多囊体临近空间飞艇多要素耦合建模与仿真

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28451

固体力学与飞行器总体设计

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多囊体临近空间飞艇多要素耦合建模与仿真

史智广¹^,²(), 杨玉洁², 左宗玉¹

^1.北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院，北京　100191
^2.北京临近空间飞艇技术开发有限公司，北京　100070

收稿日期:2023-01-03 修回日期:2023-02-22 接受日期:2023-04-28 出版日期:2023-05-15 发布日期:2023-05-12
通讯作者: 史智广 E-mail:shizhiguang_htyy@sina.cn
基金资助:
国家自然科学基金(62073019)

Multi-element coupled modeling and simulation for multi-capsule near-space airships

Zhiguang SHI¹^,²(), Yujie YANG², Zongyu ZUO¹

^1.School of Automation Science and Electrical Engineering，Beihang University，Beijing 　100191，China
^2.Beijing Near Space Airship Technology Development Co. Ltd. ，Beijing 　100070，China

Received:2023-01-03 Revised:2023-02-22 Accepted:2023-04-28 Online:2023-05-15 Published:2023-05-12
Contact: Zhiguang SHI E-mail:shizhiguang_htyy@sina.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(62073019)

摘要/Abstract

摘要：

针对多囊体临近空间飞艇多要素耦合仿真及长航时能力评估的迫切需求，详细阐述了多囊体临近空间飞艇六自由度位置与姿态动力学模型、环境热力学模型、内外囊体热力学模型及囊体氦气损失模型，通过位置、时间、姿态、空速等动力学输出信息与压力成形体积、氦气质量等热力学输出信息实现平台力热动态耦合，能够全面反映飞艇在大气环境及操纵力作用下力热耦合变化规律，具备飞艇平台超热超压安全下的长航时定量评估能力。通过仿真发现，囊体内氦气在随风飘状态下最大超热达到55 ℃左右，为保证内外囊体白天压力安全需主动释放氦气导致飞行高度上升约100 m，夜晚囊体内压将至0 Pa无法维形保持浮力导致驻空高度快速降低，姿态振荡加剧，驻空航时仅有26.5 h，且动力全开无法获得稳定的航向飞行，空速来流降温无法最大效能发挥，需要控制系统接入实现动态闭环航路飞行，才能实现长航时飞行，具有重要的工程应用价值。

关键词: 动力学建模, 热力学建模, 氦气泄露建模, 长航时能力评估, 临近空间飞艇, 多要素耦合

Abstract:

Based on the urgent demand for multi-element coupled simulation and long-endurance capacity assessment of multi-capsule near-space airship， this paper describes six-degree-of-freedom position and attitude dynamics model， environmental thermodynamic model， inner-outer capsule thermodynamic model， and capsule helium loss model of multi-capsule near-space airships in detail. The dynamic and thermal coupling for the platform are realized through dynamic output information （e.g.， position， time， attitude and airspeed） and thermodynamic output information （e.g.， pressure forming volume and helium mass）， which can fully reflect the dynamic and thermal coupled rule of airships under atmospheric environment and the effect of operation， and reveals the quantitative long-endurance assessment ability for airships under the safety of overheat and overpressure. Through simulation， it is found that the maximum overheat of helium in the capsule reaches about 55 ℃ in the condition of floating with wind. To ensure the pressure safety of the internal and external capsule during the day， helium should be released actively， which leads to the flight altitude increase of approximately 100 m. At night， the pressure in the capsule will reach 0 Pa， and the buoyancy and the shape cannot be maintained， causing a rapid decrease of floating altitude，intensified attitude oscillation， and the floating duration of 26.5 h only. In addition， airships cannot achieve stable course flight with full power flight，and the airspeed inflow cooling cannot be maximized. A control system needs to be connected to achieve dynamic closed-loop route flight， so as to realize long-endurance flight， which has important engineering application value.

Key words: dynamics modeling, thermodynamic modeling, helium leak modeling, long-endurance capability assessment, near space airship, multi-element coupling

中图分类号:

V274

史智广, 杨玉洁, 左宗玉. 多囊体临近空间飞艇多要素耦合建模与仿真[J]. 航空学报, 2023, 44(16): 228451-228451.

Zhiguang SHI, Yujie YANG, Zongyu ZUO. Multi-element coupled modeling and simulation for multi-capsule near-space airships[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(16): 228451-228451.

图/表 13

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

表 1

外囊体单元面空间几何量

名称	计算公式	说明
单元面中心点	$x c, y c, z c$	$x c 、 y c 、 z c$ 分别为中心点坐标
单元面中心外法向量	$x c a 02, y c b 02, z c c 02$	$x c 、 y c 、 z c$ 分别为中心点坐标
单元面梯度线方向向量	$x n z n, y n z n, - x n 2 - y n 2$	$x n 、 y n 、 z n$ 分别为方向坐标
单元面倾斜角	$π 2 - a r c t a n z n x n 2 + y n 2$	范围0°~180°，单元面正面朝上为0°，正面朝下为180°
单元面方位角	$a t a n 2 (- x n, y n)$	范围-180°~180°，单元面正面朝北为0°，向西偏转为正

表 1

表 2

蒙皮对流换热系数计算

气体

飞艇气囊示意图

对流换热系数计算

大气

（外表面）

自然对流： $N u N = 2 + 0.6 R a a t m 0.25, R a a t m < 109$

强迫对流： $N u F = 0.029 6 R e 0.8 P r 0.6$

$h F - a t m = N u N 3 + N u F 3 1 / 3 λ a t m / l F$

（内表面）

$h i - H e = 2.5 λ H e l i 2 + 0.6 R a H e 0.25 R a H e < 1.5 × 108 0.325 λ H e l i R a H e 1 / 3 R a H e > 1.5 × 108$

$i = F 或 f$ ， $F$ 为外囊体蒙皮， $f$ 为超压内囊蒙皮

（内表面）

h f - h e = 2.5 λ h e l f 2 + 0.6 R a h e 0.25 R a h e < 1.5 × 108 0.325 λ h e l f R a h e 1 / 3 R a h e > 1.5 × 108

表 2

表 3

计算蒙皮抵达投射强度H

分类

（加粗部分蒙皮）

辐射换热计算

接触外界

$H F = S R + I R g n d + I R a t m$

（太阳辐射和地气红外辐射）

不接触外界

（除上面蒙皮外的其他飞艇蒙皮）

H f k = ∑ f J f χ f - f k

表 3

表 4

各蒙皮具体辐射强度计算

辐射	内侧		外侧
离开辐射	He	$J f 1 k = ε I R, f σ T f 1 k 4 + τ H F 1 k + ρ H f 1 k$	atm	$J F 1 k = ε I R, f σ T F 1 k 4 + τ H f 1 k + ρ H F 1 k$
抵达投射	He	$H f 1 k = ∑ f 1 J f 1 χ f 1 - f 1 k + ∑ F 3 J F 3 χ F 3 - f 1 k + ∑ F 4 J F 4 χ f 4 - f 1 k$	atm	$H F 1 k = P S R, F 1 k + P I R g n d, F 1 k + P I R a t m, F 1 k$
离开辐射	he	$J f 3 k = ε I R, f σ T f 3 k 4 + τ H F 3 k + ρ H f 3 k$	He	$J F 3 k = ε I R, f σ T F 3 k 4 + τ H f 3 k + ρ H F 3 k$
抵达投射	he	$H f 3 k = ∑ 自身 f 3 J f 3 χ f 3 - f 3 k$	He	$H F 3 k = ∑ f 1 J f 1 χ f 1 - F 3 k + ∑ F 3 J F 3 χ F 3 - F 3 k + ∑ F 4 J F 4 χ F 4 - F 3 k$

表 4

表 5

图 6

图 7

图 8

参考文献 31

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

序号	参数名称	取值	单位
1	平衡高度大气密度ρ	0.088	kg/m³
2	平衡高度重力加速度g	9.81	m/s²
3	外囊体微孔当量直径	4	mm
4	外囊体阀门通径	200	mm
5	飞行日期	夏至日0时
6	飞艇重总m	9 068	kg
7	飞艇对x轴转动惯量I_x	9.4×10⁶	kg·m²
8	飞艇对y轴转动惯量I_y	2.1×10⁶	kg·m²
9	飞艇对z轴转动惯量I_z	8.8×10⁶	kg·m²
10	飞艇对yz轴转动惯性积I_yz	-5.7×10⁴	kg·m²
11	重心坐标［x_g，y_g，z_g ］^T	［0，0，-1］^T	m
12	1#螺旋桨坐标［x_T，y_T₁，0］^T	［23，33，0］^T	m
13	2#螺旋桨坐标［-x_T，y_T₁，0］^T	［-23，33，0］^T	m
14	3#螺旋桨坐标［0，y_T₂，0］^T	［0，-74，0］^T	m
15	蒙皮材料太阳光吸收率	0.13
16	蒙皮材料红外发射率	0.65
17	蒙皮材料红外反射率	0.34
18	蒙皮材料红外透射率	0.01
19	蒙皮材料厚度	0.2	mm
20	蒙皮材料密度	628	kg/m³
21	蒙皮材料热容	1 060	J/（kg·K）
22	蒙皮材料导热系数	0.108	W/（m·K）
23	外囊体安全压差上限	400	Pa
24	调压内囊体安全压差上限	2 100	Pa

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多囊体临近空间飞艇多要素耦合建模与仿真

Multi-element coupled modeling and simulation for multi-capsule near-space airships

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