江 京

(中國電子科學研究院，北京 100041)

0 引 言

平流層是目前還未開發(fā)的信息系統(tǒng)留滯空域，平流層信息系統(tǒng)也是目前國內(nèi)外研究的熱點。平流層信息系統(tǒng)在未來的民用市場上也具有相當寬廣的應用前景。因此平流層信息系統(tǒng)有可能是未來十年之后快速發(fā)展的重要領域之一。

目前研究的高空飛艇是平流層信息系統(tǒng)承載的重要平臺，所以在研究平流層信息系統(tǒng)的同時很有必要研究高空飛艇系統(tǒng)。

海拔20 km 平流層高度空氣密度是海平面空氣密度的1/14 ～1/13。而阿基米德定律是飛艇類浮空器的基本原理。因此，高空飛艇的體積相對于中低空飛艇的體積要大很多。從工程角度來說飛艇越大制造的難度越大，風險就越高。如何減少高空飛艇的重量以減小高空飛艇的體積是高空飛艇系統(tǒng)總體頂層設計必須面臨的重大技術(shù)問題。

1 高空飛艇系統(tǒng)總體頂層設計的三個平衡

1.1 高空飛艇的能量平衡

在白天高空飛艇利用太陽能電池發(fā)電來提供電能以維持運行并儲存部分電能。夜間利用白天所存儲在蓄電池的電能維持飛艇運行。高空飛艇的能量平衡就是高空飛艇連續(xù)24 小時的設計耗電總量必須小于或等于設計發(fā)電量。即高空飛艇正常工作期限內(nèi)太陽能輻射能量最少之日24 小時內(nèi)的發(fā)電量要大于飛艇的設計耗電量。

高空飛艇的動力耗電依靠以下公式計算

式中，ηz為綜合效率;Cd為阻力系數(shù);Dah是工作高度的空氣密度，單位為kg/m3;V 是高空飛艇的體積，單位為m3;ν 為高空飛艇的抗風速度，單位為m/s。

高空飛艇的總耗電為

式中，Pc是控制系統(tǒng)用電，單位為kW;Pp為載荷用電，單位為kW;Ph為熱控系統(tǒng)用電，單位為kW;Eh為總耗能，單位為kWh;T1為白天日照時間，單位為h;T2為夜間無日照時間，單位為h;ηx為蓄電池轉(zhuǎn)換效率

飛艇與太陽運行之間的關系模型，如圖1 所示。

圖1 飛艇與太陽運行的位置關系圖

飛艇艇身上太陽能電池布置方式如圖2 所示。太陽能電池的發(fā)電量可按以下公式計算

圖2 高空飛艇太陽能電池布設示意圖

式中，Es是太陽能電池發(fā)電量，單位為kWh;S0為太陽能系數(shù)，平流層為1.26;η 為太陽能電池的光電轉(zhuǎn)換效率;ρ1為太陽能電池的紫外輻照因子;ρ2為太陽能電池的偏照損失因子;ρ3為太陽能電池的組合損失因子;ρ4為太陽能電池的面積利用率;θs為太陽能電池單元的法線與太陽射線的夾角;Δs 為太陽能電池單元面積，單位為m2;Δt 為太陽能輻射的時間段，單位為h。

能量平衡即為

通過計算機數(shù)值仿真可得到某高空飛艇太陽能電池在某緯度某時域隨時間變化的太陽能發(fā)電功率圖，如圖3 及圖4 所示。在實際設計中應考慮到高空飛艇背部為3D 曲面，還應考慮到高空飛艇的飛行姿態(tài)及太陽光在大氣中的吸收和散射。太陽能電池發(fā)電量與時間關系圖如圖3 所示，其風向由東向西。其總能量為

若風向東偏南45°則該高空飛艇太陽能電發(fā)電量如圖4 所示。其總能量為

圖3 風向由東向西高空飛艇太陽能電池發(fā)電量與時間關系圖

圖4 風向東偏南45°高空飛艇太陽能電池發(fā)電量與時間關系圖

由此計算結(jié)果可以看出，平流層風向的確定對于高空飛艇的能量平衡仿真分析計算至關重要。

1.2 高空飛艇的熱平衡

高空飛艇在平流層高空環(huán)境下受到太陽輻射時內(nèi)部氣體會受熱膨脹。對于超壓型飛艇，如果其受熱膨脹產(chǎn)生的壓差超過飛艇設計極限將會使飛艇在空中撕裂解體;對于衡壓型飛艇，為了飛艇安全釋放艇內(nèi)氦氣將不能滿足飛艇長期滯空的使用要求。所以高空飛艇的抗熱能力研究是制定高空飛艇總體設計方案時的一個重要課題。

在飛艇總體設計時確定了飛艇的材料強度、飛艇的長度和長徑比、高空飛艇的定點高度、空氣副氣囊比例及飛艇的壓差范圍，也就確定了高空飛艇的抗熱能力。

因此，在進行高空飛艇總體設計時就必須將飛艇的熱平衡溫差范圍設計在高空飛艇抗熱能力范圍以內(nèi)才能夠保證高空飛艇的安全運行。這就是高空飛艇的熱平衡設計。

高空飛艇熱平衡即

式中，κ 為安全系數(shù);Tj為高空飛艇抗熱能力極限溫度;Tf為高空飛艇受輻射熱后的艇內(nèi)氦氣最高平均溫度。

例如:一高空飛艇其最低艇內(nèi)外氣壓差為30 mm 水柱，最高艇內(nèi)外氣壓差為80 mm 水柱。在海拔20 km 平流層定點高度平衡點時的空氣副氣囊體積占全艇體積的10%。假設飛艇在其最低艇內(nèi)外氣壓差為30 mm 水柱時氦氣溫度與大氣相等。根據(jù)計算機仿真計算得到如圖5 所示(圖5 中:左邊的曲線為大氣溫度，右邊的曲線為高空飛艇抗熱能力極限溫度。)，其氦氣極限平均溫差不能超過20.43℃。

圖5 高空飛艇抗熱能力圖

又設:

高空飛艇外囊體厚度0.4 mm。

熱控方案:采用鍍鋁厚度10 μm;其吸收系數(shù)為0.25;輻射系數(shù)為0.5;對流系數(shù)為0.01。

北緯40°某地、時域為夏至6 月21 日到6 月23日，白天太陽照射時間為14.85 h，飛艇航向始終正東。通過有限元仿真分析，艇內(nèi)氦氣晝夜平均溫升與時間關系圖如圖6 所示。其中艇內(nèi)初始平均溫度設定為艇外氣溫。從圖6 中可以看出，其最大溫差范圍可達到30℃。

由上述的仿真計算可以看出該高空飛艇20.43℃的抗熱能力極限不能夠滿足該高空飛艇的熱控設計需求，因此必須采取其他熱控措施予以補救。例如采用更低吸收－發(fā)射比的外囊體熱控涂層材料進行艇身涂敷或鍍層，或其他適當?shù)姆椒ā?/p>

1.3 高空飛艇的重量平衡

在飛艇的體積和在平衡點副氣囊比例確定以后該飛艇的重量就已經(jīng)確定下來了。在這個重量的范圍之內(nèi)合理分配各分系統(tǒng)的重量指標。

由式(1)可以看出動力耗能量與飛艇的阻力系數(shù)、飛艇體積、抗風速度、平衡高度空氣密度和系統(tǒng)效率有關。

能量系統(tǒng)的重量主要與蓄電池重量、太陽能電池重量、能源管理器(包含蓄電池充電系統(tǒng))和輸電電纜有關。

熱控系統(tǒng)重量主要與熱控涂敷材料、熱控結(jié)構(gòu)材料、熱控能源所需蓄電池系統(tǒng)重量、熱控器件重量和囊體材料強度有關。此外高空飛艇的熱管理(其中也包括壓差管理)需要大量的能量，這些能量也必須由太陽能電池和蓄電池提供。熱管理所需能量會增加電池系統(tǒng)的重量。

飛艇結(jié)構(gòu)重量主要與飛艇體積、飛艇表面積、主氣囊囊體材料、副氣囊囊體材料、頭尾錐、附屬結(jié)構(gòu)及飛艇的總體結(jié)構(gòu)布局有關。

因此在進行高空飛艇系統(tǒng)總體方案設計時必須對所有影響飛艇重量的主要相關因素進行優(yōu)化分析。

2 高空飛艇系統(tǒng)總體優(yōu)化

高空飛艇的重量決定飛艇的體積，體積又與消耗能源所需重量相關。在高空飛艇系統(tǒng)頂層總體設計時針對同等工作空域、工作時域、抗風速度、任務載荷和任務功耗條件下增加重量就要增加體積，增加體積又必須增加飛艇的蓄電池攜帶量也就意味著又增加了飛艇的總體重量。這樣的反復疊代直到平衡為止。

高空飛艇的頂層總體優(yōu)化設計的三個平衡是以滿足風場環(huán)境條件和太陽輻射規(guī)律，適合于平流層自主控制定點飛行、飛艇體積最小化為原則進行的。頂層設計可以按照如圖7 所示的流程進行。并通過以下8 個方面開展總體設計優(yōu)化。

圖7 頂層總體方案設計三個平衡全局優(yōu)化流程圖

2.1 采用高性能的高空飛艇囊體材料

由于高空飛艇的囊體材料重量占高空飛艇結(jié)構(gòu)重量較大的比重，因此研究制造輕薄、強度高、抗紫外線輻射、抗臭氧和氦氣泄漏率低的高空飛艇材料可以減輕高空飛艇整體結(jié)構(gòu)的重量。

2.2 優(yōu)化高空飛艇結(jié)構(gòu)總體布局

良好的結(jié)構(gòu)總體布局可以實現(xiàn)整體結(jié)構(gòu)的輕量化。比如，采用柔性結(jié)構(gòu)體系或局部剛性體系，內(nèi)藏載荷艙及采用充氣結(jié)構(gòu)構(gòu)件等措施。美國洛克希德·馬丁公司采用無起落架及充氣尾翼的高空驗證飛艇如圖8 所示。

圖8 HALE-D 高空驗證飛艇

2.3 高空飛艇能源系統(tǒng)優(yōu)化

研究制造高功率比能量的再生式蓄電池系統(tǒng)，減輕再生式蓄電池系統(tǒng)重量;研究制造高效率的薄膜太陽能電池，減輕太陽能電池發(fā)電系統(tǒng)重量。

對蓄電電池系統(tǒng)與高空飛艇結(jié)構(gòu)進行共形設計，減少電池結(jié)構(gòu)重量和高空飛艇結(jié)構(gòu)重量。

2.4 高空飛艇動力系統(tǒng)優(yōu)化

研究制造高效率的高空飛艇螺旋槳、高效率的無刷直流永磁電動機、高效率的機械減速器。提高動力系統(tǒng)效率達到較少能源系統(tǒng)重量的目的。

2.5 高空飛艇熱控系統(tǒng)優(yōu)化

采用更低的低吸收－發(fā)射比高空飛艇外囊體涂敷/鍍層材料及研究涂敷/鍍層工藝，以及其他有效的溫度控制方法，降低太陽能熱量的吸收。另外還需要研究高空飛艇的熱管理優(yōu)化技術(shù)以減少熱管理所需能耗。

2.6 高空飛艇任務系統(tǒng)結(jié)構(gòu)與平臺結(jié)構(gòu)系統(tǒng)一體化優(yōu)化設計

高空飛艇的任務系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設計與平臺結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設計一體化。例如有些任務系統(tǒng)的龐大天線結(jié)構(gòu)可以與平臺結(jié)構(gòu)進行一體化設計，從而達到減輕總體結(jié)構(gòu)重量的目的。例如:美國洛克希德·馬丁公司與雷聲公司設計的ISIS 系統(tǒng)采用“膠囊”式結(jié)構(gòu)以支撐雷達共形天線，如圖9 所示。

圖9 美國ISIS 系統(tǒng)支撐共形雷達天線使用的膠囊式結(jié)構(gòu)

2.7 高空飛艇艇形優(yōu)化設計

對高空飛艇艇形曲線進行優(yōu)化，改善高空飛艇的阻力系數(shù)使阻力系數(shù)處于最佳狀態(tài)。并且以上述研究為基礎開展在平流層環(huán)境下平流層飛艇的氣動特性及有尾翼總體布局和無尾翼總體布局的優(yōu)化研究。通過優(yōu)化阻力系數(shù)Cd值達到減少電源系統(tǒng)重量的目的。

2.8 高空飛艇任務系統(tǒng)優(yōu)化設計

按常規(guī)設計的高空飛艇結(jié)構(gòu)比例過于龐大，使高空飛艇的任務系統(tǒng)很難達到理想的重量比例。根據(jù)DARPA 公布的資料:美國洛克希德·馬丁公司與雷聲公司已經(jīng)通過系統(tǒng)總體優(yōu)化減少了高空飛艇的結(jié)構(gòu)比例。將任務系統(tǒng)重量與高空飛艇系統(tǒng)總體重量的比例由原來常規(guī)模式的2% ～3%提高到了ISIS 新模式的30%以上。

無論是常規(guī)設計模式還是ISIS 新設計模式，從高空飛艇系統(tǒng)總體頂層設計角度看高空飛艇任務系統(tǒng)的重量、能耗和熱平衡如果沒有進行優(yōu)化設計都會嚴重影響到高空飛艇總體頂層設計的三個平衡優(yōu)化。

(1)能耗優(yōu)化設計

高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)在工作時需要消耗大量的能量。因此，能量消耗是高空飛艇能量平衡中的重要組成部分。能量平衡優(yōu)化的高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)會使高空飛艇系統(tǒng)整體能耗降低。例如:雷聲公司通過取消傳統(tǒng)雷達的高能耗電子設備和冷卻設備、研制低能耗的T/R 陣元等優(yōu)化設計措施對高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)的能耗進行優(yōu)化，降低了任務電子信息系統(tǒng)的能耗。

(2)熱平衡優(yōu)化設計

高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)熱平衡優(yōu)化分析必須放在高空飛艇系統(tǒng)總體熱平衡分析中進行。

ISIS 系統(tǒng)T/R 陣元貼敷在高空飛艇內(nèi)部的“膠囊”式柔性壓力容器上。T/R 陣元工作時產(chǎn)生熱能與白天太陽能輻射熱能造成艇內(nèi)氦氣溫度升高。艇內(nèi)氦氣溫升可能會超過高空飛艇的抗熱能力允許值。因此，必須降低T/R 陣元的熱耗。

例如:雷聲公司原先設計的高空飛艇T/R 陣元接收狀態(tài)下的面積比功率是5 W/m2，在不降低T/R陣元性能指標的前提下優(yōu)化設計T/R 陣元降低了T/R 陣元的熱損耗。目前ISIS 系統(tǒng)T/R 陣元接收狀態(tài)下的面積比功率已經(jīng)達到了4.7 W/m2。

(3)重量優(yōu)化設計

高空飛艇任務系統(tǒng)主要以電子信息系統(tǒng)為主。電子信息系統(tǒng)又以天線系統(tǒng)所占重量最大。根據(jù)DARPA 公布的ISIS 資料:美國雷聲公司設計的ISIS系統(tǒng)UHF 或VHF 雷達天線達到了6000 m2。如果按原來要求的AESA 材料2 kg/m2計算，則任務系統(tǒng)雷達天線重量就達到了12 T。而現(xiàn)在雷聲公司的AESA 材料已達到1.8 kg/m2，則任務系統(tǒng)雷達天線重量就減到了10.8 T。與此同時，取消大尺寸易彎曲的雷達機械框架結(jié)構(gòu)等優(yōu)化設計措施減輕了任務系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量。

因此，在確保任務系統(tǒng)戰(zhàn)技指標的前提下減輕雷達天線陣元的重量及減少任務電子信息系統(tǒng)功耗是優(yōu)化高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)的關鍵。

如果按任務系統(tǒng)重量與高空飛艇系統(tǒng)重量的比例為30%計算則:

天線重量為12 T 時，飛艇系統(tǒng)總體重量≥40 T;飛艇體積≥568000 m3。長徑比為3.37 時，飛艇長度≥237 m。

天線重量為10. 8T 時，飛艇系統(tǒng)總體重量≥34.33T;飛艇體積≥480000 m3。長徑比為3.37時，飛艇長度≥224 m。

如果按任務系統(tǒng)重量與高空飛艇系統(tǒng)重量的比例為3%計算，則:

天線重量為12 T 時，飛艇系統(tǒng)總體重量≥400 T;飛艇體積≥5630000 m3。長徑比為3.37時，飛艇長度≥509 m。

天線重量為10. 8 T 時，飛艇系統(tǒng)總體重量≥343.3 T;飛艇體積≥4810000 m3。長徑比為3.37時，飛艇長度≥483 m。

還可以對于高空飛艇信息系統(tǒng)的系統(tǒng)整體架構(gòu)進行優(yōu)化設計:將高空平臺任務電子信息系統(tǒng)的一些高能耗、大重量的模塊(例如:數(shù)據(jù)融合模塊、綜合態(tài)勢模塊和指揮控制模塊等計算量龐大的信息處理模塊等)置于地面綜合管控系統(tǒng)，以減少高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)的系統(tǒng)重量和系統(tǒng)能耗。

逐步開展對于任務電子信息系統(tǒng)所用的電子設備進行微系統(tǒng)化、小型化和集成化。例如:目前已可將幾公斤級的雷達應答機優(yōu)化設計到幾十克級。

另外，對于高精度傳感器任務系統(tǒng)需要考慮與動力系統(tǒng)隔艙并遠離動力系統(tǒng)，優(yōu)化設計高精度傳感器任務系統(tǒng)在高空飛艇上的安裝位置以減輕動力系統(tǒng)震動的影響。簡化穩(wěn)定系統(tǒng)以減少穩(wěn)定系統(tǒng)的重量。

3 結(jié) 語

在《美國空軍科學技術(shù)展望(2010-2030)》中提到高空飛艇的結(jié)構(gòu)重量必須比傳統(tǒng)飛艇的結(jié)構(gòu)重量要輕得多，其實際含意就是要采用與傳統(tǒng)飛艇不同的設計思路和設計方法，并采用新工藝和新技術(shù)對高空飛艇的系統(tǒng)總體設計進行優(yōu)化，使同體積高空飛艇的結(jié)構(gòu)重量比例比傳統(tǒng)飛艇小得多。同時，高空飛艇任務電子信息系統(tǒng)的優(yōu)化設計也不能忽略，通過優(yōu)化設計降低任務電子信息系統(tǒng)的重量和功耗有利于高空飛艇電子信息系統(tǒng)的整體優(yōu)化。

從高空飛艇頂層總體設計層面來說高空飛艇能量不平衡就達不到抗風設計指標;熱不平衡就會影響駐空能力;重量不平衡會使設計的高空飛艇達不到定點工作海拔高度。如果這三個平衡的某一平衡指標太高又會引起飛艇體積過大而提高研制費用和研制難度。

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