王飞 王伟志



半硬式与软式平流层飞艇结构静力性能比较

王飞 王伟志

（北京空间机电研究所，北京 100094）

平流层飞艇是一种轻于空气的飞行器，可以在海拔20km的高度驻空工作几个月甚至几年，用于对地观测和通讯具有重大的政治和军事意义。平流层飞艇按照结构形式可分为软式和半硬式两种。分别选取了一种半硬式和软式平流层飞艇的结构体系布局方案。基于浮力与重力作用下平衡形态的原理，应用ANSYS有限元软件，建立了具有相同结构尺寸和结构质量的半硬式和软式平流层飞艇的结构模型，在相同的载荷和约束条件下比较了两艘艇结构的力学性能。通过计算分析，在受到外载荷的作用时，相比较于只由蒙皮构成的软式艇结构，内部具有刚性龙骨的半硬式结构设计，可以更好的协调整艇的结构变形，改善蒙皮的应力分布和保持蒙皮双向受拉的工作状态，有效地避免蒙皮出现单向受拉或褶皱等失效状态。所以，半硬式艇结构比软式艇结构更适合作为平流层飞艇的结构形式。文章研究结果可为平流层飞艇结构方案的选择提供参考。

半硬式构型 软式构型 有限元分析 静力性能 平流层飞艇

0 引言

地球表面的大气层，按照海拔由低到高分为对流层、平流层、中间层、暖层和散逸层，其中12~55km为平流层。由于平流层有着良好的气象条件（压力和温度基本恒定，夏季高纬度地区平均风速约为4~6m/s且变化很小），数十年来人们一直尝试利用平流层平台长期驻空进行通信和观测[1]。进入21世纪，随着制造业和材料技术的发展，同时氦气的生产成本也大为降低，利用飞艇作为平流层驻空平台，越来越受到人们的关注。

通常意义上平流层飞艇是利用自身的动力装置来实现定位和机动，依靠存储在艇囊内的浮升气体产生浮力来实现悬浮。由于在平流层时，飞艇浮囊中相同质量的浮升气体密度只有在海平面时的1/14，飞艇由海平面升空至平流层后内部浮升气体体积要膨胀14倍[2]。在不压缩气体的情况下，为了使飞艇具有足够大的浮力来满足携带有效载荷的要求，平流层飞艇的体积都比较大，通常艇长可达一二百米[3]。平流层飞艇定点位置一般设定在距地面20km附近的平流层底部，因为那里的全年平均风速较弱[4]。

传统飞艇按照结构型式的不同一般分为软式、硬式、半硬式三类，具体性能比较如表1所示。

表1 软式、硬式与半硬式飞艇性能比较

Tab.1 Performance comparison among non-rigid, rigid and semi-rigid structure of Stratospheric Airship

对于平流层飞艇而言，由于其结构外形巨大，基于蒙皮材料制造水平和整艇结构质量方面的考虑[5-6]，目前对于平流层飞艇结构形式的选择多倾向于软式和半硬式设计。

本文建立了具有相同结构尺寸和结构质量的半硬式和软式平流层飞艇的结构模型，通过施加相同的约束和载荷，经过计算分析，比较了半硬式和软式飞艇结构的力学性能。

两种结构型式飞艇的总体外形均设计为艇长220m，最大直径60m的标准椭球体。半硬式艇的结构包括[7]内部龙骨结构（主纵梁，环形框，十字梁），头锥结构（椭球形），尾锥结构（圆锥形），以及蒙皮结构；软式艇只有蒙皮结构。半硬式艇与软式艇的结构形式分别如图1所示。

（a）半硬式艇 （b）软式艇

1 飞艇结构建模与边界条件设定

1.1 半硬式与软式艇结构建模

本文利用ANSYS有限元软件分别对半硬式和软式飞艇进行建模与计算[8]。半硬式艇龙骨为桁架结构[9-10]，蒙皮为膜结构；软式艇蒙皮为膜结构。

半硬式艇龙骨结构采用梁单元[11-12]（Beam188，三维线性两节点梁单元，每个节点有6个自由度，适合于分析从细长到中等粗短的梁结构），弹性模量为180GPa，泊松比为0.35；蒙皮结构选用壳单元[13-14]（Shell41，三维构件，每个节点有三个平移自由度，适用于分析只能承拉不能受压且不具有弯曲刚度的膜结构），弹性模量为1GPa，泊松比为0.3，蒙皮被龙骨分为不同的舱段，除头锥（舱段一）尾锥（舱段二）外，从前往后划分为舱段三至舱段八，如图2所示，各舱段蒙皮平均厚度为0.311 4mm。

软式艇的结构为椭球形的蒙皮，建模时蒙皮计算单元选用壳单元[15]（Shell41），蒙皮弹性模量为1GPa，泊松比为0.3，蒙皮厚度为0.744 6mm。

（a）飞艇蒙皮结构尺寸及位置 （b）舱段四蒙皮计算模型

1.2 结构质量计算

以飞艇浮重平衡为前提[16-17]，对于半硬式艇结构模型，计算设计龙骨质量为9 892.6kg，蒙皮结构质量为7 591.6kg，两者相加得到半硬式艇的结构质量为17 484.2kg；对于软式艇结构模型，计算得到软式艇的结构质量为17 483.5kg。可见，所设计的半硬式艇与软式艇的结构质量基本一致，以便进行后面的比较分析。

图3 飞艇结构约束的位置

1.3 设定约束条件

对半硬式艇结构模型和软式艇结构模型施加相同的约束条件。对于半硬式艇，约束蒙皮结构与环形框A、G连接处沿其周向的所有连接点两个方向的平动自由度，约束环形框D沿其周向的所有连接点方向的平动自由度，如图3所示；对于软式艇，也在相同位置处施加相同约束。施加这样的约束条件的原因，一方面是基于施加载荷方面的考虑，另一方面是为了减小由于约束造成的蒙皮应力集中。

1.4 施加载荷

两种结构型式的飞艇受到的载荷主要有：内外压差、蒙皮预应力和沿艇身纵向的弯矩。

1）内外压差。为了便于比较，对两种结构模型均施加相同的内外恒定压差[18]，大小为800Pa。

2）蒙皮预应力。整艇蒙皮上的预应力在软件中通过施加温度载荷来实现[19]，经过优化计算得到用于模拟预应力的温降值为–0.004 03℃（计算模型中材料的温度变化系数设为1）。

3）沿艇身纵向的弯矩。由于飞艇外形呈细长状，在实际飞行过程中会受到沿艇身纵向较大的弯矩，数值约为107~108N·m[2]。本文取飞艇在实际飞行过程中受到的弯矩为=2×107N·m。在对飞艇结构的加载计算过程中，为了避免在飞艇结构两端直接施加弯矩所带来的蒙皮应力集中的问题，采取对结构施加均布载荷来等效的模拟飞艇结构受到的纵向弯矩。飞艇整体的结构形状和约束形式类似简支梁，简支梁在两端施加弯矩以及施加均布载荷作用下的简支梁剪力和弯矩如图4所示，其中为简支梁所受弯矩大小；Q为简支梁所受剪切力大小。

（a）两端弯矩作用 （b）均布载荷作用

对于简支梁来说，在梁两端直接施加弯矩时，整个梁中的弯矩值相同，均为；对梁施加均布载荷时，梁上的弯矩图为抛物线，根据材料力学计算方法计算得到在梁的中间位置处弯矩值最大（弯矩方程()=–0.5+0.52，0≤≤2），数值为0.1252。本文采取均布载荷来代替端部载荷，保持梁中间位置处的弯矩相同，所以，

=0.1252（1）

式中=2×107N·m；=200m，为飞艇纵向长度。

对于均布载荷，计算时采取重力载荷来模拟，令：

=·(n)/（2）

式中=17 483kg；=200m；n=9.8m/s2；为飞艇质量；为重力加速度n的倍数。

将式（2）带入式（1），经计算后取整可得=5。所以在计算飞艇结构沿艇身纵向弯矩作用下的受力和变形时，可以通过计算飞艇结构在相应倍数重力加速度的重力场作用下的结构受力和变形来等效研究飞艇结构的力学性能。当飞艇所受模拟等效重力场的重力加速度达到5倍时，飞艇结构在中间位置处受到的弯矩约为2×107N·m。

由于所设计的半硬式与软式艇结构质量相同，在相同的重力场中两艇结构所受到的重力载荷相同。本节首先对半硬式和软式艇结构均施加5倍重力加速度的模拟等效重力场作用，比较两艇结构的等效应力和变形；然后再分别对半硬式艇和软式艇结构均施加4倍、4.5倍、5倍，5.5倍重力加速度的模拟等效重力场作用，分析两艇蒙皮的应力状态变化（注：下文中的“倍自重作用”均为对结构所受到的倍重力加速度的模拟等效重力场的简单描述）。

2 计算结果与分析

2.1 5倍自重作用下飞艇结构应力与变形

在5倍自身重力载荷作用下，计算得出半硬式艇艇身结构变形和蒙皮等效应力分别如图5（a），5（b）所示，软式艇艇身结构变形和蒙皮等效应力分别如图6（a），图6（b）所示。

（a）艇身结构变形 （b）蒙皮等效应力

（a）蒙皮变形 （b）蒙皮等效应力

半硬式艇艇身结构最大位移在飞艇艇身中段，大小约为4.1m，舱段四、五、六、七中的蒙皮应力均匀，位于42.1~54.8MPa之间，舱段三、八中蒙皮应力大部分均匀，位于54.8~80.1MPa之间，在蒙皮与头尾锥结构的连接处附近，达到了99.1MPa。

软式艇艇身结构蒙皮最大位移在飞艇底部，大小约为2.8m，蒙皮表面大部分（除头锥，尾锥段）应力均匀，位于12.6~28.9MPa之间，在艇首艇尾处蒙皮应力变化较大，位于4.4~12.6MPa之间。如表2所示。

表2 5倍重力作用下半硬式和软式艇结构变形及蒙皮等效应力

Tab.2 Structural deformation and Vos Mises stress in envelop of semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship under 5 times value of gravity

由计算结果可见，在相同载荷作用下，半硬式艇的结构位移比软式艇的结构位移大，这主要是因为半硬式艇内有龙骨，且龙骨的中间环形框结构质量较大，使半硬式艇中部受到的载荷比软式艇中部受到的载荷大，造成半硬式艇中部变形较大。由于两种飞艇结构在较大外载荷作用下的最大变形只相差1m左右，相对于艇长变形量很小，所以可以认为半硬式艇与软式艇的结构刚度相当。另外由于半硬式飞艇内部有龙骨，可以更好的传递飞艇外表面蒙皮的应力和变形，所以相对于软式艇结构在载荷作用下是局部变形而言，半硬式艇结构是整体变形，整体变形有利于对结构变形的控制。

对于载荷作用下飞艇的蒙皮应力，总体来说，软式艇蒙皮应力比半硬式艇蒙皮应力小，这主要是由于在相同结构质量的前提下，软式艇的蒙皮比较厚，约为半硬式艇蒙皮厚度的2.5倍，这样在相同载荷的作用下，较厚的蒙皮中的应力就会比较小。半硬式艇和软式艇结构中间大部分舱段的蒙皮应力都很均匀，但在艇首艇尾处的蒙皮应力变化都相对较大。在改进设计方面，对于半硬式艇结构，可以通过改进龙骨结构的设计，提高环形框结构的平面外刚度，来减小飞艇蒙皮应力的变化，使全艇蒙皮应力趋于均匀；对于软式艇结构，由于椭球形的结构外形，决定了飞艇中部蒙皮应力大，两端应力小的特点。增加蒙皮厚度可以降低蒙皮应力，但不能减小蒙皮应力的差异。

通过对相同载荷作用下半硬式艇和软式艇结构的力学性能比较，由整艇结构变形计算结果可见，两艇结构刚度相当，半硬式艇结构是整体变形，软式艇结构是局部变形。由蒙皮等效应力计算结果可见，两艇艇身中部大部分蒙皮应力均匀，艇身头尾部应力变化比较大，但半硬式艇可以通过改进龙骨结构的设计来使整艇蒙皮应力趋于均匀。对于平流层飞艇的结构形式选择，由于平流层飞艇的结构尺寸很大，如果是软式艇结构，不同载荷作用下飞艇各处产生局部变形，对整艇结构变形的控制就会比较困难，而载荷作用下具有整体结构变形特点的半硬式艇结构就相对比较适合于平流层飞艇。载荷作用下，平流层飞艇蒙皮中的应力越均匀越好，通过合理设计半硬式艇的龙骨和蒙皮，可以更好的满足平流层飞艇对蒙皮应力状态的要求。

2.2 不同结构重力作用下飞艇结构应力与变形

由于蒙皮是柔性结构，只能受拉，不能受压。对应的蒙皮计算单元中，在膜平面内任意垂直的两个方向上均存在正应力和剪应力，主应力是剪应力为零时的正应力，即对于膜面平内总有两个主应力，且方向相互垂直。主应力由大到小（包含正负）分为第一主应力和第二主应力。第一主应力为1，第二主应力为2，以下分四种情况来说明蒙皮的工作状态。

第一种情况：1>2>0，说明蒙皮在两个主应力方向均受拉，蒙皮处于正常工作状态，具有一定的刚度和形状。

第二种情况：1>0，2=0，说明蒙皮在只在一个主应力方向受拉，另一个主应力方向不受力，蒙皮处于单向受拉状态，可以保持正常工作状态，具有一定的刚度和形状。

第三种情况：1<0，说明蒙皮在两个主应力方向均受压，计算单元失效，蒙皮不具有任何刚度，出现褶皱。

第四种情况：1>0且2<0，说明蒙皮在一个主应力方向受压，计算单元失效，蒙皮不具有任何刚度，出现褶皱。

由此可见，蒙皮中的主应力形式只有处于第一和第二种的情况下，蒙皮才能够正常工作，具有一定的刚度和形状。蒙皮中有一个主应力为负值时，蒙皮失效，出现褶皱[20]。

为了研究半硬式和软式艇结构在等效弯矩载荷的作用下是否会出现蒙皮实效的情况，通过对二者施加不同的重力来观察蒙皮第二主应力的变化，两艇蒙皮第二主应力的变化如图7~图10所示。

（a）半硬式艇 （b）软式艇

（a）半硬式艇 （b）软式艇

（a）半硬式艇 （b）软式艇

（a）半硬式艇 （b）软式艇

在不同倍数结构自重的作用下，半硬式和软式艇蒙皮中第二主应力的最小值汇总如表3。

表3 不同倍数结构自重作用下的半硬式和软式艇蒙皮中第二主应力的最小值

Tab.3 The minmum second principal stress in envelop of semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship under different times value of gravity

对于软式艇结构，由表3中数据可见，随着重力的增加，软式艇蒙皮第二主应力迅速减小，有接近于零的趋势，这说明随着作用载荷的增加，软式艇蒙皮会出现单向受拉的状态甚至褶皱失效（图11中为5.8倍自重作用下软式艇的计算结果为蒙皮接近临界失效的状态）。

图11 5.8倍自重作用下软式艇蒙皮第二主应力

对于半硬式艇结构，结合表3中数据和图12中数据，随着载荷质量的增加，半硬式艇蒙皮第二主应力基本稳定在30MPa左右，蒙皮始终处于张拉状态，不会出现失效。

（a）在6倍自重作用下 （b）在7倍自重作用下

半硬式和软式平流层飞艇结构力学性能的比较如表4所示。由分析可见，半硬式艇结构在平均蒙皮应力，防止出现蒙皮失效方面要好于软式艇结构。

表4 半硬式和软式平流层飞艇结构力学性能比较

Tab.4 Statics performance comparison between semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship

3 结束语

以往对于平流层飞艇结构的相关研究多数是针对于软式艇[21]，对于半硬式艇以及蒙皮与龙骨结构进行刚柔结构协同计算方面的研究涉及较少。本文对于给定的半硬式和软式艇的结构形式进行了结构建模，载荷等效处理和静力性能的比较，通过对一系列计算结果进行分析，得出以下结论：

在模型计算时，由于飞艇的蒙皮为柔性结构，不具有弯曲刚度，计算时会发散。采用设定一定数值温降使得飞艇结构热胀冷缩来模拟出等效的结构预应力（实际工程实施时蒙皮也具有一定的预应力），一方面可以使蒙皮结构具有一定的初始刚度，使后续仿真计算得以进行；另一方面通过优化得到的初始温降值–0.00 403℃（计算模型中材料的温度变化系数设为1）模拟的结构预应力，可以使飞艇蒙皮在充气后结构变形最小。

本文提出了通过施加相应倍数的重力作用来等效的模拟飞艇飞行过程中受到的弯矩的方法，通过计算结果可以看出结构各部位没有出现应力集中的问题。

通过对软式艇和半硬式艇结构在等效重力载荷作用下蒙皮应力和结构变形的计算和分析，可以看出虽然软式艇蒙皮应力和结构最大变形要小于半硬式艇，但是软式艇蒙皮应力中的第二主应力始终很小，并且随着载荷的增加有减小至零从而出现蒙皮实效的情况。而同等情况下半硬式艇蒙皮第二主应力始终处于稳定的范围，蒙皮是始终处于双向张拉状态。

综上，软式艇虽然蒙皮应力和变形小，但是应力中第一、第二主应力分配不均匀，对于只能受拉不能受压的蒙皮容易出现失效。而半硬式艇结构可以更好的协调整艇结构变形，改善蒙皮的应力分布和保持蒙皮双向受拉的工作状态，有效地避免蒙皮出现单向受拉或褶皱等失效状态。所以，考虑到材料受力，结构控制等方面的因素，半硬式艇结构比软式艇结构更适合作为平流层飞艇的结构形式。

[1] 陈务军, 董石麟.德国(欧洲)飞艇和高空平台研究与发展[J]. 空间结构, 2006, 12(4): 3-7. CHEN Wujun, DONG Shilin. Research and Development of Airship and High Altitude Long Endurance Platform in Germany (Europe)[J]. Spatial Structures, 2006, 12(4): 3-7.(in Chinese)

[2] KHOURY G A. Airship Technology[M]. England: Cambridge University Press, 2008.

[3] 王彦广, 李健全, 李勇, 等. 近空间飞行器的特点及其应用前景[J]. 航天器工程, 2007, 16(1): 50-57. WANG Yanguang, LI Jianquan, LI Yong, et al. Characters and Application Prospects of near Space Flying Vehicles[J]. Spacecraft Engineering, 2007, 16(1): 50-57. (in Chinese)

[4] LINDSTRAND P. ESA-HALE Airship Research and Development Program[A]. Tokyo, Japan: The 2nd Strato Spheric Platform Systems Workshop, 2000: 15-21.

[5] 顾正铭. 平流层飞艇蒙皮材料的研究[J]. 航天返回与遥感, 2007, 28(1): 62-66. GU Zhengming. Research of Stratospheric Airships’Skin Material[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2007, 28(1): 62-66. (in Chinese)

[6] ZHAI H, EULER A. Material Challenges for Lighter than Air Systems in High Altitude Applications[R]. AIAA-2005-7488, 2005.

[7] 王飞, 王伟志. 半硬式平流层飞艇龙骨结构设计与有限元分析[J]. 航天返回与遥感, 2011, 32(4): 14-23. WANG Fei, WANG Weizhi. Structure Design and Finite Element Analysis of the Keel of Semi-rigid Stratosphere Airship[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(4): 14-23. (in Chinese)

[8] MOAVENI S. Finite Element Analysis Theory and Application with ANSYS [J]. Journal of Biogeography, 2014: 269-272.

[9] 沈世钊. 大跨空间结构理论研究和工程实践[J]. 中国工程科学, 2001, 3(3): 35-40. SHEN Shizhao. Theoretical Study and Engineering Practice of Long-Span Spatial Structures[J]. Engineering Science, 2001, 3(3): 35-40. (in Chinese)

[10] 郭彦林, 郭宇飞, 盛和太. 钢管桁架拱的稳定性能及应用[J]. 空间结构, 2008, 14(4).GUO Yanlin, GUO Yufei, SHENG Hetai. Stability Behavior and Application of Truss-arch[J]. Spatial Structures, 2008, 14(4). (in Chinese)

[11] 沈祖炎, 郭小农, 李元齐. 铝合金结构研究现状简述[J]. 建筑结构学报, 2007, 28(6): 100-109. SEN Zuyan, GUO Xiaonong, LI Yuanqi. State-of-the-arts of Research on Aluminum Alloy Structures[J]. Journal of Building Structures. 2007, 28(6): 100-109. (in Chinese)

[12] 程明, 石永久, 王元清. 铝合金结构的连接及其设计方法[J]. 建筑科学, 2006, 22(3): 85-88. CHENG Ming, SHI Yongjiu, WANG Yuanqin. Connection of Aluminum Members and Design Method[J]. Building Science, 2006, 22(3): 85-88. (in Chinese)

[13] 郭彦林, 吕晶. 整体张拉及杂交结构体系的特点与应用[J]. 工程建设与设计, 2005(1): 11-16. GUO Yanlin, LU Jing. New Spatial Structures and Their Engineering Application[J]. Construction & Design for Engineering, 2005(1): 11-16. (in Chinese)

[14] BESSERT N, FREDERICH O. Nonlinear Airship Aeroelasticity[J]. Journal of Fluids and Structures, 2005, 21(8): 731-742.

[15] 陈务军, 何艳丽, 付功义. 大型飞艇初始形态分析与结构体系研究[J]. 浮空器研究, 2006, 1(1): 41-46. CHEN Wujun, HE Yanli, FU Gongyi. The Initial form Analysis and Structure System Research for Large Flexible Airship[J]. Floating Aircraft Research, 2006, 1(1): 41-46. (in Chinese)

[16] 高海健, 陈务军, 付功义, 等. 平流层平台柔性飞艇结构弹性分析理论[J]. 上海交通大学学报, 2010, 44(11): 1583-1587. GAO Haijian, CHEN Wujun, FU Gongyi, et al. Structural Analysis Oriented Engineering Elastic Theory for Flexible Airship of Stratospheric Platform[J]. Journal of Shanghai Jiaotong University, 2010, 44(11): 1583-1588. (in Chinese)

[17] 王晓亮, 单雪雄, 陈丽. 平流层飞艇流固耦合分析方法研究[J]. 宇航学报, 2011, 32(1): 22-29. Wang Xiaoliang, Shan Xuexiong, Chen Li. Study on fluid-structure coupled com putational method for stratosphere airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(1): 22-28. (in Chinese)

[18] LI C T, LEONARD J W. Finite Element Analysis of Inflatable shell[J]. Journal of the Engineering Mechanics Division, 1973.

[19] 魏德敏, 戴维莹. 张拉膜结构的有限元分析[J]. 力学与实践, 2005, 27(1): 46-49. WEI Demin, DAI Weiying. Theoretical Analyses of Tension Memerane Structures[J]. Mechanics in Engineering. 2005, 27(1): 46-49. (in Chinese)

[20] 王文隽, 李勇, 姚伟, 等. 飞艇气囊压力与蒙皮张力的估算[J]. 宇航学报, 2007, 28(5): 1109-1112. WANG Wenjun, LiI Yong, YAO Wei, et al. Estimation of the Relationship between the Pressure in Airship Ballonet and the Tension in its Envelop[J]. Journal of Astronautics, 2007, 28(5): 1109-1112. (in Chinese)

[21] 高海健, 陈务军, 付功义. 平流层验证飞艇结构体系比较研究[J]. 宇航学报, 2011, 32(4): 713-720. GAO Haijian, CHEN Wujun, FU Gongyi. Comparison Investigation for Architecture of Stratospheric Demonstration Airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(4): 713-720.(in Chinese)

（编辑：刘颖）

Statics Performance Comparison between Semi-rigid and Non-rigid Structure of Stratosphere Airship

WANG Fei WANG Weizhi

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

Stratospheric airship, as a lighter than air aircraft under the guideline of residing at an altitude of 20km for months or even years for earth observation and communication, has extremely important political and military significance. There are two types of airship structure construction which are non-rigid and semi-rigid. Structure design and simulation of stratospheric airship is one of the key technologies. A semi-rigid and a non-rigid stratospheric structural construction are selected respectively. On the basis of equilibrium configuration of the floating airship subjected to the ascent helium buoyancy and gravity，the structural analysis procedure is developed and the analytical models are presented for the airship. By finite element method (FEM) of ANSYS software, two models of non-rigid and semi-rigid airship structures are established separately with the same size, weight, load and constraint conditions. The mechanical properties of the two types of structure are compared. Though the comprehensive numerical analysis, compared with the single envelop structure construction of non-rigid airship, the structure construction of semi-rigid airship, whose envelop has rigid keel inside, can better coordinate the structural deformation of the whole airship under load. It also can improve the stress distribution of the envelop and maintain the bidirectional tension state of the envelop, thus effectively avoid the failure of the envelop in unidirectional tension or fold. Therefore, the semi-rigid structure is more suitable for the structure of stratospheric airships than the non-rigid structure. The study completed in this dissertation can provide some reference and information for the types of stratospheric airship’s structure choosing.

semi-rigid; non-rigid; finite element analysis; statics performance; stratosphere airship

V274

A

1009-8518(2017)05-0018-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.05.003

王飞，男，1982年生，2011年获中国空间技术研究院飞行器设计专业硕士学位，工程师。研究方向为伞物系统动力学。E-mail：wangfei.cast@gmail.com。

2017-07-18

2016–2020年科技部重大专项（2016YFB1200201）