江 京

(中国电子科学研究院，北京 100041)

0 引 言

平流层是目前还未开发的信息系统留滞空域，平流层信息系统也是目前国内外研究的热点。平流层信息系统在未来的民用市场上也具有相当宽广的应用前景。因此平流层信息系统有可能是未来十年之后快速发展的重要领域之一。

目前研究的高空飞艇是平流层信息系统承载的重要平台，所以在研究平流层信息系统的同时很有必要研究高空飞艇系统。

海拔20 km 平流层高度空气密度是海平面空气密度的1/14 ～1/13。而阿基米德定律是飞艇类浮空器的基本原理。因此，高空飞艇的体积相对于中低空飞艇的体积要大很多。从工程角度来说飞艇越大制造的难度越大，风险就越高。如何减少高空飞艇的重量以减小高空飞艇的体积是高空飞艇系统总体顶层设计必须面临的重大技术问题。

1 高空飞艇系统总体顶层设计的三个平衡

1.1 高空飞艇的能量平衡

在白天高空飞艇利用太阳能电池发电来提供电能以维持运行并储存部分电能。夜间利用白天所存储在蓄电池的电能维持飞艇运行。高空飞艇的能量平衡就是高空飞艇连续24 小时的设计耗电总量必须小于或等于设计发电量。即高空飞艇正常工作期限内太阳能辐射能量最少之日24 小时内的发电量要大于飞艇的设计耗电量。

高空飞艇的动力耗电依靠以下公式计算

式中，ηz为综合效率;Cd为阻力系数;Dah是工作高度的空气密度，单位为kg/m3;V 是高空飞艇的体积，单位为m3;ν 为高空飞艇的抗风速度，单位为m/s。

高空飞艇的总耗电为

式中，Pc是控制系统用电，单位为kW;Pp为载荷用电，单位为kW;Ph为热控系统用电，单位为kW;Eh为总耗能，单位为kWh;T1为白天日照时间，单位为h;T2为夜间无日照时间，单位为h;ηx为蓄电池转换效率

飞艇与太阳运行之间的关系模型，如图1 所示。

图1 飞艇与太阳运行的位置关系图

飞艇艇身上太阳能电池布置方式如图2 所示。太阳能电池的发电量可按以下公式计算

图2 高空飞艇太阳能电池布设示意图

式中，Es是太阳能电池发电量，单位为kWh;S0为太阳能系数，平流层为1.26;η 为太阳能电池的光电转换效率;ρ1为太阳能电池的紫外辐照因子;ρ2为太阳能电池的偏照损失因子;ρ3为太阳能电池的组合损失因子;ρ4为太阳能电池的面积利用率;θs为太阳能电池单元的法线与太阳射线的夹角;Δs 为太阳能电池单元面积，单位为m2;Δt 为太阳能辐射的时间段，单位为h。

能量平衡即为

通过计算机数值仿真可得到某高空飞艇太阳能电池在某纬度某时域随时间变化的太阳能发电功率图，如图3 及图4 所示。在实际设计中应考虑到高空飞艇背部为3D 曲面，还应考虑到高空飞艇的飞行姿态及太阳光在大气中的吸收和散射。太阳能电池发电量与时间关系图如图3 所示，其风向由东向西。其总能量为

若风向东偏南45°则该高空飞艇太阳能电发电量如图4 所示。其总能量为

图3 风向由东向西高空飞艇太阳能电池发电量与时间关系图

图4 风向东偏南45°高空飞艇太阳能电池发电量与时间关系图

由此计算结果可以看出，平流层风向的确定对于高空飞艇的能量平衡仿真分析计算至关重要。

1.2 高空飞艇的热平衡

高空飞艇在平流层高空环境下受到太阳辐射时内部气体会受热膨胀。对于超压型飞艇，如果其受热膨胀产生的压差超过飞艇设计极限将会使飞艇在空中撕裂解体;对于衡压型飞艇，为了飞艇安全释放艇内氦气将不能满足飞艇长期滞空的使用要求。所以高空飞艇的抗热能力研究是制定高空飞艇总体设计方案时的一个重要课题。

在飞艇总体设计时确定了飞艇的材料强度、飞艇的长度和长径比、高空飞艇的定点高度、空气副气囊比例及飞艇的压差范围，也就确定了高空飞艇的抗热能力。

因此，在进行高空飞艇总体设计时就必须将飞艇的热平衡温差范围设计在高空飞艇抗热能力范围以内才能够保证高空飞艇的安全运行。这就是高空飞艇的热平衡设计。

高空飞艇热平衡即

式中，κ 为安全系数;Tj为高空飞艇抗热能力极限温度;Tf为高空飞艇受辐射热后的艇内氦气最高平均温度。

例如:一高空飞艇其最低艇内外气压差为30 mm 水柱，最高艇内外气压差为80 mm 水柱。在海拔20 km 平流层定点高度平衡点时的空气副气囊体积占全艇体积的10%。假设飞艇在其最低艇内外气压差为30 mm 水柱时氦气温度与大气相等。根据计算机仿真计算得到如图5 所示(图5 中:左边的曲线为大气温度，右边的曲线为高空飞艇抗热能力极限温度。)，其氦气极限平均温差不能超过20.43℃。

图5 高空飞艇抗热能力图

又设:

高空飞艇外囊体厚度0.4 mm。

热控方案:采用镀铝厚度10 μm;其吸收系数为0.25;辐射系数为0.5;对流系数为0.01。

北纬40°某地、时域为夏至6 月21 日到6 月23日，白天太阳照射时间为14.85 h，飞艇航向始终正东。通过有限元仿真分析，艇内氦气昼夜平均温升与时间关系图如图6 所示。其中艇内初始平均温度设定为艇外气温。从图6 中可以看出，其最大温差范围可达到30℃。

由上述的仿真计算可以看出该高空飞艇20.43℃的抗热能力极限不能够满足该高空飞艇的热控设计需求，因此必须采取其他热控措施予以补救。例如采用更低吸收－发射比的外囊体热控涂层材料进行艇身涂敷或镀层，或其他适当的方法。

1.3 高空飞艇的重量平衡

在飞艇的体积和在平衡点副气囊比例确定以后该飞艇的重量就已经确定下来了。在这个重量的范围之内合理分配各分系统的重量指标。

由式(1)可以看出动力耗能量与飞艇的阻力系数、飞艇体积、抗风速度、平衡高度空气密度和系统效率有关。

能量系统的重量主要与蓄电池重量、太阳能电池重量、能源管理器(包含蓄电池充电系统)和输电电缆有关。

热控系统重量主要与热控涂敷材料、热控结构材料、热控能源所需蓄电池系统重量、热控器件重量和囊体材料强度有关。此外高空飞艇的热管理(其中也包括压差管理)需要大量的能量，这些能量也必须由太阳能电池和蓄电池提供。热管理所需能量会增加电池系统的重量。

飞艇结构重量主要与飞艇体积、飞艇表面积、主气囊囊体材料、副气囊囊体材料、头尾锥、附属结构及飞艇的总体结构布局有关。

因此在进行高空飞艇系统总体方案设计时必须对所有影响飞艇重量的主要相关因素进行优化分析。

2 高空飞艇系统总体优化

高空飞艇的重量决定飞艇的体积，体积又与消耗能源所需重量相关。在高空飞艇系统顶层总体设计时针对同等工作空域、工作时域、抗风速度、任务载荷和任务功耗条件下增加重量就要增加体积，增加体积又必须增加飞艇的蓄电池携带量也就意味着又增加了飞艇的总体重量。这样的反复叠代直到平衡为止。

高空飞艇的顶层总体优化设计的三个平衡是以满足风场环境条件和太阳辐射规律，适合于平流层自主控制定点飞行、飞艇体积最小化为原则进行的。顶层设计可以按照如图7 所示的流程进行。并通过以下8 个方面开展总体设计优化。

图7 顶层总体方案设计三个平衡全局优化流程图

2.1 采用高性能的高空飞艇囊体材料

由于高空飞艇的囊体材料重量占高空飞艇结构重量较大的比重，因此研究制造轻薄、强度高、抗紫外线辐射、抗臭氧和氦气泄漏率低的高空飞艇材料可以减轻高空飞艇整体结构的重量。

2.2 优化高空飞艇结构总体布局

良好的结构总体布局可以实现整体结构的轻量化。比如，采用柔性结构体系或局部刚性体系，内藏载荷舱及采用充气结构构件等措施。美国洛克希德·马丁公司采用无起落架及充气尾翼的高空验证飞艇如图8 所示。

图8 HALE-D 高空验证飞艇

2.3 高空飞艇能源系统优化

研究制造高功率比能量的再生式蓄电池系统，减轻再生式蓄电池系统重量;研究制造高效率的薄膜太阳能电池，减轻太阳能电池发电系统重量。

对蓄电电池系统与高空飞艇结构进行共形设计，减少电池结构重量和高空飞艇结构重量。

2.4 高空飞艇动力系统优化

研究制造高效率的高空飞艇螺旋桨、高效率的无刷直流永磁电动机、高效率的机械减速器。提高动力系统效率达到较少能源系统重量的目的。

2.5 高空飞艇热控系统优化

采用更低的低吸收－发射比高空飞艇外囊体涂敷/镀层材料及研究涂敷/镀层工艺，以及其他有效的温度控制方法，降低太阳能热量的吸收。另外还需要研究高空飞艇的热管理优化技术以减少热管理所需能耗。

2.6 高空飞艇任务系统结构与平台结构系统一体化优化设计

高空飞艇的任务系统结构设计与平台结构系统设计一体化。例如有些任务系统的庞大天线结构可以与平台结构进行一体化设计，从而达到减轻总体结构重量的目的。例如:美国洛克希德·马丁公司与雷声公司设计的ISIS 系统采用“胶囊”式结构以支撑雷达共形天线，如图9 所示。

图9 美国ISIS 系统支撑共形雷达天线使用的胶囊式结构

2.7 高空飞艇艇形优化设计

对高空飞艇艇形曲线进行优化，改善高空飞艇的阻力系数使阻力系数处于最佳状态。并且以上述研究为基础开展在平流层环境下平流层飞艇的气动特性及有尾翼总体布局和无尾翼总体布局的优化研究。通过优化阻力系数Cd值达到减少电源系统重量的目的。

2.8 高空飞艇任务系统优化设计

按常规设计的高空飞艇结构比例过于庞大，使高空飞艇的任务系统很难达到理想的重量比例。根据DARPA 公布的资料:美国洛克希德·马丁公司与雷声公司已经通过系统总体优化减少了高空飞艇的结构比例。将任务系统重量与高空飞艇系统总体重量的比例由原来常规模式的2% ～3%提高到了ISIS 新模式的30%以上。

无论是常规设计模式还是ISIS 新设计模式，从高空飞艇系统总体顶层设计角度看高空飞艇任务系统的重量、能耗和热平衡如果没有进行优化设计都会严重影响到高空飞艇总体顶层设计的三个平衡优化。

(1)能耗优化设计

高空飞艇任务电子信息系统在工作时需要消耗大量的能量。因此，能量消耗是高空飞艇能量平衡中的重要组成部分。能量平衡优化的高空飞艇任务电子信息系统会使高空飞艇系统整体能耗降低。例如:雷声公司通过取消传统雷达的高能耗电子设备和冷却设备、研制低能耗的T/R 阵元等优化设计措施对高空飞艇任务电子信息系统的能耗进行优化，降低了任务电子信息系统的能耗。

(2)热平衡优化设计

高空飞艇任务电子信息系统热平衡优化分析必须放在高空飞艇系统总体热平衡分析中进行。

ISIS 系统T/R 阵元贴敷在高空飞艇内部的“胶囊”式柔性压力容器上。T/R 阵元工作时产生热能与白天太阳能辐射热能造成艇内氦气温度升高。艇内氦气温升可能会超过高空飞艇的抗热能力允许值。因此，必须降低T/R 阵元的热耗。

例如:雷声公司原先设计的高空飞艇T/R 阵元接收状态下的面积比功率是5 W/m2，在不降低T/R阵元性能指标的前提下优化设计T/R 阵元降低了T/R 阵元的热损耗。目前ISIS 系统T/R 阵元接收状态下的面积比功率已经达到了4.7 W/m2。

(3)重量优化设计

高空飞艇任务系统主要以电子信息系统为主。电子信息系统又以天线系统所占重量最大。根据DARPA 公布的ISIS 资料:美国雷声公司设计的ISIS系统UHF 或VHF 雷达天线达到了6000 m2。如果按原来要求的AESA 材料2 kg/m2计算，则任务系统雷达天线重量就达到了12 T。而现在雷声公司的AESA 材料已达到1.8 kg/m2，则任务系统雷达天线重量就减到了10.8 T。与此同时，取消大尺寸易弯曲的雷达机械框架结构等优化设计措施减轻了任务系统的结构重量。

因此，在确保任务系统战技指标的前提下减轻雷达天线阵元的重量及减少任务电子信息系统功耗是优化高空飞艇任务电子信息系统的关键。

如果按任务系统重量与高空飞艇系统重量的比例为30%计算则:

天线重量为12 T 时，飞艇系统总体重量≥40 T;飞艇体积≥568000 m3。长径比为3.37 时，飞艇长度≥237 m。

天线重量为10. 8T 时，飞艇系统总体重量≥34.33T;飞艇体积≥480000 m3。长径比为3.37时，飞艇长度≥224 m。

如果按任务系统重量与高空飞艇系统重量的比例为3%计算，则:

天线重量为12 T 时，飞艇系统总体重量≥400 T;飞艇体积≥5630000 m3。长径比为3.37时，飞艇长度≥509 m。

天线重量为10. 8 T 时，飞艇系统总体重量≥343.3 T;飞艇体积≥4810000 m3。长径比为3.37时，飞艇长度≥483 m。

还可以对于高空飞艇信息系统的系统整体架构进行优化设计:将高空平台任务电子信息系统的一些高能耗、大重量的模块(例如:数据融合模块、综合态势模块和指挥控制模块等计算量庞大的信息处理模块等)置于地面综合管控系统，以减少高空飞艇任务电子信息系统的系统重量和系统能耗。

逐步开展对于任务电子信息系统所用的电子设备进行微系统化、小型化和集成化。例如:目前已可将几公斤级的雷达应答机优化设计到几十克级。

另外，对于高精度传感器任务系统需要考虑与动力系统隔舱并远离动力系统，优化设计高精度传感器任务系统在高空飞艇上的安装位置以减轻动力系统震动的影响。简化稳定系统以减少稳定系统的重量。

3 结 语

在《美国空军科学技术展望(2010-2030)》中提到高空飞艇的结构重量必须比传统飞艇的结构重量要轻得多，其实际含意就是要采用与传统飞艇不同的设计思路和设计方法，并采用新工艺和新技术对高空飞艇的系统总体设计进行优化，使同体积高空飞艇的结构重量比例比传统飞艇小得多。同时，高空飞艇任务电子信息系统的优化设计也不能忽略，通过优化设计降低任务电子信息系统的重量和功耗有利于高空飞艇电子信息系统的整体优化。

从高空飞艇顶层总体设计层面来说高空飞艇能量不平衡就达不到抗风设计指标;热不平衡就会影响驻空能力;重量不平衡会使设计的高空飞艇达不到定点工作海拔高度。如果这三个平衡的某一平衡指标太高又会引起飞艇体积过大而提高研制费用和研制难度。

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