平流层飞艇机载风速测量方法

 风场数据是平流层飞艇实现长时驻空和飞行控制的重要参数。针对平流层空气稀薄、传统机载压力式测风速方法测量精度低等问题,提出一种利用激光雷达直接探测技术的平流层飞艇机载风速测量方法。设计了基于直接探测原理的多普勒激光雷达测风速系统,构建了分别以FPI（Fabry-Perot干涉仪）和MZI（Mach-Zehnder干涉仪）为鉴频器的条纹成像技术的风速反演数学模型,并进行了数值仿真分析。结果显示,在355 nm波长出射激光和20 m/s径向风速条件下,FPI-条纹成像技术与MZI-条纹成像技术的径向风速测量误差分别为11.0%和6.5%,测量分辨率分别为1.90 m/s和1.62 m/s,表明该方法能够满足平流层飞艇机载风速测量要求。     

低层近空间飞艇热环境数值模拟

为建立低层近空间飞艇平台各种传热模型,利用FLUENT中的太阳加载模型,综合考虑太阳辐射、环境温度、风速等因素的影响,开发了平流层中飞艇环境温度和风速的UDF程序,建立了平流层太阳能飞艇传热模型.研究结果表明:飞艇表面及艇内平均温度会随风速的增加呈现下降趋势,但随着风速的进一步增加,温度下降趋势减缓.该结论说明采用数值模拟飞艇热环境是一种经济而且可行的方法,此规律可为真实飞艇的囊体材料热防护和飞行控制实验提供一定的理论参考依据,必将很大程度的降低平流层飞艇的研发费用和周期.     

基于Gauss伪谱法的平流层飞艇上升段航迹规划

引入净浮力计算方法,完善了平流层飞艇航迹规划问题的数学模型,并通过对其飞行过程的分析,得出了模型的目标函数和约束条件.基于Gauss伪谱法对时间最少和能量最省2种情况下的平流层飞艇上升段航迹进行了规划.仿真结果表明,飞艇的最短上升时间为2 913.6 s, 在时间允许的情况下飞艇可以实现零耗能升空.仿真结果可为平流层飞艇的总体设计提供有益参考.     

温度对平流层飞艇囊体材料蠕变性能的影响

蠕变是长航时平流层飞艇囊体材料的重要性能指标,对飞艇在长时间飞行中结构的稳定性具有重要意义。受限于蠕变试验设备及方法,飞艇囊体材料一般只进行常温的蠕变试验。为研究温度对平流层飞艇囊体材料的蠕变性能的影响,利用可控温的持久蠕变性能测试仪,将蠕变试验温度分别设置为-50、23、60℃,通过持久蠕变试验方法测试不同温度状态下平流层飞艇囊体材料的蠕变性能,计算了囊体材料的蠕变应变并给出了相应的蠕变曲线,分析了温度对平流层囊体材料蠕变性能的影响。结果表明:承力层为Vectran纤维的平流层飞艇囊体材料具有较低的蠕变率;相同应力状态下,蠕变的性能随温度而变化,温度越高,蠕变量越大,蠕变速度越快。可见温度对囊体材料的蠕变量和蠕变速度有明显的影响,在平流层飞艇的设计和分析中需将其作为参考指标。试验方法为平流层飞艇囊体材料的蠕变性能测试提供了新的试验途径,试验分析结果可应用于平流层飞艇的设计和囊体材料的研究,具有一定的工程应用价值。     

平流层飞艇再生能源能量平衡的关键技术分析研究

介绍了平流层飞艇再生能源系统的构成及功能,在再生能源能量平衡分析中建立了太阳电池阵列在平流层飞艇曲面铺装的模型和能源闭环模型,分析了能源消耗构成和全天24 h的能量平衡;且实现了太阳电池输出功率的可视化仿真。结果表明平流层飞艇能够在全天实现能量平衡。分析了能源系统的关键技术参数对能源系统的影响,结果显示:锂电池能量密度、太阳电池转换效率和锂电池充电效率是平流层飞艇能源系统的最关键技术参数。研究结果为平流层飞艇能量平衡分析方案论证和方案设计提供参考。     

平流层飞艇太阳能电池热性能数值模型

平流层飞艇太阳能电池的温度对电池转化效率有着显著的影响;同时在正午时分可能对飞艇蒙皮以及内部浮升气体的温度造成不利的影响,并恶化飞艇的"超热"、"超压"现象。因此,很有必要对平流层飞艇太阳能电池热性能进行分析;但是相关研究却不是很全面。建立了平流层飞艇太阳能电池热性能分析数值模型,包括太阳能电池的太阳辐射模型、多层热传递模型。基于该数值模型,开发了MATLAB仿真程序。设计并开展了飞艇太阳能电池温度地面测试试验,对所建的热模型进行了验证。在研究过程中,分析了太阳能电池在一天内的温度变化情况。此外,详细讨论了日期、隔热层、太阳能电池外部封装层透波率以及风速等因素对于太阳能电池温度的影响。可以为平流层飞艇太阳能电池的设计提供有用的参考信息,为平流层飞艇热控制及热设计提供依据。     

舵面故障情况下推力矢量在飞艇中的应用研究

推力矢量控制技术是一种先进的推力控制方案,将其应用于飞艇的飞行控制,可以在飞艇低速气动舵面失效或者舵面故障等特殊情况下,辅助甚至替代舵面控制飞艇正常飞行。建立了考虑推力矢量的飞艇数学模型,增加了飞艇的控制余度,分析了飞艇常见的舵面故障形式,研究了推力矢量对飞艇舵面故障的补偿和重构。仿真结果表明,推力矢量可以在舵面故障情况下对飞艇进行有效的控制,提高飞艇飞行的安全性和可靠性。     

面向有效载荷质量的平流层飞艇设计参数优化

最大有效载荷质量是衡量平流层飞艇设计方案优劣的重要指标,最大有效载荷质量与飞艇设计的许多因素相关联,为此建立平流层飞艇各性能指标估算模型,在此基础上,提出以飞艇最大有效载荷质量为优化目标,综合考虑浮重平衡、推阻平衡、能源平衡、材料强度等方面约束的平流层飞艇设计参数优化模型,并基于混沌粒子群算法进行实例计算.研究结果表明:设计平流层飞艇时以阻力最小、质量最轻等常见指标为优化目标不能反应飞艇适应任务的能力.此外,平流层飞艇的设计是一个各子系统紧密耦合、相互制约的求解过程,与基于经验值设计的参考方案相比,经过设计参数优化后的平流层飞艇最大有效载荷质量能增加50％.     

基于模糊PID控制的飞艇压力调节系统设计

针对飞艇压力调节系统多参数、非线型的特点,采用模糊原理和PID控制方法,设计了一套基于模糊自适应PID控制的压力调节系统,解决了采用常规PID控制时,飞艇压力响应时间过长、调节精度不高的问题。结果表明:模糊自适应PID控制将模糊控制原理与常规的PID算法相结合,实现了对PID参数的自适应调整,有效的调节气囊内外压差,保持气囊的气动外形,从而控制飞艇的浮力和飞行高度,并且使压力调节系统响应速度加快,超调量减小,过渡过程大大缩短,振荡次数少,压力调节精度提高。该方法对提高飞艇高度控制精度具有一定的参考价值和指导意义。     

一种临近空间长航时定点驻留高空飞艇

 临近空间高空飞艇飞行于距离地面20~50 km 高度的平流层空间,能够实现长航时飞行以及高空定点驻留,在长期驻空、高空探测、定点驻留、战效评估、导弹防御、电子对抗等诸多领域具有广泛的应用前景。随着轻质高强蒙皮材料的研制和循环太阳能源技术的发展,发展临近空间飞艇成为当前研究的热点。美国、中国、欧盟、日本、韩国等许多国家都投入了大量经费研制临近空间飞艇,已经取得了一定研究进展。     

发动机尾气冷凝水回收技术研究

基于长航时对流层飞艇重浮力平衡的现实需求,通过对发动机尾气状态和冷凝出水过程的分析,提出了发动机尾气冷凝水出水量的计算方法;开展地面试验对冷凝水回收系统原理和计算方法进行验证;通过装艇系统设备选型对工程应用可行性进行探讨。结果表明,计算方法合理,该技术是解决对流层飞艇长航时飞行较为切实可行的方法。     

平流层平台柔性飞艇结构弹性分析理论

基于工程弹性理论,对平流层平台柔性飞艇进行了结构分析.分别运用无矩薄壳理论和虚功原理推导了柔性飞艇应力和总体变形的计算式;将薄膜充气梁挠度计算式进行推广,运用叠加原理推导了柔性飞艇总体变形的解析表达式,计算结果验证了变形计算方法的正确性.给出了飞艇正常设计极限状态临界弯矩与最小气压计算公式.最后,对25 m验证飞艇进行计算,得到了浮心、重心等参数,进行了柔性飞艇的最小压力设计,讨论了飞艇承受的弯矩及其作用下的变形,为验证飞艇的设计提供依据.     

考虑组分相互作用的飞艇蒙皮材料力学模型

平流层空间空气稀薄,昼夜温差变化剧烈,巡航状态的平流层飞艇需要承受较大的循环压差载荷。蒙皮作为平流层飞艇的主要承力结构,其材料力学性能直接影响着飞艇的使用性。针对蒙皮材料层压结构特点,构建其细观结构模型。通过研究拉伸过程中纤维纱束与基体和膜层的相互作用,指出承力方向纤维纱束的变形过程分为弯曲状态逐步拉直和产生伸长形变两个阶段。建立了蒙皮材料拉伸过程的非线性力学模型;并通过与准静态拉伸试验获得的材料应力-应变曲线进行对比分析,校验了模型的准确性并分析了模型参数的改变对材料力学性能的影响,为平流层飞艇蒙皮材料结构优化设计提供依据。     

柔性飞艇主气囊干湿模态分析与影响因素

为了掌握柔性飞艇无约束状态下的模态特性,以25m平流层验证飞艇为基本分析对象,对其自振特性进行研究.根据充气膜结构的力学特点,基于柔性飞艇主气囊初始形状,通过充气压力静力非线性分析得到充气平衡形态位形和应力,利用兰索斯法进行模态数值分析.分析表明,影响柔性飞艇模态特性的主要因素为:壳单元与膜单元模型、拼接缝、不均匀质量分布、内外压差、尺寸、飞艇周围空气附加质量,且最后三者为重要影响因素;壳单元和膜单元模型频率相近且振型一致.对柔性平流层飞艇结构设计具有参考价值.     

基于电动直线负载模拟器的排气压力模拟研究

在电磁驱动配气机构中,排气门开启过程中受到气体压力影响,为了验证排气门控制策略的有效性,设计了一种能够模拟排气压力的电动直线加载系统。针对电动直线加载系统多余力及其他非线性扰动因素影响加载力跟踪精度问题,引入前馈补偿,以加载力作为外环,电流闭环为内环的双闭环复合PID控制策略。给定恒定力和正弦力进行直线加载跟踪性能对比分析,结果表明与传统PID控制相比,复合前馈PID控制有效抑制了加载系统的多余力。为了验证方案的可行性,建立了电动直线负载模拟平台,对排气压力模拟进行试验研究,结果表明在误差允许范围内,能够实现对排气压力的模拟。     

平流层飞艇蒙皮材料I型裂纹研究

 飞艇在平流层环境中受高低温交变、臭氧、紫外辐射等恶劣工况的影响。为研究平流层飞艇蒙皮材料I 型裂纹特性,在单轴向拉伸载荷下,分析了含有初始裂纹的蒙皮材料撕裂裂纹尖端区域变形场的测试方法和裂纹扩展特征。通过初始长度均为20 mm 的单边切口人工模拟预制裂纹试样,采用数字散斑相关方法试验,分别获得I 型裂纹尖端和垂直裂纹尖端的位移场和应变场分布,结合散斑变形图进行相关计算,发现撕裂裂纹扩展过程为近似的脆性断裂特征,垂直于撕裂裂纹扩展方向的材料试样裂纹尖端变形场呈现为离散阶跃变化特征。研究结果表明：该方法可以测量平流层飞艇蒙皮用的柔性层压织物的I 型裂纹尖端变形场,揭示裂纹尖端初始裂纹的扩展规律和演化特征,获得的大范围屈服裂尖长度的裂纹尖端的变形值曲线,可为平流层飞艇蒙皮材料的撕裂损伤变化分析和裂纹尖端变形场测试提供有效的方法。     

飞艇三维航迹控制研究

研究了在系统存在不确定性或外界干扰的情况下飞艇的三维航迹控制问题.根据飞艇空间运动数学模型的特点,基于滑模变结构控制关于不确定因素的不变性,采用不确定仿射非线性系统在满足匹配条件下输出解耦变结构的控制方法,设计了飞艇的三维航迹控制律.仿真结果表明,在系统存在不确定性或外界干扰的情况下,仍可使飞艇按照规划的航迹飞行.