一种基于空气囊和氦气囊交互的飞艇浮重平衡控制方法与流程

本发明涉及一种飞艇浮重平衡控制方法，尤其是一种基于空气囊和氦气囊交互的飞艇浮重平衡控制方法。

背景技术：

平流层空间距离地表高度为20～100km，位于对流层之上及电离层之下，天气气候稳定，几乎无电磁干扰，其独特的环境优势和军民用应用价值，成为世界各国关注的热点。平流层飞艇为平流层空间长时间持续飞行的飞行器代表，在通信中继、导航定位、气象观测、空间探测等领域有着广泛的应用前景和发展潜能，美、日、英、俄等许多国家正投入大量经费进行研发，平流层飞艇进入快速发展时期。

目前，飞艇浮重平衡的计算方法只考虑在驻空阶段，飞艇内部为正压的情况，未考虑在上升和下降过程中零压或负压的情况，不能准确的计算出某个高度处主囊体内空气、氦气所占的质量、体积。因此，十分需要一种考虑飞艇的主囊体内部为零压或负压的情况，并能够计算任一高度处主囊体内空气和氦气的质量、体积，以更好的辅助控制飞艇浮重平衡的方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于空气囊和氦气囊交互的飞艇浮重平衡控制方法，以解决上述问题。

为实现上述目的，本发明采取下述技术方案：一种基于空气囊和氦气囊交互的飞艇浮重平衡控制方法，飞艇的主囊体构型采用双椭圆母线旋成体结构，飞艇的主囊体内设置有隔膜与主囊体内部下方围合成空气囊，主囊体内位于隔膜上方设置有多个氦气囊，所述控制方法包括：

在驻空阶段，空气全部排出，氦气充满整个主囊体，通过下述公式一计算主囊体内部氦气质量：

其中p表示外部空气压强与主囊体内部压差之和；v表示主囊体体积；m表示氦气的摩尔质量；r表示理想气体状态方程常数；t表示主囊体内稳态温度，

通过下述公式二计算驻空阶段的氦气密度：

其中ρ表示气体密度；m表示气体质量；v表示气体密度，

通过下述公式三计算飞艇整体质量，在驻空阶段飞艇整体质量等于浮力：

其中ρc表示主囊体外部空气与内部气体的密度差；h表示主囊体内测量点距离主囊体内该气体所在最低点的垂直高度；g取值为10n/kg；v表示主囊体体积；m表示飞艇整体质量，

假设主囊体内氦气在上升和下降阶段质量不变，根据下述公式四计算任一高度处氦气的体积：

p1v1＝p2v2，

其中p1表示驻空阶段主囊体内部压强；v1表示主囊体体积；p2表示在上升和下降阶段的主囊体内部压强；v2表示任一高度处氦气的体积，

通过公式二和公式四即可求出任一高度处氦气的密度，

在主囊体体积v1和任一高度处氦气的体积v2已知的情况下可求出空气囊体积，公式五：

vair＝v1-v2，

其中vair表示空气囊体积；v1表示主囊体体积；v2表示氦气体积，

之后再通过公式一计算出空气质量，通过公式二计算出空气密度，通过下列公式六求出飞艇处于任一高度处主囊体内氦气与空气交界处的位置h'：

其中，a表示椭球长轴尺寸；b表示椭球短轴尺寸，

再通过下述公式七求主囊体任一高度处的梯度压差：

δpgra(h)＝(ρair-ρhe)gh＝ρcgh，

其中，ρair表示某一高度的空气密度；ρhe表示主囊体内氦气的平均密度，通过上述公式一～公式七辅助计算浮重平衡控制飞艇的上升与下降，具体为对空气质量的行控制，在飞艇上升时逐渐排出空气囊内的空气，使得飞艇重力小于浮力，从而上升，下降时逐渐吸入空气，使得飞艇重力大于浮力，从而下降。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明考虑了飞艇的主囊体内部为零压或负压的情况，能够计算出任一高度处主囊体内空气和氦气的质量、体积，辅助控制飞艇的浮重平衡，为飞艇的浮重平衡的控制具有良好的借鉴意义。

附图说明

图1是飞艇的主囊体的几何外形示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

具体实施方式一：本发明公开了一种基于空气囊和氦气囊交互的飞艇浮重平衡控制方法，飞艇的主囊体构型采用双椭圆母线旋成体结构，飞艇的主囊体内设置有隔膜与主囊体内部下方围合成空气囊，主囊体内位于隔膜上方设置有多个氦气囊，所述控制方法包括：

在驻空阶段，空气全部排出，氦气充满整个主囊体，通过下述公式计算主囊体内部氦气质量：

其中p表示外部空气压强与主囊体内部压差之和；v表示主囊体体积；m表示氦气的摩尔质量(0.004kg/mol)；r表示理想气体状态方程常数(8.314)；t表示主囊体内稳态温度(视为与大气温度相等)，

通过下述公式计算驻空阶段的氦气密度：

其中ρ表示气体密度；m表示气体质量；v表示气体密度，

通过下述公式计算飞艇整体质量(在驻空阶段飞艇整体质量等于浮力)：

其中ρc表示主囊体外部空气与内部气体的密度差；h表示主囊体内测量点距离主囊体内该气体所在最低点的垂直高度；g取值为10n/kg；v表示主囊体体积；m表示飞艇整体质量，

假设主囊体内氦气在上升和下降阶段质量不变，根据下述公式计算任一高度处氦气的体积：

p1v1＝p2v2(4)

其中p1表示驻空阶段主囊体内部压强；v1表示主囊体体积；p2表示在上升和下降阶段的主囊体内部压强；v2表示任一高度处氦气的体积，

通过公式(2)和(4)即可求出任一高度处氦气的密度，

在主囊体体积v1和任一高度处氦气的体积v2已知的情况下可求出空气囊体积，

vair＝v1-v2(5)

其中vair表示空气囊体积；v1表示主囊体体积；v2表示氦气体积，

之后再通过公式(1)计算出空气质量，通过公式(2)计算出空气密度，通过下列公式求出飞艇处于任一高度处主囊体内氦气与空气交界处的位置h'：

其中，a表示椭球长轴尺寸；b表示椭球短轴尺寸，

再通过下述公式求主囊体任一高度处的梯度压差：

δpgra(h)＝(ρair-ρhe)gh＝ρcgh(7)

其中，ρair表示某一高度的空气密度；ρhe表示主囊体内氦气的平均密度，通过上述公式辅助计算浮重平衡控制飞艇的上升与下降，具体为对空气质量进行控制，在飞艇上升时逐渐排出空气囊内的空气，使得飞艇重力小于浮力，从而上升，下降时逐渐吸入空气，使得飞艇重力大于浮力，从而下降。

实施例：

如图1所示，飞艇的主囊体的几何外形为：

其中a＝32.527m，b＝15.136m，飞艇总体积37680m³，

在驻空阶段(20km)，飞艇的主囊体内部压力为50pa，由公式(1)计算得到氦气质量为466.83kg，在驻空阶段，氦气囊内压差从50pa变为300pa，只需要吸入41.84kg(相比466.83kg,忽略不计，这样无需迭代，简化计算)氦气即可，假设主囊体内氦气的质量一定，在上升阶段，氦气既不排出也不增加，在驻空阶段，由公式(3)求得飞艇所受的浮力，由于空气囊内空气与外界空气密度差较小，故梯度压力较小，忽略不计，所以氦气所占主囊体产生的浮力在上升过程中不变，始终等于飞艇的自重(除去主囊体内部空气、氦气质量)，

在上升过程中，在地面上，主囊体内部93％左右体积是空气，7％左右体积是氦气，上升阶段，空气逐渐排出，氦气所占的体积逐渐增加，由驻空阶段的主囊体体积、密度差计算出飞艇所受的浮力(等于飞艇自身重力，不含氦气、空气等气体重量)，在上升下降过程中，由氦气提供的浮力假定不变，由公式(3)可以求得vhe，由此求得上升过程中，任一高度处氦气所占体积、氦气密度、空气所占体积、空气质量、空气密度，由公式(6)和公式(7)分别求出飞艇处于任一高度处主囊体内氦气与空气交界处的位置以及主囊体任一高度处的梯度压差，如下表所示，(以艇首处为坐标原点，主囊体最下部纵坐标为-16.2635m,最上部纵坐标为16.2635m)，

上升阶段飞艇主囊体超压值及超压梯度计算

飞艇在返厂时首先排出一部分氦气，使内部压强由超压变为负压从而使体积收缩，提高吸入空气的效率，在返场阶段，首先排出一部分氦气，让主囊体内压从50pa变为-5pa,让主囊体体积收缩10％左右，飞艇主囊体能够收缩，即主囊体体积减小，因此需要吸入的空气量减小，降低鼓风机需求，也就是说最终目的是在高空(6～20km)需要吸入的空气量减小，因此只要主囊体能够收缩，0pa与10pa消耗的能源相差不大，此时，主囊体的体积为33911.73m³,氦气质量为416kg，在返场阶段，由公式(3)求得飞艇所受的浮力，由于空气囊内空气与外界空气密度差较小，故梯度压力较小，忽略不计，所以氦气所占囊体产生的浮力在下降过程中不变，始终等于飞艇的自重(除去囊体内部空气、氦气质量)，由此求得下降过程中，任一高度处氦气所占体积、氦气密度、空气所占体积、空气质量、空气密度，由公式(6)求出空气和氦气在主囊体内的分界线，再计算飞艇顶部的梯度压力大小，如下表所示，

返场阶段飞艇主囊体超压值及超压梯度计算

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的装体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同条件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。