一种仿生式伸缩飞艇及其协调控制方法与流程

本发明涉及一种仿生式伸缩飞艇，同时涉及一种基于该仿生式伸缩飞艇的协调控制方法，属于飞艇技术领域。

背景技术：

飞艇通过艇体或气囊充满小于空气比重的气体，利用浮力而升空。飞艇可以根据任务需要在空中任意高度上长时间停留，消耗能量较少，可方便地釆用新的能源手段，解决长时间留空问题和满足现代设备运行时的能源的消耗，它比较容易实现浮空平台的作用，诸如：空中巡逻、勘测、搜索救生、空中摄影、空中通信、空中预警、空中监测，轨道空间外层的停留，实现地面－空间站－轨道之间的往返，实现空天的新型运送方案，为人类往返空天提供安全的飞行方式。

虽然，飞艇在其应用上存在如上的优势，但现有飞艇仍存在许多缺点：现有保形飞艇的艇体体积大，飞行速度较低，平衡稳定操纵比较困难。而且，在研究中发现，对于带空气副气囊的保形飞艇，要求始终保持很大的体积，导致质量惯性特性大范围变化和热力耦合的影响，如果严格满足超压要求，需要很长时间才能上升到海拔20公里以上高度的平流层，进一步考虑到对囊体材料等方面的要求，这几乎是不可能实现的。为此，近年来众多学者开始致力于研究变体飞艇。

例如，美国Jet Propulsion Laboratory 2006年提出了一种灯笼式变体飞艇，用于金星探测(Radioisotope Power Systems for In－situ Exploration of Titan and Venus，4th International Planetary Probe Workshop，California 2006；Venus Mobile Explorer with RPS for active cooling－A feasibility study,2006 Venus Entry Probe Workshop,ESA)，但从总体上计算其体积变化比例有限，特别是其外形决定了气动特性很差。中国发明专利“变体式空天飞艇”(专利号：ZL 200510090070.1)提出一种径向变体飞艇，如果没有完全展开，其气动特性也很差，而且其内部容积的变化范围仅为6～8倍，不能满足高空飞艇海拔20千米以上的目标高度所需的14倍体积变化的要求，并且径向伸缩过程可能给铺设太阳能电池带来很大的难度。发明人在论文《一种自适应变体飞艇放飞与回收过程机理分析》(2013年中国力学大会发表)研究了一种纵横联动式变体飞艇并考虑了体积变化比例的几何约束，但是这种纵横联动式变体飞艇没有相对固定的外表面，不适合灵活安装设备及载荷，而且可能因为外表面磨损而不利于安装太阳能电池。

技术实现要素：

本发明所要解决的首要技术问题在于提供一种仿生式伸缩飞艇，其体积变化可以达到在海拔20千米以上的平流层停留的要求。

本发明所要解决的另一技术问题在于提供一种基于上述仿生式伸缩飞艇的协调控制方法。

为实现上述发明目的，本发明采用下述的技术方案：

一种仿生式伸缩飞艇，由头舱、尾舱和设置于所述头舱和所述尾舱之间的多个中间舱组成，

每个所述中间舱具有两个径向连接环：分别是根部连接环和端部连接环，相邻两个中间舱的径向连接环共用；并且，靠近所述头舱和所述尾舱的两个中间舱的靠外侧的径向连接环分别是所述头舱和所述尾舱的根部连接环；

每个舱段还包括主动伸缩纵轴组合和辅助伸缩皮囊组合；在所述中间舱的两个径向连接环之间设置有所述主动伸缩纵轴组合，在所述头舱和所述尾舱的端部与根部连接环之间设置有所述主动伸缩纵轴组合；所述辅助伸缩皮囊组合用于连接所述中间舱的两个径向连接环的外圆周，所述辅助伸缩皮囊组合还用于连接所述头舱和所述尾舱的端部与根部连接环的外圆周；

所述主动伸缩纵轴组合用于带动每个舱段的径向连接环沿轴向移动，实现整个飞艇的纵向伸缩；所述辅助伸缩皮囊组合在所述主动伸缩纵轴组合的带动下，与所述径向连接环同步伸缩。

其中较优地，所述主动伸缩纵轴组合包括一个中心纵向伸缩管和多个连杆；所述中心纵向伸缩管的长度可伸缩，所述中心纵向伸缩管的两端分别固定在所述中间舱的两个径向连接环的中心位置，或者，所述中心纵向伸缩管的两端分别固定在所述头舱和所述尾舱的端部和所述根部连接环的中心位置；

在每个舱段的根部连接环上分别设置有多个丝杠，并在所述根部连接环的中心位置设置有电机和多个轴承，每个所述丝杠的一端通过轴承与所述电机连接，所述丝杠的另一端通过轴承套设置在所述根部连接环的边缘；

每根所述连杆的一端与所述中心纵向伸缩管的一端一起固定在所述中间舱的端部连接环的中心位置，或者固定在所述头舱和所述尾舱的端部，所述连杆的另一端设置有滚珠；所述滚珠通过其内部的螺纹孔套设在所述丝杠上；

所述电机驱动多个所述丝杠正向或反向旋转，致使所述滚珠在所述丝杠的长度方向上移动，进而通过多个所述连杆的运动带动所述中心纵向伸缩管进行伸缩。

其中较优地，所述中心纵向伸缩管由多段不同直径的圆管套接而成。

其中较优地，所述辅助伸缩皮囊组合包括基壳和n层皮囊组合，每层皮囊组合包括软囊、硬皮、拉索及其导管、驱动电机与拉索收紧盒、以及使能装置；所述驱动电机与拉索收紧盒驱动所述拉索及其导管收缩或伸展，并同步带动所述硬皮和所述软囊向里收缩或向外伸展；所述使能装置可以在“禁止”、“收缩”和“伸展”三种状态间切换，并控制所述驱动电机与拉索收紧盒执行相应命令；

其中，所述基壳的一端垂直固定在根部连接环的外圆周上，第一层皮囊组合中的软囊与所述基壳连接，然后，各层皮囊组合中的软囊和硬皮依次交替连接，并最终通过第n层皮囊组合的硬皮固定在所述中间舱的端部连接环的外圆周或者所述头舱和所述尾舱的端部；

所述基壳上设置有第1层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒；每层皮囊组合中的软囊和硬皮的连接处设置有下一层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒；每层皮囊组合中的拉索及其导管的一端与本层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒连接，另一端固定在下一层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒上；

n层皮囊组合的使能装置分别设置在根部连接环的径向杆上，第i－1层皮囊组合的使能装置随着第i层皮囊组合的展开从“禁止”状态转为执行“伸展”命令；第i层皮囊组合的使能装置随着第i－1层皮囊组合的收缩从“禁止”状态转为执行“收缩”命令；并且，伸缩过程中的任意时刻，每个舱段的n层皮囊组合中仅有一层处于使能不禁止状态。

其中较优地，位于每个舱段顶部的基壳及各层硬皮的外表面用于选择性安装太阳能电池片和/或卫星定位通信天线；位于每个舱段底部的基壳及各层硬皮的外表面用于选择性安装设备及载荷。

其中较优地，还包括设置在若干舱体内部的气体管理组合和协调控制单元。

其中较优地，由头舱、尾舱和设置于所述头舱和所述尾舱之间的多个中间舱组成的飞艇具有中间粗、两端逐步收缩的外形。

其中较优地，根据所述飞艇的母线函数r＝f(l)，计算出艇体最大截面的位置lmaxf(l)，并从此处开始，以rB*＝max f(lmaxf)为最大舱段的根部连接环半径，按照每个舱段的最大伸展程度小于根部连接环的半径，分别向前、向后划分舱段；

其中，r表示辅助伸缩皮囊相对于旋成轴的距离，l为所有舱段完全展开时整个飞艇纵向总长度。

其中较优地，所述头舱、所述尾舱和所有所述中间舱的皮囊组合层数n相同时，计算皮囊划分层数n为：

其中，hM是飞艇执行任务的最大工作高度，rBi为第i舱段的根部连接环半径，rEi为第i舱段的端部连接环半径，m为飞艇艇体的总舱段数；小正数εlayer是通过迭代计算选取的分层保险调节值；

ρ(0)表示海平面大气层大气密度，ρ(hM)表示期望工作高度的大气密度，ρ(0)/ρ(hM)表示任务要求的最大体积变化倍数。

一种基于上述仿生式伸缩飞艇的协调控制方法，包括如下步骤：

(1)规划出一个期望的高度变化曲线及高度加速度变化曲线

(2)获取实际大气密度及高度信息；

(3)根据整艇的姿态测量和高度信息，计算在高度方向受到的气动阻力，并使辅助设备产生适当推力在高度方向抵消气动阻力；

(4)根据机理特征模型计算出体积变化曲线，根据体积变化曲线计算出整个艇身及各个舱段的伸展度变化函数ε(t)，进一步计算所需各舱段驱动主动伸缩的滚珠相对轴向的位置，并得到各层皮囊进行辅助操作的具体驱动命令；

(5)对操纵命令的可行性进行判断和处理，如果不可行则降低高度方向加速度期望值，从头重新计算，直至操纵命令可行。

其中较优地，还包括基于压差温差要求和克服热力耦合影响的气体管理策略：

其中，Δpatm为艇身内外气体的实际压差，ΔpM为艇身允许承受的最大内外压差，Δpm为艇身允许承受的最小内外压差，σ表示调节压差的安全阈值。

本发明提供的仿生式伸缩飞艇，通过设置在每个舱段的径向连接环、主动伸缩纵轴组合和辅助伸缩皮囊组合，实现了整个飞艇的纵向伸缩，可以在升空过程中实现较大倍数的体积变化，满足平流层的工作高度。并且，该仿生式伸缩飞艇可以在升降过程中自由变化体积。本发明提供的仿生式伸缩飞艇，模仿昆虫的伸缩机理，提出一种根据总体任务要求的纵向伸缩构形的设计原则和基于期望浮力要求的协调控制方法。克服常规高空飞艇的质量惯量参数在升降过程中大范围变化给控制系统带来的困难；同时克服已有变体飞艇方案不能满足高空飞艇大气环境对体积变化倍数的要求，或者尚未提出具体的协调控制方法、难以兼顾飞艇工作高度对气动外形和能源配置等要求的不足。

附图说明

图1a是仿生式伸缩飞艇的单个中间舱的结构示意图；

图1b和图1c分别是图1a所示中间舱中，根部连接环和端部连接环的结构示意图；

图2a、图2b和图2c分别是主动伸缩纵轴组合处于完全收拢、伸缩过程和完全展开状态时的状态示意图；

图3a是舱段处于完全收拢时，辅助伸缩皮囊组合的伸缩状态示意图；

图3b是舱段处于半收拢时，第②层皮囊展开的伸缩状态示意图；

图3c是舱段处于半收拢时，第①层皮囊展开的伸缩状态示意图；

图3d是舱段处于完全展开时，辅助伸缩皮囊组合的伸缩状态示意图；

图4a是舱段完全展开时，舱段纵轴长度变化同有效母线的关系示意图；

图4b是舱段第j层进行伸缩时，舱段纵轴长度变化同有效母线的关系示意图；

图5是根据工作高度对应的艇体期望气动外形母线进行舱段划分的原理示意图；

图6是仿生式伸缩飞艇在伸缩过程中的整艇示意图；

图7是仿生式伸缩飞艇的协调控制原理示意框图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明的技术内容进行详细描述。

本发明提供的仿生式伸缩飞艇，立足于飞艇质量基本不变的出发点，充分借鉴航空航天工程经验，模仿昆虫的伸缩机理进行设计，特别是从自然界昆虫(比如：蚕)的伸缩机理得到灵感，提出一种仿生式纵向伸缩飞艇的构形，并根据特定质量飞艇的期望航迹对浮力和体积要求存在的显著特征，充分挖掘系统的物理机理特征模型，提出详细的协调控制实现方法。

本发明提供的仿生式伸缩飞艇由头舱、尾舱和设置于头舱和尾舱之间的多个中间舱组成。其整体呈图6所示的中间粗、两端逐步收缩的昆虫状外形。当各个舱段沿纵轴伸缩时，该飞艇的外形变化类似于昆虫的蠕动。

具体来说，如图1a、1b和1c所示，每个中间舱具有两个径向连接环4：分别是图1b所示的根部连接环和图1c所示的端部连接环。相邻两个中间舱的径向连接环4共用；并且，靠近头舱和尾舱的两个中间舱的靠外侧的径向连接环4分别是头舱和尾舱的根部连接环；在头舱和尾舱的根部连接环的外部还设置有舱体的端部，端部设置在所有径向连接环4的中心轴线的延长线上。每个舱段还包括主动伸缩纵轴组合1和辅助伸缩皮囊组合2；在中间舱的两个径向连接环4之间设置有主动伸缩纵轴组合1，在头舱和尾舱的端部与根部连接环之间设置有主动伸缩纵轴组合1；辅助伸缩皮囊组合2用于连接中间舱的两个径向连接环4的外圆周，辅助伸缩皮囊组合2还用于连接头舱和尾舱的端部与根部连接环的外圆周；主动伸缩纵轴组合1用于带动每个舱段的径向连接环4沿轴向移动，实现整个飞艇的纵向伸缩；辅助伸缩皮囊组合2在主动伸缩纵轴组合1的带动下，与径向连接环4同步伸缩。

其中，主动伸缩纵轴组合1的结构如图2a至图2c所示。每个主动伸缩纵轴组合包括一个中心纵向伸缩管11和多个连杆12；中心纵向伸缩管11的长度可伸缩，中心纵向伸缩管11的两端分别固定在中间舱的两个径向连接环的中心位置，或者，中心纵向伸缩管11的两端分别固定在头舱和尾舱的端部和根部连接环的中心位置。在每个舱段的根部连接环上分别设置有多个丝杠14，并在根部连接环的中心位置设置有电机17和多个轴承15，每个丝杠14的一端通过轴承15与电机17连接，丝杠14的另一端通过轴承套16设置在根部连接环的边缘。每根连杆12的一端与中心纵向伸缩管11的一端一起固定在中间舱的端部连接环的中心位置，或者固定在头舱和尾舱的端部，连杆12的另一端设置有滚珠13；滚珠13通过其内部的螺纹孔套设在丝杠14上。电机17驱动多个丝杠14正向或反向旋转，致使滚珠13在丝杠14的长度方向上移动，进而通过多个连杆12的运动带动中心纵向伸缩管11进行伸缩。

辅助伸缩皮囊组合2的结构如图3a至图3d所示。每个辅助伸缩皮囊组合2包括基壳21和n层皮囊组合①、②、…、每层皮囊组合包括软囊22、硬皮23、拉索及其导管24、驱动电机与拉索收紧盒25、以及使能装置26。其中，驱动电机与拉索收紧盒25驱动拉索及其导管24收缩或伸展，并同步带动硬皮23和软囊22向里收缩或向外伸展；使能装置26可以在“禁止”、“收缩”和“伸展”三种状态间切换，并控制驱动电机与拉索收紧盒25执行相应命令。

基壳21的一端垂直固定在根部连接环的外圆周上，第一层皮囊组合中的软囊22①与基壳21连接，然后，各层皮囊组合中的软囊和硬皮依次交替连接并最终通过第n层皮囊组合的硬皮固定在中间舱的端部连接环的外圆周或者头舱和尾舱的端部。基壳21上设置有第1层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒25①；每层皮囊组合中的软囊和硬皮的连接处设置有下一层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒每层皮囊组合中的拉索及其导管的一端与本层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒连接，另一端固定在下一层皮囊组合的驱动电机及拉索收紧盒上。

n层皮囊组合的使能装置分别设置在根部连接环的径向杆上。其中，第i－1层皮囊组合的使能装置随着第i层皮囊组合的展开从“禁止”状态转为执行“伸展”命令；第i层皮囊组合的使能装置随着第i－1层皮囊组合的收缩从“禁止”状态转为执行“收缩”命令；伸缩过程中，每个舱段的n层皮囊组合中仅有一层处于使能不禁止状态，即只有一层皮囊组合在执行“伸展”命令或“收缩”命令。这里的n、i均为正整数。

该仿生式伸缩飞艇的外壳上可以安装太阳能电池片6、卫星定位通信天线，及其他安装设备和载荷。其中，位于舱体顶部的基壳21及各层硬皮的外表面用于选择性安装太阳能电池片6和/或卫星定位通信天线；位于舱体底部的基壳21及各层硬皮的外表面用于选择性安装设备及载荷。

下面结合具体的设计过程对上述仿生式伸缩飞艇的结构，以及基于期望浮力要求的协调控制方法进行说明。

(一)一种仿生式纵向伸缩机理(舱段、机理分析)

(1)纵向伸缩舱段的组成

模仿昆虫(蚕等)的伸缩机理，提出一种仿生式飞艇纵向伸缩构形，可以由头舱、尾舱和多个中间舱组成。图1a是一个中间舱的斜视图。结合图1a、图1b、图1c和图6可知，每个中间舱包括主动伸缩纵轴组合1、辅助伸缩皮囊组合2和径向连接环4，并在多个舱体的内部选择性地设置有气体管理组合3和协调控制单元5。其中，主动伸缩纵轴组合1、辅助伸缩皮囊组合2、径向连接环4用于联合实现飞艇的纵向伸缩，气体管理组合3用于控制舱内气体的气/液转化，而协调控制单元5用于实现整个放生伸缩飞艇在升降过程中的体积伸缩及气体管理。

气体管理组合3可以包括不止一种的轻质气体工质的高压储气瓶、气液相变装置、电磁阀、减压阀、稳压阀等。径向连接环4包括本舱段的根部连接环(参见图1b)和端部连接环(参见图1c)，具体可以由环及多根加强辐条组成，本舱段的端部连接环可以作为相邻舱段的根部连接环，本舱段的根部连接环可以作为相邻舱段的根部连接环或端部连接环。协调控制单元5包括传感器(测量压力、温度、高度等)、计算、通信和驱动模块。

此外，参见图6，经过后续伸缩机理合理设计，还可以在艇身的适当位置安装太阳电池片6、螺旋桨推进器及其矢量驱动装置7、内部其他设备及载荷8、外部其他设备及载荷9。其中，太阳能电池片6可以选择性地安装于艇身顶部的基壳21及各层硬皮上，内部其他设备及载荷8安装在艇体内部，螺旋桨推进器及其矢量驱动装置7和外部其他设备及载荷9可以选择性地安装在艇体底部的基壳21及各层硬皮上。

(2)主动伸缩机理与几何约束条件

图2a至图2c所示为主动伸缩纵轴组合1的伸缩原理示意图，其具体结构如上所述，包括：中心纵向伸缩管11、连杆12、滚珠13、丝杠14、轴承15、轴承套16和电机17。

其中，中心纵向伸缩管11是由多段具有不同直径的圆管套接而成的类似可伸缩教鞭或收音天线的可伸缩结构，多个连杆12(图中示出3个)的一端同中心纵向伸缩管11最里面的圆管端部的连接点固定连接，并将最里面的圆管端部同端部连接环的中心固定,多个连杆12的另一端同相应的滚珠13固定连接。在根部连接环4上设有多个丝杠14(图中示出3个)，丝杠14的设置数量与连杆12的设置数量对应，丝杠14安装在轴承15与轴承套16之间，靠近根部连接环的中心位置设置有轴承15和电机17，靠近根部连接环的边缘设置有轴承套16，轴承套16固定在根部连接环4的边缘，通过穿越滚珠13球心的螺纹孔正好可以将滚珠13套在丝杠14上。

基本原理是：控制命令通过电机17与轴承15驱动丝杠14顺转或逆转，导致滚珠13在丝杠14上移动，进而通过连杆12带动可伸缩纵向圆管11伸缩运动。根据需要，同一组“电机－丝杠－滚珠”可以同步驱动前、后两套可被伸缩纵向圆管伸缩运动。

图2a、2b、2c分别显示了主动伸缩纵轴组合1处于完全收拢、伸缩过程和完全展开时的状态。其中，在图2a所示的完全收拢状态，所有滚珠13均在根部连接环边缘，在连杆12、中心纵向伸缩管11和丝杠14所组成的直角三角形(称为杆管杠直角三角形)中，中心纵向伸缩管11的有效长度最短；如图2b所示，随着滚珠13由边缘向中心移动，直角三角形中的中心纵向伸缩管11的有效长度增加；如图2c所示，随着滚珠13移动到轴承15所在的限位位置，直角三角形中，中心纵向伸缩管11的有效长度增加到最长。主动伸缩纵轴组合1的伸展过程为：图2a→图2b→图2c；收缩过程为：图2c→图2b→图2a。

杆管杠直角三角形实际上限制了中心纵向伸缩管11的伸展长度，其最大伸展程度应该适当小于根部连接环的半径，稳定性最佳，这是一个重要的几何约束。记图中连杆12的长度为s，记舱段纵轴长度为lt，则滚珠13相对根部连接环中心的距离为：

(3)辅助伸缩机理

辅助伸缩皮囊组合2包括基壳21和①、②、…、共n层皮囊组合(图3中仅仅示出了两层)。位于舱体顶部的基壳21和各层硬皮23的外表面适合安装太阳能电池片和卫星定位通信天线。位于舱体底部的基壳21和各层硬皮23的外表面适合安装设备及载荷，根据实际情况也可以在基壳内部安装一定的设备及载荷，例如可以安装燃油动力等辅助能源装置。径向连接环4的适当位置适合安装螺旋桨推进器及其矢量驱动装置。基壳21同根部连接环之间、第n层硬皮同端部连接环之间通过合理设计，不仅可以实现整艇的防泄漏无缝连接，而且可以拆卸，便于地面总装工艺的实施。

每层皮囊组合具体包括：软囊22、硬皮23、多个拉索及其导管24(导管也可以是柔软耐磨的扣环)、多个驱动电机与拉索收紧盒25和多个使能装置26。每组24、25、26对应于根部连接环多个边缘均匀分布的辅助区中的一个，每个辅助区各层的使能装置26安装在径向连接环4的一根径向杆的适当位置处。第①层的驱动电机与拉索收紧盒25①可以安装在基壳21可与相应径向杆交会的适当位置；第②层的驱动电机与拉索收紧盒25②可以安装在第①层硬壳端部可与相应径向杆交会的适当位置；其余各层依此类推。当n≥i≥3时，第i层的驱动电机与拉索收紧盒安装在第i－1层硬壳端部与相应径向杆交会的适当位置。

图3a至图3d示出了舱段的辅助伸缩过程，其中，图3a及图3d分别为完全收拢和完全展开的状态；如图3b，辅助伸展过程首先从最里面即第②层开始，第②层的使能装置由原来的“禁止”状态转为执行“伸展”命令，伴随着主伸缩中心轴的纵向伸展，第②层的硬壳、拉索及软囊均可以配合向外延展；待第②层快要完全伸开时，第①层的使能装置即由原来的“禁止”状态转为执行“伸展”命令，伴随着主伸缩中心轴的纵向伸展，第①层的硬壳、拉索及软囊均可以配合向外延展，如图3c。

收缩过程的顺序正好相反。如图3c，首先从最外面即第①层开始，第①层的使能装置切换为执行“收缩”命令，伴随着主伸缩中心轴1的纵向收缩，第①层的拉索根部向拉索收紧盒卷起，拉索拉动硬壳及软囊向里收缩；待第①层完全收紧时，第②层的使能装置由原来的“禁止”状态转为执行“收缩”命令，第②层的拉索根部向拉索收紧盒卷起，拉索拉动硬壳及软囊向里收缩，如图3(b)；依此类推。

如上所述，在每个具有n层皮囊组合的辅助伸缩皮囊组合2中，n层皮囊组合彼此相接覆盖两个径向连接环4的外圆周，然后，所有中间舱、头舱和尾舱的辅助伸缩皮囊组合2彼此相接，共同构成整个艇身的外壳。

并且，在每个辅助伸缩皮囊组合2的n层皮囊组合中，第i－1层皮囊组合的使能装置26随着第i层皮囊组合的展开从“禁止”状态转为执行“伸展”命令；第i层皮囊组合的使能装置26随着第i－1层皮囊组合的收缩从“禁止”状态转为执行“收缩”命令；可以看出，伸缩过程的任何时刻，n层皮囊组合中只有一层处于使能(不禁止)状态，并且该层的驱动电机与拉索收紧盒25都处于同根部相应径向杆上的使能装置26可交会的位置。这主要是由主动伸缩组合1与皮囊裁决工艺的合理设计来保证的。

(4)舱段纵轴长度同体积变化的关系

图4a和图4b分别为当n层皮囊完全展开和第j层皮囊组合正在收缩时，舱段纵轴长度变化同有效母线之间的关系，假设针对第i舱分析，为简便起见，这里有关符号都暂时忽略下标“i”。

图4a为舱段完全展开时的情形,纵轴l代表旋成轴，记lM,lm分别为舱段完全伸开及完全收拢时纵轴的长度，lΔ＝lM-lm为舱段最大纵伸量。母线r(l)代表皮囊相对纵轴的半径变化情况，记rB＞rE分别为舱段根部连接环及端部连接环的半径。于是舱段的最大体积、最小体积与体积放大倍数上限分别为

图4b是第j层皮囊组合进行伸缩时的情形，第j层外面尚未展开或者已经收拢的各层，也就是图4a中的阴影部分，此时在图4b中被卷缩进去了(已标注“未画出”)。记第j层已经伸开或尚未收回部分的纵向长度为l→j(≤lc)，lc为每层皮囊对应的纵轴长度。这时整个舱段已经伸开或尚未收回部分的纵向长度为舱段纵轴长度为根据式(1)可以求出滚珠相对根部连接环中心的距离pt，即

此时的舱段体积放大倍数为

尽管从理论上说，可伸缩头舱及可伸缩尾舱的结构不同于各个中间舱，其端部连接环退化为一个点，但其本质也是一样的，只需要取rE＝0即可计算。

(二)根据总体任务要求的飞艇构形设计原则(整艇、静态设计)

(1)明确总体任务要求

这里给出根据上述要求进行仿生式伸缩飞艇构形设计的原则。

飞艇任务应给出最大工作高度hM和抗风要求；总体进一步根据抗风要求、推阻平衡和功率平衡分析，给出太阳电池片铺设面积的具体要求；同时结合浮重平衡及各分系统进行初步设计迭代分析，给出飞艇期望气动外形的母线r＝f(l)(如图5所示)，以及需要在艇体外部及内部安置的设备载荷质量。

(2)舱段划分

母线f(l)实际上给出了完全展开时辅助伸缩皮囊位置同主动伸缩纵向旋成轴之间的关系。其中，其中，r表示辅助伸缩皮囊相对于旋成轴的距离(半径)，l为所有舱段完全展开时整个飞艇纵向总长度。根据母线f(l)容易求出艇体最大截面所在位置

lmaxf＝maxf(l), (5)

并从此处开始，以rB*＝maxf(lmaxf)为最大舱段的根部连接环半径，基于前述得到的几何约束原则(最大伸展程度应该适当小于根部连接环的半径)，分别向前、向后划分舱段。这样可以得到多个前舱和后舱，其中前舱和头舱的根部连接环在后面，而后舱和尾舱的根部连接环在前面。图5的例子一共划分出m＝11个舱段(即头舱、尾舱、3个前舱和6个后舱)，并可根据上述母线f(l)求出各舱段的三个基本几何参数：rBi,rEi,lMi(i＝1,…,m)。其中，rBi为第i舱段的根部连接环半径，rEi为第i舱段的端部连接环半径，m为飞艇艇体的总舱段数，lMi是第i舱段的旋成轴伸展后的最大长度。

(3)皮囊分层数确定

根据任务的最大工作高度hM要求，可知应该让最大体积变化倍数适当大于ρ(0)/ρ(hM)，其中ρ(0)表示地球大气层大气密度，ρ(hM)表示期望工作高度的大气密度，ρ(0)/ρ(hM)小于最大体积变化倍数。对于地球大气层有：ρ(0)＝1.225(kg·m^-3),ρ(hM)可以参照有关大气标准。

综合考虑所有舱段的基本几何参数，计算皮囊划分层数为

其中，εlayer是通过迭代计算适当选取的分层保险调节值。分层保险调节值εlayer的选取应确保实际变化倍数略大于任务要求的最大体积变化倍数。

于是，各舱段完全收拢时的纵轴长度为

其中，小正数εlayer是通过迭代计算适当选取的分层保险调节值；这里应该根据材料、结构和工艺确定各舱段纵向长度保险调节值εi(i＝1,…,m)的下限。

(4)太阳电池片及艇内外设备载荷布局

假设整个艇身完全伸开：根据太阳电池片数量、单片电池的几何尺寸和质量，在有关中间舱段基壳和硬皮的顶部铺设电池片。

假设整个艇身完全缩拢：把需要在艇外安装的设备载荷合理布置在基壳及连接环的适当位置，当作多个集中质量近似处理，并设其总体积为Vout；已知主动伸缩组合、被动伸缩组合、气体管理组合、连接环与控制单元在各舱段内部的具体位置和所占总体积为Vin1，把需要在艇内安装的其他设备载荷合理布置在完全缩拢时的内部剩余空间里并且其所占总体积为Vin2。

假设整个艇身完全伸开：根据图5的母线计算出艇身的体积，减去内部结构机构与设备载荷所占的体积，就可以得到在工作高度浮升气体充满完全展开的艇体内部容积

其中为整个艇身旋成体的长度。进一步根据浮升气体的摩尔质量、外界大气的摩尔质量及其在工作高度的密度，求出浮升气体的总质量。

由此就可求和得到飞艇的总质量和工作高度正好完全伸开的总体积为

飞艇的总质量在整个升空过程中不发生变化。

最后，将飞艇的工作高度浮力质量同实际总质量进行大小比较

如果emass,hM＝0则为工作高度中性浮力状态；或者如果不满足任务要求emass,hM≤εmass,hM，则通过修改有关参数从式(6)到(10)迭代，直到满足任务要求为止；否则同任务总体进行反馈迭代修改任务要求。

(5)整艇体积随纵轴伸展率变化关系确定

对每个舱段i＝1,…,m，首先建立半径r(li)同母线函数f(l)的对应关系如下

整个艇身完全缩拢时的纵轴长度及体积为

记第i舱每层皮囊对应的纵轴长度为lci，则有lΔi＝nlci。于是整个艇身完全伸开时的纵轴长度及体积为

现在假设所有舱段各层皮囊同步伸缩，伸开时都是先从最里面的第n层由里及表伸开，收缩时都是先从外面第1层由表及里收缩。记ε(t)∈[0,1]为瞬时纵轴伸展度，整艇的瞬时纵轴长度及其对应的艇身体积分别为

容易看出，当正在对第j层进行伸缩。为尾舱体积估算

整个飞艇的体积则为取

根据上式，容易建立瞬时纵轴伸展度同整艇体积的完整对应关系，并得到一组基于皮囊层次判断值

(三)基于期望浮力要求的协调控制方法(整艇、动态控制)

基于高度方向运动的物理机理特征模型进行协调控制，伸缩过程中的整艇如图6所示。各个舱段均可沿纵轴独立伸缩，当每个舱段独立伸缩时，整艇外形变化近似于昆虫蠕动。为了简化整个艇身的伸缩控制，可以使每个舱段的n层皮囊组合中对应层数的皮囊组合同步收缩，从而简化整个飞艇的控制过程。下面以每个舱段具有相同数量的皮囊组合，并且每个舱段的n层皮囊组合协同动作为例，结合图7对仿生式伸缩飞艇的协调控制过程进行介绍。

(1)基于期望高度变化的浮力要求

根据前述仿生式伸缩机理的整艇构形设计，可以保证在升降过程中飞艇的总质量不变，其在高度方向的运动可以当作一个质点的运动进行处理，并推导出如下的运动方程

其中各项分别为总质量、当前高度变化加速度、当前高度的外界大气密度、总体积、高度方向辅助力(包括动力和气动阻力)，高度方向辅助动力可以由图6中的螺旋桨推进器及其矢量驱动装置7产生。上式属于高空飞艇的物理机理模型，反映了飞艇在高度方向运动的本质特征。这样就可以将变质量飞艇复杂的大范围变参数传质和传热耦合模型，大大简化为仿生式伸缩飞艇固定质量点的特征模型，便于高度运动的控制实施。

(2)协调控制方法

协调控制原理如图7所示。协调控制方法说明如下：

第一：首先规划出一个期望的高度变化曲线及高度加速度变化曲线例如在放飞过程，一般刚开始可以采用多种不同方法使飞艇平稳起动，并逐步加速到满意的上升速度；随后保持较大的速度基本上匀速上升；最后逐步减速到零速附近平稳悬停在目标高度。

第二：大气密度及高度信息获取。通过大气温度传感器和大气压力传感器得到实际的温度测量值及压力测量值，然后按照热力学状态公式计算得到实际的大气密度为

其中Ratm为大气常数。

高度信息可以根据大气压力测量值同标准大气模型比对获得，也可以通过其它测量途径得到。

第三：高度方向辅助力生成。根据整艇的姿态测量和高度信息，估计在高度方向受到的气动阻力，进而根据实际工程推力的具体配置产生适当推力在高度方向抵消气动阻力的不利影响。

第四：伸缩结构控制。根据机理特征模型计算出体积变化曲线如下式

根据体积变化曲线，基于前面由总体积公式(16)建立的瞬时纵轴伸展度同整艇体积的完整对应关系，反解计算出整个艇身及各个舱段的伸展度变化ε(t)。进一步可以计算所需各舱段驱动主动伸缩的滚珠相对轴向的位置为

同时根据公式(15)、(17)，可以得到各层皮囊进行辅助操作的具体驱动命令。

对操纵命令的可行性进行判断和处理，如果不可行则适当降低高度方向加速度期望值。

第五：基于压差温差要求和克服热力耦合影响的气体管理策略。在本质上说，无论内部体积多大，均匀充满内部体积的浮升气体的质量都是不变的。但是对于一个已经伸展开的那部分皮囊还是有一个超压控制的要求：Δpm＜Δpatm＜ΔpM，主要依据是材料强度和保形需要。飞艇运动过程中会受到外部热辐射变化和内部热传递影响，通过热力学机理影响压差变化。温差和压差影响机理可以通过求解热力学方程得到，气体管理的基本策略为

其中，Δpatm为艇身内外气体的实际压差，ΔpM为艇身允许承受的最大内外压差，Δpm为艇身允许承受的最小内外压差，σ表示调节压差的安全阈值。

实际实施可以采用分布式内部超压传感器和气体管理管路布局，以应对巨型体积时超压分布不均匀的情形。

上述控制过程中，“各舱段各层次同步伸缩”仅仅是本技术诸多可能应用情形的一种，按照本专利技术基于高度运动机理特征模型的仿生式伸缩飞艇构形，完全可以采用舱段或层次不同步的任何可能方式，均属于本专利技术保护范畴。

综上所述，本发明提供的上述仿生式伸缩飞艇，在保持飞艇总质量不变的前提下，按照任务要求的工作高度和完全展开时的气动外形进行设计，便于安装太阳电池片、设备及载荷，并且，在升降过程可以对飞艇实施较大范围的体积变化，实现了高度与浮力、容积的协调控制、以及伸缩结构与气体管理的协调控制。有效地避免了大范围质量惯量参数变化、热力耦合、超压等问题对平流层飞艇飞行控制带来的影响，解决了浮重平衡与压力平衡之间的矛盾，为平流层飞艇适应大范围空气密度变化、温度变化、上升返回等提供了有效途径。

在实际使用中采用该仿生式伸缩飞艇，有望降低放飞、返回的难度，更加容易实现飞艇可重复使用的目标，增加临近空间飞艇工程实现的可行性和可操作能力，特别是还可以大幅度地减小艇库、放回场地和回收场地的尺寸。对于有大气层的星球进行深空探测的任务也具有诱人的应用前景。

上面对本发明提供的仿生式伸缩飞艇及其协调控制方法进行了详细的介绍。以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。