張?zhí)┤A， 姜魯華， 周江華

(1. 中國(guó)科學(xué)院光電研究院， 北京 100094； 2. 中國(guó)科學(xué)院大學(xué)， 北京 100049； 3. 中國(guó)科學(xué)院高能物理研究所， 北京 100049)

由于平流層在大氣環(huán)境、氣象條件和高度等多方面的綜合特點(diǎn)，在平流層部署飛艇進(jìn)行長(zhǎng)期環(huán)境監(jiān)測(cè)、通信中繼和對(duì)地觀測(cè)成為研究熱點(diǎn)[1]。平流層飛艇的工作高度比衛(wèi)星低，電波傳播時(shí)延小，自由空間損耗小，造價(jià)相對(duì)較低。同時(shí)，平流層飛艇還有較強(qiáng)的抗毀生存能力。因此，平流層飛艇效費(fèi)比將高于其他亞軌道飛行器和低軌衛(wèi)星，在區(qū)域監(jiān)控和天-地、天-空信息交互方面優(yōu)勢(shì)明顯，無(wú)論是在軍用，還是科學(xué)及民用領(lǐng)域，都具有極其廣闊的應(yīng)用前景[2-3]。在國(guó)際上，美國(guó)和日本等國(guó)進(jìn)行了一些探索性試驗(yàn)，美國(guó)HiSentinel系列[4-5]和HALE-D[6-7]飛艇曾進(jìn)行了一些關(guān)鍵技術(shù)探索和飛行試驗(yàn)，日本GTS系列[8]和SPF[9]不帶動(dòng)力飛艇也曾在升空試驗(yàn)中成功到達(dá)了平流層高度，這些工作為平流層飛艇技術(shù)的發(fā)展積累了一定的經(jīng)驗(yàn)。

從解除地面設(shè)備對(duì)飛艇的約束到飛艇離開(kāi)地面的過(guò)程即為飛艇的放飛過(guò)程。將體積龐大的平流層飛艇從艇庫(kù)轉(zhuǎn)運(yùn)至放飛場(chǎng)，并盡快實(shí)施放飛決定了整個(gè)飛行試驗(yàn)是否能順利實(shí)施，一些平流層飛艇在放飛階段即被迫推遲或取消飛行試驗(yàn)[6-7,9]。平流層飛艇放飛后，由靜止開(kāi)始加速上升，艇體內(nèi)氦氣竄動(dòng)引起浮心和重心變化導(dǎo)致飛艇運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，龐大的體積和巨大的表面積導(dǎo)致了氣動(dòng)與附加質(zhì)量的疊加，影響了飛艇的動(dòng)力響應(yīng)。位于柔性艇體上設(shè)備在放飛過(guò)程中的過(guò)載及其對(duì)柔性艇體的應(yīng)力集中進(jìn)一步增加了放飛過(guò)程的不確定因素和風(fēng)險(xiǎn)。

隨著飛行試驗(yàn)的開(kāi)展，國(guó)內(nèi)外對(duì)平流層飛艇放飛過(guò)程也進(jìn)行了大量研究。Selby[10]對(duì)平流層飛艇在不同工況下放飛及放飛后的特性做了較為深入的研究，分別分析了在順風(fēng)和逆風(fēng)情況下實(shí)施放飛時(shí)所受的氣動(dòng)力及放飛風(fēng)險(xiǎn)；趙攀峰等[11]以常規(guī)布局形式的平流層飛艇為例，分析了飛艇放飛、回收的一般步驟，對(duì)上升、下降過(guò)程做了數(shù)值仿真分析；郭虓等[12]分析了飛艇基本熱力學(xué)行為，研究了艇體及內(nèi)部氣體的能量方程并建立了詳細(xì)的飛艇動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，通過(guò)對(duì)不同場(chǎng)景的問(wèn)題進(jìn)行最優(yōu)化軌跡求解，評(píng)估了飛艇在上升過(guò)程中，太陽(yáng)能輻射和風(fēng)場(chǎng)對(duì)熱交換的影響，進(jìn)而將不同時(shí)間點(diǎn)放飛對(duì)飛艇的影響進(jìn)行了評(píng)估；吳雷等[13]分析了飛艇在放飛過(guò)程中因其所處環(huán)境的巨大變化導(dǎo)致飛艇內(nèi)部氣體質(zhì)量和分布情況的變化情況，給出了能基本反映這一變化過(guò)程的飛艇放飛段動(dòng)力學(xué)模型?？偟膩?lái)說(shuō)，這些研究主要對(duì)飛艇放飛時(shí)機(jī)的選擇及模型的求解進(jìn)行了定性的分析，還沒(méi)有開(kāi)展較為系統(tǒng)的研究。

本文分析了放飛過(guò)程飛艇動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特征，計(jì)算飛艇完成放飛所需的時(shí)間，以及在此期間飛艇的仰角、角速度和地面支撐力等變化。將計(jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)比較，為平流層飛艇放飛過(guò)程提供了解析求解方法，也為相關(guān)操作及地面輔助措施的選擇提供參考。本文在計(jì)算過(guò)程中忽略地面風(fēng)對(duì)放飛過(guò)程的影響，主要分析放飛過(guò)程中的艇體氣動(dòng)阻力。

1 平流層飛艇囊體結(jié)構(gòu)形式

平流層飛艇通常選擇在20 km左右的平流層底部飛行或駐留，平流層大氣稀薄，要依靠浮力保持穩(wěn)定駐空，需要飛艇具有較大的體積，一般在數(shù)萬(wàn)至數(shù)十萬(wàn)立方米之間，飛艇的長(zhǎng)度在百米量級(jí)[14]。平流層飛艇在地面時(shí)，由于大氣密度較高，只需在飛艇內(nèi)充入較少的氦氣就能提供滿足所需的升空浮力，艇囊90%以上的空間中充滿空氣以使飛艇保持設(shè)計(jì)外形。一般而言，平流層飛艇的艇囊可分為單氦氣囊和多氦氣囊2種形式，如圖1所示。

單氦氣囊結(jié)構(gòu)中，艇囊中的氦氣都在一個(gè)氦氣囊中，與空氣囊之間只有一個(gè)副氣囊隔層，在飛艇縱向一般對(duì)氣體無(wú)約束。日本于2003年8月成功實(shí)施了飛行試驗(yàn)的SPF-1飛艇即采用了單氦氣囊結(jié)構(gòu)[9]，飛艇前點(diǎn)解除約束后，飛艇加速抬頭升空，放飛照片如圖2所示。

多氦氣囊結(jié)構(gòu)中，艇囊中的氦氣和(或)空氣被分割成了2個(gè)以上的單獨(dú)空間，以限制其在飛艇縱向的竄動(dòng)，防止飛艇姿態(tài)變化超出可控范圍。為了便于在飛艇上升過(guò)程中排氣順暢和保持壓差穩(wěn)定，也可將氦氣囊或空氣囊進(jìn)行局部聯(lián)通。

圖1 平流層飛艇氦氣囊結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic of helium-envelope structure of stratospheric airship

美國(guó)于2011年7月進(jìn)行了“HALE-D”平流層飛艇飛行試驗(yàn)[6-7](見(jiàn)圖3)，該飛艇解除兩側(cè)約束后，飛艇姿態(tài)平穩(wěn)，推測(cè)其囊體結(jié)構(gòu)采用了多氦氣囊結(jié)構(gòu)形式。

本文對(duì)平流層飛艇采用2種氦氣囊結(jié)構(gòu)形式的放飛過(guò)程進(jìn)行分析，并將分析得到的單氦氣囊結(jié)構(gòu)的定量結(jié)果與飛行試驗(yàn)過(guò)程中獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證分析計(jì)算方法的正確性，也為進(jìn)一步優(yōu)化放飛過(guò)程的操作提供依據(jù)。

圖2 SPF-1飛艇放飛(日本)Fig.2 Launch of SPF-1 airship (Japan)

圖3 HALE-D飛艇放飛(美國(guó))Fig.3 Launch of HALE-D airship (USA)

2 單氦氣囊結(jié)構(gòu)放飛過(guò)程分析

根據(jù)單氦氣囊結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)和安全可靠放飛的要求，一種典型的平流層飛艇放飛過(guò)程如圖4所示。放飛前，飛艇接近于水平放置，艇體兩側(cè)各用2根繩索拉住，并使艇體后部坐落在支撐墊上，艇體處于小仰角狀態(tài)；放飛時(shí)，解除艇體兩端約束，在浮力作用下，艇體快速抬頭，仰角迅速增大，當(dāng)艇體前部升到一定高度時(shí)，后部脫離支撐墊，飛艇以大仰角狀態(tài)起飛離地，放飛過(guò)程完成。

圖4 一種單氦氣囊結(jié)構(gòu)飛艇的放飛過(guò)程Fig.4 Launch process of airship with single helium envelope structure

2.1 飛艇受力

飛艇依靠?jī)?nèi)部充氣達(dá)到一定的正壓，以保證其設(shè)計(jì)外形并使其具有一定的剛度。據(jù)此，假設(shè)飛艇為剛體，建立如圖5所示坐標(biāo)系。OXY坐標(biāo)系為地面坐標(biāo)系，O′xy為艇基坐標(biāo)系，以飛艇體心為坐標(biāo)原點(diǎn)，O′x軸為飛艇縱軸，O′z軸垂直O(jiān)′xy平面，坐標(biāo)軸符合右手法則。

圖5中：T1和T2分別表示地面設(shè)備對(duì)飛艇約束力；Fb為艇囊內(nèi)氦氣總浮力；Nx、Ny為飛艇所受的接觸力；G為艇體結(jié)構(gòu)重力。

為使問(wèn)題具有普遍性，假設(shè)飛艇在放飛前初始仰角為φ0。從后往前依次解除兩端拉繩T2、T1的約束，飛艇前部逐漸升起。在此過(guò)程中的某一時(shí)刻，飛艇受力和角度如圖6所示。

圖5 飛艇放飛前受力示意圖Fig.5 Force diagram before airship launch

圖6 飛艇放飛過(guò)程中受力與角度示意圖Fig.6 Schematic of force status and angle during airship launch process

地面坐標(biāo)系與艇體坐標(biāo)系的關(guān)系為

(1)

2.2 動(dòng)力學(xué)方程

飛艇放飛前系統(tǒng)靜止，力系平衡，有

(2)

式中：Fb、Fd和N分別為浮力、氣動(dòng)阻力和腹部支撐力。放飛后，在體心坐標(biāo)系上建立方程，可得矢量形式的動(dòng)力學(xué)方程[15]為

(3)

展開(kāi)后，可得到6自由度標(biāo)量形式的動(dòng)力學(xué)方程。本文著重考慮飛艇發(fā)放過(guò)程縱剖面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，因此抽取其縱向3自由度標(biāo)量形式的動(dòng)力學(xué)方程如下：

(4)

式中：MN為飛艇所受的接觸力矩；Fx、Fy和Mz分別為浮力、重力、氣動(dòng)阻力產(chǎn)生的合力分量和合力矩；(xa,ya)為飛艇系統(tǒng)總質(zhì)心。

式(4)變換后得

(5)

式中：J為飛艇轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

(6)

其中：mAx、mAy和Iz、IAz分別為附加質(zhì)量和慣性矩。

運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：

(7)

式中：φ為飛艇仰角。

(8)

2.3 約束條件

在放飛過(guò)程中，假設(shè)飛艇與支撐點(diǎn)P之間無(wú)相對(duì)滑動(dòng)，飛艇質(zhì)心與支撐點(diǎn)P之間距離為L(zhǎng)。當(dāng)飛艇仰角為φ時(shí)，圖6中各角度間關(guān)系為

α=φ+θP

(9)

將飛艇姿態(tài)變化過(guò)程中質(zhì)心近似為不變，則θP為常數(shù)，對(duì)式(9)求導(dǎo)，有

(10)

(11)

對(duì)式(11)求導(dǎo)，可得

(12)

將式(11)、式(12)代入式(5)，得

(13)

2.4 力和力矩

根據(jù)飛艇受力，將飛艇受到的氣動(dòng)阻力分解為沿x和y2個(gè)方向，根據(jù)飛艇外形仿真得到這2個(gè)方向氣動(dòng)阻力系數(shù)[16]，有

MN=L(NycosθP-NxsinθP)

(14)

(15)

式中：(xb,yb)為飛艇浮心；Ff為凈浮力；Fdx和Fdy為飛艇氣動(dòng)阻力。

根據(jù)飛艇氣動(dòng)阻力公式[17]，將式(11)代入得

(16)

由式(13)～式(16)得到解除約束后的動(dòng)力學(xué)微分方程

(17)

式中：

f1=-L2(mycos2θP+mxsin2θP)+

2mL(xacosθP+yasinθP)-Jz

(18)

f2=L2[(mx-my)cosθpsinθp+

(19)

f3=Fb(xbcosφ+ybsinφ)-FfL(cosφcosθP+

sinφsinθP)-mg(xacosφ+yasinφ)

(20)

式(17)與式(7)、式(8)一起構(gòu)成了方程的解。支撐點(diǎn)P所受的約束力，可由式(13)和式(15)得到，轉(zhuǎn)換到地面坐標(biāo)系為

NX=Nxcosφ+Nysinφ

(21)

NY=-Nxsinφ+Nycosφ

(22)

2.5 輔助方程

飛艇系統(tǒng)總質(zhì)量為

m=ms+mHe+mair=

(23)

式中：c=ρ/ρHe，ρHe為氦氣密度；ms、mHe和mair分別為艇體結(jié)構(gòu)、氦氣和空氣的質(zhì)量。系統(tǒng)總質(zhì)心為

(24)

式中：(xs,ys)為艇體結(jié)構(gòu)質(zhì)心?？倯T量為

(25)

式中：IHe、Iair和Is分別為氦氣、空氣和艇體的結(jié)構(gòu)慣量；Izt為艇體幾何慣量；Izb為氦氣部分幾何慣量。附加質(zhì)量[18]和慣性矩為

(26)

式中：k1、k2和k3為附加質(zhì)量系數(shù)。

2.6 工況分析

1) 飛艇放飛瞬間

在飛艇解除約束瞬間，由于ωz=0，由式(17)可求得此時(shí)飛艇初始角加速度：

(27)

根據(jù)艇上設(shè)備位置，進(jìn)而可得艇上設(shè)備放飛時(shí)受到的初始過(guò)載。

2) 飛艇離地

因支撐點(diǎn)P無(wú)法提供拉力，由式(22)可得，當(dāng)NY<0時(shí)，飛艇離開(kāi)支撐點(diǎn)P，完成放飛。

3 多氦氣囊結(jié)構(gòu)放飛過(guò)程分析

多氦氣囊結(jié)構(gòu)中，艇囊內(nèi)設(shè)置多個(gè)氦氣囊，極大地限制了因飛艇姿態(tài)變化而導(dǎo)致的氦氣竄動(dòng)，也嚴(yán)格控制飛艇浮心變化。在飛艇放飛升空過(guò)程中，飛艇姿態(tài)一直處于可控狀態(tài)。實(shí)施放飛時(shí)，飛艇一般小仰角或水平狀態(tài)離地，其飛行過(guò)程如圖7所示。

在實(shí)施這種結(jié)構(gòu)飛艇的放飛過(guò)程中，飛艇浮心與重心保持不變，飛艇的運(yùn)動(dòng)形式將大大簡(jiǎn)化，解除約束后，飛艇加速上升。飛艇在放飛前后的約束及受力狀態(tài)如圖8所示。

圖7 多氦氣囊結(jié)構(gòu)飛艇的飛行過(guò)程Fig.7 Flight process of airship with multi-helium envelope structure

圖8 多氦氣囊結(jié)構(gòu)飛艇放飛前后受力Fig.8 Force status for multi-helium envelope structure before and after airship launch

解除約束后，在不考慮水平來(lái)流的情況下，飛艇將垂直上升，即

(28)

根據(jù)飛艇動(dòng)力學(xué)方程，由式(4)變換后得

(29)

將式(29)中第1式代入第2式，整理得

(30)

在上升過(guò)程中的氣動(dòng)阻力，由式(16)有

從當(dāng)今互聯(lián)網(wǎng)發(fā)展的現(xiàn)狀來(lái)看，強(qiáng)調(diào)用戶量、用戶關(guān)系、優(yōu)質(zhì)的內(nèi)容依然是互聯(lián)網(wǎng)發(fā)展中的有效保證。移動(dòng)互聯(lián)網(wǎng)的發(fā)展帶來(lái)了哪些影響呢？改變了內(nèi)容生產(chǎn)的分發(fā)方式，慢慢實(shí)現(xiàn)了中心化。在生產(chǎn)內(nèi)容上，人人都可以成為內(nèi)容的提供者，使移動(dòng)互聯(lián)網(wǎng)進(jìn)入了全民時(shí)代。也是因?yàn)槿绱耍苿?dòng)短視頻的生產(chǎn)內(nèi)容逐步走向多元化。其中，最具有代表的兩種：UGC和PGC。

(31)

代入式(15)，得

(32)

式中：g為重力加速度。

將式(32)代入式(30)，得

(xbcosφ+ybsinφ)Fb-(xacosφ+

(33)

式(33)與式(7)、式(8)一起構(gòu)成了方程的解。

(34)

代入式(32)，得

(35)

由式(35)即可求得穩(wěn)定上升時(shí)的升速，也可根據(jù)設(shè)計(jì)升速，求出飛艇所需凈浮力。

4 算 例

4.1 單氦氣囊結(jié)構(gòu)

根據(jù)上述分析，得到支撐點(diǎn)P受到的作用力(NX,NY)隨時(shí)間變化曲線如圖10所示。

飛艇在放飛過(guò)程中，質(zhì)心水平和垂直速度的變化如圖11所示，飛艇仰角隨時(shí)間變化的計(jì)算結(jié)果和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比如圖12所示，角速度隨時(shí)間變化的計(jì)算結(jié)果和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)的對(duì)比如圖13所示。從圖12和圖13的對(duì)比曲線可以看出，飛艇實(shí)際放飛中解除約束的響應(yīng)比計(jì)算分析結(jié)果明顯遲滯，這主要是因?yàn)樵诜治鲋袑w艇是近似為剛體，而實(shí)測(cè)角速度值較為發(fā)散是飛艇上的角度傳感器的測(cè)量誤差所致，但在變化趨勢(shì)與計(jì)算結(jié)果一致，能夠滿足工程應(yīng)用需求。

通過(guò)上述分析計(jì)算，得到飛艇整個(gè)放飛過(guò)程中的姿態(tài)變化如圖14所示。

計(jì)算表明，飛艇放飛后17.9 s，NY<0，此后飛艇離開(kāi)支撐點(diǎn)，也意味著飛艇完成放飛離開(kāi)地面，此時(shí)飛艇仰角為43.8°。在飛艇放飛過(guò)程中，支撐點(diǎn)水平作用力最大NXmax=6.183 kN，支撐點(diǎn)垂直作用力最大NYmax=2.405 kN。

圖9 參數(shù)xb,yb和Izb隨飛艇仰角變化示意圖Fig.9 Fluctuation of parameter xb,yb and Izb with airship elevation angle

圖10 飛艇放飛過(guò)程N(yùn)X,NY變化Fig.10 Fluctuation of NX,NY during airship launch process

圖11 飛艇放飛過(guò)程中質(zhì)心速度變化Fig.11 Fluctuation of center-of-mass velocity during airship launch process

圖12 飛艇仰角計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.12 Comparison of elevation angle of airship between calculation results and flight test data

圖13 飛艇角速度計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.13 Comparison of angular velocity of airship between calculation results and flight test data

圖14 飛艇放飛過(guò)程中的姿態(tài)變化Fig.14 Change of airship attitude during launch process

4.2 多氦氣囊結(jié)構(gòu)

如果算例所示飛艇采用多氦氣囊結(jié)構(gòu)形式，解除約束后飛艇重心和浮心都保持不變，利用第3節(jié)分析，可以得到飛艇解除約束后的仰角和升速變化如圖15所示。

由圖15可知，如果算例中的飛艇采用多氦氣囊結(jié)構(gòu)，放飛后穩(wěn)定升速為1.56 m/s。在放飛過(guò)程中，解除約束后，飛艇升速在3～5 min內(nèi)趨于穩(wěn)定，仰角在21°～5°之間進(jìn)行寬幅波動(dòng)后趨于穩(wěn)定。增大浮重比對(duì)飛艇仰角影響較小，但能顯著增大穩(wěn)定升速。如果平流層飛艇要快速升空，并安全穿過(guò)對(duì)流層頂疾風(fēng)區(qū)，需增大浮力，以增大飛艇穩(wěn)定升速。為此，以浮重比η作為輸入?yún)?shù)，其定義為

(36)

不同的浮重比，飛艇穩(wěn)定升空時(shí)的仰角和升速如表1所示。

由表1計(jì)算結(jié)果可知，飛艇浮重比增大，飛艇穩(wěn)定升速增大，但對(duì)飛艇穩(wěn)定仰角影響較小。選取浮重比η分別為1.1、1.5和1.8三種情況下，飛艇放飛后的升速變化如圖16所示。

圖15 放飛后飛艇仰角與升速變化Fig.15 Fluctuation of pitch angle and rising velocity of airship after launch

浮重比仰角/(°)升速/(m·s-1)1．111．131．561．211．412．201．311．562．691．411．663．111．511．723．471．611．773．811．711．814．111．811．844．391．911．864．662．011．884．91

圖16 3種典型浮重比下飛艇升速變化Fig.16 Fluctuation of rising velocity of airship for three typical buoyancy-weight ratios

4.3 兩種結(jié)構(gòu)形式比較

通過(guò)上述分析可知，氦氣囊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對(duì)飛艇放飛和升空影響很大，不同的氦氣囊結(jié)構(gòu)形式?jīng)Q定了飛艇放飛方式。在飛艇升空過(guò)程中，升速是一個(gè)非常重要的技術(shù)指標(biāo)，以算例中的飛艇為例，不同的設(shè)計(jì)升速與所需的浮重比η如圖17所示。

采用單氦氣囊和多氦氣囊結(jié)構(gòu)形式，各有利弊，不同形式的氦氣囊結(jié)構(gòu)，決定了不同的放飛和升空過(guò)程。在飛艇到達(dá)設(shè)計(jì)高度，進(jìn)行平飛階段后，無(wú)論采用哪種氦氣囊結(jié)構(gòu)形式，其浮重比η都趨近于1，即達(dá)到浮重平衡狀態(tài)。在飛艇上升過(guò)程中，隨著高度增加，不但要排出空氣囊中的空氣以確保艇囊壓差在安全范圍內(nèi)，也要逐漸排出多余氦氣，以確保飛艇最終的浮重平衡。兩種氦氣囊結(jié)構(gòu)的對(duì)比如表2所示。

圖17 兩種氦氣囊結(jié)構(gòu)升速與浮重比關(guān)系Fig.17 Comparison of rising velocity and buoyancy-weight ratio between two kinds of helium envelope structure

比較項(xiàng)目單氦氣囊結(jié)構(gòu)多氦氣囊結(jié)構(gòu)氦氣分布同一容腔多個(gè)容腔飛艇浮心變化很大，不可控很小，受控升空姿態(tài)大仰角小仰角，可選擇放飛時(shí)飛艇姿態(tài)加速抬頭，尾部下頓仰角不變排氣方式尾部集中排氣分段排氣升速/(m·s-1)5～102～5浮重比小大副氣囊結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單復(fù)雜加工工藝簡(jiǎn)單復(fù)雜壓控簡(jiǎn)單復(fù)雜放飛形式復(fù)雜簡(jiǎn)單典型案例日本SPF?1美國(guó)HALE?D

5 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)平流層飛艇在放飛過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析，結(jié)果表明：

1) 在單氦氣囊結(jié)構(gòu)形式的放飛過(guò)程中，飛艇受到的支撐點(diǎn)水平作用力持續(xù)增大，支撐點(diǎn)垂直作用力先增大后減小，在放飛后段飛艇尾部必將發(fā)生滑動(dòng)，若采用硬連接方式限制尾部滑動(dòng)，應(yīng)充分考慮柔性艇尾的承載能力，確保柔性艇尾的安全。

2) 在多氦氣囊結(jié)構(gòu)形式的放飛過(guò)程中，放飛后升速?gòu)牧汩_(kāi)始劇烈波動(dòng)后收斂較快，仰角變化劇烈，收斂較慢，飛艇以穩(wěn)定升速升空后，仰角變化逐漸收斂。增大浮重比對(duì)飛艇仰角影響較小，但能顯著增大穩(wěn)定升速。

3) 通過(guò)兩種氦氣囊結(jié)構(gòu)形式對(duì)比，其各有優(yōu)缺點(diǎn)：采用單氦氣囊結(jié)構(gòu)形式浮重比較小，可以大仰角快速升空，但仰角變化不可逆不可控，放飛方式復(fù)雜；采用多氦氣囊結(jié)構(gòu)形式升空所需凈浮力較大，仰角實(shí)時(shí)可控可調(diào)，壓控與排氣復(fù)雜，放飛方式簡(jiǎn)單。

4) 通過(guò)與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較，本文方法能夠滿足工程應(yīng)用需求，為平流層飛艇放飛方式的選擇和評(píng)估提供了理論分析途徑。根據(jù)平流層飛艇放飛場(chǎng)實(shí)際條件，可對(duì)后續(xù)的研究進(jìn)一步細(xì)化或區(qū)分不同工況：地面風(fēng)甚至非定常風(fēng)對(duì)飛艇放飛的影響，飛艇行進(jìn)中放飛動(dòng)力學(xué)，以及將飛艇支撐點(diǎn)代以實(shí)際中的苫布或氣墊等，這些分析都可基于本文的計(jì)算分析，進(jìn)行部分方程或條件的增減而完成。

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