韓強(qiáng) 唐梓棋 張閏? 劉婷婷 姚小虎

(1.華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院，廣東 廣州 510640；2.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448000)

平流層飛艇作為一種性能優(yōu)越的臨近空間飛行器，在軍用及民用領(lǐng)域都具有極大的應(yīng)用價(jià)值[1- 4]。其一方面可以作為信息平臺(tái)服役于軍事通信、偵查、導(dǎo)航、預(yù)警等軍用場合[5]；另一方面還能實(shí)現(xiàn)民用通訊、電視轉(zhuǎn)播、氣象匯報(bào)、空中運(yùn)輸及緊急救助等工作[6- 7]。由于其所具有的經(jīng)濟(jì)性、空間性、通訊性和前景性，越來越得到各國的重視[8]。

平流層飛艇需依靠氣囊提供的浮力實(shí)現(xiàn)升空和懸停，同時(shí)受到大氣、風(fēng)場等復(fù)雜外界環(huán)境影響，存在復(fù)雜的熱力耦合和非線性動(dòng)力學(xué)耦合問題[9]。因此，研究飛艇在升空階段的熱力耦合問題成為了實(shí)時(shí)控制其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的關(guān)鍵所在[10]。Zhao等[11- 13]介紹了飛艇的動(dòng)力學(xué)模型及關(guān)鍵運(yùn)動(dòng)參數(shù)的計(jì)算方法，通過NPSOL等優(yōu)化軟件，以時(shí)間和能源為優(yōu)化指標(biāo)對(duì)飛艇上升軌跡進(jìn)行了數(shù)值優(yōu)化；Harada等[14- 15]建立了平流層飛艇的熱力學(xué)理論模型；姚偉等[16]通過MATLAB的SIMULINK工具箱建立起詳細(xì)的熱力學(xué)模型，并進(jìn)行了初步升空仿真，仿真過程考慮了太陽輻射和對(duì)流換熱對(duì)飛艇上升凈浮力和升空過程的影響；Bessert等[17]采用VSAERO與ABAQUS聯(lián)合分析方法耦合求解飛艇的靜氣動(dòng)彈性特征；王曉亮等[18]利用FLUENT與ABAQUS聯(lián)合結(jié)構(gòu)交錯(cuò)積分耦合法研究了平流層飛艇在突風(fēng)荷載瞬時(shí)響應(yīng)下的流固耦合特性。整體而言，目前主流文獻(xiàn)對(duì)平流層飛艇的多物理場耦合研究中，流固耦合方面的報(bào)道較多，而具體的熱力耦合模型分析以高空駐留階段的熱動(dòng)力學(xué)模型居多，對(duì)于升空全過程的熱力解耦方案主要停留在理論建模分析階段，對(duì)涉及飛艇變質(zhì)量升空全過程可視化聯(lián)合仿真控制方面的研究較為缺乏。

為更全面考慮環(huán)境變量對(duì)精確模擬升空過程的影響，分析飛艇升空全過程的熱力耦合特性，本文以無動(dòng)力升空平流層飛艇為研究對(duì)象，在MATLAB軟件中詳細(xì)建立了包括風(fēng)場模型和大氣模型的動(dòng)力學(xué)和熱力學(xué)的耦合模型，將多物理場耦合非線性問題進(jìn)行時(shí)域離散化迭代解耦，聯(lián)合多體動(dòng)力學(xué)軟件ADAMS進(jìn)行飛艇剛體建模及仿真分析，為平流層飛艇變質(zhì)量升空過程建立了全新的可視化聯(lián)合仿真方案，并對(duì)某型號(hào)平流層飛艇升空全過程的熱力耦合問題利用該方案進(jìn)行詳細(xì)分析。

1 飛艇升空的數(shù)學(xué)模型

1.1 飛艇的動(dòng)力學(xué)模型

本文對(duì)平流層飛艇模型所定義的坐標(biāo)系如圖1所示，其中慣性坐標(biāo)系記為xyz，其原點(diǎn)為地面起飛點(diǎn)[19]。艇體坐標(biāo)系記為xbybzb，(xG,yG,zG)為艇體坐標(biāo)系下飛艇的重心坐標(biāo),u、v、w分別表示艇體坐標(biāo)系下沿xb、yb、zb軸方向的速度，p、q、r分別表示艇體坐標(biāo)系下繞xb、yb、zb軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度分量[20]。對(duì)動(dòng)力學(xué)模型做以下假設(shè)：①飛艇視為剛體結(jié)構(gòu)，忽略其彈性效應(yīng)，上升過程中飛艇氣囊總體積恒定；②飛艇上升過程中體心與浮心位置一致；③由于飛艇沿艇體坐標(biāo)系xbObzb的縱向面對(duì)稱設(shè)計(jì)，因重力矩的自平衡作用導(dǎo)致飛艇繞艇體軸的轉(zhuǎn)角很小，認(rèn)為重心、浮心均位于縱向?qū)ΨQ面內(nèi)；④忽略蒙皮磨損、氦氣泄露等特殊情況引起的質(zhì)量變化；⑤假定每個(gè)氣囊內(nèi)部氣體溫度均勻分布(包括主氣囊和副氣囊)。

圖1 平流層飛艇的坐標(biāo)系示意圖

根據(jù)平流層飛艇的質(zhì)點(diǎn)動(dòng)量定理和動(dòng)量矩定理，建立6自由度方程：

軸向力(Fx)方程、側(cè)向力(Fy)方程、垂向力(Fz)方程(對(duì)應(yīng)于艇體坐標(biāo)系xb、yb、zb軸)分別為

(1)

同理，滾轉(zhuǎn)力矩(Mx)方程、俯仰力矩(My)方程、偏航力矩(Mz)方程(對(duì)應(yīng)于艇體坐標(biāo)系xb、yb、zb軸)分別為

(2)

式中：m表示飛艇的總體質(zhì)量；(Fx,Fy,Fz)、(Mx,My,Mz)分別表示作用于飛艇體心點(diǎn)、在3個(gè)艇體坐標(biāo)軸的合力分量及繞3個(gè)艇體坐標(biāo)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的合力矩分量，下標(biāo)l表示流體慣性力(附加質(zhì)量力)，下標(biāo)at表示空氣動(dòng)力(受大氣風(fēng)場影響)，下標(biāo)G表示重力，下標(biāo)B表示浮力；(Ix,Iy,Iz)、(Ixy,Ixz,Iyz)分別表示繞艇體坐標(biāo)系的慣性矩和慣性積。

飛艇的附加質(zhì)量是飛艇升空過程中受到周圍流體所引起的慣性力，其主要與飛艇速度和尺寸效應(yīng)有關(guān)。常見的附加質(zhì)量計(jì)算[21- 22]均是基于Lamb所提的標(biāo)準(zhǔn)公式[23]，經(jīng)幾何轉(zhuǎn)化，得到艇體坐標(biāo)系下的附加質(zhì)量矩陣為

(3)

式中，mi(i=1,2,…,6)為飛艇在理想流體中以單位(角)加速度運(yùn)動(dòng)時(shí)所受的流體慣性力矩陣中的對(duì)角線元素。

飛艇所受空氣動(dòng)力主要與飛艇外形、速度和大氣環(huán)境有關(guān)，風(fēng)荷載的影響主要體現(xiàn)在風(fēng)速對(duì)空氣動(dòng)力的影響上，因此，可利用風(fēng)洞試驗(yàn)擬合得到的空氣動(dòng)力系數(shù)Ci(i=Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz)，根據(jù)下式計(jì)算在艇體坐標(biāo)系下的空氣動(dòng)力各分量[24]：

(4)

基于慣性坐標(biāo)系與艇體坐標(biāo)系之間的幾何轉(zhuǎn)化關(guān)系[25]，由運(yùn)動(dòng)學(xué)推導(dǎo)，得到艇體在慣性坐標(biāo)系下姿態(tài)角變化率及位移變化率的表達(dá)式：

(5)

1.2 飛艇熱力學(xué)模型

平流層飛艇在升空過程中的熱交換示意如圖2所示，根據(jù)式(6)的能量守恒方程，可建立平流層飛艇內(nèi)部各子系統(tǒng)的能量方程[26]：

(6)

圖2 平流層飛艇的熱力學(xué)模型

(1)氣囊子系統(tǒng)

在時(shí)間微元dt足夠小的情況下，飛艇上升加速度不會(huì)太大，囊內(nèi)無氣流能量的變化。假設(shè)囊內(nèi)氣體質(zhì)量在dt內(nèi)保持不變，可根據(jù)下式求得每個(gè)氣囊內(nèi)的氣體能量變化值：

dEsys,i=dQi+dWi=micp,idTi

(7)

式中，mi為某單個(gè)氣囊i內(nèi)部氣體總質(zhì)量，cp,i為定壓比熱容，dQi為單個(gè)氣囊通過邊界吸收的熱量，dWi為外界對(duì)單個(gè)氣囊所做的功。根據(jù)式(7)可求得單位時(shí)間內(nèi)的溫度變化值dTi，對(duì)時(shí)間微元內(nèi)溫度變化量積分可得到任意時(shí)刻的溫度值；同時(shí)可根據(jù)式(7)求得任一時(shí)刻的氣囊內(nèi)部氣體溫度，然后利用理想氣體狀態(tài)方程求得任一時(shí)刻的壓強(qiáng)值，即可求得氣囊內(nèi)外的壓強(qiáng)差。

(2)蒙皮子系統(tǒng)

由于艇體的蒙皮分布較廣，不同位置熱交換條件均不同，因此蒙皮的溫度計(jì)算按多區(qū)域分別計(jì)算?？紤]到蒙皮系統(tǒng)的能量變化以熱交換為主，因此式(6)可簡化為下式：

dEsys,j=dQj=mjcjdTj

(8)

式中，mj為所劃分區(qū)域j的蒙皮面質(zhì)量，cj為對(duì)應(yīng)區(qū)域j的蒙皮比熱容。使用式(8)求得每一區(qū)域蒙皮的均布溫度Tj。

1.3 熱力解耦

在動(dòng)力學(xué)方程(式(1)、(2))中，重力、浮力、空氣動(dòng)力均與氣體的密度有關(guān)，根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程：

PV=nRT=NKT

(9)

或

PM=ρRT

(10)

式中：P為理想氣體的壓強(qiáng)；V為理想氣體的體積；n為氣體物質(zhì)的量；R為理想氣體常數(shù)；T為理想氣體的熱力學(xué)溫度；K為波爾茲曼常數(shù)；N表示氣體粒子數(shù)；M為理想氣體的摩爾質(zhì)量；ρ為氣體密度。由式(10)可知密度是受溫度影響的量，因此，重力、浮力、空氣動(dòng)力均為關(guān)于溫度的函數(shù)：

(11)

由式(11)可知，在任一時(shí)刻，動(dòng)力學(xué)模型與熱力學(xué)模型中各參數(shù)均與溫度相互耦合，因此需要將方程進(jìn)行時(shí)域離散，對(duì)各時(shí)間微元dt進(jìn)行解耦分析。由排氣控制方程，根據(jù)tk時(shí)刻囊內(nèi)氣體密度ρ1、囊體內(nèi)外壓差ΔP、溫度量Tair推導(dǎo)出飛艇在tk+1時(shí)刻的總質(zhì)量，艇體質(zhì)量變化方程如下:

(12)

式中：nr為排氣閥個(gè)數(shù)；s為單個(gè)排氣閥的面積；C為排氣常數(shù)；Pm為氣囊內(nèi)外壓差的設(shè)計(jì)最小值；V1為單個(gè)氣囊的體積；Rair為空氣的常數(shù)系數(shù)。

根據(jù)動(dòng)力學(xué)模型，采用時(shí)域離散對(duì)全過程進(jìn)行逐步求解。將升空全過程時(shí)間域[0,t]均分為k段，不失一般性，對(duì)其中[tk,tk+1]時(shí)間段，可得到速度場方程增量形式如下：

(13)

其中dt=tk+1-tk。同理，位移場方程為

(14)

同樣可根據(jù)tk時(shí)刻的溫度場求解tk+1時(shí)刻的溫度場:

(15)

式中：Tfilm、THe、Tair分別表示飛艇蒙皮(蒙皮劃分為多區(qū)域，此處為某區(qū)域的蒙皮)、主氣囊氦氣及副氣囊氣體的溫度值；mfilm、mHe、mair分別表示飛艇某區(qū)域蒙皮、氦氣、副氣囊氣體的質(zhì)量；cfilm、cHe、cair分別表示飛艇某區(qū)域蒙皮、氦氣、副氣囊氣體的比熱容。

根據(jù)式(12)-(15)，可由tk時(shí)刻的物理量推導(dǎo)出tk+1時(shí)刻的溫度與力場。但由于tk+1力場是根據(jù)tk時(shí)刻的各物理量推導(dǎo)得來，然后根據(jù)比熱容公式利用tk+1的各力場求得tk+1時(shí)刻的溫度，因此tk+1時(shí)刻的溫度與各力場之間存在著誤差而無法自洽。因此在上述時(shí)域離散方法基礎(chǔ)上，文中通過設(shè)定求解控制誤差進(jìn)行迭代收斂計(jì)算，標(biāo)準(zhǔn)為最后一次迭代與上一次迭代的溫度差值不大于0.000 1 K，流程圖如圖3所示。

圖3 飛艇熱力解耦流程示意圖

2 數(shù)值計(jì)算

2.1 模型構(gòu)造及初始參數(shù)

基于前述模型搭建方法及解耦方案，本節(jié)對(duì)某型號(hào)在研平流層飛艇進(jìn)行示例仿真，艇身主要由主氣囊、前副氣囊、后副氣囊3部分構(gòu)成，初始參數(shù)如表1所示。

表1 飛艇初始狀態(tài)主要設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Main design parameters for the initial state of airship

飛艇的示例仿真選定放飛時(shí)刻的氣象條件為晴天，忽略大氣濕度對(duì)升空的影響。根據(jù)選定的放飛經(jīng)度和緯度及具體放飛時(shí)間點(diǎn)(北京時(shí)間08：00)確定放飛溫度為298 K。為了說明聯(lián)合仿真方法的普適性，選定不同的氣囊內(nèi)外壓差設(shè)計(jì)最小值和不同地面放飛溫度進(jìn)行升空仿真研究。根據(jù)統(tǒng)計(jì)的平均風(fēng)場數(shù)據(jù)，平均風(fēng)速模型按表2線性插值選取。

表2 平均風(fēng)速的插值表Table 2 Interpolation table of mean wind-speed

主氣囊內(nèi)填充氦氣、副氣囊內(nèi)填充空氣與氦氣的混合氣體，主氣囊不排氣且可自由膨脹，副氣囊通過排氣閥門開閉個(gè)數(shù)控制排氣量的多少，從而控制飛艇升空過程的飛行速度、姿態(tài)及內(nèi)外壓差。

2.2 聯(lián)合仿真過程

聯(lián)合仿真過程主要步驟如下：

步驟1根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程和能量守恒定律，在MATLAB中建立飛艇的熱力學(xué)耦合模型并進(jìn)行熱力解耦，得到飛艇升空段的質(zhì)量變化曲線和作用于艇體坐標(biāo)軸的3個(gè)分力以及繞飛艇3個(gè)坐標(biāo)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的分力矩時(shí)程曲線；

步驟2在CATIA軟件中建立飛艇幾何模型，并將其保存為通用格式文件，用ADAMS導(dǎo)入通用格式文件組裝成飛艇的6自由度總體模型，并定義材料屬性及建立參考坐標(biāo)系和特征點(diǎn)；

步驟3結(jié)合步驟1求解得到的升空過程變質(zhì)量時(shí)程曲線，開發(fā)可模擬飛艇在升空過程中的實(shí)時(shí)變質(zhì)量升空的ADAMS子程序，通過子程序調(diào)用步驟1中解耦所得的飛艇變質(zhì)量數(shù)據(jù)來實(shí)現(xiàn)飛艇變質(zhì)量升空仿真；

步驟4由于本文研究暫不關(guān)注飛艇薄膜應(yīng)力分布，因此基于剛體結(jié)構(gòu)及對(duì)稱簡化假設(shè)，考慮計(jì)算效率，根據(jù)力的平移定理，將MATLAB中解耦后得到的所有力場都轉(zhuǎn)化施加至ADAMS的飛艇模型體心點(diǎn)上，故分析結(jié)果具有縱向?qū)ΨQ性，無需額外施加對(duì)稱約束，模型荷載示意如圖4所示。圖中使用腳本仿真類型，分析平流層飛艇整體升空段的動(dòng)態(tài)響應(yīng)效果。

圖4 模型荷載示意圖

2.3 ADAMS子程序的開發(fā)

多體動(dòng)力學(xué)軟件ADAMS在求解多剛體問題時(shí)使用拉格朗日坐標(biāo)系，ADAMS/View不能提供改變質(zhì)量的函數(shù)，無法模擬在過程中剛體質(zhì)量的改變，與真實(shí)的平流層飛艇升空過程質(zhì)量不斷減少不相符，本方法利用通用程序設(shè)計(jì)語言——C語言開發(fā)能在Adams/Solver中，以交互式或批處理形式計(jì)算的CONSUB子程序[27]，以實(shí)現(xiàn)升空過程飛艇模型質(zhì)量變化。該CONSUB子程序開發(fā)及調(diào)用的主要流程如圖5所示，它首先利用C語言編寫變質(zhì)量子程序代碼塊；之后使用Visual studio本地命令提示符工具進(jìn)入ADAMS環(huán)境中進(jìn)行編譯，編譯過程使用Intel visual Fortran的多個(gè)靜態(tài)鏈接庫lib文件；最后在ADAMS中的平流層飛艇模型上施加6自由度荷載，同時(shí)定義腳本仿真類型，在腳本中指定喚起子程序的命令，并對(duì)求解器指定已編譯好的子程序文件。

圖5 子程序開發(fā)及調(diào)用流程圖

3 熱力耦合結(jié)果分析

為研究平流層飛艇在調(diào)用變質(zhì)量子程序下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，選取沿慣性坐標(biāo)系z(mì)軸和繞y軸旋轉(zhuǎn)兩個(gè)主要自由度的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行詳細(xì)分析，具體對(duì)應(yīng)于飛艇在不同的氣囊內(nèi)外壓差的設(shè)計(jì)最小值下的運(yùn)動(dòng)學(xué)響應(yīng)量；同時(shí)分析了不同地面放飛溫度下主氣囊內(nèi)氦氣溫度的變化規(guī)律。

3.1 運(yùn)動(dòng)軌跡

由式(11)可知，飛艇的排氣上升過程受氣囊內(nèi)外壓差的設(shè)計(jì)最小值Pm的控制。由于蒙皮材料的材料性能有限，Pm不宜過大也不宜過小，因此分別選取200、300、400 Pa的設(shè)計(jì)值進(jìn)行仿真分析，研究平流層飛艇在氣囊內(nèi)外壓差的不同設(shè)計(jì)最小值Pm情況下，變質(zhì)量上升過程(0～14 000 s)中的速度與高度及俯仰角與高度的變化曲線。

由圖6可見，飛艇在前期為加速上升階段，副氣囊排出氣體，主氣囊中氦氣膨脹，對(duì)外做功，溫度下降。隨著速度的增大，氣囊排氣量減少，氣囊內(nèi)外密度差減小，初始階段凈浮力損失較多，導(dǎo)致飛艇上升加速度在之后一段時(shí)間內(nèi)出現(xiàn)負(fù)值，上升速度達(dá)至峰值后開始減小，隨后又開始上升到達(dá)一個(gè)較為穩(wěn)定的速度平臺(tái)。當(dāng)飛艇高度達(dá)11.0 km時(shí)開始進(jìn)入平流層，氣囊內(nèi)氦氣可能出現(xiàn)“超冷”現(xiàn)象而導(dǎo)致飛艇上升速度迅速降低。然而隨著飛艇的不斷上升，太陽輻射較為顯著，氣囊內(nèi)溫度緩慢回升，因此可看到飛艇速度迅速降低后逐漸緩慢減小直至接近零；同時(shí)可觀察到囊內(nèi)外最小壓差不同設(shè)計(jì)值雖對(duì)速度有所影響，但影響不顯著，速度的發(fā)展趨勢仍較為一致。

圖6 不同Pm下的高度-速度變化曲線

平流層飛艇與高空熱氣球同為臨界空間飛行器，且兩者的無動(dòng)力升空運(yùn)動(dòng)具有一定的相似規(guī)律性[28]，因此可參考高空熱氣球的放飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)來進(jìn)行飛艇的升空設(shè)計(jì)和策略控制。圖7中將仿真結(jié)果與GPS測試的高空氣球速度曲線[29]對(duì)比可發(fā)現(xiàn)，平流層飛行器在無動(dòng)力升空過程中均表現(xiàn)為前期速度迅速增大到達(dá)峰值，然后又快速下降到一個(gè)速度平臺(tái)，進(jìn)入平流層后速度又再次減小，最后將不斷波動(dòng)或者緩慢減小為零，在最大升空高度處以接近于零的小速度量上下浮動(dòng)。以上速度變化規(guī)律與臨近空間飛行器試驗(yàn)所得的合理上升速度區(qū)間相一致[30]，從而進(jìn)一步驗(yàn)證了該聯(lián)合仿真分析方法的合理性。

3.2 運(yùn)動(dòng)姿態(tài)

根據(jù)該型號(hào)平流層飛艇設(shè)計(jì)要求，飛艇升空過程中俯仰角變化不可過大，需保證在重力矩的自動(dòng)調(diào)節(jié)作用下，飛艇維持在一定俯仰角范圍內(nèi)而穩(wěn)定平直上升。研究氣囊內(nèi)外不同壓差設(shè)計(jì)最小值下俯仰角的變化，如圖8所示。飛艇升空過程的俯仰角度主要在0°～2.5°的小范圍內(nèi)不斷震蕩，這是由于升空過程中，當(dāng)飛艇俯仰角過大時(shí)會(huì)受到回復(fù)力矩的作用，從而使其回復(fù)到一定穩(wěn)定范圍內(nèi)。同時(shí)由于平流層飛艇俯仰角度主要受重心與體心間距及排氣控制的影響，而本示例的控制方案設(shè)計(jì)中重心與體心間距較小，前后氣囊的排氣量較一致，因此對(duì)比不同組的俯仰角可知，氣囊內(nèi)外壓差設(shè)計(jì)最小值的變化對(duì)俯仰角的影響可忽略不計(jì)，可不作為飛艇姿態(tài)控制的關(guān)鍵因素考慮。在考慮風(fēng)場、重力、浮力等多物理場影響條件下，圖9給出了當(dāng)預(yù)設(shè)氣囊內(nèi)外壓差設(shè)計(jì)最小值為300 Pa時(shí)，通過聯(lián)合仿真獲得的典型時(shí)刻飛艇的可視化姿態(tài)。

圖7 不同Pm下的速度-時(shí)程曲線

圖8 平流層飛艇俯仰角-高度曲線

圖9 平流層飛艇典型姿態(tài)示意圖

3.3 主氣囊氦氣的溫度分析

利用聯(lián)合仿真方法研究飛艇上升段的主氣囊在不同地面放飛溫度下的氦氣溫度變化情況。仿真結(jié)果與高空熱氣球的測試數(shù)據(jù)如圖10所示，在對(duì)流層底層(上升前期)，飛艇上升速度較快，副氣囊排氣明顯，主氣囊溫度下降較快，主要受對(duì)流換熱及主氣囊膨脹做功控制；在對(duì)流層中頂層(上升中期)，飛艇速度緩慢，氣囊排氣量減少，囊內(nèi)氣體溫度下降變緩；進(jìn)入平流層后(上升后期)，太陽輻射明顯，蒙皮吸熱逐漸升溫，與主氣囊內(nèi)氦氣熱交換顯著，“超冷”現(xiàn)象逐漸消失，更有利于飛艇的進(jìn)一步升空。

圖10 不同放飛溫度下主氣囊氦氣高度-溫度曲線

由圖10可知，地面放飛溫度越高，在對(duì)流層的同一升空高度氣囊內(nèi)氣體的溫度越高，隨著高度的增加，溫度的變化具有一致的降低趨勢。由于平流層飛艇與高空熱氣球在無動(dòng)力升空中的熱交換條件幾乎一致，因此仿真數(shù)據(jù)與高空熱氣球試驗(yàn)[31]測得的氦氣溫度具有較大的擬合性，均表現(xiàn)出與ISA大氣溫度模型相一致的變化規(guī)律：0～20 km區(qū)間內(nèi)，在對(duì)流層中溫度隨高度上升而降低，而進(jìn)入平流層后溫度又緩慢回升至216 K左右。這一溫度變化規(guī)律與臨近空間飛行器的真實(shí)放飛試驗(yàn)結(jié)果相符合[32]，從而驗(yàn)證了仿真結(jié)果的可靠性。

4 結(jié)論

本文通過所提出的新型熱力耦合分析方法，對(duì)某型號(hào)平流層飛艇進(jìn)行基于MATLAB和ADAMS的聯(lián)合仿真分析，并首次結(jié)合C語言開發(fā)了ADAMS環(huán)境下變質(zhì)量子程序，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛艇升空全過程的可視化模擬，主要得出以下結(jié)論：

(1)針對(duì)飛艇的熱力學(xué)模型與動(dòng)力學(xué)模型復(fù)雜耦合問題，文中在綜合考慮了風(fēng)場模型、大氣模型等詳細(xì)模型基礎(chǔ)上，提出了一種有效的時(shí)域離散迭代解耦方法，能快速、準(zhǔn)確求解出平流層飛艇的升空過程中所受的荷載和溫度場。

(2)與傳統(tǒng)平流層飛艇分析方法對(duì)比，文中基于AdamsSolver求解器開發(fā)了變質(zhì)量仿真分析的CONSUB子程序，有效解決了現(xiàn)有的有限元分析方法無法實(shí)現(xiàn)平流層飛艇全過程變質(zhì)量升空的仿真技術(shù)問題。

(3)在考慮多物理場耦合作用下，提供了一種基于MATLAB與ADAMS的平流層飛艇變質(zhì)量聯(lián)合升空控制的高效仿真控制方法，經(jīng)仿真分析獲得飛艇在任意升空時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和邊界條件，為進(jìn)一步研究飛艇的剛?cè)狁詈?、流固耦合問題提供參考。

(4)仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比表明，即使飛艇的地面放飛溫度不一致，但其升空過程中均表現(xiàn)出較一致的溫度場變化趨勢：飛艇進(jìn)入平流層前，氣囊內(nèi)氣體溫度由于“超冷”現(xiàn)象的出現(xiàn)達(dá)到溫度最低點(diǎn)，進(jìn)入平流層后太陽輻射加強(qiáng)導(dǎo)致囊內(nèi)氣體溫度逐漸回升；同時(shí)飛艇速度在進(jìn)入平流層后開始緩慢降低直至接近零，最后飛艇將在懸停高度范圍以較小的速度上下浮動(dòng)。該結(jié)論對(duì)飛艇的溫度及速度控制設(shè)計(jì)有重要的指導(dǎo)意義。

(5)平流層飛艇在升空過程中由于受到重力、浮力、空氣動(dòng)力共同作用，一旦上升俯仰角過大，將受到回復(fù)力矩的負(fù)反饋?zhàn)饔茫瑢?dǎo)致飛艇的升空全過程俯仰角在0°～2.5°之間平穩(wěn)波動(dòng)；同時(shí)可發(fā)現(xiàn)氣囊內(nèi)外最小壓差設(shè)計(jì)值對(duì)速度的實(shí)時(shí)變化控制不明顯。以上結(jié)論可為飛艇姿態(tài)分析及氣囊內(nèi)外壓差和排氣控制的有效設(shè)計(jì)提供參考。