一种联翼式平流层飞艇的总体设计*

韩庆，乔梁，秦琪

(西北工业大学 航空学院，陕西 西安 710072)

0 引言

临近空间是指地球大气层中高度在20～100 km的空域，包括大气平流层大部分区域、中间层全部区域和电离层部分区域[1]。在这个空域范围中，一般的航空器无法实现正常的飞行机动。临近空间空气稀薄，气流水平流动相对缓和，此区域的电磁辐射、紫外线辐射、湿度和温度等环境相对复杂[2]。

长期以来，由于技术上的限制，临近空间一直很难利用，但临近空间有着独特的优势。上可入天，下可入地，可以避免大多数地基和空基武器的打击，又可作为空中平台连接航空航天，组成空天一体化系统。随着航空航天技术的迅猛发展和军事斗争领域的不断拓展，临近空间作为未来战争陆海空天电五维一体化战场的重要组成部分，凭借独特的空间和环境优势，其潜在的军事应用价值受到各国的关注[3]。临近空间飞行器主要分为低动态临近空间飞行器和高动态临近空间飞行器。低动态临近空间飞行器主要包括系留气球、平流层飞艇以及超高空长航时无人机，可用于情报侦察、探测和预警；高动态临近空间飞行器包括高超声速巡航飞行器、再入式滑翔飞行器、火箭/组合巡航型动力飞行器，可以实现临近空间精确打击、战略威慑等。平流层飞艇具有相对载荷较大、滞空时间长、分布范围广、成本较低、安全性高和服役寿命长等特点，因此本文重点研究一种新布局的临近空间飞艇。

1 飞艇总体设计方案

1.1 关键技术概述

平流层飞艇的运行环境(包括大气特性、热特性、辐射特性等)与低空飞艇或者航空器存在较大的区别，因此平流层飞艇的总体设计具有很大的难度，其关键技术包括飞艇总体布局、结构和材料、推进系统以及能源供应系统等技术。

目前,国内外对平流层飞艇的总体布局设计方法和流程比较成熟，但由于平流层飞艇工作环境的特殊性，飞艇外形优化设计也具有很大的不确定性。常规流线型升力艇具有低阻力系数的优点，可降低对飞艇推进系统和能源供应系统的要求，有利于减轻飞艇本身的质量。但由于蒙皮材料强度的不确定性，故常规型飞艇的体积和载重能力不会很大。寻求新型外形优化设计成为飞艇设计的关键突破口。

平流层飞艇由于工作环境昼夜温差变化剧烈，白天囊体内外压强差可能达到1 000 Pa，囊体需要维持超压状态使飞艇到达既定高度并稳定驻空，飞艇的囊体将很长时间内处于大载荷工作状态，因此对囊体材料的强度和密封性具有很高的要求。另外平流层环境复杂，辐射强度大，因此，要求飞艇的蒙皮材料强度必须具有高强度、低透氦率、耐候性好和抗皱折好等特点。因此,研制更高强度、耐候性更好和透氦率更低的平流层飞艇的材料，成为未来几年的主要发展方向。

平流层飞艇要想实现升空、空中巡航和定点飞行，推进系统是关键技术之一。飞艇凭借浮力和升力升空，动力系统对其进行姿态控制；空中巡航时，飞艇通过推进系统克服风阻等影响实现巡航；平流层飞艇在定点飞行以及返回着陆时，需要动力系统提供推进力和俯冲力，进而实现飞艇一定姿态的飞行。因此，高性能的螺旋桨技术和电机推进效率以及转速和扭矩控制成为关键技术。在巡航阶段，平流层飞艇必须具有稳定的能源供应系统，来保证飞艇的正常工作，因此，飞艇的能源供应系统必须稳定且高效，薄膜太阳能电池和储能电池的布置是关键因素。可以预见的是，未来飞艇研制新的突破口可能在薄膜太阳能的转化效率和储能电池的比能量。

1.2 布局选型及设计方法

1.2.1 布局选型

下面通过现有样机(见图1和表1)，概括各布局平流层飞艇的特点。

图1 常见的平流层飞艇

通过对临近空间空气流动规律以及几种飞艇布局特点的分析，拟采用混合式布局即艇体加联翼式布局为最终布局，如图2所示。该布局飞艇结合了常规单囊体飞艇和V型飞艇的优点，优化的流线型艇身设计有利于降低飞艇的阻力，中间机翼的设计在飞艇高空巡航时提供一定的升力，有利于飞艇的机动飞行。

表1 平流层飞艇的布局形式及特点

图2 联翼式飞艇外形设计

1.2.2 设计方法

飞艇设计过程与飞机基本类似，从质量估算开始。高空飞艇设计时最初已知设计要求为驻空高度、最大飞行速度、任务载荷和任务系统能耗等，初步总体参数设计阶段要从这些设计要求出发求得各分系统的初始质量。

典型的高空飞艇质量主要由以下部分组成：结构质量ms、太阳电池质量mt、储能电池质量mb、推进系统质量md、机载设备质量meq以及任务载重mpl等组成[4]。总质量M为

M=ms+mt+mb+md+meq+mpl.

(1)

研究表明，对于非刚性平流层飞艇，蒙皮材料质量大约占整个飞艇空质量的一半，结构质量ms由式(2)估算：

ms=2ρmSm，

(2)

式中：ρm为蒙皮面密度；Sm为蒙皮面积。

太阳能电池质量mt计算公式为

mt=ρtSt，

(3)

式中：ρt为太阳能电池面密度。

储能电池质量mb计算公式为

mb=Qn/w，

(4)

式中：Qn为储能电池夜间供电的能量；w为电池能量密度。

推进系统质量md计算公式为

md=aP，

(5)

式中：a为推进系统单位功率质量；P为推进功率。

飞艇升力与浮力的计算公式为

(6)

Lf=V(ρa-ρHe),

(7)

式中：ρa为空气密度；v为飞行速度；Sc为参考面积；CL为升力系数；V为艇体体积；ρHe为氦气密度。

飞艇工作状态需用功率Pxu为

Pxu=Pt+Ps，

(8)

式中：Pt为推进系统需用功率；Ps为设备需用功率，推进系统需用功率计算公式为

(9)

式中:CD为阻力系数。

1.3 结构材料的设计与选择

1.3.1 飞艇的基本结构

从结构上分类，飞艇主要有3种类型：软式、半硬式飞艇、硬式飞艇。软式飞艇一般采用的是多气囊结构，不符合我们的要求，硬式飞艇主要结构为刚性结构件，也不符合我们的要求[5]。

与软式飞艇相比，半硬式飞艇除了具有软式飞艇的基本结构以外(主气囊、副气囊、尾翼、载荷舱、动力舱等)，半硬式飞艇囊体艇内还设有支撑骨架或者少许骨架，并且从主气囊头部到尾部贯穿着一个刚性龙骨来承担飞艇和设备质量。横向的支撑环主要承担环向荷载，纵向龙骨铺在主气囊底部，主要承担纵向整体或局部荷载，它与气囊的共同作用下形成刚柔一体的协同受力体系，既能保持艇体适当外形，又能更好地分担弯矩及分散一些集中荷载，使飞艇具有更优异的结构性能，图3为半硬式飞艇内部骨架示意图[6]。

图3 半硬式飞艇内部骨架

1.3.2 工作原理

飞艇内部有2个空气囊和1个主气囊，飞艇的主气囊装满轻于空气的气体(如氦气)，提供总的浮力。

空气囊装有空气，又称为副气囊。副气囊内填充空气，可以在周围温度及高度变化时填充或释放空气来保持主气囊的压差，并且还可以通过充/放不同位置副气囊的空气来调节飞艇的飞行姿态，副气囊还能起着调节浮力大小的作用，这种作用与潜水艇的工作原理相似。副气囊通过阀门和风机与外界大气进行质量交换，飞艇升空时，随着高度的增加，压力控制系统通过压差传感器的反馈，判断是否打开副气囊的排气或充气装置，对副气囊进行放气或充气来控制飞艇内部气压，保证飞艇囊体内外压差保持在一个合理的范围内。

在飞艇的尾部采用交叉尾翼，尾翼上共有4个舵面，分别为2个升降舵和2个方向舵。为了抵御风对于飞艇的影响，采用了尾部椎力或两侧矢量推力，矢量推力可以在纵向平面内自由偏转，辅助飞艇的升降。

1.3.3 主囊体材料

(1) 蒙皮材料

飞艇的工作环境和工作特点决定了蒙皮材料的性能，处于临近空间的飞艇由于其工作的空间环境温度较低，昼夜温差较大，紫外线辐射和臭氧辐射较强，所以蒙皮材料要求尽可能轻(蒙皮材料面密度过高会使飞艇浮力减小，难以达到设定的高度)、高强度(强度大安全系数更高)、耐候性好(飞艇工作环境决定蒙皮材料必须耐候性好)、低透氦率(飞艇工作高度大，时间长，所以要求材料低透氦率)和抗皱折等特点[4]。飞艇蒙皮材料由耐候层、阻氦层、承力层，粘接层和焊接层5部分组成。当前没有单一的薄膜材料能同时满足以上要求，通过胶粘剂可以粘合不同功能的结构层从而形成层压复合材料，形成的层压结构具有高强度、低透氦率、耐候性好和抗皱折好等特点[7]。

1.3.4 副气囊体材料

主囊和副囊的膜材因工作环境不同，要求也不同，主囊膜材应具有高强力、高模量、高比刚度、抗老化力强、抗撕裂、抗氦渗透和低蠕变特性，副气囊则应具有极高的阻氦气渗透、柔韧抗弯、耐磨性好、轻质、强度适中。

内气囊常在外气囊内摩擦，因此内外气囊的材料耐磨性就特别重要；内外气囊之间无压差，故内气囊膜的受力很小，强度较低[8]。

副囊材料的结构可以分成2层：承重层、阻氦层。承重层可用超薄型聚酯或尼龙纤维薄纱(Mylar)；阻氦层可用双面涂层聚乙烯。

1.4 动力能源的选择与研究

1.4.1 动力与能源系统概述

本文所设计的飞艇能量均来源于薄膜太阳能电池，太阳能电池在光照时间内所产生的能量，白天给电动机供电，经减速箱驱动螺旋桨旋转，从而实现飞艇的正常工作，同时将多余的电能储存在储能电池以供夜晚和光照不足时使用。图4为飞艇动力系统的工作原理图。

图4 飞艇动力系统工作原理

1.4.2 飞艇电机动力装置的类型

飞艇的动力装置采用现在发展较为成熟的稀土永磁电机。稀土永磁无刷直流电动机采用电子换相，有效解决了有刷直流电机换向火花和高空换向困难的问题。图5为稀土永磁无刷直流电动机通过减速箱带螺旋桨的效率测试结果。试验结果表明，该电机调速性能优异，电机效率高达90%。

图5 电机效率-输出功率曲线

相比于交流异步电机，稀土永磁无刷直流电动机整体的结构简单、效率高、功率密度高、损耗性小、可靠性和控制性能更优异，因此高空飞艇电推进系统动力装置的首选是稀土永磁无刷直流电动机。

1.4.3 螺旋桨技术初步研究

在提高螺旋桨效率方面，通过优化翼型，优化桨叶平面布局，以及桨尖小翼外形优化，获得了高度 20 km、功率 30 kW的临近空间桨梢小翼螺旋桨最优设计方案，通过风洞缩比试验模型，进行试验验证。结果表明，最优桨梢小翼螺旋桨布局方案的效率从51%提高到56%[9]。在临近空间高效率螺旋桨气动设计方面，刘沛清设计的定距三叶螺旋桨方案，螺旋桨吸收功率12.72 kW，桨径为6.5 m。在高度20 km风速20 m/s时螺旋桨效率可以达到75.8%[10]。

1.4.4 推进系统能量来源

(1) 薄膜太阳能电池

多硅晶薄膜太阳能电池是一种相对较新的薄膜太阳能电池技术，具有很大的降低成本和增加转换效率的上升空间。目前最成熟的多晶硅薄膜太阳能电池技术基于固相晶化SPC工艺，子组件的转换效率达到了约9%，为能够达到更高的性能，开展了大量的研究工作，以提高结晶质量，并且最终实现12%的组件转化效率和相应的大规模生产工艺[11]。

(2) 储能电池

锂离子电池具有能量密度大、充电效率高、自放电小、寿命长、可串并联组合设计等一系列优点，已在3C电子产品、电动汽车、电动工具以及地面储能电站等方面得到广泛应用。20世纪90 年代末期，随着锂离子电池技术成熟度的不断提升，国际上开始了锂离子电池在航天器上的应用研究。通过近20年的发展，目前锂离电池已成为继镉镍电池和氢镍电池后的第3代空间储能电源，并逐渐占据主导地位，显著提升空间飞行器的能源技术水平[12]。国内研制的锂离子电池已经应用在各种型号的卫星上，其容量从10～50 Ah不等，比能量最高200 W·kg-1，寿命较长、轻质化、一体化程度高，未来锂离子电池的发展将迈向体系优化、生产工艺更加先进、安全性能更好、寿命更长、比能量更高、耐高温高压方向发展。

1.4.5 飞艇电池阵发电功率计算

本文所设计平流层飞艇能源供应系统主要由柔性太阳能薄膜电池阵和高性能贮能电池2部分构成，太阳能电池阵满足飞艇白天的能源供应，而贮能电池(如可再生燃料电池等)满足飞艇夜间和光照不足时的能源供应。

(1) 太阳电池阵发电功率计算

飞艇表面太阳能电池阵的发电功率计算实质上是个通量计算问题，本文采用近似的解析方法和精确的数值计算方法相结合来计算飞艇所需要的发电功率。其中飞艇的物理模型简化如下所示。

平流层飞艇太阳能电池阵的铺装与飞艇联系紧密。考虑到飞艇的艇身形状类似于椭球形状，且低阻力飞艇外形长细比大概为4，而太阳能电池阵铺装在飞艇最大直径上表面处，因此可以考虑将太阳电池阵形状近似等效成圆柱体外形。接着，重点研究飞艇外形为圆柱体的太阳能电池阵，铺装方式如图6所示。其中。L为圆柱形太阳电池阵铺设长度；D为圆柱形太阳电池阵直径。从横截面方向上看，γ为太阳电池阵铺装角度；λ太阳能电池阵偏置角度，从飞艇头部往尾部看，定义顺时针方向为正。

图6 电池板铺装方式

飞艇提供功率的数学模型如下所示。

平流层气流水平流动较为稳定，垂直运动受到抑制。假定飞艇运行在当地水平面上，艇体与地面保持平行，飞艇头部指向正东；同时假定太阳能电池阵铺装角度为0，即λ=0。图7为飞艇圆柱表面电池阵与太阳辐射向量的几何关系。其中Ox轴指向正南，Oy轴指向正东，Oz轴指向天基。

对于飞艇圆柱面而飞言，如果曲面某点太阳光入射方向与该点法线方向的夹角大于或等于90°，那么此处肯定会被遮挡，没有入射光线。飞艇表面太阳入射光线遮挡几何关系如图8所示。图中，α0是圆柱表面太阳光照射区与阴影区的分界角度；α是太阳电池阵上照射区的分界角度。

图7 飞艇圆柱表面电池阵与太阳辐射向量的几何关系

图8 太阳入射光线遮挡几何关系

太阳赤纬角δ是地心与太阳中心连线与地球赤道平面的夹角，计算公式为

(10)

式中：N为积日，是日期在年内的顺序号，如1月1日的积日为1，以此类推。飞艇太阳辐射密度的计算公式为

I=I0ηρ(1-μ)，

(11)

式中：I0为平均太阳辐射密度，这里取1 352 W·m-2；η为太阳能电池的光电转化效率；ρ为太阳能电池的综合损失因子，主要考虑了太阳能电池的紫外辐照损失、偏照损失和组合损失；μ为大气衰减系数。

图9为太阳光线入射到面元的示意图。图中，s表示入射光线，m表示面元的法向量。

根据每个面元的2个向量叉乘求出每个面元的单位法向量，根据法向量在坐标平面的投影求出每个面元的倾斜角和方位角。

而方位角的求解公式为

cosθ=sinδ(sinφcoss-cosφsinscosγ)+

cosδ(cosφcoss+sinφsinscosγ)·

cosω+cosδsinssinγsinω+

cosδsinssinγsinω,

(12)

cosθ=a+bcosω+csinω,

(13)

式中：φ为地理纬度；θ为方位角；s为倾斜角。

而且，我们也需要日出太阳时角ωr和日落太阳时角ωs，其计算公式为

ωr=-arccos(-a/D)+arcsin(c/D),

(14)

ωs=-arccos(-a/D)+arcsin(c/D).

(15)

图9 入射示意图

太阳时角与时间的关系为

ω=πt/(12-π),

(16)

I′=(cosθsinω,cosθsinω,sinθ).

(17)

根据面元单位法向量与太阳辐射单位矢量能求出面元单位法向量与太阳辐射单位矢量的夹角，这个夹角的余弦值与太阳辐射通量密度的乘积，即每个面元的太阳辐射通量密度。

2 可行性分析

2.1 总体设计可行性

现有参数以及任务要求如表2所示。

现对所设计艇体加联翼式飞艇进行总体气动特性计算，并分析其可行性。

(1) 初始构型参数计算

首先对其初始设计进行3D建模，并对其进行进行气动分析，得到其气动特性曲线图，如图10～13所示，分别为升力系数曲线、阻力系数曲线、升阻比曲线以及升阻极曲线。

由升力系数曲线图可知，与常规式升力式飞行器类似，艇体加联翼设计全机升力系数随迎角增大而增大，在计算范围内基本呈线性增加，在计算范围内未出现失速。阻力系数曲线与常规机翼走势相似。根据升阻比曲线，该设计最大升阻比出现在约2°攻角处，约为8.3，此时升力系数为0.467，阻力系数为0.057。

(2) 总体参数计算结果

对上述构型进行详细参数设计，得到满足任务需求的总体设计参数结果，如表3所示。

可以发现,艇体加联翼设构型的设计尺寸、质量较小；由于升力面的加入，使得飞艇部分质量由升力平衡，这样使得飞艇的尺寸与质量得到降低，因此该布局较为合理。

表2 现有参数以及任务要求

图10 升力系数曲线

图11 阻力系数曲线

图12 升阻比曲线

图13 升阻极曲线

表3 联翼式飞艇总体设计参数

2.2 参数敏感性分析

针对设计的联翼式平流层飞艇，对飞艇总质量影响较大的一些参数，对总质量进行了参数的敏感性分析，分析结果如下所示。不同海拔下总质量对比曲线图如图14所示。

图14 总质量随高度的变化图

通过观察可以发现，随高度的增大，总质量急剧增大，特别在30 km以上的区域，增大十分明显。分析其原因，是因为随着高度的增加，空气密度急剧下降，使得飞艇的浮力急剧下降，这导致平衡一定的重力时需要更大的艇身体积来容纳更多的氦气，但增大艇身体积的同时又会带来飞艇本身质量的增大，如此下来，需要平衡的重力更加的多，导致飞艇体积进一步增大[13]。

图15,16为太阳能电池效率以及太阳能电池的面密度对总质量的影响曲线图，其中横坐标分别为太阳能电池效率增加比例以及太阳能电池面密度减小比例，纵坐标为总质量减少比例。随着太阳能电池效率的提高，单位面积的太阳能电池将太阳能转化为电能的能量就更多，从而在相同条件下所需太阳能电池铺设面积就更小，这样使得太阳能电池质量就更小，从而使得总质量减小；同样，太阳能电池面密度越小的情况下，相同面积太阳能电池质量更小，使得飞艇总质量就更小。

图15 太阳能电池效率对总质量的影响

图16 太阳能电池面密度对总质量的影响

图17,18为储能电池能量密度以及储能电池充电效率对总质量的影响曲线图，其中横坐标分别为储能电池充电效率增加比例以及储能电池能量密度减小比例，纵坐标为总质量减少比例。随着储能电池充电效率的提高，在储存相同电量的情况下，所需太阳能电池为储能电池充电这一过程提供的总能量会减小，使得所需太阳能电池面积就更小，这样使得太阳能电池质量就更小，从而使得总质量减小；同样，储能电池能量密度越大的情况下，储存相同的能量，储能电池质量越小，这就使得飞艇总质量更小。

图17 储能电池能量密度对总质量影响

图19为推进效率对总质量的影响曲线图。其中横坐标为推进效率变化比例，纵坐标为总质量减少比例。推进效率对总质量的影响体现在，随着推进效率的增加，在克服相同阻力的情况下，其所需能量更小，这使得太阳能电池以及储能电池质量都减小，从而使得总质量减小。

图18 储能电池充电效率对总质量影响

图19 推进效率对总质量影响

图20为蒙皮面密度对总质量影响曲线图。其中横坐标为蒙皮面密度减少比例，纵坐标为总质量减少比例。蒙皮面密度的变化直接影响着飞艇总质量，由于飞艇的蒙皮占了很大的面积，随着蒙皮面密度的减小，飞艇总质量就减小，带来的效果是飞艇所需的升、浮力减小，使得飞艇体积得到减小，这又导致阻力减小，从而使得太阳能电池以及储能电池质量减小，使得质量进一步减小。

图20 蒙皮面密度对总质量影响

针对以上结果，对比分析可以得到，各参数对飞艇总质量影响排序分别为：蒙皮面密度、推进效率、太阳能效率、储能电池能量密度、太阳能电池面密度、储能电池充电效率。其中可以发现，蒙皮面密度对总质量的影响最为突出，其原因是，飞艇表面积巨大，导致其蒙皮的质量十分巨大。

3 应用前景分析

3.1 研究前景

平流层的气象条件下比较稳定，日照时间长，且处于大多数战斗机和防空武器的射高范围之外，适合飞行器长时间驻留[14]。平流层飞艇与卫星相比，距离地面较近，相对载荷较大，研制经费可能更少，可以实现对地对空的精确监视，既有比卫星更高的分辨率，同时必要时可以携带精确制导武器实现对地对空的打击，且有着卫星不具有的一些军民价值；与飞机等航空器相比，平流层飞艇距离地面高度较大，监视范围更加广泛，覆盖半径更大，目前预警机对地的雷达视距大约在400 km，而平流层飞艇最多可达1 000 km左右，是前者的2倍左右。综上所述，平流层飞艇在军用方面可以作为具有军用通信、远距离侦察、情报探测、导航和预警侦察等功能的通用平台，具有滞空时间长、探测半径大、可定点飞行、载荷能力强和效费比高等优点，拥有极高的战略应用价值[15]。在民用方面平流层飞艇也具有很大的应用前景。可以说，平流层飞艇是集飞机等航空器和卫星等航天器性能于一体的优异平台，因此，美、俄、欧、日等国先后启动了平流层飞艇研发工作。

3.2 应用需求

3.2.1 军用需求

(1) 武器平台和指挥体系

临近空间空气稀薄，激光的传播衰减极小，在20 km高度水平传输50 km激光的透过率为98.8%，因此平流层飞艇是激光武器和定向能武器理想的应用场景。其上可攻击敌方侦察卫星和反导，下可实现空气动力目标的防御。与反卫星导弹以及反导导弹相比，其成本低廉，可以重复使用，且能够独立完成任务。又可对地面目标、空中目标进行精确打击，搭载电子设备进行电子对抗，还可作为指挥平台对整个战场进行把控。

(2) 中继通讯与情报收集

平流层飞艇具有飞行高度高、探测覆盖范围广以及隐身性能好，因此可以搭载通讯设备与侦察设备对敌方目标进行长时间监控。

3.2.2 民用需求

(1) 应急通讯

当突发自然灾害时，往往面临着通讯中断的问题，通讯中断导致外界无法知道灾区受灾情况，从而影响救灾的执行和调度，耽误救援的黄金时间。采用高空飞艇搭载通讯设备在灾区上空实现长时间驻留，为灾情的控制争取时间。

(2) 边境监控

我国国土资源辽阔，边境线长而且很多地方环境恶劣，物资供应困难，生活条件和设施很差，边境军人需要忍受常人难以忍受的痛苦，生病难以就医等。用高空飞艇搭载监控设备，能够实现大范围监控，同时也可减少边境值勤人员的数量。

4 结束语

本文设计分析了一种联翼式平流层飞艇，这种飞艇有其他常见几款飞艇的特点，并且总体布局合理，在高空中飞行时有着合理的升阻比。通过太阳能电池板可以获取足够的能源来维持24 h不间断的浮空巡航，从而可以实现地面监视、高空预警、气象预报、信息中转的功能。飞艇应用更为高效的太阳能电池板和储能电池后，可以搭载更多的电子设备来进行更多、更复杂的任务。

还需加强能量转换效率、整体材料的质量、蒙皮材料改进等关键技术攻关，因此在解决这些关键问题后，这种平流层飞艇有着广阔的应用前景，在未来相关技术的改进必会提高飞艇的整体性能。