛艇囊體，液態(tài)介質(zhì)依靠管路輸送。前后壓艙都安裝有液態(tài)泵，主要作用是將前后壓艙中的液態(tài)介質(zhì)輸送至對方壓艙內(nèi)，液體流動的方向如圖2中箭頭所示。液態(tài)泵和控制閥并聯(lián)使用，同時開關(guān)，有利于輸送壓艙物重量的精確控制。這種依靠液態(tài)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(xiàn)重心的變化，達到姿態(tài)調(diào)整的方式，是一種大膽的探索和創(chuàng)新。這種調(diào)整方式可以長時間循環(huán)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(nèi)。

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(tài)，穩(wěn)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(guān)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(tài)，可通過流體力學軟件分析計算或風洞數(shù)據(jù)得出，推力大小通過改變電機輸出功率和螺旋槳轉(zhuǎn)速來調(diào)節(jié)，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(chǎn)生力矩，因此相對于體積中心的力矩就只有氣動力產(chǎn)生的力矩M、浮力產(chǎn)生的力矩和重力產(chǎn)生的力矩。飛艇姿態(tài)穩(wěn)定，沿體積中心的力矩:

采用液態(tài)壓艙調(diào)節(jié)飛艇的姿態(tài)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(tài)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(tài)改變時，飛艇的俯仰角發(fā)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(tài)影響飛行控制，就需要主動去調(diào)節(jié)飛艇姿態(tài)，重新獲得合適的俯仰角，達到力矩平衡。根據(jù)上面的分析，采用液態(tài)壓艙進行飛艇姿態(tài)主動調(diào)節(jié)，其作用和實質(zhì)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(tài)壓艙調(diào)節(jié)飛艇姿態(tài)的能力進行分析［10-11］。

液態(tài)壓艙對飛艇姿態(tài)進行調(diào)節(jié)，其調(diào)節(jié)能力受到前壓艙、后壓艙安裝位置和調(diào)節(jié)壓艙物重量的影響。前后壓艙之間距離越長，轉(zhuǎn)移同等壓艙物的條件下其調(diào)節(jié)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(tài)泵，將壓艙物由后壓艙轉(zhuǎn)移至前壓艙，轉(zhuǎn)移位移為(dx，dy)，轉(zhuǎn)移質(zhì)量為 m，飛艇的俯仰角變?yōu)?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(tài)壓艙不調(diào)節(jié)飛艇姿態(tài)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(shù)據(jù)可計算出初始俯仰角θ，然后根據(jù)

和氣動數(shù)據(jù)可計算出調(diào)整后的俯仰角θ'，所以液態(tài)壓艙轉(zhuǎn)移質(zhì)量m所調(diào)整的姿態(tài)角為:

圖4 液態(tài)壓艙調(diào)節(jié)姿態(tài)Fig.4 Attitude adjust of liquid ballast

3.2 實例計算

為了驗證液態(tài)壓艙在平流層飛艇上姿態(tài)調(diào)節(jié)的可行性，通過驗證飛艇進行飛行試驗，并對飛行數(shù)據(jù)進行記錄。結(jié)合風洞試驗數(shù)據(jù)進行計算和分析，對比理論值和試驗值，檢驗其調(diào)節(jié)效果。

試驗飛艇參數(shù)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(nèi)浮升氣體為氦氣，其密度為ρHe=0.012 26 kg/m3。根據(jù)之前的風洞試驗數(shù)據(jù)，可分析出飛艇的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)，如圖5所示。

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

再根據(jù)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(tài)壓艙理論調(diào)節(jié)姿態(tài)能力，通過試驗可以得到其試驗數(shù)據(jù)，計算值和試驗數(shù)據(jù)如圖6所示。從圖中可以看出，兩者差別不大，說明通過液態(tài)壓艙調(diào)整飛艇姿態(tài)達到了預期效果，能夠滿足平流層飛艇姿態(tài)控制需求。

圖6 轉(zhuǎn)移質(zhì)量和調(diào)節(jié)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(jié)束語

本文旨在研究和解決平流層飛艇姿態(tài)控制難題，針對傳統(tǒng)姿態(tài)調(diào)節(jié)執(zhí)行機構(gòu)在平流層高度遇到的問題，如舵面控制效率低、固態(tài)壓艙不能循環(huán)利用等，提出了液態(tài)壓艙調(diào)節(jié)飛艇姿態(tài)的新方案，分析和研究了其結(jié)構(gòu)特點、工作機理、姿態(tài)調(diào)節(jié)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(shù)據(jù)，證明了新方案的可行性。作為平流層飛艇姿態(tài)調(diào)節(jié)的執(zhí)行機構(gòu)，這種調(diào)節(jié)姿態(tài)方式靈活主動，且不改變飛艇整體的質(zhì)量，可以循環(huán)使用，可廣泛應用于平流層飛艇姿態(tài)控制，滿足飛艇長時間飛行控制需求。

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