基于液态压舱的平流层飞艇姿态调节方式研究

何小辉

(中国科学院 光电研究院 气球飞行器中心，北京100094)

0 引言

平流层飞艇是比重轻于空气的、依靠空气浮力升空的软式飞行器［1-2］。它具有驻空时间长、成本低、安全性好等优点，在预警监测、导航、通信中继等领域有着广泛的应用前景，近年来已成为国内外高度重视和研究的热点［3-4］。

姿态调节与控制是平流层飞艇飞行控制的重要内容，在飞艇上升、平飞和下降过程中均发挥着重要作用。目前，飞艇大多采用升降舵、调姿副气囊和固态压舱等姿态调整方式［5］。但是，在平流层高度，大气密度是海平面的十几分之一，靠升降舵和调姿副气囊的方式调节飞艇姿态控制效率较低，而固态压舱多采取抛离固态压舱物的方式，不能够循环利用，使飞艇长时间运行受到影响。

为解决上述技术问题，本文提出一种液态压舱方式来调节飞艇的飞行姿态，满足飞艇的飞行控制需求。这种调节方式是一种探索和创新，其实质是通过改变飞艇重心与体积中心的相对位置，从而改变飞艇的外力矩，达到改变飞艇俯仰角的目的［6］。这种形式不仅效率高，而且液态压舱物可以循环利用，姿态调节灵活主动，不改变飞艇平台整体的重量，节省了成本和能源消耗，为飞艇姿态控制和长时间飞行提供了保障。

1 设计要求

平流层飞艇姿态控制分为地面配平、爬升、平飞巡航和降落回收共四个阶段［7］。每个阶段控制飞艇的俯仰角度不同，良好的俯仰角度可以使飞艇获得最佳的操控性。在地面配平和平飞巡航阶段，飞艇处于小俯仰角或零俯仰角姿态。在爬升和降落回收阶段，为减小空气阻力，冲过对流层，缩短上升或下降时间，飞艇处于大俯仰角姿态。采用液态压舱作为俯仰姿态调节的执行机构，其主要作用是当飞艇姿态发生改变或者根据飞行策略主动调整飞行姿态时，通过来回输送液态压舱物的形式调节飞艇重心的位置，循环使用，调节飞艇俯仰角至预定范围，它是飞艇飞行控制的必要措施。

根据飞行控制要求，液态压舱调节艇体姿态应具有可靠性高、响应快、灵活性强、液体输送平稳、姿态控制精度高、密封性好以及可循环使用等特点。而且在平流层高度，空气稀薄，气温气压低，环境恶劣，液态压舱机构需要适应平流层的低温、低气压环境，具有一定的抗风特性和热适应性。

以某平流层试验飞艇液态压舱为例，其设计主要参数见表1。

表1 液态压舱机构设计主要参数Table 1 Main parameters of liquid ballast

2 结构特点

液态压舱在飞艇上的布局以及结构形式如图1和图2所示。

图1 液态压舱在艇体布局Fig.1 Liquid ballast in the airship

图2 液态压舱结构形式Fig.2 Structure mode of liquid ballast

压舱里面均装有一定的液态介质，前压舱布设于飞艇前端，后压舱布设于飞艇尾部，保证一定的调节距离，距离越长，姿态调节范围越广。管路布局于飞艇囊体，液态介质依靠管路输送。前后压舱都安装有液态泵，主要作用是将前后压舱中的液态介质输送至对方压舱内，液体流动的方向如图2中箭头所示。液态泵和控制阀并联使用，同时开关，有利于输送压舱物重量的精确控制。这种依靠液态泵来回输送液体压舱物，从而改变飞艇前后压舱的重量，实现重心的变化，达到姿态调整的方式，是一种大胆的探索和创新。这种调整方式可以长时间循环利用，不改变飞艇整体重量，方便、灵活、主动，可贯穿于平流层飞艇的整个飞行阶段。

3 原理分析

3.1 飞艇的受力分析

在分析问题前，为了简化飞艇的运动方程，先引入以下假设［8-9］:

(1)假设飞艇为刚体，忽略其弹性效应;

(2)假设飞艇的体积中心与浮心不重合;

(3)假设飞艇具有对称平面，并且重心在对称平面内。

图3 飞艇坐标系和受力图Fig.3 Diagram of airship coordinate system and force

如图3所示，采用机体坐标系，定义如下:原点O位于飞艇体积中心，x轴指向艇首，y轴向上;飞艇浮心的坐标为(xb，yb)，它表征了飞艇浮心和体积中心之间的相对位置;飞艇重心的坐标为(xg，yg)，表征了飞艇重心和体积中心之间的相对位置。图中:θ为飞艇的俯仰角;B和G分别为飞艇的浮力和重力;L为作用于飞艇表面的气动力分解的向上的升力;D为与飞艇前进方向相反的阻力;M为气动力矩;T为电机推力。

平飞时，飞艇保持一定的飞行姿态，稳定匀速巡航，力和力矩达到平衡。力的平衡只需要保持升力、阻力、重力、浮力和电机推力的合力为零。力平衡关系式如下:

式中:重力G和浮力B为定值;气动升力、阻力取决于飞行状态，可通过流体力学软件分析计算或风洞数据得出，推力大小通过改变电机输出功率和螺旋桨转速来调节，使飞艇受力平衡。

由于坐标原点位于体积中心，电机推力沿Ox轴方向，即电机推力通过体积中心，并不产生力矩，因此相对于体积中心的力矩就只有气动力产生的力矩M、浮力产生的力矩和重力产生的力矩。飞艇姿态稳定，沿体积中心的力矩:

采用液态压舱调节飞艇的姿态并不改变浮心(xb，yb)的位置，也不改变飞艇所受的总重力G。由式(2)可以看出，飞艇在定常飞行时，力矩的平衡取决于以下因素:一是飞行状态对应的气动特性(不同俯仰角θ对应不同的气动特性);二是重心和体积中心的相对位置(xg，yg)。

由于气流或其他因素的影响，飞行状态改变时，飞艇的俯仰角发生变化，升力和阻力随之改变，原有的力矩平衡将被破坏，若此时飞艇姿态影响飞行控制，就需要主动去调节飞艇姿态，重新获得合适的俯仰角，达到力矩平衡。根据上面的分析，采用液态压舱进行飞艇姿态主动调节，其作用和实质是改变重心和体积中心的相对位置(xg，yg)，进而改变飞艇的俯仰角，这就要求对液态压舱调节飞艇姿态的能力进行分析［10-11］。

液态压舱对飞艇姿态进行调节，其调节能力受到前压舱、后压舱安装位置和调节压舱物重量的影响。前后压舱之间距离越长，转移同等压舱物的条件下其调节能力越强。

如图4所示，设前压舱坐标为(x1，y1)，后压舱坐标为(x2，y2)，飞艇初始的俯仰角为θ。启动后液态泵，将压舱物由后压舱转移至前压舱，转移位移为(dx，dy)，转移质量为 m，飞艇的俯仰角变为 θ'。利用重心变化，可计算得到新的重心位置。压舱物在艇体轴线方向只引起xg的变化，法向的移动只引起yg的变化，其变化分别为(d xg，d yg)，因此:

初始重心的位置(xg，yg)可以在地面用实验方法测定，飞艇飞行时在液态压舱不调节飞艇姿态的情况下，其重心(xg，yg)变化很小，可以忽略不计。确定重心后，由式(2)以及气动数据可计算出初始俯仰角θ，然后根据

和气动数据可计算出调整后的俯仰角θ'，所以液态压舱转移质量m所调整的姿态角为:

图4 液态压舱调节姿态Fig.4 Attitude adjust of liquid ballast

3.2 实例计算

为了验证液态压舱在平流层飞艇上姿态调节的可行性，通过验证飞艇进行飞行试验，并对飞行数据进行记录。结合风洞试验数据进行计算和分析，对比理论值和试验值，检验其调节效果。

试验飞艇参数如下:艇长Le=46 m，飞艇体积V=3 000 m3，20 km高空风速λ=2 m/s，高空空气密度ρ=0.088 9 kg/m3，气囊内浮升气体为氦气，其密度为ρHe=0.012 26 kg/m3。根据之前的风洞试验数据，可分析出飞艇的升力系数、阻力系数和力矩系数，如图5所示。

图5 升力系数、阻力系数和力矩系数Fig.5 Lift coefficient，drag coefficient and moment coefficient

再根据飞艇气动力和气动力矩计算公式，可以得到气动力矩，计算公式为:

通过分析和计算可以得到液态压舱理论调节姿态能力，通过试验可以得到其试验数据，计算值和试验数据如图6所示。从图中可以看出，两者差别不大，说明通过液态压舱调整飞艇姿态达到了预期效果，能够满足平流层飞艇姿态控制需求。

图6 转移质量和调节角度的计算值与试验值对比Fig.6 Transfer mass and angle adjustment comparison between calculated values and test values

4 结束语

本文旨在研究和解决平流层飞艇姿态控制难题，针对传统姿态调节执行机构在平流层高度遇到的问题，如舵面控制效率低、固态压舱不能循环利用等，提出了液态压舱调节飞艇姿态的新方案，分析和研究了其结构特点、工作机理、姿态调节能力以及飞艇受力分析等。通过验证飞艇飞行试验对比了理论计算值和试验数据，证明了新方案的可行性。作为平流层飞艇姿态调节的执行机构，这种调节姿态方式灵活主动，且不改变飞艇整体的质量，可以循环使用，可广泛应用于平流层飞艇姿态控制，满足飞艇长时间飞行控制需求。

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