趙達(dá)， 劉東旭， 孫康文， 陶國權(quán)， 祝明， 武哲

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京　100083

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平流層飛艇研制現(xiàn)狀、技術(shù)難點(diǎn)及發(fā)展趨勢

趙達(dá)， 劉東旭*， 孫康文， 陶國權(quán)， 祝明， 武哲

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京100083

摘要:平流層飛艇研制是一項(xiàng)龐大復(fù)雜的系統(tǒng)工程，其技術(shù)攻關(guān)、系統(tǒng)研發(fā)及工程應(yīng)用中遇到的諸多關(guān)鍵問題與技術(shù)難點(diǎn)，需要用全新的理念和創(chuàng)新的方案解決。綜述了國內(nèi)外平流層飛艇研制的進(jìn)展與現(xiàn)狀，重點(diǎn)描述了已經(jīng)開展的技術(shù)驗(yàn)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(tǒng)、飛行控制和定點(diǎn)著陸5個方面，梳理了其技術(shù)難點(diǎn)、研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，從工程研制的角度探討了相關(guān)技術(shù)難題的可行解決方案。

關(guān)鍵詞:平流層飛艇； 總體設(shè)計(jì)； 超壓囊體； 能源系統(tǒng)； 飛行控制； 定點(diǎn)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(wěn)，垂直對流小，是部署空中平臺執(zhí)行監(jiān)視預(yù)警、通訊中繼、導(dǎo)航定位以及環(huán)境監(jiān)測等任務(wù)的比較理想的環(huán)境。

平流層太陽輻射強(qiáng)烈、空氣稀薄，除平流層飛行器以外，常規(guī)飛機(jī)或衛(wèi)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(tài)飛行器和低動態(tài)飛行器，其中平流層低動態(tài)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(jī)[8]等。平流層飛艇不同于高空氣球，前者具有持續(xù)動力推進(jìn)，能抵御平流層風(fēng)阻，實(shí)現(xiàn)可控飛行；另外，平流層飛艇能完成太陽能飛機(jī)所無法完成的定點(diǎn)飛行和長時間迎風(fēng)駐留等飛行任務(wù)。正因?yàn)槠搅鲗语w艇具有可定點(diǎn)飛行、留空時間長、探測范圍廣、載荷能力強(qiáng)和費(fèi)效比高等優(yōu)點(diǎn)，多個國家正在開展對平流層飛艇的研究與驗(yàn)證[9]。

1國內(nèi)外現(xiàn)狀

1.1國外發(fā)展現(xiàn)狀

自21世紀(jì)初，美國、日本以及歐洲等主要發(fā)達(dá)國家和區(qū)域均提出了平流層飛艇計(jì)劃。

美國為了彌補(bǔ)戰(zhàn)時信息保障過度依賴天基平臺的弱點(diǎn)，同時大幅度提升持久區(qū)域信息作戰(zhàn)能力，近年來投入巨資支持了多項(xiàng)平流層飛艇研發(fā)項(xiàng)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(xiàng)目(圖1(a))、探測器與結(jié)構(gòu)一體化飛艇(ISIS)[12]項(xiàng)目(圖1(b))和西南研究院的高空哨兵飛艇(HiSentinel)[13]項(xiàng)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(wèi)星為目標(biāo)的“平流層飛艇設(shè)計(jì)”競賽[14](圖1(d))。截至目前，各項(xiàng)目雖然已經(jīng)開展數(shù)次飛行試驗(yàn)，但試驗(yàn)過程并不順利，多數(shù)項(xiàng)目的試驗(yàn)結(jié)果不如預(yù)期。例如2011年7月，HAA計(jì)劃的縮比驗(yàn)證艇(HALE-D)進(jìn)行首次試飛，因副氣囊閥門結(jié)冰故障導(dǎo)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(tǒng)過于復(fù)雜，計(jì)劃也一直在拖延。

圖1美國平流層飛艇項(xiàng)目
Fig. 1Stratospheric airship projects of American

日本在2000年就提出了長遠(yuǎn)的、分階段實(shí)施的平流層飛艇開發(fā)計(jì)劃[15]。日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)組織實(shí)施并開展了無動力驗(yàn)證飛行和多次低空技術(shù)驗(yàn)證試飛，積累了大量技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，但尚未有開展飛行樣機(jī)整體集成和高空試飛演示的報(bào)道。

2004年，歐盟啟動了一個為期3年的CAPANINA計(jì)劃[16]，內(nèi)容是研制基于平流層平臺的寬帶移動通信載荷技術(shù)。2005年3月，歐盟集中歐洲各國的相關(guān)研究機(jī)構(gòu)和公司，啟動了“面向特殊航空航天應(yīng)用的高空飛機(jī)和高空飛艇研究項(xiàng)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(xiàng)目[17]。

從國外發(fā)展可以看出，平流層飛艇的發(fā)展速度不及預(yù)期，發(fā)展過程也較為曲折，目前尚無顯著突破。但有兩點(diǎn)不容忽視：①美國和日本的平流層飛艇的相關(guān)技術(shù)不斷在發(fā)展，在材料、能源和載荷等技術(shù)上儲備基礎(chǔ)深厚；②平流層飛艇項(xiàng)目和計(jì)劃仍然受到了大量關(guān)注和支持，美國NASA啟動的平流層飛艇替代衛(wèi)星競賽就是證明。

1.2國內(nèi)發(fā)展現(xiàn)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(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)等基礎(chǔ)性研究。

2009-2012年，北京航空航天大學(xué)先后4次完成20 km以上平流層高度飛行驗(yàn)證，取得了初步成果。2012年8月，中國科學(xué)院光電研究院開展了飛艇動力飛行驗(yàn)證，在17 km以上的高度動力飛行時間達(dá)到52 min[18]。2013年，中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所完成了數(shù)次平流層氣球的飛行驗(yàn)證，獲取了熱特性數(shù)據(jù)。2015年8月，航天科工一院與六院、〇六八基地聯(lián)合開展直徑30 m囊體的飛行試驗(yàn)，飛行高度超過20 km[19]。2015年9月，上海交通大學(xué)開展了新型囊體結(jié)構(gòu)的高空飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)飛行時間2 h，飛行高度19.3 km，驗(yàn)證了非常規(guī)形態(tài)升空、回收方式的可實(shí)現(xiàn)性[20]。2015年10月，北京航空航天大學(xué)聯(lián)合南江空天公司在內(nèi)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(yàn)(如圖2所示)，實(shí)現(xiàn)了跨晝夜長時控制飛行，驗(yàn)證了新型布局技術(shù)、囊體耐壓與密封技術(shù)、動力推進(jìn)技術(shù)、循環(huán)能源技術(shù)和定區(qū)域駐留技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)。

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

從國內(nèi)現(xiàn)狀可以看出，平流層飛艇在相關(guān)計(jì)劃支持下的進(jìn)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(xiàng)分系統(tǒng)技術(shù)取得突破并經(jīng)過實(shí)際考核，不少創(chuàng)新設(shè)計(jì)方案得到了試飛驗(yàn)證。平流層飛艇跨天長航時飛行即將突破，通信、成像和互聯(lián)網(wǎng)等方面的應(yīng)用將發(fā)揮出實(shí)際效能。但也應(yīng)看到，目前國內(nèi)平流層飛艇部分系統(tǒng)的技術(shù)水平與總體需求相比仍存在較大差距，亟需攻關(guān)突破，未來幾年仍需要開展大量驗(yàn)證性試飛工作。

2平流層飛艇技術(shù)難點(diǎn)與發(fā)展趨勢

平流層飛艇的運(yùn)行環(huán)境、熱特性、氣動特性和控制特性等顯著區(qū)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(chuàng)新方法來探索和解決平流層飛艇研制過程中的設(shè)計(jì)難題。

平流層飛艇的技術(shù)難點(diǎn)主要包括總體布局設(shè)計(jì)[21]、超壓囊體設(shè)計(jì)、能源系統(tǒng)[22]、飛行控制技術(shù)[23-24]和定點(diǎn)著陸5個方面，如圖3所示，本文將針對上述技術(shù)難點(diǎn)和問題進(jìn)行詳細(xì)論述。

圖3平流層飛艇技術(shù)難點(diǎn)
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(shù)及設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，演化出平流層飛艇的總體布局思路，是國內(nèi)外平流層飛艇總體設(shè)計(jì)的常用手段。但由于對流層和平流層兩者間的巨大差異，導(dǎo)致依此思路設(shè)計(jì)的飛艇并不能完全適應(yīng)平流層，且遭遇較多的技術(shù)難點(diǎn)。平流層飛艇總體布局的設(shè)計(jì)難點(diǎn)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(qiáng)度[25]需求。流線形囊體[26]具有較低的氣動阻力系數(shù)，可大大降低對推進(jìn)和能源系統(tǒng)的要求，也有利于降低系統(tǒng)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(qiáng)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(diǎn)，很難采用布置多組流線形囊體的辦法擴(kuò)展體積。因此蒙皮材料強(qiáng)度直接限制了常規(guī)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(nèi)外多個機(jī)構(gòu)進(jìn)行了大量的探索研究。

1) 立足當(dāng)前蒙皮材料技術(shù)，采用常規(guī)流線形布局發(fā)展小載荷飛艇；隨著纖維強(qiáng)度提高，逐步增加載荷能力。該方案的優(yōu)點(diǎn)是系統(tǒng)規(guī)模小，能源消耗少，成本較低，特別適用于技術(shù)驗(yàn)證飛艇，同時與載荷設(shè)備小型化、分布式載荷等技術(shù)發(fā)展趨勢相一致；不足是載荷能力受限，能源供應(yīng)受限，系統(tǒng)擴(kuò)展能力受限，高強(qiáng)度纖維技術(shù)發(fā)展緩慢影響技術(shù)升級周期。

2) 在流線形艇囊結(jié)構(gòu)上，通過艇囊結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)增加艇囊耐壓能力，如飛艇外圍布置單向或雙向加筋[27]結(jié)構(gòu)、網(wǎng)罩加筋結(jié)構(gòu)和局部環(huán)向增強(qiáng)等。這是在當(dāng)前技術(shù)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(huán)向加筋以改善受力。該方案的優(yōu)點(diǎn)是不增加對蒙皮材料的要求，通過艇囊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來增大艇囊體積，以實(shí)現(xiàn)更大的載荷能力；不足是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜，涉及大量焊接粘合或剛?cè)徇B接操作，增加了工藝復(fù)雜程度。

3) 充分利用平流層大氣密度小、阻力小的優(yōu)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(guī)模巨大的飛艇，利用強(qiáng)大的推進(jìn)和能源系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)推阻和能源平衡。該方案的優(yōu)點(diǎn)是可在現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)強(qiáng)載重能力設(shè)計(jì)，不足是成本較大，技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)代價高。

2.1.2尾翼問題

對于常規(guī)飛艇而言，尾翼安定面是保持飛行氣動穩(wěn)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(fā)散力矩較大，很難通過尾翼保持飛艇的氣動穩(wěn)定性。即如果要保持穩(wěn)定性，需要極大的尾翼面積，這對系統(tǒng)重量、前飛推力和囊體強(qiáng)度都提出了極高要求。

目前幾個典型的高空驗(yàn)證艇都安裝了巨大尾翼，但均未能成功進(jìn)行高空抗風(fēng)飛行，也未能成功驗(yàn)證尾翼的效能。在高空飛艇尾翼設(shè)計(jì)時，需要對尾翼面積、安裝位置、氣動效率和靜穩(wěn)定范圍等進(jìn)行詳細(xì)核算；考慮到系統(tǒng)重量，適當(dāng)降低對尾翼尺寸和對氣動穩(wěn)定性的過高要求是比較現(xiàn)實(shí)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(jié)冰[11]導(dǎo)致飛行試驗(yàn)失敗的事故引起了研究人員對平流層飛艇副氣囊設(shè)計(jì)的思考。

副氣囊是低空軟式飛艇的標(biāo)準(zhǔn)配置，可以起到調(diào)姿、調(diào)壓、維形的作用[28]，但對于平流層飛艇而言，采用副氣囊調(diào)姿調(diào)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(dāng)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(jīng)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(jī)疊壓堆積，很容易引起飛艇姿態(tài)偏離預(yù)期；副氣囊的蒙皮滑移也會加劇飛艇姿態(tài)發(fā)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(wǎng)將副氣囊限定在一定區(qū)域內(nèi)(圖4(a))，阻止其在收縮過程中滑移；②副氣囊主要區(qū)域布置在艇首和艇尾(圖4(b))，輔助索網(wǎng)固定，以降低副氣囊收縮時蒙皮滑移的幅度；③副氣囊內(nèi)部增加彈性索網(wǎng)結(jié)構(gòu)(圖4(c))，副氣囊蒙皮采用彈性材質(zhì)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(dú)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(nèi)置柔性氦氣囊，柔索輔助定位，艇囊內(nèi)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(tài)，擺動引起的姿態(tài)變化相對較小。

此外，通過總體設(shè)計(jì)解決副氣囊問題的方案也值得關(guān)注。德國斯圖加特大學(xué)研制的Air-Worm蠕蟲飛艇[29]采用縱向組合設(shè)計(jì)，將囊體隔離成獨(dú)立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用變體飛艇設(shè)計(jì)[30]，通過改變艇體外形的辦法適應(yīng)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(wù)重點(diǎn)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(nèi)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(tài)以保證飛艇在設(shè)計(jì)高度穩(wěn)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(tài)。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(huán)境，使得囊體強(qiáng)度和密封性成為平流層飛艇的設(shè)計(jì)難點(diǎn)，也是限制平流層飛艇發(fā)展的重要技術(shù)難題。

2.2.1囊體強(qiáng)度

影響囊體強(qiáng)度的因素主要包括蒙皮材料強(qiáng)度、焊接強(qiáng)度以及局部受力狀態(tài)。

蒙皮材料一直是限制平流層飛艇發(fā)展的瓶頸技術(shù)之一。蒙皮材料由多層功能層層壓制備，蒙皮材料的強(qiáng)度主要由承力纖維強(qiáng)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(shí)際強(qiáng)度受到布料編織和蒙皮層壓等加工工藝環(huán)節(jié)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(qiáng)度，尤其是持續(xù)受力的蠕變狀態(tài)強(qiáng)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(qiáng)度。對于一般尺寸的驗(yàn)證飛艇，常規(guī)的纖維即能滿足強(qiáng)度需要，應(yīng)更加注意控制蒙皮設(shè)計(jì)加工過程各環(huán)節(jié)，如編織密度設(shè)計(jì)、經(jīng)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(qiáng)度得到充分發(fā)揮，使蒙皮強(qiáng)度穩(wěn)定一致。在蒙皮強(qiáng)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(qiáng)度的不均勻性。此外，蒙皮材料耐候性對材料強(qiáng)度的影響也很大。在耐候?qū)又刑砑幼贤馕談┛捎行д诒巫贤饩€，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(chǎn)生微裂紋，從而會導(dǎo)致折壓位置的阻光效果完全失效。

焊接強(qiáng)度主要取決于焊接工藝。通常焊接帶強(qiáng)度大于蒙皮本體強(qiáng)度，焊接帶材料的瑕疵經(jīng)過檢驗(yàn)篩選后，很少出現(xiàn)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(fēng)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(fēng)焊接和熱壓焊接是帶鍍層材料的主要焊接方式。熱風(fēng)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(chǎn)生很高的壓力，焊接效果很好，焊接效率最高，但熱風(fēng)作用與壓輥前進(jìn)的同步控制比較難，易出現(xiàn)燙傷或者融化不充分的瑕疵，而且熱風(fēng)焊接對設(shè)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(shè)備簡單實(shí)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(shí)，易出現(xiàn)虛焊情況，而且很難檢驗(yàn)。無論何種焊接設(shè)備，焊接完畢后很難檢查虛焊等焊接界面的內(nèi)部瑕疵，因此焊接強(qiáng)度主要依靠高精度設(shè)備和穩(wěn)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(yīng)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(fā)揮極限的情況下，局部應(yīng)力集中易導(dǎo)致蒙皮破裂，尤其是開口區(qū)，如充氣管口、閥門口、傳感器口和吊艙連接口。這些區(qū)域應(yīng)采用有效辦法降低局部應(yīng)力水平，如小尺寸開口和局部加強(qiáng)。其中局部加強(qiáng)方式包括局部增強(qiáng)梯度應(yīng)力過渡[34]、梯度區(qū)域蒙皮材料重新進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)指標(biāo)，隨著金屬鍍層和納米片層涂層等功能層的應(yīng)用，在標(biāo)準(zhǔn)測試條件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦氣滲透率已經(jīng)降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全滿足平流層飛艇的指標(biāo)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(yīng)變比較大，原本致密的鍍層或涂層的間隙增大，可能導(dǎo)致蒙皮材料實(shí)際滲透率遠(yuǎn)大于標(biāo)準(zhǔn)測試值，因此在未能發(fā)現(xiàn)蒙皮滲透率與形變規(guī)律之前，蒙皮材料的標(biāo)準(zhǔn)測試滲透率只能作為參考，不能作為設(shè)計(jì)分析依據(jù)。

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(chǎn)生損傷，損傷程度與鍍層設(shè)計(jì)、材料剛度和囊體加工工藝等相關(guān)，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(xiàn)微孔損傷，導(dǎo)致在高壓情況下出現(xiàn)微孔泄漏，嚴(yán)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(xiàn)損傷就會是整體大面積損傷，難以修復(fù)，只能通過材料設(shè)計(jì)和工藝控制來避免和減緩損傷。因此采用蒙皮材料計(jì)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(dāng)量滲透率。但應(yīng)注意，囊體越大，加工的難度越大，造成的損傷越嚴(yán)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(xiàn)微孔泄漏。對于中型飛艇而言，1個當(dāng)量直徑為1 mm的微孔泄漏量相當(dāng)于整個艇囊蒙皮滲透率達(dá)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(shè)計(jì)時應(yīng)盡量減少直接固定在蒙皮上的部件，每個部件均應(yīng)進(jìn)行密封性設(shè)計(jì)和測試。

2.3能源系統(tǒng)

太陽能電池陣和儲能系統(tǒng)組成的循環(huán)能源系統(tǒng)，是平流層飛艇的關(guān)鍵技術(shù)。高轉(zhuǎn)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(gòu)的能源管理系統(tǒng)是再生能源系統(tǒng)的重要組成部分，也是制約平流層飛艇快速發(fā)展的瓶頸問題之一。

2.3.1太陽能電池技術(shù)

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

柔性薄膜電池技術(shù)是飛艇太陽能電池系統(tǒng)的常用方案。常見的無機(jī)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(shù)簡單、工藝成熟、成本低廉，但電池轉(zhuǎn)換效率較低，并且光電效率存在衰減，導(dǎo)致電池性能并不穩(wěn)定。國外成熟的CIGS太陽能產(chǎn)品轉(zhuǎn)換效率一般為10%～14%，某些實(shí)驗(yàn)級別的太陽能電池能達(dá)到18%以上，如美國可再生能源實(shí)驗(yàn)室制備的小面積薄膜太陽能電池的最高光電轉(zhuǎn)化效率已達(dá)19.2%[38]；但是總的來說，尚無可大面積鋪設(shè)使用的、高轉(zhuǎn)化率的、成熟的商業(yè)化產(chǎn)品。國內(nèi)目前已量產(chǎn)化制備的CIGS太陽能電池的轉(zhuǎn)換效率多為6%～9%，距國外技術(shù)水平有較大差距。與a-Si和CIGS相比，GaAs太陽能電池的轉(zhuǎn)化效率最高可達(dá)25%，但其密度大、制備工藝復(fù)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(zhuǎn)換效率，通常在18%以上。半柔性電池板經(jīng)過合理的單片組合、方陣布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，能夠適應(yīng)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(qiáng)度和穩(wěn)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(shù)未來幾年的主要發(fā)展方向。

2.3.2儲能電池技術(shù)

目前在研的平流層飛艇儲能系統(tǒng)包括化學(xué)儲能電池系統(tǒng)、再生燃料儲能電池系統(tǒng)以及物理儲能系統(tǒng)等。

以鋰電池為代表的化學(xué)儲能電池技術(shù)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(yùn)行環(huán)境要求較高，因此需要采用熱防護(hù)、真空防護(hù)以及安全防護(hù)等保護(hù)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(chǔ)上發(fā)展起來的電化學(xué)裝置，是將水電解技術(shù)和氫氧燃料電池技術(shù)相結(jié)合的一種新型發(fā)電裝置[40]。RFC理論比能極高，多個飛艇項(xiàng)目在初始論證時均采用RFC作為主要儲能系統(tǒng)。但RFC閉環(huán)效率低，需要使用更多有效面積的太陽能電池，同時導(dǎo)氣導(dǎo)流管路、儲氣罐和保溫控制等附屬部件重量大，導(dǎo)致全系統(tǒng)模塊化程度降低、結(jié)構(gòu)偏重，整體比能低于鋰儲能電池。

物理儲能系統(tǒng)包括動能儲能、壓縮空氣儲能和熱儲能系統(tǒng)等，在飛艇領(lǐng)域?qū)儆谛碌难芯空n題，值得關(guān)注，但目前僅停留在概念階段，技術(shù)仍有待突破。

綜上所述，提高鋰儲能電池能量密度、增加環(huán)境適應(yīng)性，減少燃料電池附加結(jié)構(gòu)重量、發(fā)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(tǒng)亟需突破的關(guān)鍵技術(shù)。

2.3.3能源管理

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

能源控制策略已經(jīng)在國內(nèi)外數(shù)次平流層飛艇飛行試驗(yàn)中得到驗(yàn)證，其集成化、低損耗、可靠性等方面發(fā)展也較為成熟。但是故障診斷和自主重構(gòu)技術(shù)需要基于大量的能源系統(tǒng)長時間試驗(yàn)數(shù)據(jù)且需根據(jù)飛艇飛行過程中的真實(shí)情況進(jìn)行深入分析、模式判斷和自我修復(fù)。目前，國內(nèi)外尚未有平流層飛艇長時間飛行試驗(yàn)的成功案例，未能獲取足夠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，無法充分進(jìn)行故障診斷及自主重構(gòu)機(jī)制等技術(shù)的考核驗(yàn)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(tài)的動力學(xué)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(zhì)量效應(yīng)[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(fā)揮效能，因此平流層飛艇前飛時處于氣動不穩(wěn)定狀態(tài)，更依賴主動飛行控制迎風(fēng)飛行。但由于常規(guī)的風(fēng)速風(fēng)向測量裝置均不適用于平流層環(huán)境，飛艇無法自主感知風(fēng)場的特點(diǎn)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(shí)際控制效率較低，而過多的飛行參數(shù)的不確定性[46]將加劇能量消耗，使得能源系統(tǒng)分配不均，不利于飛艇的長時駐空。因此研制精密的風(fēng)場測量裝置、發(fā)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(tài)，其俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)采用自穩(wěn)定設(shè)計(jì)。但是已有的試飛經(jīng)驗(yàn)表明，由于耗散阻力較小、俯仰氣動不穩(wěn)定、俯仰和滾轉(zhuǎn)振動周期過長，在一定工況下，俯仰滾轉(zhuǎn)與偏航控制耦合較大。因此，需要發(fā)展輕質(zhì)高效的俯仰和滾轉(zhuǎn)阻尼系統(tǒng)，以改善飛行品質(zhì)。

2.4.2航跡控制

平流層飛艇與低空飛艇不同，其常規(guī)控制舵面失效，副氣囊調(diào)姿失效，電推進(jìn)力系統(tǒng)效率很低，風(fēng)場擾動速度與飛行速度同一量級。流線形外形僅在迎風(fēng)方向的阻力系數(shù)較低，推進(jìn)能力只具備很小側(cè)滑角下的抗風(fēng)高速飛行，因此平流層飛艇更適合迎風(fēng)定點(diǎn)駐留而非快速機(jī)動。為保證平流層飛艇的航跡控制精度，需要配備較強(qiáng)的矢量或直接力系統(tǒng)，增強(qiáng)主動控制和抗干擾能力。此外應(yīng)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(jìn)、俯仰角調(diào)節(jié)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(nèi)不具備頻繁的高度上下調(diào)節(jié)能力，這點(diǎn)在航跡規(guī)劃時應(yīng)予以考慮。

2.5定點(diǎn)著陸

平流層飛艇定點(diǎn)/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(tài)，由駐留狀態(tài)進(jìn)入下降狀態(tài)。無論何種方式開始下降，由于下降過程中的絕熱壓縮效應(yīng)，在下降最初階段，對流換熱較弱，內(nèi)外溫差將呈現(xiàn)上升趨勢，引起飛艇凈浮力增加或飛艇下降的趨勢減緩?fù)?；但是，隨著艇囊換熱平衡和繼續(xù)下落，對流換熱逐漸增強(qiáng)，內(nèi)外溫度差呈減小趨勢，凈浮力又進(jìn)一步降低，導(dǎo)致在降落過程的后期，飛艇的下降速度呈現(xiàn)遞增趨勢，而過快的下降速度將導(dǎo)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(shí)現(xiàn)了低空減速懸浮，進(jìn)入水平飛行，才有機(jī)會實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)返場。目前關(guān)于降落過程中實(shí)現(xiàn)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(fēng)區(qū)的偏移距離將過大，可能達(dá)到數(shù)百公里，存在超出空域和超出測控視距范圍風(fēng)險(xiǎn)；雖然理論上是可行的，但對于一個大型試驗(yàn)而言，很難有實(shí)際驗(yàn)證機(jī)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(guī)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(qiáng)大的豎直矢量推力[54]平衡。飛艇本體攜帶豎直矢量推進(jìn)的代價很高，而且如果采用電動推進(jìn)，電力能量消耗巨大；如果采用液體燃料推進(jìn)，燃料及潤滑系統(tǒng)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(guān)注的解決方案是采用空中對接的方案，即當(dāng)飛艇降低至低空時，采用垂直矢量系統(tǒng)飛行到飛艇下方和側(cè)面完成對接，利用專用的低空推進(jìn)裝置，引導(dǎo)飛艇緩慢降落。

2.5.2低空推阻平衡

實(shí)現(xiàn)低空推阻平衡的技術(shù)難度相對較低，但是仍需要實(shí)現(xiàn)以下幾點(diǎn)技術(shù)突破：

1) 適應(yīng)高低空的可變功率輸出推進(jìn)技術(shù)。需要突破大幅度變功率電機(jī)技術(shù)，可能需要液冷技術(shù)以增強(qiáng)電機(jī)核心器件散熱；需要突破可變槳距甚至翼型的螺旋槳技術(shù)，適用于從地面到平流層高度的大高度范圍大氣環(huán)境。在可變功率電推進(jìn)技術(shù)突破前，可選用專用低空電推進(jìn)滿足推阻平衡。除了電推進(jìn)方案[55]外，氫動力和專用低空燃油動力推進(jìn)也可解決推阻平衡，但綜合比較，電推進(jìn)系統(tǒng)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(diǎn)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(yīng)是基本固定的，艇囊內(nèi)外維持恒定的壓差。

定點(diǎn)返場著陸需要實(shí)現(xiàn)大高度區(qū)間的浮重、推阻、能源3個平衡完全匹配，對飛艇總體設(shè)計(jì)要求很高，實(shí)現(xiàn)難度也最大，目前國內(nèi)外所有已經(jīng)開展實(shí)際飛行的飛艇均不具備完整的定點(diǎn)著陸能力。在技術(shù)方案驗(yàn)證階段，建議以長航時定點(diǎn)駐空飛行和保證載重能力為首要任務(wù)目標(biāo)，采用定區(qū)域軟著陸的方案，也可保證絕大多數(shù)系統(tǒng)安全回收，以降低設(shè)計(jì)難度，控制成本。當(dāng)駐空技術(shù)成熟后，隨著推進(jìn)技術(shù)逐漸突破，飛行次數(shù)和著陸驗(yàn)證機(jī)會增多，定點(diǎn)返場著陸也將很快突破和實(shí)現(xiàn)。

3結(jié)論

平流層飛艇研制是一項(xiàng)極為龐大的系統(tǒng)工程，涉及的基礎(chǔ)原理和工程實(shí)踐均無太多的經(jīng)驗(yàn)可遵循，各國正處于積極探尋階段。本文基于國內(nèi)外多家優(yōu)勢單位的前沿研究成果以及前期試飛經(jīng)驗(yàn)，對飛艇研制的幾個關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行了梳理和研討，旨在溝通交流，互相促進(jìn)。

中國平流層飛艇在國家計(jì)劃支持下進(jìn)展顯著，各系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)均已突破或正在攻關(guān)，技術(shù)驗(yàn)證性高空試飛有序開展；相信在優(yōu)勢單位聯(lián)合攻關(guān)下，在眾多科研人員共同努力下，中國的平流層飛艇進(jìn)入工程實(shí)用階段指日可待。

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趙達(dá)男， 博士研究生。主要研究方向： 飛艇總體設(shè)計(jì)， 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

E-mail: buaazd@yeah.net

劉東旭男， 博士， 講師， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛艇總體設(shè)計(jì)， 囊體、材料設(shè)計(jì)。

Tel: 010-82319852

E-mail: liubuaa@163.com

孫康文男， 博士， 講師， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 能源系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)。

E-mail: sunkw100@buaa.edu.cn

陶國權(quán)男， 博士， 講師， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

E-mail: taogq_buaa@163.com

祝明男， 博士， 副教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛艇總體設(shè)計(jì)， 電系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)。

E-mail: zhuming@buaa.edu.cn

武哲男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器設(shè)計(jì)。

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(xiàn)標(biāo)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(xiàng)目：國家自然科學(xué)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(wǎng)絡(luò)出版時間: 2015-12-0909:16

網(wǎng)絡(luò)出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.0916.004.html

引用格式： 趙達(dá), 劉東旭, 孫康文, 等. 平流層飛艇研制現(xiàn)狀、技術(shù)難點(diǎn)及發(fā)展趨勢[J]. 航空學(xué)報(bào), 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