肖治垣 郦正能

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京100191)

临近空间指传统空域与太空之间20～100km高度具有很高战略价值的空域，临近空间飞行器已成为新概念飞行器研究的热点，其中临近空间飞艇更是工业发达国家竞相研制的目标.

常规飞艇通过调节副气囊中的空气量或增减艇载的配重等措施来改变自身的重量以改变净升力，实现对飞艇起降、航高、载荷等的控制.这种方法对于在对流层以下高度运动的飞艇是可行的，但对于拟在临近空间高度运动的飞艇来说，则有极大困难.其中，如何既能够保持飞艇艇囊形状以维持其可操纵性，又能有效获得返回地面所需的持续下沉力，是关键难点之一.此外，运动高度到达临近空间的常规飞艇，对相关工程材料、动力等都有极高的要求，在现阶段科技条件下难以实现.因此，尽管人类研制临近空间飞艇已有近半个世纪的历史，但至今仍然没有能够可操纵往返地面至临近空间区域、并且能够在该区域相对持久稳定飞行的飞艇问世.

为解决上述难题，国内外对常规飞艇都持续进行了诸多探索研究［1－3］.而本文则从关键的飞艇净升力控制难点入手，提出了一种临近空间太阳能径向变体飞艇总体参数估算方法.

1 变体飞艇基本原理

本文提出的变体飞艇基于阿基米德原理，当飞艇在高度H=0可保持平衡时，可得

式中，mTO为飞艇艇体的质量;mHe为艇体内氦气的质量;ρHe0为海拔高度艇内氦……