超级军网军民融合技术探讨
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/26 08:30:24
平流层飞艇研制现状、技术难点及发展趋势 [J]. 航空学报, 2016, 37(1): 45-56
http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20160104.html
赵达, 刘东旭, 孙康文, 陶国权, 祝明, 武哲
北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100083
收稿日期: 2015-11-09; 退修日期: 2015-11-22; 录用日期: 2015-12-07; 网络出版日期: 2015-12-09 09:16
基金项目: 国家自然科学基金(51307004,61503010)
作者简介:
赵达 男,博士研究生。主要研究方向:飞艇总体设计,结构设计。E-mail:buaazd@yeah.net;
刘东旭 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,囊体、材料设计。Tel:010-82319852,E-mail:liubuaa@163.com;
孙康文 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:能源系统综合设计。E-mail:sunkw100@buaa.edu.cn;
陶国权 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:复合材料结构设计。E-mail:taogq_buaa@163.com;
祝明 男,博士,副教授,博士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,电系统综合设计。E-mail:zhuming@buaa.edu.cn;
武哲 男,博士,教授,博士生导师。主要研究方向:飞行器设计。E-mail:wuzbuaa@gmail.com
摘要:
平流层飞艇研制是一项庞大复杂的系统工程,其技术攻关、系统研发及工程应用中遇到的诸多关键问题与技术难点,需要用全新的理念和创新的方案解决。综述了国内外平流层飞艇研制的进展与现状,重点描述了已经开展的技术验证试飞的情况。针对平流层飞艇总体布局、超压囊体、能源系统、飞行控制和定点着陆5个方面,梳理了其技术难点、研究现状和发展趋势,从工程研制的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。
关键词: 平流层飞艇 总体设计 超压囊体 能源系统 飞行控制 定点着陆
Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship
ZHAO Da, LIU Dongxu , SUN Kangwen, TAO Guoquan, ZHU Ming, WU Zhe
School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China Received： 2015-11-09; Revised: 2015-11-22; Accepted: 2015-12-07; Published online: 2015-12-09 09:16 Foundation items: National Natural Science Foundation of China (51307004, 61503010) Corresponding author. Tel.: 010-82319852; E-mail: liubuaa@163.com
Abstract: The development of stratospheric airship is a huge and complicated system engineering.The key issues and technical difficulties encountered in the technology development and engineering application should be solved by new ideas and innovative solutions.This paper summarizes the development and current status of the near stratospheric airship in China and abroad,and mainly describes the technical verification test flight.In view of the five aspects of the stratospheric airship overall layout,ultra-pressured envelope,energy system,flight control and fixed point landing,the technical difficulties,research status and development trend are discussed.From the perspective of engineering,this paper discusses the feasible solutions and some attentions of related technical problems.
Key words: stratospheric airship conceptual design ultra-pressured envelope energy system flight control fixed point landing
平流层[1]是指海拔高度为10~55 km的大气空间，处于对流层与中间层之间，气流相对平稳，垂直对流小，是部署空中平台执行监视预警、通讯中继、导航定位以及环境监测等任务的比较理想的环境。
平流层太阳辐射强烈、空气稀薄，除平流层飞行器以外，常规飞机或卫星等均无法在此空间长时飞行。平流层飞行器按飞行速度可分为高动态飞行器和低动态飞行器，其中平流层低动态飞行器主要为长航时飞行器，包括高空气球[2, 3, 4]、平流层飞艇[5, 6, 7]以及太阳能飞机[8]等。平流层飞艇不同于高空气球，前者具有持续动力推进，能抵御平流层风阻，实现可控飞行；另外，平流层飞艇能完成太阳能飞机所无法完成的定点飞行和长时间迎风驻留等飞行任务。正因为平流层飞艇具有可定点飞行、留空时间长、探测范围广、载荷能力强和费效比高等优点，多个国家正在开展对平流层飞艇的研究与验证[9]。
1 国内外现状
1.1 国外发展现状
自21世纪初，美国、日本以及欧洲等主要发达国家和区域均提出了平流层飞艇计划。
美国为了弥补战时信息保障过度依赖天基平台的弱点，同时大幅度提升持久区域信息作战能力，近年来投入巨资支持了多项平流层飞艇研发项目[10]，如图 1所示，包括洛克希德·马丁公司的高空飞艇(HAA)[11]项目(图 1(a))、探测器与结构一体化飞艇(ISIS)[12]项目(图 1(b))和西南研究院的高空哨兵飞艇(HiSentinel)[13]项目(图 1(c))等；2014年8月，美国国家航空航天局(NASA)也开展了以替代卫星为目标的“平流层飞艇设计”竞赛[14](图 1(d))。截至目前，各项目虽然已经开展数次飞行试验，但试验过程并不顺利，多数项目的试验结果不如预期。例如2011年7月，HAA
图 1 美国平流层飞艇项目
Fig. 1 Stratospheric airship projects of American
图选项
计划的缩比验证艇(HALE-D)进行首次试飞，因副气囊阀门结冰故障导致飞艇在升致9 754 m时迫降，后因太阳能电池短路故障而烧毁[11]；ISIS飞艇由于系统过于复杂，计划也一直在拖延。
日本在2000年就提出了长远的、分阶段实施的平流层飞艇开发计划[15]。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)组织实施并开展了无动力验证飞行和多次低空技术验证试飞，积累了大量技术经验，但尚未有开展飞行样机整体集成和高空试飞演示的报道。
2004年，欧盟启动了一个为期3年的CAPANINA计划[16]，内容是研制基于平流层平台的宽带移动通信载荷技术。2005年3月，欧盟集中欧洲各国的相关研究机构和公司，启动了“面向特殊航空航天应用的高空飞机和高空飞艇研究项目”。2014年5月，泰雷兹·阿莱尼亚宇航公司启动了为期5年的巨型平流层飞艇项目[17]。
从国外发展可以看出，平流层飞艇的发展速度不及预期，发展过程也较为曲折，目前尚无显著突破。但有两点不容忽视：①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
1.2 国内发展现状
中国对平流层飞艇的研究，始于“十五”期间，多个高校和研究所参与了方案论证、关键技术攻关等基础性研究。
2009－2012年，北京航空航天大学先后4次完成20 km以上平流层高度飞行验证，取得了初步成果。2012年8月，中国科学院光电研究院开展了飞艇动力飞行验证，在17 km以上的高度动力飞行时间达到52 min[18]。2013年，中国电子科技集团公司第三十八研究所完成了数次平流层气球的飞行验证，获取了热特性数据。2015年8月，航天科工一院与六院、〇六八基地联合开展直径30 m囊体的飞行试验，飞行高度超过20 km[19]。2015年9月，上海交通大学开展了新型囊体结构的高空飞行试验，试验飞行时间2 h，飞行高度19.3 km，验证了非常规形态升空、回收方式的可实现性[20]。2015年10月，北京航空航天大学联合南江空天公司在内蒙古锡林浩特市成功开展平流层飞艇的长时留空飞行试验(如图 2所示)，实现了跨昼夜长时控制飞行，验证了新型布局技术、囊体耐压与密封技术、动力推进技术、循环能源技术和定区域驻留技术等关键技术。
图 2 北京航空航天大学平流层飞艇飞行试验
Fig. 2 Stratospheric airship flight test of Beihang University
图选项
从国内现状可以看出，平流层飞艇在相关计划支持下的进展较为明显，尤其是多家单位均开展了大量高空试飞工作，多项分系统技术取得突破并经过实际考核，不少创新设计方案得到了试飞验证。平流层飞艇跨天长航时飞行即将突破，通信、成像和互联网等方面的应用将发挥出实际效能。但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
2 平流层飞艇技术难点与发展趋势
平流层飞艇的运行环境、热特性、气动特性和控制特性等显著区别于低空飞艇和其他航空器，是一种全新的飞行器，必须采用全新理念和创新方法来探索和解决平流层飞艇研制过程中的设计难题。
平流层飞艇的技术难点主要包括总体布局设计[21]、超压囊体设计、能源系统[22]、飞行控制技术[23, 24]和定点着陆5个方面，如图 3所示，本文将针对上述技术难点和问题进行详细论述。
图 3 平流层飞艇技术难点
Fig. 3 Technical difficulties of stratospheric airship
图选项
2.1 总体布局
基于较为成熟的低空飞艇技术及设计经验，演化出平流层飞艇的总体布局思路，是国内外平流层飞艇总体设计的常用手段。但由于对流层和平流层两者间的巨大差异，导致依此思路设计的飞艇并不能完全适应平流层，且遭遇较多的技术难点。平流层飞艇总体布局的设计难点主要包括艇囊外形、尾翼问题和副气囊3个方面。
2.1.1 艇囊外形
艇囊外形决定了飞艇的体积和气动特性，直接影响飞艇的浮重平衡、推阻平衡和能源平衡，同时也决定了蒙皮材料的强度[25]需求。流线形囊体[26]具有较低的气动阻力系数，可大大降低对推进和能源系统的要求，也有利于降低系统总重量。但无法回避的问题是流线形囊体由于曲率半径大，对蒙皮材料强度要求更高，在采用同样蒙皮材料时，流线形囊体的最大直径不能超过正球形囊体直径的一半；同时由于流线形囊体自身的外形特点，很难采用布置多组流线形囊体的办法扩展体积。因此蒙皮材料强度直接限制了常规流线形囊体的最大体积和载重能力。为缓解或解决该问题，国内外多个机构进行了大量的探索研究。
1) 立足当前蒙皮材料技术，采用常规流线形布局发展小载荷飞艇；随着纤维强度提高，逐步增加载荷能力。该方案的优点是系统规模小，能源消耗少，成本较低，特别适用于技术验证飞艇，同时与载荷设备小型化、分布式载荷等技术发展趋势相一致；不足是载荷能力受限，能源供应受限，系统扩展能力受限，高强度纤维技术发展缓慢影响技术升级周期。
2) 在流线形艇囊结构上，通过艇囊结构优化设计增加艇囊耐压能力，如飞艇外围布置单向或双向加筋[27]结构、网罩加筋结构和局部环向增强等。这是在当前技术条件下，改善蒙皮受力并解决囊体超压问题的较为可行的研究方向。例如，洛克希德·马丁公司的HALE-D飞艇采用了环向加筋以改善受力。该方案的优点是不增加对蒙皮材料的要求，通过艇囊结构设计来增大艇囊体积，以实现更大的载荷能力；不足是结构设计复杂，涉及大量焊接粘合或刚柔连接操作，增加了工艺复杂程度。
3) 充分利用平流层大气密度小、阻力小的优势，采用非流线形或近似流线形的模块化组合式布局，可制造规模巨大的飞艇，利用强大的推进和能源系统实现推阻和能源平衡。该方案的优点是可在现有技术基础上实现强载重能力设计，不足是成本较大，技术验证试验代价高。
2.1.2 尾翼问题
对于常规飞艇而言，尾翼安定面是保持飞行气动稳定性的主要办法。而平流层飞艇飞行速度较低，通常不超过30 m/s，同时由于大气密度低，飞艇的尾翼安定面的效率降低，流线形旋成体自身气动发散力矩较大，很难通过尾翼保持飞艇的气动稳定性。即如果要保持稳定性，需要极大的尾翼面积，这对系统重量、前飞推力和囊体强度都提出了极高要求。
目前几个典型的高空验证艇都安装了巨大尾翼，但均未能成功进行高空抗风飞行，也未能成功验证尾翼的效能。在高空飞艇尾翼设计时，需要对尾翼面积、安装位置、气动效率和静稳定范围等进行详细核算；考虑到系统重量，适当降低对尾翼尺寸和对气动稳定性的过高要求是比较现实的；完全无尾翼布局可显著降低飞艇阻力，可采用主动控制的办法解决无尾翼飞控难题。
2.1.3 副气囊
洛克希德·马丁公司HALE-D试飞副气囊阀门结冰[11]导致飞行试验失败的事故引起了研究人员对平流层飞艇副气囊设计的思考。
副气囊是低空软式飞艇的标准配置，可以起到调姿、调压、维形的作用[28]，但对于平流层飞艇而言，采用副气囊调姿调压的效能极低，副气囊的主要作用为在飞行过程中维形。平流层飞艇的副气囊体积需要相当于艇体总体积的90%，才能在飞艇升降全过程中保持维形效果。巨大体积的副气囊重量大，外形难以控制，尤其是经过地面到高空的升空过程，副气囊容积减小很多，皱褶的副气囊蒙皮随机叠压堆积，很容易引起飞艇姿态偏离预期；副气囊的蒙皮滑移也会加剧飞艇姿态发散。
解决副气囊蒙皮堆积问题的难度比较大，目前提出了几种不同的解决方案，如图 4所示，从上到下依次为：①采用多组绳网将副气囊限定在一定区域内(图 4(a))，阻止其在收缩过程中滑移；②副气囊主要区域布置在艇首和艇尾(图 4(b))，辅助索网固定，以降低副气囊收缩时蒙皮滑移的幅度；③副气囊内部增加弹性索网结构(图 4(c))，副气囊蒙皮采用弹性材质制备；④采用柱形副气囊(图 4(d))，将副气囊上下分别固定在艇囊顶部和底部，辅助加筋，既可减小滑移幅度，也可辅助传递浮力；⑤化整为零，布置多组小副气囊(图 4(e))，每个小副气囊单独限位或者互相限位，类似蜂窝布置；⑥氦气囊与副气囊互换(图 4(f))，在顶部内置柔性氦气囊，柔索辅助定位，艇囊内充空气，驻留时氦气囊膨胀到最大，避免蒙皮滑移，低空时氦气囊处于悬挂状态，摆动引起的姿态变化相对较小。
图 4 几种副气囊布置方案
Fig. 4 Several kinds of ballonets arrangements
图选项
此外，通过总体设计解决副气囊问题的方案也值得关注。德国斯图加特大学研制的Air-Worm蠕虫飞艇[29]采用纵向组合设计，将囊体隔离成独立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用变体飞艇设计[30]，通过改变艇体外形的办法适应氦气膨胀，同时也降低了低空飞行时的气动阻力；高空哨兵等采用非成形上升的飞艇将任务重点定位在长航时飞行上，直接去除副气囊或者仅带很小体积副气囊，大大降低了释放升空驻空飞行控制的难度。
2.2 超压囊体
平流层飞艇昼夜温度变化剧烈，在白天因温度影响的囊体内外压差载荷可能超过1 000 Pa[31]；在夜间囊体需要维持超压状态以保证飞艇在设计高度稳定驻空，保持外形并可控飞行，因此，平流层飞艇的囊体将长时间处于较大载荷的工作状态。较大的工作压差载荷、囊体的巨大体积以及平流层恶劣的辐射环境，使得囊体强度和密封性成为平流层飞艇的设计难点，也是限制平流层飞艇发展的重要技术难题。
2.2.1 囊体强度
影响囊体强度的因素主要包括蒙皮材料强度、焊接强度以及局部受力状态。
蒙皮材料一直是限制平流层飞艇发展的瓶颈技术之一。蒙皮材料由多层功能层层压制备，蒙皮材料的强度主要由承力纤维强度决定[32]，目前常用的纤维主要包括聚芳酯、PBO、UHMWPE、芳纶等；但蒙皮材料的实际强度受到布料编织和蒙皮层压等加工工艺环节的影响更大，编织过程中极难避免的瑕疵会大幅度降低蒙皮材料强度，尤其是持续受力的蠕变状态强度降低的幅度更大，层压过程中张力不均匀引起的纤维错位也将大大降低蒙皮材料强度。对于一般尺寸的验证飞艇，常规的纤维即能满足强度需要，应更加注意控制蒙皮设计加工过程各环节，如编织密度设计、经轴选择、张力控制、接头处理和磨损控制等，降低瑕疵率，以保证纤维强度得到充分发挥，使蒙皮强度稳定一致。在蒙皮强度测试时，建议采用大量抽样测试和宽幅测试来评估蒙皮强度的不均匀性。此外，蒙皮材料耐候性对材料强度的影响也很大。在耐候层中添加紫外吸收剂可有效遮蔽紫外线，但像PBO和芳纶等对可见光敏感的纤维，必须采用有效的遮光措施[33]；金属镀层不是阻挡可见光的有效手段，囊体加工时蒙皮受到折压，镀层将产生微裂纹，从而会导致折压位置的阻光效果完全失效。
焊接强度主要取决于焊接工艺。通常焊接带强度大于蒙皮本体强度，焊接带材料的瑕疵经过检验筛选后，很少出现焊接带本身破坏的情况。目前蒙皮材料焊接时常采用高频焊接、热风焊接和热压焊接。高频焊接最常用，也最可靠，其热均匀性和穿透性好，但不适用于带镀层蒙皮材料；热风焊接和热压焊接是带镀层材料的主要焊接方式。热风焊接的高温空气直接作用在焊接界面，采用压辊线接触压合，局部产生很高的压力，焊接效果很好，焊接效率最高，但热风作用与压辊前进的同步控制比较难，易出现烫伤或者融化不充分的瑕疵，而且热风焊接对设备精度要求很高。热压焊接采用直接加热压板，加热温度与接触时间可控，设备简单实用，但主要问题是在比较大的布料接头等凸起瑕疵位置附近温度传递效果不佳，面接触压力有限，瑕疵位置也很难压实，易出现虚焊情况，而且很难检验。无论何种焊接设备，焊接完毕后很难检查虚焊等焊接界面的内部瑕疵，因此焊接强度主要依靠高精度设备和稳定的焊接工艺来保证。
囊体上安装的重量较大的部件，将加大蒙皮局部应力，如吊舱、阀门和安定面等。平流层飞艇压差载荷很大，在蒙皮材料接近发挥极限的情况下，局部应力集中易导致蒙皮破裂，尤其是开口区，如充气管口、阀门口、传感器口和吊舱连接口。这些区域应采用有效办法降低局部应力水平，如小尺寸开口和局部加强。其中局部加强方式包括局部增强梯度应力过渡[34]、梯度区域蒙皮材料重新进行详细设计以及在开口位置固定刚性夹板以保证蒙皮张力有效传递等。
2.2.2 囊体密封性
影响囊体密封性的主要因素包括蒙皮材料渗透率[35]、加工损伤以及工艺微孔等。
氦气渗透率是蒙皮材料的重要设计指标，随着金属镀层和纳米片层涂层等功能层的应用，在标准测试条件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦气渗透率已经降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全满足平流层飞艇的指标要求。但由于超压囊体在高压差载荷的作用下，蒙皮张力和应变比较大，原本致密的镀层或涂层的间隙增大，可能导致蒙皮材料实际渗透率远大于标准测试值，因此在未能发现蒙皮渗透率与形变规律之前，蒙皮材料的标准测试渗透率只能作为参考，不能作为设计分析依据。
囊体加工过程中的折压和揉搓对镀层和纳米片层涂层将产生损伤，损伤程度与镀层设计、材料刚度和囊体加工工艺等相关，这将大大增加蒙皮材料的渗透率。厚度较厚、刚度过大的蒙皮材料在加工过程可能出现微孔损伤，导致在高压情况下出现微孔泄漏，严重降低囊体密封性。囊体加工引起的蒙皮材料功能层损伤检测难度极大，一旦出现损伤就会是整体大面积损伤，难以修复，只能通过材料设计和工艺控制来避免和减缓损伤。因此采用蒙皮材料计算囊体渗透率是不可行的，目前最可行的办法是采用缩比囊体测试当量渗透率。但应注意，囊体越大，加工的难度越大，造成的损伤越严重，囊体的渗透率越大。
囊体上安装的部件，如法兰、夹板和充气管等，存在蒙皮开孔等贯穿性损伤，夹板缝隙、螺纹间隙等均可能出现微孔泄漏。对于中型飞艇而言，1个当量直径为1 mm的微孔泄漏量相当于整个艇囊蒙皮渗透率达到了5 000 mL/(atm·m2·d)。微孔对长航时飞行的影响是致命的，因此在囊体设计时应尽量减少直接固定在蒙皮上的部件，每个部件均应进行密封性设计和测试。
2.3 能源系统
太阳能电池阵和储能系统组成的循环能源系统，是平流层飞艇的关键技术。高转换效率的太阳能电池、高比能量的储能电池以及高可靠可自主重构的能源管理系统是再生能源系统的重要组成部分，也是制约平流层飞艇快速发展的瓶颈问题之一。
2.3.1 太阳能电池技术
平流层飞艇上采用的太阳能电池技术存在两种发展趋势：①柔性薄膜太阳能电池技术；②半柔性太阳能电池技术。
柔性薄膜电池技术是飞艇太阳能电池系统的常用方案。常见的无机柔性太阳能电池主要包括：非晶硅(a-Si)、铜铟镓硒(CIGS)和砷化镓(GaAs) 3个材料体系[37]。a-Si柔性太阳能电池技术简单、工艺成熟、成本低廉，但电池转换效率较低，并且光电效率存在衰减，导致电池性能并不稳定。国外成熟的CIGS太阳能产品转换效率一般为10%~14%，某些实验级别的太阳能电池能达到18%以上，如美国可再生能源实验室制备的小面积薄膜太阳能电池的最高光电转化效率已达19.2%[38]；但是总的来说，尚无可大面积铺设使用的、高转化率的、成熟的商业化产品。国内目前已量产化制备的CIGS太阳能电池的转换效率多为6%~9%，距国外技术水平有较大差距。与a-Si和CIGS相比，GaAs太阳能电池的转化效率最高可达25%，但其密度大、制备工艺复杂、价格极为昂贵，无法满足平流层飞艇柔性电池的使用需求。
不同于柔性薄膜电池，半柔性太阳能电池通过将刚性电池柔性化处理，使其具有较高的光电转换效率，通常在18%以上。半柔性电池板经过合理的单片组合、方阵布局和结构设计，能够适应平流层飞艇外形的曲率，减少飞行过程中的碎片率，满足其强度和稳定供能要求。
综上所述，提高柔性薄膜电池的光电效率、降低衬底重量、降低制备成本和提高半柔性电池随形率、降低碎片率是平流层飞艇太阳能电池技术未来几年的主要发展方向。
2.3.2 储能电池技术
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
高比能的新型再生燃料电池(RFC)[39]是在普通氢氧燃料电池基础上发展起来的电化学装置，是将水电解技术和氢氧燃料电池技术相结合的一种新型发电装置[40]。RFC理论比能极高，多个飞艇项目在初始论证时均采用RFC作为主要储能系统。但RFC闭环效率低，需要使用更多有效面积的太阳能电池，同时导气导流管路、储气罐和保温控制等附属部件重量大，导致全系统模块化程度降低、结构偏重，整体比能低于锂储能电池。
物理储能系统包括动能储能、压缩空气储能和热储能系统等，在飞艇领域属于新的研究课题，值得关注，但目前仅停留在概念阶段，技术仍有待突破。
综上所述，提高锂储能电池能量密度、增加环境适应性，减少燃料电池附加结构重量、发展可高度模块化的再生燃料电池等是平流层飞艇储能系统亟需突破的关键技术。
2.3.3 能源管理
飞艇在白天阳光充足且满足全系统供电功率的条件下，将富余的能量转化至储能电池中，以便夜间为系统供电。在阳光不足时，储能电池还需为系统补充电能，这就要求能源系统供电模式能进行不同状态的切换，并具备可控性与高可靠性。开发出集成了能源控制策略、故障诊断及自主重构机制[41]的高效能源管理系统，是降低全系统能耗、提高储存能源利用率、提高供能可靠性的关键。
能源控制策略已经在国内外数次平流层飞艇飞行试验中得到验证，其集成化、低损耗、可靠性等方面发展也较为成熟。但是故障诊断和自主重构技术需要基于大量的能源系统长时间试验数据且需根据飞艇飞行过程中的真实情况进行深入分析、模式判断和自我修复。目前，国内外尚未有平流层飞艇长时间飞行试验的成功案例，未能获取足够的试验数据，无法充分进行故障诊断及自主重构机制等技术的考核验证。
2.4 飞行控制
平流层飞艇体积庞大，具有大惯量、大时滞和低动态的动力学特性[42]，且需要充分考虑大气绕流场流体惯性力引起的附加质量效应[43]，具有大滞后性和控制特性减弱等控制问题。
2.4.1 驻空飞行
平流层飞艇要求其具有良好的长时驻空性能[44]。由于大气密度较低，飞艇安定面无法发挥效能，因此平流层飞艇前飞时处于气动不稳定状态，更依赖主动飞行控制迎风飞行。但由于常规的风速风向测量装置均不适用于平流层环境，飞艇无法自主感知风场的特点和变化，大大增加了平流层飞艇飞行的难度。成熟的PID控制方法[45]虽然能部分降低已知模型不确定性的影响，但其实际控制效率较低，而过多的飞行参数的不确定性[46]将加剧能量消耗，使得能源系统分配不均，不利于飞艇的长时驻空。因此研制精密的风场测量装置、发展适用的控制器[47]和非线性控制方法[48]等，是改善飞艇驻空飞行的必要措施。
目前平流层飞艇在飞行时主要控制偏航姿态，其俯仰和滚转姿态采用自稳定设计。但是已有的试飞经验表明，由于耗散阻力较小、俯仰气动不稳定、俯仰和滚转振动周期过长，在一定工况下，俯仰滚转与偏航控制耦合较大。因此，需要发展轻质高效的俯仰和滚转阻尼系统，以改善飞行品质。
2.4.2 航迹控制
平流层飞艇与低空飞艇不同，其常规控制舵面失效，副气囊调姿失效，电推进力系统效率很低，风场扰动速度与飞行速度同一量级。流线形外形仅在迎风方向的阻力系数较低，推进能力只具备很小侧滑角下的抗风高速飞行，因此平流层飞艇更适合迎风定点驻留而非快速机动。为保证平流层飞艇的航迹控制精度，需要配备较强的矢量或直接力系统，增强主动控制和抗干扰能力。此外应注意，平流层飞艇主要为定高度飞行，无法利用舵面、竖直推进、俯仰角调节动升力等方式控制高度，高度控制主要依靠浮重的再平衡，短时间内不具备频繁的高度上下调节能力，这点在航迹规划时应予以考虑。
2.5 定点着陆
平流层飞艇定点/返场着陆[49, 50]需要克服两个难题：①下降过程中净浮力[51]损失的匹配；②高度变化过程中的推阻平衡。
2.5.1 净浮力损失问题
平流层飞艇可通过释放氦气[52]、增压空气[53]、抛掉附加氦气囊或者压缩可变外形等方式改变飞艇浮重平衡状态，由驻留状态进入下降状态。无论何种方式开始下降，由于下降过程中的绝热压缩效应，在下降最初阶段，对流换热较弱，内外温差将呈现上升趋势，引起飞艇净浮力增加或飞艇下降的趋势减缓停滞；但是，随着艇囊换热平衡和继续下落，对流换热逐渐增强，内外温度差呈减小趋势，净浮力又进一步降低，导致在降落过程的后期，飞艇的下降速度呈现递增趋势，而过快的下降速度将导致飞艇低空减速悬浮飞行和软着陆的难度增大。飞艇只有实现了低空减速悬浮，进入水平飞行，才有机会实现定点返场。目前关于降落过程中实现浮重平衡的研究相对较少，正在探索的研究方案包括：
1) 降低初始下降速度，改善浮力损失。如果下降速度较慢，飞艇通过大风区的偏移距离将过大，可能达到数百公里，存在超出空域和超出测控视距范围风险；虽然理论上是可行的，但对于一个大型试验而言，很难有实际验证机会。
2) 低空释放配重。该方案控制方式直接，低空速度控制效果最明显，但需要飞艇携带的额外配重量很大，而且控制过程是不可逆的。
3) 通过排出空气方式减小净重。下降过程中不断通过副气囊鼓入空气，但如果副气囊保持较高压差的话，巨大体积带来额外的巨大能耗和增重，也会加速降落，如果维持小压差，则排气效果有限，因此采用像常规飞艇一样的副气囊排气减小净重的办法是否适用尚需要深入研究。
4) 低空采用强大的竖直矢量推力[54]平衡。飞艇本体携带竖直矢量推进的代价很高，而且如果采用电动推进，电力能量消耗巨大；如果采用液体燃料推进，燃料及润滑系统的防冻要求极高，代价也比较大；采用氢气作为能源，布置容积较小的储氢气囊，也是值得探讨的方案。
5) 此外还有一种值得关注的解决方案是采用空中对接的方案，即当飞艇降低至低空时，采用垂直矢量系统飞行到飞艇下方和侧面完成对接，利用专用的低空推进装置，引导飞艇缓慢降落。
2.5.2 低空推阻平衡
实现低空推阻平衡的技术难度相对较低，但是仍需要实现以下几点技术突破：
1) 适应高低空的可变功率输出推进技术。需要突破大幅度变功率电机技术，可能需要液冷技术以增强电机核心器件散热；需要突破可变桨距甚至翼型的螺旋桨技术，适用于从地面到平流层高度的大高度范围大气环境。在可变功率电推进技术突破前，可选用专用低空电推进满足推阻平衡。除了电推进方案[55]外，氢动力和专用低空燃油动力推进也可解决推阻平衡，但综合比较，电推进系统简单，重量代价较小。
2) 保持可控外形。非成形降落不适合定点返场；无论是采用副气囊固定外形、弹性外形或者变外形方案，在低空飞行时外形应是基本固定的，艇囊内外维持恒定的压差。
定点返场着陆需要实现大高度区间的浮重、推阻、能源3个平衡完全匹配，对飞艇总体设计要求很高，实现难度也最大，目前国内外所有已经开展实际飞行的飞艇均不具备完整的定点着陆能力。在技术方案验证阶段，建议以长航时定点驻空飞行和保证载重能力为首要任务目标，采用定区域软着陆的方案，也可保证绝大多数系统安全回收，以降低设计难度，控制成本。当驻空技术成熟后，随着推进技术逐渐突破，飞行次数和着陆验证机会增多，定点返场着陆也将很快突破和实现。
3 结论
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
平流层飞艇研制现状、技术难点及发展趋势 [J]. 航空学报, 2016, 37(1): 45-56
http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20160104.html
赵达, 刘东旭, 孙康文, 陶国权, 祝明, 武哲
北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100083
收稿日期: 2015-11-09; 退修日期: 2015-11-22; 录用日期: 2015-12-07; 网络出版日期: 2015-12-09 09:16
基金项目: 国家自然科学基金(51307004,61503010)
作者简介:
赵达 男,博士研究生。主要研究方向:飞艇总体设计,结构设计。E-mail:buaazd@yeah.net;
刘东旭 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,囊体、材料设计。Tel:010-82319852,E-mail:liubuaa@163.com;
孙康文 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:能源系统综合设计。E-mail:sunkw100@buaa.edu.cn;
陶国权 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:复合材料结构设计。E-mail:taogq_buaa@163.com;
祝明 男,博士,副教授,博士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,电系统综合设计。E-mail:zhuming@buaa.edu.cn;
武哲 男,博士,教授,博士生导师。主要研究方向:飞行器设计。E-mail:wuzbuaa@gmail.com
摘要:
平流层飞艇研制是一项庞大复杂的系统工程,其技术攻关、系统研发及工程应用中遇到的诸多关键问题与技术难点,需要用全新的理念和创新的方案解决。综述了国内外平流层飞艇研制的进展与现状,重点描述了已经开展的技术验证试飞的情况。针对平流层飞艇总体布局、超压囊体、能源系统、飞行控制和定点着陆5个方面,梳理了其技术难点、研究现状和发展趋势,从工程研制的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。
关键词: 平流层飞艇 总体设计 超压囊体 能源系统 飞行控制 定点着陆
Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship
ZHAO Da, LIU Dongxu , SUN Kangwen, TAO Guoquan, ZHU Ming, WU Zhe
School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China Received： 2015-11-09; Revised: 2015-11-22; Accepted: 2015-12-07; Published online: 2015-12-09 09:16 Foundation items: National Natural Science Foundation of China (51307004, 61503010) Corresponding author. Tel.: 010-82319852; E-mail: liubuaa@163.com
Abstract: The development of stratospheric airship is a huge and complicated system engineering.The key issues and technical difficulties encountered in the technology development and engineering application should be solved by new ideas and innovative solutions.This paper summarizes the development and current status of the near stratospheric airship in China and abroad,and mainly describes the technical verification test flight.In view of the five aspects of the stratospheric airship overall layout,ultra-pressured envelope,energy system,flight control and fixed point landing,the technical difficulties,research status and development trend are discussed.From the perspective of engineering,this paper discusses the feasible solutions and some attentions of related technical problems.
Key words: stratospheric airship conceptual design ultra-pressured envelope energy system flight control fixed point landing
平流层[1]是指海拔高度为10~55 km的大气空间，处于对流层与中间层之间，气流相对平稳，垂直对流小，是部署空中平台执行监视预警、通讯中继、导航定位以及环境监测等任务的比较理想的环境。
平流层太阳辐射强烈、空气稀薄，除平流层飞行器以外，常规飞机或卫星等均无法在此空间长时飞行。平流层飞行器按飞行速度可分为高动态飞行器和低动态飞行器，其中平流层低动态飞行器主要为长航时飞行器，包括高空气球[2, 3, 4]、平流层飞艇[5, 6, 7]以及太阳能飞机[8]等。平流层飞艇不同于高空气球，前者具有持续动力推进，能抵御平流层风阻，实现可控飞行；另外，平流层飞艇能完成太阳能飞机所无法完成的定点飞行和长时间迎风驻留等飞行任务。正因为平流层飞艇具有可定点飞行、留空时间长、探测范围广、载荷能力强和费效比高等优点，多个国家正在开展对平流层飞艇的研究与验证[9]。
1 国内外现状
1.1 国外发展现状
自21世纪初，美国、日本以及欧洲等主要发达国家和区域均提出了平流层飞艇计划。
美国为了弥补战时信息保障过度依赖天基平台的弱点，同时大幅度提升持久区域信息作战能力，近年来投入巨资支持了多项平流层飞艇研发项目[10]，如图 1所示，包括洛克希德·马丁公司的高空飞艇(HAA)[11]项目(图 1(a))、探测器与结构一体化飞艇(ISIS)[12]项目(图 1(b))和西南研究院的高空哨兵飞艇(HiSentinel)[13]项目(图 1(c))等；2014年8月，美国国家航空航天局(NASA)也开展了以替代卫星为目标的“平流层飞艇设计”竞赛[14](图 1(d))。截至目前，各项目虽然已经开展数次飞行试验，但试验过程并不顺利，多数项目的试验结果不如预期。例如2011年7月，HAA
图 1 美国平流层飞艇项目
Fig. 1 Stratospheric airship projects of American
图选项
计划的缩比验证艇(HALE-D)进行首次试飞，因副气囊阀门结冰故障导致飞艇在升致9 754 m时迫降，后因太阳能电池短路故障而烧毁[11]；ISIS飞艇由于系统过于复杂，计划也一直在拖延。
日本在2000年就提出了长远的、分阶段实施的平流层飞艇开发计划[15]。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)组织实施并开展了无动力验证飞行和多次低空技术验证试飞，积累了大量技术经验，但尚未有开展飞行样机整体集成和高空试飞演示的报道。
2004年，欧盟启动了一个为期3年的CAPANINA计划[16]，内容是研制基于平流层平台的宽带移动通信载荷技术。2005年3月，欧盟集中欧洲各国的相关研究机构和公司，启动了“面向特殊航空航天应用的高空飞机和高空飞艇研究项目”。2014年5月，泰雷兹·阿莱尼亚宇航公司启动了为期5年的巨型平流层飞艇项目[17]。
从国外发展可以看出，平流层飞艇的发展速度不及预期，发展过程也较为曲折，目前尚无显著突破。但有两点不容忽视：①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
1.2 国内发展现状
中国对平流层飞艇的研究，始于“十五”期间，多个高校和研究所参与了方案论证、关键技术攻关等基础性研究。
2009－2012年，北京航空航天大学先后4次完成20 km以上平流层高度飞行验证，取得了初步成果。2012年8月，中国科学院光电研究院开展了飞艇动力飞行验证，在17 km以上的高度动力飞行时间达到52 min[18]。2013年，中国电子科技集团公司第三十八研究所完成了数次平流层气球的飞行验证，获取了热特性数据。2015年8月，航天科工一院与六院、〇六八基地联合开展直径30 m囊体的飞行试验，飞行高度超过20 km[19]。2015年9月，上海交通大学开展了新型囊体结构的高空飞行试验，试验飞行时间2 h，飞行高度19.3 km，验证了非常规形态升空、回收方式的可实现性[20]。2015年10月，北京航空航天大学联合南江空天公司在内蒙古锡林浩特市成功开展平流层飞艇的长时留空飞行试验(如图 2所示)，实现了跨昼夜长时控制飞行，验证了新型布局技术、囊体耐压与密封技术、动力推进技术、循环能源技术和定区域驻留技术等关键技术。
图 2 北京航空航天大学平流层飞艇飞行试验
Fig. 2 Stratospheric airship flight test of Beihang University
图选项
从国内现状可以看出，平流层飞艇在相关计划支持下的进展较为明显，尤其是多家单位均开展了大量高空试飞工作，多项分系统技术取得突破并经过实际考核，不少创新设计方案得到了试飞验证。平流层飞艇跨天长航时飞行即将突破，通信、成像和互联网等方面的应用将发挥出实际效能。但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
2 平流层飞艇技术难点与发展趋势
平流层飞艇的运行环境、热特性、气动特性和控制特性等显著区别于低空飞艇和其他航空器，是一种全新的飞行器，必须采用全新理念和创新方法来探索和解决平流层飞艇研制过程中的设计难题。
平流层飞艇的技术难点主要包括总体布局设计[21]、超压囊体设计、能源系统[22]、飞行控制技术[23, 24]和定点着陆5个方面，如图 3所示，本文将针对上述技术难点和问题进行详细论述。
图 3 平流层飞艇技术难点
Fig. 3 Technical difficulties of stratospheric airship
图选项
2.1 总体布局
基于较为成熟的低空飞艇技术及设计经验，演化出平流层飞艇的总体布局思路，是国内外平流层飞艇总体设计的常用手段。但由于对流层和平流层两者间的巨大差异，导致依此思路设计的飞艇并不能完全适应平流层，且遭遇较多的技术难点。平流层飞艇总体布局的设计难点主要包括艇囊外形、尾翼问题和副气囊3个方面。
2.1.1 艇囊外形
艇囊外形决定了飞艇的体积和气动特性，直接影响飞艇的浮重平衡、推阻平衡和能源平衡，同时也决定了蒙皮材料的强度[25]需求。流线形囊体[26]具有较低的气动阻力系数，可大大降低对推进和能源系统的要求，也有利于降低系统总重量。但无法回避的问题是流线形囊体由于曲率半径大，对蒙皮材料强度要求更高，在采用同样蒙皮材料时，流线形囊体的最大直径不能超过正球形囊体直径的一半；同时由于流线形囊体自身的外形特点，很难采用布置多组流线形囊体的办法扩展体积。因此蒙皮材料强度直接限制了常规流线形囊体的最大体积和载重能力。为缓解或解决该问题，国内外多个机构进行了大量的探索研究。
1) 立足当前蒙皮材料技术，采用常规流线形布局发展小载荷飞艇；随着纤维强度提高，逐步增加载荷能力。该方案的优点是系统规模小，能源消耗少，成本较低，特别适用于技术验证飞艇，同时与载荷设备小型化、分布式载荷等技术发展趋势相一致；不足是载荷能力受限，能源供应受限，系统扩展能力受限，高强度纤维技术发展缓慢影响技术升级周期。
2) 在流线形艇囊结构上，通过艇囊结构优化设计增加艇囊耐压能力，如飞艇外围布置单向或双向加筋[27]结构、网罩加筋结构和局部环向增强等。这是在当前技术条件下，改善蒙皮受力并解决囊体超压问题的较为可行的研究方向。例如，洛克希德·马丁公司的HALE-D飞艇采用了环向加筋以改善受力。该方案的优点是不增加对蒙皮材料的要求，通过艇囊结构设计来增大艇囊体积，以实现更大的载荷能力；不足是结构设计复杂，涉及大量焊接粘合或刚柔连接操作，增加了工艺复杂程度。
3) 充分利用平流层大气密度小、阻力小的优势，采用非流线形或近似流线形的模块化组合式布局，可制造规模巨大的飞艇，利用强大的推进和能源系统实现推阻和能源平衡。该方案的优点是可在现有技术基础上实现强载重能力设计，不足是成本较大，技术验证试验代价高。
2.1.2 尾翼问题
对于常规飞艇而言，尾翼安定面是保持飞行气动稳定性的主要办法。而平流层飞艇飞行速度较低，通常不超过30 m/s，同时由于大气密度低，飞艇的尾翼安定面的效率降低，流线形旋成体自身气动发散力矩较大，很难通过尾翼保持飞艇的气动稳定性。即如果要保持稳定性，需要极大的尾翼面积，这对系统重量、前飞推力和囊体强度都提出了极高要求。
目前几个典型的高空验证艇都安装了巨大尾翼，但均未能成功进行高空抗风飞行，也未能成功验证尾翼的效能。在高空飞艇尾翼设计时，需要对尾翼面积、安装位置、气动效率和静稳定范围等进行详细核算；考虑到系统重量，适当降低对尾翼尺寸和对气动稳定性的过高要求是比较现实的；完全无尾翼布局可显著降低飞艇阻力，可采用主动控制的办法解决无尾翼飞控难题。
2.1.3 副气囊
洛克希德·马丁公司HALE-D试飞副气囊阀门结冰[11]导致飞行试验失败的事故引起了研究人员对平流层飞艇副气囊设计的思考。
副气囊是低空软式飞艇的标准配置，可以起到调姿、调压、维形的作用[28]，但对于平流层飞艇而言，采用副气囊调姿调压的效能极低，副气囊的主要作用为在飞行过程中维形。平流层飞艇的副气囊体积需要相当于艇体总体积的90%，才能在飞艇升降全过程中保持维形效果。巨大体积的副气囊重量大，外形难以控制，尤其是经过地面到高空的升空过程，副气囊容积减小很多，皱褶的副气囊蒙皮随机叠压堆积，很容易引起飞艇姿态偏离预期；副气囊的蒙皮滑移也会加剧飞艇姿态发散。
解决副气囊蒙皮堆积问题的难度比较大，目前提出了几种不同的解决方案，如图 4所示，从上到下依次为：①采用多组绳网将副气囊限定在一定区域内(图 4(a))，阻止其在收缩过程中滑移；②副气囊主要区域布置在艇首和艇尾(图 4(b))，辅助索网固定，以降低副气囊收缩时蒙皮滑移的幅度；③副气囊内部增加弹性索网结构(图 4(c))，副气囊蒙皮采用弹性材质制备；④采用柱形副气囊(图 4(d))，将副气囊上下分别固定在艇囊顶部和底部，辅助加筋，既可减小滑移幅度，也可辅助传递浮力；⑤化整为零，布置多组小副气囊(图 4(e))，每个小副气囊单独限位或者互相限位，类似蜂窝布置；⑥氦气囊与副气囊互换(图 4(f))，在顶部内置柔性氦气囊，柔索辅助定位，艇囊内充空气，驻留时氦气囊膨胀到最大，避免蒙皮滑移，低空时氦气囊处于悬挂状态，摆动引起的姿态变化相对较小。
图 4 几种副气囊布置方案
Fig. 4 Several kinds of ballonets arrangements
图选项
此外，通过总体设计解决副气囊问题的方案也值得关注。德国斯图加特大学研制的Air-Worm蠕虫飞艇[29]采用纵向组合设计，将囊体隔离成独立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用变体飞艇设计[30]，通过改变艇体外形的办法适应氦气膨胀，同时也降低了低空飞行时的气动阻力；高空哨兵等采用非成形上升的飞艇将任务重点定位在长航时飞行上，直接去除副气囊或者仅带很小体积副气囊，大大降低了释放升空驻空飞行控制的难度。
2.2 超压囊体
平流层飞艇昼夜温度变化剧烈，在白天因温度影响的囊体内外压差载荷可能超过1 000 Pa[31]；在夜间囊体需要维持超压状态以保证飞艇在设计高度稳定驻空，保持外形并可控飞行，因此，平流层飞艇的囊体将长时间处于较大载荷的工作状态。较大的工作压差载荷、囊体的巨大体积以及平流层恶劣的辐射环境，使得囊体强度和密封性成为平流层飞艇的设计难点，也是限制平流层飞艇发展的重要技术难题。
2.2.1 囊体强度
影响囊体强度的因素主要包括蒙皮材料强度、焊接强度以及局部受力状态。
蒙皮材料一直是限制平流层飞艇发展的瓶颈技术之一。蒙皮材料由多层功能层层压制备，蒙皮材料的强度主要由承力纤维强度决定[32]，目前常用的纤维主要包括聚芳酯、PBO、UHMWPE、芳纶等；但蒙皮材料的实际强度受到布料编织和蒙皮层压等加工工艺环节的影响更大，编织过程中极难避免的瑕疵会大幅度降低蒙皮材料强度，尤其是持续受力的蠕变状态强度降低的幅度更大，层压过程中张力不均匀引起的纤维错位也将大大降低蒙皮材料强度。对于一般尺寸的验证飞艇，常规的纤维即能满足强度需要，应更加注意控制蒙皮设计加工过程各环节，如编织密度设计、经轴选择、张力控制、接头处理和磨损控制等，降低瑕疵率，以保证纤维强度得到充分发挥，使蒙皮强度稳定一致。在蒙皮强度测试时，建议采用大量抽样测试和宽幅测试来评估蒙皮强度的不均匀性。此外，蒙皮材料耐候性对材料强度的影响也很大。在耐候层中添加紫外吸收剂可有效遮蔽紫外线，但像PBO和芳纶等对可见光敏感的纤维，必须采用有效的遮光措施[33]；金属镀层不是阻挡可见光的有效手段，囊体加工时蒙皮受到折压，镀层将产生微裂纹，从而会导致折压位置的阻光效果完全失效。
焊接强度主要取决于焊接工艺。通常焊接带强度大于蒙皮本体强度，焊接带材料的瑕疵经过检验筛选后，很少出现焊接带本身破坏的情况。目前蒙皮材料焊接时常采用高频焊接、热风焊接和热压焊接。高频焊接最常用，也最可靠，其热均匀性和穿透性好，但不适用于带镀层蒙皮材料；热风焊接和热压焊接是带镀层材料的主要焊接方式。热风焊接的高温空气直接作用在焊接界面，采用压辊线接触压合，局部产生很高的压力，焊接效果很好，焊接效率最高，但热风作用与压辊前进的同步控制比较难，易出现烫伤或者融化不充分的瑕疵，而且热风焊接对设备精度要求很高。热压焊接采用直接加热压板，加热温度与接触时间可控，设备简单实用，但主要问题是在比较大的布料接头等凸起瑕疵位置附近温度传递效果不佳，面接触压力有限，瑕疵位置也很难压实，易出现虚焊情况，而且很难检验。无论何种焊接设备，焊接完毕后很难检查虚焊等焊接界面的内部瑕疵，因此焊接强度主要依靠高精度设备和稳定的焊接工艺来保证。
囊体上安装的重量较大的部件，将加大蒙皮局部应力，如吊舱、阀门和安定面等。平流层飞艇压差载荷很大，在蒙皮材料接近发挥极限的情况下，局部应力集中易导致蒙皮破裂，尤其是开口区，如充气管口、阀门口、传感器口和吊舱连接口。这些区域应采用有效办法降低局部应力水平，如小尺寸开口和局部加强。其中局部加强方式包括局部增强梯度应力过渡[34]、梯度区域蒙皮材料重新进行详细设计以及在开口位置固定刚性夹板以保证蒙皮张力有效传递等。
2.2.2 囊体密封性
影响囊体密封性的主要因素包括蒙皮材料渗透率[35]、加工损伤以及工艺微孔等。
氦气渗透率是蒙皮材料的重要设计指标，随着金属镀层和纳米片层涂层等功能层的应用，在标准测试条件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦气渗透率已经降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全满足平流层飞艇的指标要求。但由于超压囊体在高压差载荷的作用下，蒙皮张力和应变比较大，原本致密的镀层或涂层的间隙增大，可能导致蒙皮材料实际渗透率远大于标准测试值，因此在未能发现蒙皮渗透率与形变规律之前，蒙皮材料的标准测试渗透率只能作为参考，不能作为设计分析依据。
囊体加工过程中的折压和揉搓对镀层和纳米片层涂层将产生损伤，损伤程度与镀层设计、材料刚度和囊体加工工艺等相关，这将大大增加蒙皮材料的渗透率。厚度较厚、刚度过大的蒙皮材料在加工过程可能出现微孔损伤，导致在高压情况下出现微孔泄漏，严重降低囊体密封性。囊体加工引起的蒙皮材料功能层损伤检测难度极大，一旦出现损伤就会是整体大面积损伤，难以修复，只能通过材料设计和工艺控制来避免和减缓损伤。因此采用蒙皮材料计算囊体渗透率是不可行的，目前最可行的办法是采用缩比囊体测试当量渗透率。但应注意，囊体越大，加工的难度越大，造成的损伤越严重，囊体的渗透率越大。
囊体上安装的部件，如法兰、夹板和充气管等，存在蒙皮开孔等贯穿性损伤，夹板缝隙、螺纹间隙等均可能出现微孔泄漏。对于中型飞艇而言，1个当量直径为1 mm的微孔泄漏量相当于整个艇囊蒙皮渗透率达到了5 000 mL/(atm·m2·d)。微孔对长航时飞行的影响是致命的，因此在囊体设计时应尽量减少直接固定在蒙皮上的部件，每个部件均应进行密封性设计和测试。
2.3 能源系统
太阳能电池阵和储能系统组成的循环能源系统，是平流层飞艇的关键技术。高转换效率的太阳能电池、高比能量的储能电池以及高可靠可自主重构的能源管理系统是再生能源系统的重要组成部分，也是制约平流层飞艇快速发展的瓶颈问题之一。
2.3.1 太阳能电池技术
平流层飞艇上采用的太阳能电池技术存在两种发展趋势：①柔性薄膜太阳能电池技术；②半柔性太阳能电池技术。
柔性薄膜电池技术是飞艇太阳能电池系统的常用方案。常见的无机柔性太阳能电池主要包括：非晶硅(a-Si)、铜铟镓硒(CIGS)和砷化镓(GaAs) 3个材料体系[37]。a-Si柔性太阳能电池技术简单、工艺成熟、成本低廉，但电池转换效率较低，并且光电效率存在衰减，导致电池性能并不稳定。国外成熟的CIGS太阳能产品转换效率一般为10%~14%，某些实验级别的太阳能电池能达到18%以上，如美国可再生能源实验室制备的小面积薄膜太阳能电池的最高光电转化效率已达19.2%[38]；但是总的来说，尚无可大面积铺设使用的、高转化率的、成熟的商业化产品。国内目前已量产化制备的CIGS太阳能电池的转换效率多为6%~9%，距国外技术水平有较大差距。与a-Si和CIGS相比，GaAs太阳能电池的转化效率最高可达25%，但其密度大、制备工艺复杂、价格极为昂贵，无法满足平流层飞艇柔性电池的使用需求。
不同于柔性薄膜电池，半柔性太阳能电池通过将刚性电池柔性化处理，使其具有较高的光电转换效率，通常在18%以上。半柔性电池板经过合理的单片组合、方阵布局和结构设计，能够适应平流层飞艇外形的曲率，减少飞行过程中的碎片率，满足其强度和稳定供能要求。
综上所述，提高柔性薄膜电池的光电效率、降低衬底重量、降低制备成本和提高半柔性电池随形率、降低碎片率是平流层飞艇太阳能电池技术未来几年的主要发展方向。
2.3.2 储能电池技术
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
高比能的新型再生燃料电池(RFC)[39]是在普通氢氧燃料电池基础上发展起来的电化学装置，是将水电解技术和氢氧燃料电池技术相结合的一种新型发电装置[40]。RFC理论比能极高，多个飞艇项目在初始论证时均采用RFC作为主要储能系统。但RFC闭环效率低，需要使用更多有效面积的太阳能电池，同时导气导流管路、储气罐和保温控制等附属部件重量大，导致全系统模块化程度降低、结构偏重，整体比能低于锂储能电池。
物理储能系统包括动能储能、压缩空气储能和热储能系统等，在飞艇领域属于新的研究课题，值得关注，但目前仅停留在概念阶段，技术仍有待突破。
综上所述，提高锂储能电池能量密度、增加环境适应性，减少燃料电池附加结构重量、发展可高度模块化的再生燃料电池等是平流层飞艇储能系统亟需突破的关键技术。
2.3.3 能源管理
飞艇在白天阳光充足且满足全系统供电功率的条件下，将富余的能量转化至储能电池中，以便夜间为系统供电。在阳光不足时，储能电池还需为系统补充电能，这就要求能源系统供电模式能进行不同状态的切换，并具备可控性与高可靠性。开发出集成了能源控制策略、故障诊断及自主重构机制[41]的高效能源管理系统，是降低全系统能耗、提高储存能源利用率、提高供能可靠性的关键。
能源控制策略已经在国内外数次平流层飞艇飞行试验中得到验证，其集成化、低损耗、可靠性等方面发展也较为成熟。但是故障诊断和自主重构技术需要基于大量的能源系统长时间试验数据且需根据飞艇飞行过程中的真实情况进行深入分析、模式判断和自我修复。目前，国内外尚未有平流层飞艇长时间飞行试验的成功案例，未能获取足够的试验数据，无法充分进行故障诊断及自主重构机制等技术的考核验证。
2.4 飞行控制
平流层飞艇体积庞大，具有大惯量、大时滞和低动态的动力学特性[42]，且需要充分考虑大气绕流场流体惯性力引起的附加质量效应[43]，具有大滞后性和控制特性减弱等控制问题。
2.4.1 驻空飞行
平流层飞艇要求其具有良好的长时驻空性能[44]。由于大气密度较低，飞艇安定面无法发挥效能，因此平流层飞艇前飞时处于气动不稳定状态，更依赖主动飞行控制迎风飞行。但由于常规的风速风向测量装置均不适用于平流层环境，飞艇无法自主感知风场的特点和变化，大大增加了平流层飞艇飞行的难度。成熟的PID控制方法[45]虽然能部分降低已知模型不确定性的影响，但其实际控制效率较低，而过多的飞行参数的不确定性[46]将加剧能量消耗，使得能源系统分配不均，不利于飞艇的长时驻空。因此研制精密的风场测量装置、发展适用的控制器[47]和非线性控制方法[48]等，是改善飞艇驻空飞行的必要措施。
目前平流层飞艇在飞行时主要控制偏航姿态，其俯仰和滚转姿态采用自稳定设计。但是已有的试飞经验表明，由于耗散阻力较小、俯仰气动不稳定、俯仰和滚转振动周期过长，在一定工况下，俯仰滚转与偏航控制耦合较大。因此，需要发展轻质高效的俯仰和滚转阻尼系统，以改善飞行品质。
2.4.2 航迹控制
平流层飞艇与低空飞艇不同，其常规控制舵面失效，副气囊调姿失效，电推进力系统效率很低，风场扰动速度与飞行速度同一量级。流线形外形仅在迎风方向的阻力系数较低，推进能力只具备很小侧滑角下的抗风高速飞行，因此平流层飞艇更适合迎风定点驻留而非快速机动。为保证平流层飞艇的航迹控制精度，需要配备较强的矢量或直接力系统，增强主动控制和抗干扰能力。此外应注意，平流层飞艇主要为定高度飞行，无法利用舵面、竖直推进、俯仰角调节动升力等方式控制高度，高度控制主要依靠浮重的再平衡，短时间内不具备频繁的高度上下调节能力，这点在航迹规划时应予以考虑。
2.5 定点着陆
平流层飞艇定点/返场着陆[49, 50]需要克服两个难题：①下降过程中净浮力[51]损失的匹配；②高度变化过程中的推阻平衡。
2.5.1 净浮力损失问题
平流层飞艇可通过释放氦气[52]、增压空气[53]、抛掉附加氦气囊或者压缩可变外形等方式改变飞艇浮重平衡状态，由驻留状态进入下降状态。无论何种方式开始下降，由于下降过程中的绝热压缩效应，在下降最初阶段，对流换热较弱，内外温差将呈现上升趋势，引起飞艇净浮力增加或飞艇下降的趋势减缓停滞；但是，随着艇囊换热平衡和继续下落，对流换热逐渐增强，内外温度差呈减小趋势，净浮力又进一步降低，导致在降落过程的后期，飞艇的下降速度呈现递增趋势，而过快的下降速度将导致飞艇低空减速悬浮飞行和软着陆的难度增大。飞艇只有实现了低空减速悬浮，进入水平飞行，才有机会实现定点返场。目前关于降落过程中实现浮重平衡的研究相对较少，正在探索的研究方案包括：
1) 降低初始下降速度，改善浮力损失。如果下降速度较慢，飞艇通过大风区的偏移距离将过大，可能达到数百公里，存在超出空域和超出测控视距范围风险；虽然理论上是可行的，但对于一个大型试验而言，很难有实际验证机会。
2) 低空释放配重。该方案控制方式直接，低空速度控制效果最明显，但需要飞艇携带的额外配重量很大，而且控制过程是不可逆的。
3) 通过排出空气方式减小净重。下降过程中不断通过副气囊鼓入空气，但如果副气囊保持较高压差的话，巨大体积带来额外的巨大能耗和增重，也会加速降落，如果维持小压差，则排气效果有限，因此采用像常规飞艇一样的副气囊排气减小净重的办法是否适用尚需要深入研究。
4) 低空采用强大的竖直矢量推力[54]平衡。飞艇本体携带竖直矢量推进的代价很高，而且如果采用电动推进，电力能量消耗巨大；如果采用液体燃料推进，燃料及润滑系统的防冻要求极高，代价也比较大；采用氢气作为能源，布置容积较小的储氢气囊，也是值得探讨的方案。
5) 此外还有一种值得关注的解决方案是采用空中对接的方案，即当飞艇降低至低空时，采用垂直矢量系统飞行到飞艇下方和侧面完成对接，利用专用的低空推进装置，引导飞艇缓慢降落。
2.5.2 低空推阻平衡
实现低空推阻平衡的技术难度相对较低，但是仍需要实现以下几点技术突破：
1) 适应高低空的可变功率输出推进技术。需要突破大幅度变功率电机技术，可能需要液冷技术以增强电机核心器件散热；需要突破可变桨距甚至翼型的螺旋桨技术，适用于从地面到平流层高度的大高度范围大气环境。在可变功率电推进技术突破前，可选用专用低空电推进满足推阻平衡。除了电推进方案[55]外，氢动力和专用低空燃油动力推进也可解决推阻平衡，但综合比较，电推进系统简单，重量代价较小。
2) 保持可控外形。非成形降落不适合定点返场；无论是采用副气囊固定外形、弹性外形或者变外形方案，在低空飞行时外形应是基本固定的，艇囊内外维持恒定的压差。
定点返场着陆需要实现大高度区间的浮重、推阻、能源3个平衡完全匹配，对飞艇总体设计要求很高，实现难度也最大，目前国内外所有已经开展实际飞行的飞艇均不具备完整的定点着陆能力。在技术方案验证阶段，建议以长航时定点驻空飞行和保证载重能力为首要任务目标，采用定区域软着陆的方案，也可保证绝大多数系统安全回收，以降低设计难度，控制成本。当驻空技术成熟后，随着推进技术逐渐突破，飞行次数和着陆验证机会增多，定点返场着陆也将很快突破和实现。
3 结论
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20160104.html
赵达, 刘东旭, 孙康文, 陶国权, 祝明, 武哲
北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100083
收稿日期: 2015-11-09; 退修日期: 2015-11-22; 录用日期: 2015-12-07; 网络出版日期: 2015-12-09 09:16
基金项目: 国家自然科学基金(51307004,61503010)
作者简介:
赵达 男,博士研究生。主要研究方向:飞艇总体设计,结构设计。E-mail:buaazd@yeah.net;
刘东旭 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,囊体、材料设计。Tel:010-82319852,E-mail:liubuaa@163.com;
孙康文 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:能源系统综合设计。E-mail:sunkw100@buaa.edu.cn;
陶国权 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:复合材料结构设计。E-mail:taogq_buaa@163.com;
祝明 男,博士,副教授,博士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,电系统综合设计。E-mail:zhuming@buaa.edu.cn;
武哲 男,博士,教授,博士生导师。主要研究方向:飞行器设计。E-mail:wuzbuaa@gmail.com
摘要:
平流层飞艇研制是一项庞大复杂的系统工程,其技术攻关、系统研发及工程应用中遇到的诸多关键问题与技术难点,需要用全新的理念和创新的方案解决。综述了国内外平流层飞艇研制的进展与现状,重点描述了已经开展的技术验证试飞的情况。针对平流层飞艇总体布局、超压囊体、能源系统、飞行控制和定点着陆5个方面,梳理了其技术难点、研究现状和发展趋势,从工程研制的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。
关键词: 平流层飞艇 总体设计 超压囊体 能源系统 飞行控制 定点着陆
Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship
ZHAO Da, LIU Dongxu , SUN Kangwen, TAO Guoquan, ZHU Ming, WU Zhe
School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China Received： 2015-11-09; Revised: 2015-11-22; Accepted: 2015-12-07; Published online: 2015-12-09 09:16 Foundation items: National Natural Science Foundation of China (51307004, 61503010) Corresponding author. Tel.: 010-82319852; E-mail: liubuaa@163.com
Abstract: The development of stratospheric airship is a huge and complicated system engineering.The key issues and technical difficulties encountered in the technology development and engineering application should be solved by new ideas and innovative solutions.This paper summarizes the development and current status of the near stratospheric airship in China and abroad,and mainly describes the technical verification test flight.In view of the five aspects of the stratospheric airship overall layout,ultra-pressured envelope,energy system,flight control and fixed point landing,the technical difficulties,research status and development trend are discussed.From the perspective of engineering,this paper discusses the feasible solutions and some attentions of related technical problems.
Key words: stratospheric airship conceptual design ultra-pressured envelope energy system flight control fixed point landing
平流层[1]是指海拔高度为10~55 km的大气空间，处于对流层与中间层之间，气流相对平稳，垂直对流小，是部署空中平台执行监视预警、通讯中继、导航定位以及环境监测等任务的比较理想的环境。
平流层太阳辐射强烈、空气稀薄，除平流层飞行器以外，常规飞机或卫星等均无法在此空间长时飞行。平流层飞行器按飞行速度可分为高动态飞行器和低动态飞行器，其中平流层低动态飞行器主要为长航时飞行器，包括高空气球[2, 3, 4]、平流层飞艇[5, 6, 7]以及太阳能飞机[8]等。平流层飞艇不同于高空气球，前者具有持续动力推进，能抵御平流层风阻，实现可控飞行；另外，平流层飞艇能完成太阳能飞机所无法完成的定点飞行和长时间迎风驻留等飞行任务。正因为平流层飞艇具有可定点飞行、留空时间长、探测范围广、载荷能力强和费效比高等优点，多个国家正在开展对平流层飞艇的研究与验证[9]。
1 国内外现状
1.1 国外发展现状
自21世纪初，美国、日本以及欧洲等主要发达国家和区域均提出了平流层飞艇计划。
美国为了弥补战时信息保障过度依赖天基平台的弱点，同时大幅度提升持久区域信息作战能力，近年来投入巨资支持了多项平流层飞艇研发项目[10]，如图 1所示，包括洛克希德·马丁公司的高空飞艇(HAA)[11]项目(图 1(a))、探测器与结构一体化飞艇(ISIS)[12]项目(图 1(b))和西南研究院的高空哨兵飞艇(HiSentinel)[13]项目(图 1(c))等；2014年8月，美国国家航空航天局(NASA)也开展了以替代卫星为目标的“平流层飞艇设计”竞赛[14](图 1(d))。截至目前，各项目虽然已经开展数次飞行试验，但试验过程并不顺利，多数项目的试验结果不如预期。例如2011年7月，HAA
图 1 美国平流层飞艇项目
Fig. 1 Stratospheric airship projects of American
图选项
计划的缩比验证艇(HALE-D)进行首次试飞，因副气囊阀门结冰故障导致飞艇在升致9 754 m时迫降，后因太阳能电池短路故障而烧毁[11]；ISIS飞艇由于系统过于复杂，计划也一直在拖延。
日本在2000年就提出了长远的、分阶段实施的平流层飞艇开发计划[15]。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)组织实施并开展了无动力验证飞行和多次低空技术验证试飞，积累了大量技术经验，但尚未有开展飞行样机整体集成和高空试飞演示的报道。
2004年，欧盟启动了一个为期3年的CAPANINA计划[16]，内容是研制基于平流层平台的宽带移动通信载荷技术。2005年3月，欧盟集中欧洲各国的相关研究机构和公司，启动了“面向特殊航空航天应用的高空飞机和高空飞艇研究项目”。2014年5月，泰雷兹·阿莱尼亚宇航公司启动了为期5年的巨型平流层飞艇项目[17]。
从国外发展可以看出，平流层飞艇的发展速度不及预期，发展过程也较为曲折，目前尚无显著突破。但有两点不容忽视：①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
1.2 国内发展现状
中国对平流层飞艇的研究，始于“十五”期间，多个高校和研究所参与了方案论证、关键技术攻关等基础性研究。
2009－2012年，北京航空航天大学先后4次完成20 km以上平流层高度飞行验证，取得了初步成果。2012年8月，中国科学院光电研究院开展了飞艇动力飞行验证，在17 km以上的高度动力飞行时间达到52 min[18]。2013年，中国电子科技集团公司第三十八研究所完成了数次平流层气球的飞行验证，获取了热特性数据。2015年8月，航天科工一院与六院、〇六八基地联合开展直径30 m囊体的飞行试验，飞行高度超过20 km[19]。2015年9月，上海交通大学开展了新型囊体结构的高空飞行试验，试验飞行时间2 h，飞行高度19.3 km，验证了非常规形态升空、回收方式的可实现性[20]。2015年10月，北京航空航天大学联合南江空天公司在内蒙古锡林浩特市成功开展平流层飞艇的长时留空飞行试验(如图 2所示)，实现了跨昼夜长时控制飞行，验证了新型布局技术、囊体耐压与密封技术、动力推进技术、循环能源技术和定区域驻留技术等关键技术。
图 2 北京航空航天大学平流层飞艇飞行试验
Fig. 2 Stratospheric airship flight test of Beihang University
图选项
从国内现状可以看出，平流层飞艇在相关计划支持下的进展较为明显，尤其是多家单位均开展了大量高空试飞工作，多项分系统技术取得突破并经过实际考核，不少创新设计方案得到了试飞验证。平流层飞艇跨天长航时飞行即将突破，通信、成像和互联网等方面的应用将发挥出实际效能。但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
2 平流层飞艇技术难点与发展趋势
平流层飞艇的运行环境、热特性、气动特性和控制特性等显著区别于低空飞艇和其他航空器，是一种全新的飞行器，必须采用全新理念和创新方法来探索和解决平流层飞艇研制过程中的设计难题。
平流层飞艇的技术难点主要包括总体布局设计[21]、超压囊体设计、能源系统[22]、飞行控制技术[23, 24]和定点着陆5个方面，如图 3所示，本文将针对上述技术难点和问题进行详细论述。
图 3 平流层飞艇技术难点
Fig. 3 Technical difficulties of stratospheric airship
图选项
2.1 总体布局
基于较为成熟的低空飞艇技术及设计经验，演化出平流层飞艇的总体布局思路，是国内外平流层飞艇总体设计的常用手段。但由于对流层和平流层两者间的巨大差异，导致依此思路设计的飞艇并不能完全适应平流层，且遭遇较多的技术难点。平流层飞艇总体布局的设计难点主要包括艇囊外形、尾翼问题和副气囊3个方面。
2.1.1 艇囊外形
艇囊外形决定了飞艇的体积和气动特性，直接影响飞艇的浮重平衡、推阻平衡和能源平衡，同时也决定了蒙皮材料的强度[25]需求。流线形囊体[26]具有较低的气动阻力系数，可大大降低对推进和能源系统的要求，也有利于降低系统总重量。但无法回避的问题是流线形囊体由于曲率半径大，对蒙皮材料强度要求更高，在采用同样蒙皮材料时，流线形囊体的最大直径不能超过正球形囊体直径的一半；同时由于流线形囊体自身的外形特点，很难采用布置多组流线形囊体的办法扩展体积。因此蒙皮材料强度直接限制了常规流线形囊体的最大体积和载重能力。为缓解或解决该问题，国内外多个机构进行了大量的探索研究。
1) 立足当前蒙皮材料技术，采用常规流线形布局发展小载荷飞艇；随着纤维强度提高，逐步增加载荷能力。该方案的优点是系统规模小，能源消耗少，成本较低，特别适用于技术验证飞艇，同时与载荷设备小型化、分布式载荷等技术发展趋势相一致；不足是载荷能力受限，能源供应受限，系统扩展能力受限，高强度纤维技术发展缓慢影响技术升级周期。
2) 在流线形艇囊结构上，通过艇囊结构优化设计增加艇囊耐压能力，如飞艇外围布置单向或双向加筋[27]结构、网罩加筋结构和局部环向增强等。这是在当前技术条件下，改善蒙皮受力并解决囊体超压问题的较为可行的研究方向。例如，洛克希德·马丁公司的HALE-D飞艇采用了环向加筋以改善受力。该方案的优点是不增加对蒙皮材料的要求，通过艇囊结构设计来增大艇囊体积，以实现更大的载荷能力；不足是结构设计复杂，涉及大量焊接粘合或刚柔连接操作，增加了工艺复杂程度。
3) 充分利用平流层大气密度小、阻力小的优势，采用非流线形或近似流线形的模块化组合式布局，可制造规模巨大的飞艇，利用强大的推进和能源系统实现推阻和能源平衡。该方案的优点是可在现有技术基础上实现强载重能力设计，不足是成本较大，技术验证试验代价高。
2.1.2 尾翼问题
对于常规飞艇而言，尾翼安定面是保持飞行气动稳定性的主要办法。而平流层飞艇飞行速度较低，通常不超过30 m/s，同时由于大气密度低，飞艇的尾翼安定面的效率降低，流线形旋成体自身气动发散力矩较大，很难通过尾翼保持飞艇的气动稳定性。即如果要保持稳定性，需要极大的尾翼面积，这对系统重量、前飞推力和囊体强度都提出了极高要求。
目前几个典型的高空验证艇都安装了巨大尾翼，但均未能成功进行高空抗风飞行，也未能成功验证尾翼的效能。在高空飞艇尾翼设计时，需要对尾翼面积、安装位置、气动效率和静稳定范围等进行详细核算；考虑到系统重量，适当降低对尾翼尺寸和对气动稳定性的过高要求是比较现实的；完全无尾翼布局可显著降低飞艇阻力，可采用主动控制的办法解决无尾翼飞控难题。
2.1.3 副气囊
洛克希德·马丁公司HALE-D试飞副气囊阀门结冰[11]导致飞行试验失败的事故引起了研究人员对平流层飞艇副气囊设计的思考。
副气囊是低空软式飞艇的标准配置，可以起到调姿、调压、维形的作用[28]，但对于平流层飞艇而言，采用副气囊调姿调压的效能极低，副气囊的主要作用为在飞行过程中维形。平流层飞艇的副气囊体积需要相当于艇体总体积的90%，才能在飞艇升降全过程中保持维形效果。巨大体积的副气囊重量大，外形难以控制，尤其是经过地面到高空的升空过程，副气囊容积减小很多，皱褶的副气囊蒙皮随机叠压堆积，很容易引起飞艇姿态偏离预期；副气囊的蒙皮滑移也会加剧飞艇姿态发散。
解决副气囊蒙皮堆积问题的难度比较大，目前提出了几种不同的解决方案，如图 4所示，从上到下依次为：①采用多组绳网将副气囊限定在一定区域内(图 4(a))，阻止其在收缩过程中滑移；②副气囊主要区域布置在艇首和艇尾(图 4(b))，辅助索网固定，以降低副气囊收缩时蒙皮滑移的幅度；③副气囊内部增加弹性索网结构(图 4(c))，副气囊蒙皮采用弹性材质制备；④采用柱形副气囊(图 4(d))，将副气囊上下分别固定在艇囊顶部和底部，辅助加筋，既可减小滑移幅度，也可辅助传递浮力；⑤化整为零，布置多组小副气囊(图 4(e))，每个小副气囊单独限位或者互相限位，类似蜂窝布置；⑥氦气囊与副气囊互换(图 4(f))，在顶部内置柔性氦气囊，柔索辅助定位，艇囊内充空气，驻留时氦气囊膨胀到最大，避免蒙皮滑移，低空时氦气囊处于悬挂状态，摆动引起的姿态变化相对较小。
图 4 几种副气囊布置方案
Fig. 4 Several kinds of ballonets arrangements
图选项
此外，通过总体设计解决副气囊问题的方案也值得关注。德国斯图加特大学研制的Air-Worm蠕虫飞艇[29]采用纵向组合设计，将囊体隔离成独立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用变体飞艇设计[30]，通过改变艇体外形的办法适应氦气膨胀，同时也降低了低空飞行时的气动阻力；高空哨兵等采用非成形上升的飞艇将任务重点定位在长航时飞行上，直接去除副气囊或者仅带很小体积副气囊，大大降低了释放升空驻空飞行控制的难度。
2.2 超压囊体
平流层飞艇昼夜温度变化剧烈，在白天因温度影响的囊体内外压差载荷可能超过1 000 Pa[31]；在夜间囊体需要维持超压状态以保证飞艇在设计高度稳定驻空，保持外形并可控飞行，因此，平流层飞艇的囊体将长时间处于较大载荷的工作状态。较大的工作压差载荷、囊体的巨大体积以及平流层恶劣的辐射环境，使得囊体强度和密封性成为平流层飞艇的设计难点，也是限制平流层飞艇发展的重要技术难题。
2.2.1 囊体强度
影响囊体强度的因素主要包括蒙皮材料强度、焊接强度以及局部受力状态。
蒙皮材料一直是限制平流层飞艇发展的瓶颈技术之一。蒙皮材料由多层功能层层压制备，蒙皮材料的强度主要由承力纤维强度决定[32]，目前常用的纤维主要包括聚芳酯、PBO、UHMWPE、芳纶等；但蒙皮材料的实际强度受到布料编织和蒙皮层压等加工工艺环节的影响更大，编织过程中极难避免的瑕疵会大幅度降低蒙皮材料强度，尤其是持续受力的蠕变状态强度降低的幅度更大，层压过程中张力不均匀引起的纤维错位也将大大降低蒙皮材料强度。对于一般尺寸的验证飞艇，常规的纤维即能满足强度需要，应更加注意控制蒙皮设计加工过程各环节，如编织密度设计、经轴选择、张力控制、接头处理和磨损控制等，降低瑕疵率，以保证纤维强度得到充分发挥，使蒙皮强度稳定一致。在蒙皮强度测试时，建议采用大量抽样测试和宽幅测试来评估蒙皮强度的不均匀性。此外，蒙皮材料耐候性对材料强度的影响也很大。在耐候层中添加紫外吸收剂可有效遮蔽紫外线，但像PBO和芳纶等对可见光敏感的纤维，必须采用有效的遮光措施[33]；金属镀层不是阻挡可见光的有效手段，囊体加工时蒙皮受到折压，镀层将产生微裂纹，从而会导致折压位置的阻光效果完全失效。
焊接强度主要取决于焊接工艺。通常焊接带强度大于蒙皮本体强度，焊接带材料的瑕疵经过检验筛选后，很少出现焊接带本身破坏的情况。目前蒙皮材料焊接时常采用高频焊接、热风焊接和热压焊接。高频焊接最常用，也最可靠，其热均匀性和穿透性好，但不适用于带镀层蒙皮材料；热风焊接和热压焊接是带镀层材料的主要焊接方式。热风焊接的高温空气直接作用在焊接界面，采用压辊线接触压合，局部产生很高的压力，焊接效果很好，焊接效率最高，但热风作用与压辊前进的同步控制比较难，易出现烫伤或者融化不充分的瑕疵，而且热风焊接对设备精度要求很高。热压焊接采用直接加热压板，加热温度与接触时间可控，设备简单实用，但主要问题是在比较大的布料接头等凸起瑕疵位置附近温度传递效果不佳，面接触压力有限，瑕疵位置也很难压实，易出现虚焊情况，而且很难检验。无论何种焊接设备，焊接完毕后很难检查虚焊等焊接界面的内部瑕疵，因此焊接强度主要依靠高精度设备和稳定的焊接工艺来保证。
囊体上安装的重量较大的部件，将加大蒙皮局部应力，如吊舱、阀门和安定面等。平流层飞艇压差载荷很大，在蒙皮材料接近发挥极限的情况下，局部应力集中易导致蒙皮破裂，尤其是开口区，如充气管口、阀门口、传感器口和吊舱连接口。这些区域应采用有效办法降低局部应力水平，如小尺寸开口和局部加强。其中局部加强方式包括局部增强梯度应力过渡[34]、梯度区域蒙皮材料重新进行详细设计以及在开口位置固定刚性夹板以保证蒙皮张力有效传递等。
2.2.2 囊体密封性
影响囊体密封性的主要因素包括蒙皮材料渗透率[35]、加工损伤以及工艺微孔等。
氦气渗透率是蒙皮材料的重要设计指标，随着金属镀层和纳米片层涂层等功能层的应用，在标准测试条件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦气渗透率已经降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全满足平流层飞艇的指标要求。但由于超压囊体在高压差载荷的作用下，蒙皮张力和应变比较大，原本致密的镀层或涂层的间隙增大，可能导致蒙皮材料实际渗透率远大于标准测试值，因此在未能发现蒙皮渗透率与形变规律之前，蒙皮材料的标准测试渗透率只能作为参考，不能作为设计分析依据。
囊体加工过程中的折压和揉搓对镀层和纳米片层涂层将产生损伤，损伤程度与镀层设计、材料刚度和囊体加工工艺等相关，这将大大增加蒙皮材料的渗透率。厚度较厚、刚度过大的蒙皮材料在加工过程可能出现微孔损伤，导致在高压情况下出现微孔泄漏，严重降低囊体密封性。囊体加工引起的蒙皮材料功能层损伤检测难度极大，一旦出现损伤就会是整体大面积损伤，难以修复，只能通过材料设计和工艺控制来避免和减缓损伤。因此采用蒙皮材料计算囊体渗透率是不可行的，目前最可行的办法是采用缩比囊体测试当量渗透率。但应注意，囊体越大，加工的难度越大，造成的损伤越严重，囊体的渗透率越大。
囊体上安装的部件，如法兰、夹板和充气管等，存在蒙皮开孔等贯穿性损伤，夹板缝隙、螺纹间隙等均可能出现微孔泄漏。对于中型飞艇而言，1个当量直径为1 mm的微孔泄漏量相当于整个艇囊蒙皮渗透率达到了5 000 mL/(atm·m2·d)。微孔对长航时飞行的影响是致命的，因此在囊体设计时应尽量减少直接固定在蒙皮上的部件，每个部件均应进行密封性设计和测试。
2.3 能源系统
太阳能电池阵和储能系统组成的循环能源系统，是平流层飞艇的关键技术。高转换效率的太阳能电池、高比能量的储能电池以及高可靠可自主重构的能源管理系统是再生能源系统的重要组成部分，也是制约平流层飞艇快速发展的瓶颈问题之一。
2.3.1 太阳能电池技术
平流层飞艇上采用的太阳能电池技术存在两种发展趋势：①柔性薄膜太阳能电池技术；②半柔性太阳能电池技术。
柔性薄膜电池技术是飞艇太阳能电池系统的常用方案。常见的无机柔性太阳能电池主要包括：非晶硅(a-Si)、铜铟镓硒(CIGS)和砷化镓(GaAs) 3个材料体系[37]。a-Si柔性太阳能电池技术简单、工艺成熟、成本低廉，但电池转换效率较低，并且光电效率存在衰减，导致电池性能并不稳定。国外成熟的CIGS太阳能产品转换效率一般为10%~14%，某些实验级别的太阳能电池能达到18%以上，如美国可再生能源实验室制备的小面积薄膜太阳能电池的最高光电转化效率已达19.2%[38]；但是总的来说，尚无可大面积铺设使用的、高转化率的、成熟的商业化产品。国内目前已量产化制备的CIGS太阳能电池的转换效率多为6%~9%，距国外技术水平有较大差距。与a-Si和CIGS相比，GaAs太阳能电池的转化效率最高可达25%，但其密度大、制备工艺复杂、价格极为昂贵，无法满足平流层飞艇柔性电池的使用需求。
不同于柔性薄膜电池，半柔性太阳能电池通过将刚性电池柔性化处理，使其具有较高的光电转换效率，通常在18%以上。半柔性电池板经过合理的单片组合、方阵布局和结构设计，能够适应平流层飞艇外形的曲率，减少飞行过程中的碎片率，满足其强度和稳定供能要求。
综上所述，提高柔性薄膜电池的光电效率、降低衬底重量、降低制备成本和提高半柔性电池随形率、降低碎片率是平流层飞艇太阳能电池技术未来几年的主要发展方向。
2.3.2 储能电池技术
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
高比能的新型再生燃料电池(RFC)[39]是在普通氢氧燃料电池基础上发展起来的电化学装置，是将水电解技术和氢氧燃料电池技术相结合的一种新型发电装置[40]。RFC理论比能极高，多个飞艇项目在初始论证时均采用RFC作为主要储能系统。但RFC闭环效率低，需要使用更多有效面积的太阳能电池，同时导气导流管路、储气罐和保温控制等附属部件重量大，导致全系统模块化程度降低、结构偏重，整体比能低于锂储能电池。
物理储能系统包括动能储能、压缩空气储能和热储能系统等，在飞艇领域属于新的研究课题，值得关注，但目前仅停留在概念阶段，技术仍有待突破。
综上所述，提高锂储能电池能量密度、增加环境适应性，减少燃料电池附加结构重量、发展可高度模块化的再生燃料电池等是平流层飞艇储能系统亟需突破的关键技术。
2.3.3 能源管理
飞艇在白天阳光充足且满足全系统供电功率的条件下，将富余的能量转化至储能电池中，以便夜间为系统供电。在阳光不足时，储能电池还需为系统补充电能，这就要求能源系统供电模式能进行不同状态的切换，并具备可控性与高可靠性。开发出集成了能源控制策略、故障诊断及自主重构机制[41]的高效能源管理系统，是降低全系统能耗、提高储存能源利用率、提高供能可靠性的关键。
能源控制策略已经在国内外数次平流层飞艇飞行试验中得到验证，其集成化、低损耗、可靠性等方面发展也较为成熟。但是故障诊断和自主重构技术需要基于大量的能源系统长时间试验数据且需根据飞艇飞行过程中的真实情况进行深入分析、模式判断和自我修复。目前，国内外尚未有平流层飞艇长时间飞行试验的成功案例，未能获取足够的试验数据，无法充分进行故障诊断及自主重构机制等技术的考核验证。
2.4 飞行控制
平流层飞艇体积庞大，具有大惯量、大时滞和低动态的动力学特性[42]，且需要充分考虑大气绕流场流体惯性力引起的附加质量效应[43]，具有大滞后性和控制特性减弱等控制问题。
2.4.1 驻空飞行
平流层飞艇要求其具有良好的长时驻空性能[44]。由于大气密度较低，飞艇安定面无法发挥效能，因此平流层飞艇前飞时处于气动不稳定状态，更依赖主动飞行控制迎风飞行。但由于常规的风速风向测量装置均不适用于平流层环境，飞艇无法自主感知风场的特点和变化，大大增加了平流层飞艇飞行的难度。成熟的PID控制方法[45]虽然能部分降低已知模型不确定性的影响，但其实际控制效率较低，而过多的飞行参数的不确定性[46]将加剧能量消耗，使得能源系统分配不均，不利于飞艇的长时驻空。因此研制精密的风场测量装置、发展适用的控制器[47]和非线性控制方法[48]等，是改善飞艇驻空飞行的必要措施。
目前平流层飞艇在飞行时主要控制偏航姿态，其俯仰和滚转姿态采用自稳定设计。但是已有的试飞经验表明，由于耗散阻力较小、俯仰气动不稳定、俯仰和滚转振动周期过长，在一定工况下，俯仰滚转与偏航控制耦合较大。因此，需要发展轻质高效的俯仰和滚转阻尼系统，以改善飞行品质。
2.4.2 航迹控制
平流层飞艇与低空飞艇不同，其常规控制舵面失效，副气囊调姿失效，电推进力系统效率很低，风场扰动速度与飞行速度同一量级。流线形外形仅在迎风方向的阻力系数较低，推进能力只具备很小侧滑角下的抗风高速飞行，因此平流层飞艇更适合迎风定点驻留而非快速机动。为保证平流层飞艇的航迹控制精度，需要配备较强的矢量或直接力系统，增强主动控制和抗干扰能力。此外应注意，平流层飞艇主要为定高度飞行，无法利用舵面、竖直推进、俯仰角调节动升力等方式控制高度，高度控制主要依靠浮重的再平衡，短时间内不具备频繁的高度上下调节能力，这点在航迹规划时应予以考虑。
2.5 定点着陆
平流层飞艇定点/返场着陆[49, 50]需要克服两个难题：①下降过程中净浮力[51]损失的匹配；②高度变化过程中的推阻平衡。
2.5.1 净浮力损失问题
平流层飞艇可通过释放氦气[52]、增压空气[53]、抛掉附加氦气囊或者压缩可变外形等方式改变飞艇浮重平衡状态，由驻留状态进入下降状态。无论何种方式开始下降，由于下降过程中的绝热压缩效应，在下降最初阶段，对流换热较弱，内外温差将呈现上升趋势，引起飞艇净浮力增加或飞艇下降的趋势减缓停滞；但是，随着艇囊换热平衡和继续下落，对流换热逐渐增强，内外温度差呈减小趋势，净浮力又进一步降低，导致在降落过程的后期，飞艇的下降速度呈现递增趋势，而过快的下降速度将导致飞艇低空减速悬浮飞行和软着陆的难度增大。飞艇只有实现了低空减速悬浮，进入水平飞行，才有机会实现定点返场。目前关于降落过程中实现浮重平衡的研究相对较少，正在探索的研究方案包括：
1) 降低初始下降速度，改善浮力损失。如果下降速度较慢，飞艇通过大风区的偏移距离将过大，可能达到数百公里，存在超出空域和超出测控视距范围风险；虽然理论上是可行的，但对于一个大型试验而言，很难有实际验证机会。
2) 低空释放配重。该方案控制方式直接，低空速度控制效果最明显，但需要飞艇携带的额外配重量很大，而且控制过程是不可逆的。
3) 通过排出空气方式减小净重。下降过程中不断通过副气囊鼓入空气，但如果副气囊保持较高压差的话，巨大体积带来额外的巨大能耗和增重，也会加速降落，如果维持小压差，则排气效果有限，因此采用像常规飞艇一样的副气囊排气减小净重的办法是否适用尚需要深入研究。
4) 低空采用强大的竖直矢量推力[54]平衡。飞艇本体携带竖直矢量推进的代价很高，而且如果采用电动推进，电力能量消耗巨大；如果采用液体燃料推进，燃料及润滑系统的防冻要求极高，代价也比较大；采用氢气作为能源，布置容积较小的储氢气囊，也是值得探讨的方案。
5) 此外还有一种值得关注的解决方案是采用空中对接的方案，即当飞艇降低至低空时，采用垂直矢量系统飞行到飞艇下方和侧面完成对接，利用专用的低空推进装置，引导飞艇缓慢降落。
2.5.2 低空推阻平衡
实现低空推阻平衡的技术难度相对较低，但是仍需要实现以下几点技术突破：
1) 适应高低空的可变功率输出推进技术。需要突破大幅度变功率电机技术，可能需要液冷技术以增强电机核心器件散热；需要突破可变桨距甚至翼型的螺旋桨技术，适用于从地面到平流层高度的大高度范围大气环境。在可变功率电推进技术突破前，可选用专用低空电推进满足推阻平衡。除了电推进方案[55]外，氢动力和专用低空燃油动力推进也可解决推阻平衡，但综合比较，电推进系统简单，重量代价较小。
2) 保持可控外形。非成形降落不适合定点返场；无论是采用副气囊固定外形、弹性外形或者变外形方案，在低空飞行时外形应是基本固定的，艇囊内外维持恒定的压差。
定点返场着陆需要实现大高度区间的浮重、推阻、能源3个平衡完全匹配，对飞艇总体设计要求很高，实现难度也最大，目前国内外所有已经开展实际飞行的飞艇均不具备完整的定点着陆能力。在技术方案验证阶段，建议以长航时定点驻空飞行和保证载重能力为首要任务目标，采用定区域软着陆的方案，也可保证绝大多数系统安全回收，以降低设计难度，控制成本。当驻空技术成熟后，随着推进技术逐渐突破，飞行次数和着陆验证机会增多，定点返场着陆也将很快突破和实现。
3 结论
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
平流层飞艇研制现状、技术难点及发展趋势 [J]. 航空学报, 2016, 37(1): 45-56
http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20160104.html
赵达, 刘东旭, 孙康文, 陶国权, 祝明, 武哲
北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100083
收稿日期: 2015-11-09; 退修日期: 2015-11-22; 录用日期: 2015-12-07; 网络出版日期: 2015-12-09 09:16
基金项目: 国家自然科学基金(51307004,61503010)
作者简介:
赵达 男,博士研究生。主要研究方向:飞艇总体设计,结构设计。E-mail:buaazd@yeah.net;
刘东旭 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,囊体、材料设计。Tel:010-82319852,E-mail:liubuaa@163.com;
孙康文 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:能源系统综合设计。E-mail:sunkw100@buaa.edu.cn;
陶国权 男,博士,讲师,硕士生导师。主要研究方向:复合材料结构设计。E-mail:taogq_buaa@163.com;
祝明 男,博士,副教授,博士生导师。主要研究方向:飞艇总体设计,电系统综合设计。E-mail:zhuming@buaa.edu.cn;
武哲 男,博士,教授,博士生导师。主要研究方向:飞行器设计。E-mail:wuzbuaa@gmail.com
摘要:
平流层飞艇研制是一项庞大复杂的系统工程,其技术攻关、系统研发及工程应用中遇到的诸多关键问题与技术难点,需要用全新的理念和创新的方案解决。综述了国内外平流层飞艇研制的进展与现状,重点描述了已经开展的技术验证试飞的情况。针对平流层飞艇总体布局、超压囊体、能源系统、飞行控制和定点着陆5个方面,梳理了其技术难点、研究现状和发展趋势,从工程研制的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。
关键词: 平流层飞艇 总体设计 超压囊体 能源系统 飞行控制 定点着陆
Research status, technical difficulties and development trend of stratospheric airship
ZHAO Da, LIU Dongxu , SUN Kangwen, TAO Guoquan, ZHU Ming, WU Zhe
School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China Received： 2015-11-09; Revised: 2015-11-22; Accepted: 2015-12-07; Published online: 2015-12-09 09:16 Foundation items: National Natural Science Foundation of China (51307004, 61503010) Corresponding author. Tel.: 010-82319852; E-mail: liubuaa@163.com
Abstract: The development of stratospheric airship is a huge and complicated system engineering.The key issues and technical difficulties encountered in the technology development and engineering application should be solved by new ideas and innovative solutions.This paper summarizes the development and current status of the near stratospheric airship in China and abroad,and mainly describes the technical verification test flight.In view of the five aspects of the stratospheric airship overall layout,ultra-pressured envelope,energy system,flight control and fixed point landing,the technical difficulties,research status and development trend are discussed.From the perspective of engineering,this paper discusses the feasible solutions and some attentions of related technical problems.
Key words: stratospheric airship conceptual design ultra-pressured envelope energy system flight control fixed point landing
平流层[1]是指海拔高度为10~55 km的大气空间，处于对流层与中间层之间，气流相对平稳，垂直对流小，是部署空中平台执行监视预警、通讯中继、导航定位以及环境监测等任务的比较理想的环境。
平流层太阳辐射强烈、空气稀薄，除平流层飞行器以外，常规飞机或卫星等均无法在此空间长时飞行。平流层飞行器按飞行速度可分为高动态飞行器和低动态飞行器，其中平流层低动态飞行器主要为长航时飞行器，包括高空气球[2, 3, 4]、平流层飞艇[5, 6, 7]以及太阳能飞机[8]等。平流层飞艇不同于高空气球，前者具有持续动力推进，能抵御平流层风阻，实现可控飞行；另外，平流层飞艇能完成太阳能飞机所无法完成的定点飞行和长时间迎风驻留等飞行任务。正因为平流层飞艇具有可定点飞行、留空时间长、探测范围广、载荷能力强和费效比高等优点，多个国家正在开展对平流层飞艇的研究与验证[9]。
1 国内外现状
1.1 国外发展现状
自21世纪初，美国、日本以及欧洲等主要发达国家和区域均提出了平流层飞艇计划。
美国为了弥补战时信息保障过度依赖天基平台的弱点，同时大幅度提升持久区域信息作战能力，近年来投入巨资支持了多项平流层飞艇研发项目[10]，如图 1所示，包括洛克希德·马丁公司的高空飞艇(HAA)[11]项目(图 1(a))、探测器与结构一体化飞艇(ISIS)[12]项目(图 1(b))和西南研究院的高空哨兵飞艇(HiSentinel)[13]项目(图 1(c))等；2014年8月，美国国家航空航天局(NASA)也开展了以替代卫星为目标的“平流层飞艇设计”竞赛[14](图 1(d))。截至目前，各项目虽然已经开展数次飞行试验，但试验过程并不顺利，多数项目的试验结果不如预期。例如2011年7月，HAA
图 1 美国平流层飞艇项目
Fig. 1 Stratospheric airship projects of American
图选项
计划的缩比验证艇(HALE-D)进行首次试飞，因副气囊阀门结冰故障导致飞艇在升致9 754 m时迫降，后因太阳能电池短路故障而烧毁[11]；ISIS飞艇由于系统过于复杂，计划也一直在拖延。
日本在2000年就提出了长远的、分阶段实施的平流层飞艇开发计划[15]。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)组织实施并开展了无动力验证飞行和多次低空技术验证试飞，积累了大量技术经验，但尚未有开展飞行样机整体集成和高空试飞演示的报道。
2004年，欧盟启动了一个为期3年的CAPANINA计划[16]，内容是研制基于平流层平台的宽带移动通信载荷技术。2005年3月，欧盟集中欧洲各国的相关研究机构和公司，启动了“面向特殊航空航天应用的高空飞机和高空飞艇研究项目”。2014年5月，泰雷兹·阿莱尼亚宇航公司启动了为期5年的巨型平流层飞艇项目[17]。
从国外发展可以看出，平流层飞艇的发展速度不及预期，发展过程也较为曲折，目前尚无显著突破。但有两点不容忽视：①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
1.2 国内发展现状
中国对平流层飞艇的研究，始于“十五”期间，多个高校和研究所参与了方案论证、关键技术攻关等基础性研究。
2009－2012年，北京航空航天大学先后4次完成20 km以上平流层高度飞行验证，取得了初步成果。2012年8月，中国科学院光电研究院开展了飞艇动力飞行验证，在17 km以上的高度动力飞行时间达到52 min[18]。2013年，中国电子科技集团公司第三十八研究所完成了数次平流层气球的飞行验证，获取了热特性数据。2015年8月，航天科工一院与六院、〇六八基地联合开展直径30 m囊体的飞行试验，飞行高度超过20 km[19]。2015年9月，上海交通大学开展了新型囊体结构的高空飞行试验，试验飞行时间2 h，飞行高度19.3 km，验证了非常规形态升空、回收方式的可实现性[20]。2015年10月，北京航空航天大学联合南江空天公司在内蒙古锡林浩特市成功开展平流层飞艇的长时留空飞行试验(如图 2所示)，实现了跨昼夜长时控制飞行，验证了新型布局技术、囊体耐压与密封技术、动力推进技术、循环能源技术和定区域驻留技术等关键技术。
图 2 北京航空航天大学平流层飞艇飞行试验
Fig. 2 Stratospheric airship flight test of Beihang University
图选项
从国内现状可以看出，平流层飞艇在相关计划支持下的进展较为明显，尤其是多家单位均开展了大量高空试飞工作，多项分系统技术取得突破并经过实际考核，不少创新设计方案得到了试飞验证。平流层飞艇跨天长航时飞行即将突破，通信、成像和互联网等方面的应用将发挥出实际效能。但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
2 平流层飞艇技术难点与发展趋势
平流层飞艇的运行环境、热特性、气动特性和控制特性等显著区别于低空飞艇和其他航空器，是一种全新的飞行器，必须采用全新理念和创新方法来探索和解决平流层飞艇研制过程中的设计难题。
平流层飞艇的技术难点主要包括总体布局设计[21]、超压囊体设计、能源系统[22]、飞行控制技术[23, 24]和定点着陆5个方面，如图 3所示，本文将针对上述技术难点和问题进行详细论述。
图 3 平流层飞艇技术难点
Fig. 3 Technical difficulties of stratospheric airship
图选项
2.1 总体布局
基于较为成熟的低空飞艇技术及设计经验，演化出平流层飞艇的总体布局思路，是国内外平流层飞艇总体设计的常用手段。但由于对流层和平流层两者间的巨大差异，导致依此思路设计的飞艇并不能完全适应平流层，且遭遇较多的技术难点。平流层飞艇总体布局的设计难点主要包括艇囊外形、尾翼问题和副气囊3个方面。
2.1.1 艇囊外形
艇囊外形决定了飞艇的体积和气动特性，直接影响飞艇的浮重平衡、推阻平衡和能源平衡，同时也决定了蒙皮材料的强度[25]需求。流线形囊体[26]具有较低的气动阻力系数，可大大降低对推进和能源系统的要求，也有利于降低系统总重量。但无法回避的问题是流线形囊体由于曲率半径大，对蒙皮材料强度要求更高，在采用同样蒙皮材料时，流线形囊体的最大直径不能超过正球形囊体直径的一半；同时由于流线形囊体自身的外形特点，很难采用布置多组流线形囊体的办法扩展体积。因此蒙皮材料强度直接限制了常规流线形囊体的最大体积和载重能力。为缓解或解决该问题，国内外多个机构进行了大量的探索研究。
1) 立足当前蒙皮材料技术，采用常规流线形布局发展小载荷飞艇；随着纤维强度提高，逐步增加载荷能力。该方案的优点是系统规模小，能源消耗少，成本较低，特别适用于技术验证飞艇，同时与载荷设备小型化、分布式载荷等技术发展趋势相一致；不足是载荷能力受限，能源供应受限，系统扩展能力受限，高强度纤维技术发展缓慢影响技术升级周期。
2) 在流线形艇囊结构上，通过艇囊结构优化设计增加艇囊耐压能力，如飞艇外围布置单向或双向加筋[27]结构、网罩加筋结构和局部环向增强等。这是在当前技术条件下，改善蒙皮受力并解决囊体超压问题的较为可行的研究方向。例如，洛克希德·马丁公司的HALE-D飞艇采用了环向加筋以改善受力。该方案的优点是不增加对蒙皮材料的要求，通过艇囊结构设计来增大艇囊体积，以实现更大的载荷能力；不足是结构设计复杂，涉及大量焊接粘合或刚柔连接操作，增加了工艺复杂程度。
3) 充分利用平流层大气密度小、阻力小的优势，采用非流线形或近似流线形的模块化组合式布局，可制造规模巨大的飞艇，利用强大的推进和能源系统实现推阻和能源平衡。该方案的优点是可在现有技术基础上实现强载重能力设计，不足是成本较大，技术验证试验代价高。
2.1.2 尾翼问题
对于常规飞艇而言，尾翼安定面是保持飞行气动稳定性的主要办法。而平流层飞艇飞行速度较低，通常不超过30 m/s，同时由于大气密度低，飞艇的尾翼安定面的效率降低，流线形旋成体自身气动发散力矩较大，很难通过尾翼保持飞艇的气动稳定性。即如果要保持稳定性，需要极大的尾翼面积，这对系统重量、前飞推力和囊体强度都提出了极高要求。
目前几个典型的高空验证艇都安装了巨大尾翼，但均未能成功进行高空抗风飞行，也未能成功验证尾翼的效能。在高空飞艇尾翼设计时，需要对尾翼面积、安装位置、气动效率和静稳定范围等进行详细核算；考虑到系统重量，适当降低对尾翼尺寸和对气动稳定性的过高要求是比较现实的；完全无尾翼布局可显著降低飞艇阻力，可采用主动控制的办法解决无尾翼飞控难题。
2.1.3 副气囊
洛克希德·马丁公司HALE-D试飞副气囊阀门结冰[11]导致飞行试验失败的事故引起了研究人员对平流层飞艇副气囊设计的思考。
副气囊是低空软式飞艇的标准配置，可以起到调姿、调压、维形的作用[28]，但对于平流层飞艇而言，采用副气囊调姿调压的效能极低，副气囊的主要作用为在飞行过程中维形。平流层飞艇的副气囊体积需要相当于艇体总体积的90%，才能在飞艇升降全过程中保持维形效果。巨大体积的副气囊重量大，外形难以控制，尤其是经过地面到高空的升空过程，副气囊容积减小很多，皱褶的副气囊蒙皮随机叠压堆积，很容易引起飞艇姿态偏离预期；副气囊的蒙皮滑移也会加剧飞艇姿态发散。
解决副气囊蒙皮堆积问题的难度比较大，目前提出了几种不同的解决方案，如图 4所示，从上到下依次为：①采用多组绳网将副气囊限定在一定区域内(图 4(a))，阻止其在收缩过程中滑移；②副气囊主要区域布置在艇首和艇尾(图 4(b))，辅助索网固定，以降低副气囊收缩时蒙皮滑移的幅度；③副气囊内部增加弹性索网结构(图 4(c))，副气囊蒙皮采用弹性材质制备；④采用柱形副气囊(图 4(d))，将副气囊上下分别固定在艇囊顶部和底部，辅助加筋，既可减小滑移幅度，也可辅助传递浮力；⑤化整为零，布置多组小副气囊(图 4(e))，每个小副气囊单独限位或者互相限位，类似蜂窝布置；⑥氦气囊与副气囊互换(图 4(f))，在顶部内置柔性氦气囊，柔索辅助定位，艇囊内充空气，驻留时氦气囊膨胀到最大，避免蒙皮滑移，低空时氦气囊处于悬挂状态，摆动引起的姿态变化相对较小。
图 4 几种副气囊布置方案
Fig. 4 Several kinds of ballonets arrangements
图选项
此外，通过总体设计解决副气囊问题的方案也值得关注。德国斯图加特大学研制的Air-Worm蠕虫飞艇[29]采用纵向组合设计，将囊体隔离成独立子囊；珠海新概念航空航天器有限公司采用变体飞艇设计[30]，通过改变艇体外形的办法适应氦气膨胀，同时也降低了低空飞行时的气动阻力；高空哨兵等采用非成形上升的飞艇将任务重点定位在长航时飞行上，直接去除副气囊或者仅带很小体积副气囊，大大降低了释放升空驻空飞行控制的难度。
2.2 超压囊体
平流层飞艇昼夜温度变化剧烈，在白天因温度影响的囊体内外压差载荷可能超过1 000 Pa[31]；在夜间囊体需要维持超压状态以保证飞艇在设计高度稳定驻空，保持外形并可控飞行，因此，平流层飞艇的囊体将长时间处于较大载荷的工作状态。较大的工作压差载荷、囊体的巨大体积以及平流层恶劣的辐射环境，使得囊体强度和密封性成为平流层飞艇的设计难点，也是限制平流层飞艇发展的重要技术难题。
2.2.1 囊体强度
影响囊体强度的因素主要包括蒙皮材料强度、焊接强度以及局部受力状态。
蒙皮材料一直是限制平流层飞艇发展的瓶颈技术之一。蒙皮材料由多层功能层层压制备，蒙皮材料的强度主要由承力纤维强度决定[32]，目前常用的纤维主要包括聚芳酯、PBO、UHMWPE、芳纶等；但蒙皮材料的实际强度受到布料编织和蒙皮层压等加工工艺环节的影响更大，编织过程中极难避免的瑕疵会大幅度降低蒙皮材料强度，尤其是持续受力的蠕变状态强度降低的幅度更大，层压过程中张力不均匀引起的纤维错位也将大大降低蒙皮材料强度。对于一般尺寸的验证飞艇，常规的纤维即能满足强度需要，应更加注意控制蒙皮设计加工过程各环节，如编织密度设计、经轴选择、张力控制、接头处理和磨损控制等，降低瑕疵率，以保证纤维强度得到充分发挥，使蒙皮强度稳定一致。在蒙皮强度测试时，建议采用大量抽样测试和宽幅测试来评估蒙皮强度的不均匀性。此外，蒙皮材料耐候性对材料强度的影响也很大。在耐候层中添加紫外吸收剂可有效遮蔽紫外线，但像PBO和芳纶等对可见光敏感的纤维，必须采用有效的遮光措施[33]；金属镀层不是阻挡可见光的有效手段，囊体加工时蒙皮受到折压，镀层将产生微裂纹，从而会导致折压位置的阻光效果完全失效。
焊接强度主要取决于焊接工艺。通常焊接带强度大于蒙皮本体强度，焊接带材料的瑕疵经过检验筛选后，很少出现焊接带本身破坏的情况。目前蒙皮材料焊接时常采用高频焊接、热风焊接和热压焊接。高频焊接最常用，也最可靠，其热均匀性和穿透性好，但不适用于带镀层蒙皮材料；热风焊接和热压焊接是带镀层材料的主要焊接方式。热风焊接的高温空气直接作用在焊接界面，采用压辊线接触压合，局部产生很高的压力，焊接效果很好，焊接效率最高，但热风作用与压辊前进的同步控制比较难，易出现烫伤或者融化不充分的瑕疵，而且热风焊接对设备精度要求很高。热压焊接采用直接加热压板，加热温度与接触时间可控，设备简单实用，但主要问题是在比较大的布料接头等凸起瑕疵位置附近温度传递效果不佳，面接触压力有限，瑕疵位置也很难压实，易出现虚焊情况，而且很难检验。无论何种焊接设备，焊接完毕后很难检查虚焊等焊接界面的内部瑕疵，因此焊接强度主要依靠高精度设备和稳定的焊接工艺来保证。
囊体上安装的重量较大的部件，将加大蒙皮局部应力，如吊舱、阀门和安定面等。平流层飞艇压差载荷很大，在蒙皮材料接近发挥极限的情况下，局部应力集中易导致蒙皮破裂，尤其是开口区，如充气管口、阀门口、传感器口和吊舱连接口。这些区域应采用有效办法降低局部应力水平，如小尺寸开口和局部加强。其中局部加强方式包括局部增强梯度应力过渡[34]、梯度区域蒙皮材料重新进行详细设计以及在开口位置固定刚性夹板以保证蒙皮张力有效传递等。
2.2.2 囊体密封性
影响囊体密封性的主要因素包括蒙皮材料渗透率[35]、加工损伤以及工艺微孔等。
氦气渗透率是蒙皮材料的重要设计指标，随着金属镀层和纳米片层涂层等功能层的应用，在标准测试条件下(GB/T 1038-2000)[36]，蒙皮材料的氦气渗透率已经降到了100 mL/(atm·m2·d)以下，完全满足平流层飞艇的指标要求。但由于超压囊体在高压差载荷的作用下，蒙皮张力和应变比较大，原本致密的镀层或涂层的间隙增大，可能导致蒙皮材料实际渗透率远大于标准测试值，因此在未能发现蒙皮渗透率与形变规律之前，蒙皮材料的标准测试渗透率只能作为参考，不能作为设计分析依据。
囊体加工过程中的折压和揉搓对镀层和纳米片层涂层将产生损伤，损伤程度与镀层设计、材料刚度和囊体加工工艺等相关，这将大大增加蒙皮材料的渗透率。厚度较厚、刚度过大的蒙皮材料在加工过程可能出现微孔损伤，导致在高压情况下出现微孔泄漏，严重降低囊体密封性。囊体加工引起的蒙皮材料功能层损伤检测难度极大，一旦出现损伤就会是整体大面积损伤，难以修复，只能通过材料设计和工艺控制来避免和减缓损伤。因此采用蒙皮材料计算囊体渗透率是不可行的，目前最可行的办法是采用缩比囊体测试当量渗透率。但应注意，囊体越大，加工的难度越大，造成的损伤越严重，囊体的渗透率越大。
囊体上安装的部件，如法兰、夹板和充气管等，存在蒙皮开孔等贯穿性损伤，夹板缝隙、螺纹间隙等均可能出现微孔泄漏。对于中型飞艇而言，1个当量直径为1 mm的微孔泄漏量相当于整个艇囊蒙皮渗透率达到了5 000 mL/(atm·m2·d)。微孔对长航时飞行的影响是致命的，因此在囊体设计时应尽量减少直接固定在蒙皮上的部件，每个部件均应进行密封性设计和测试。
2.3 能源系统
太阳能电池阵和储能系统组成的循环能源系统，是平流层飞艇的关键技术。高转换效率的太阳能电池、高比能量的储能电池以及高可靠可自主重构的能源管理系统是再生能源系统的重要组成部分，也是制约平流层飞艇快速发展的瓶颈问题之一。
2.3.1 太阳能电池技术
平流层飞艇上采用的太阳能电池技术存在两种发展趋势：①柔性薄膜太阳能电池技术；②半柔性太阳能电池技术。
柔性薄膜电池技术是飞艇太阳能电池系统的常用方案。常见的无机柔性太阳能电池主要包括：非晶硅(a-Si)、铜铟镓硒(CIGS)和砷化镓(GaAs) 3个材料体系[37]。a-Si柔性太阳能电池技术简单、工艺成熟、成本低廉，但电池转换效率较低，并且光电效率存在衰减，导致电池性能并不稳定。国外成熟的CIGS太阳能产品转换效率一般为10%~14%，某些实验级别的太阳能电池能达到18%以上，如美国可再生能源实验室制备的小面积薄膜太阳能电池的最高光电转化效率已达19.2%[38]；但是总的来说，尚无可大面积铺设使用的、高转化率的、成熟的商业化产品。国内目前已量产化制备的CIGS太阳能电池的转换效率多为6%~9%，距国外技术水平有较大差距。与a-Si和CIGS相比，GaAs太阳能电池的转化效率最高可达25%，但其密度大、制备工艺复杂、价格极为昂贵，无法满足平流层飞艇柔性电池的使用需求。
不同于柔性薄膜电池，半柔性太阳能电池通过将刚性电池柔性化处理，使其具有较高的光电转换效率，通常在18%以上。半柔性电池板经过合理的单片组合、方阵布局和结构设计，能够适应平流层飞艇外形的曲率，减少飞行过程中的碎片率，满足其强度和稳定供能要求。
综上所述，提高柔性薄膜电池的光电效率、降低衬底重量、降低制备成本和提高半柔性电池随形率、降低碎片率是平流层飞艇太阳能电池技术未来几年的主要发展方向。
2.3.2 储能电池技术
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
高比能的新型再生燃料电池(RFC)[39]是在普通氢氧燃料电池基础上发展起来的电化学装置，是将水电解技术和氢氧燃料电池技术相结合的一种新型发电装置[40]。RFC理论比能极高，多个飞艇项目在初始论证时均采用RFC作为主要储能系统。但RFC闭环效率低，需要使用更多有效面积的太阳能电池，同时导气导流管路、储气罐和保温控制等附属部件重量大，导致全系统模块化程度降低、结构偏重，整体比能低于锂储能电池。
物理储能系统包括动能储能、压缩空气储能和热储能系统等，在飞艇领域属于新的研究课题，值得关注，但目前仅停留在概念阶段，技术仍有待突破。
综上所述，提高锂储能电池能量密度、增加环境适应性，减少燃料电池附加结构重量、发展可高度模块化的再生燃料电池等是平流层飞艇储能系统亟需突破的关键技术。
2.3.3 能源管理
飞艇在白天阳光充足且满足全系统供电功率的条件下，将富余的能量转化至储能电池中，以便夜间为系统供电。在阳光不足时，储能电池还需为系统补充电能，这就要求能源系统供电模式能进行不同状态的切换，并具备可控性与高可靠性。开发出集成了能源控制策略、故障诊断及自主重构机制[41]的高效能源管理系统，是降低全系统能耗、提高储存能源利用率、提高供能可靠性的关键。
能源控制策略已经在国内外数次平流层飞艇飞行试验中得到验证，其集成化、低损耗、可靠性等方面发展也较为成熟。但是故障诊断和自主重构技术需要基于大量的能源系统长时间试验数据且需根据飞艇飞行过程中的真实情况进行深入分析、模式判断和自我修复。目前，国内外尚未有平流层飞艇长时间飞行试验的成功案例，未能获取足够的试验数据，无法充分进行故障诊断及自主重构机制等技术的考核验证。
2.4 飞行控制
平流层飞艇体积庞大，具有大惯量、大时滞和低动态的动力学特性[42]，且需要充分考虑大气绕流场流体惯性力引起的附加质量效应[43]，具有大滞后性和控制特性减弱等控制问题。
2.4.1 驻空飞行
平流层飞艇要求其具有良好的长时驻空性能[44]。由于大气密度较低，飞艇安定面无法发挥效能，因此平流层飞艇前飞时处于气动不稳定状态，更依赖主动飞行控制迎风飞行。但由于常规的风速风向测量装置均不适用于平流层环境，飞艇无法自主感知风场的特点和变化，大大增加了平流层飞艇飞行的难度。成熟的PID控制方法[45]虽然能部分降低已知模型不确定性的影响，但其实际控制效率较低，而过多的飞行参数的不确定性[46]将加剧能量消耗，使得能源系统分配不均，不利于飞艇的长时驻空。因此研制精密的风场测量装置、发展适用的控制器[47]和非线性控制方法[48]等，是改善飞艇驻空飞行的必要措施。
目前平流层飞艇在飞行时主要控制偏航姿态，其俯仰和滚转姿态采用自稳定设计。但是已有的试飞经验表明，由于耗散阻力较小、俯仰气动不稳定、俯仰和滚转振动周期过长，在一定工况下，俯仰滚转与偏航控制耦合较大。因此，需要发展轻质高效的俯仰和滚转阻尼系统，以改善飞行品质。
2.4.2 航迹控制
平流层飞艇与低空飞艇不同，其常规控制舵面失效，副气囊调姿失效，电推进力系统效率很低，风场扰动速度与飞行速度同一量级。流线形外形仅在迎风方向的阻力系数较低，推进能力只具备很小侧滑角下的抗风高速飞行，因此平流层飞艇更适合迎风定点驻留而非快速机动。为保证平流层飞艇的航迹控制精度，需要配备较强的矢量或直接力系统，增强主动控制和抗干扰能力。此外应注意，平流层飞艇主要为定高度飞行，无法利用舵面、竖直推进、俯仰角调节动升力等方式控制高度，高度控制主要依靠浮重的再平衡，短时间内不具备频繁的高度上下调节能力，这点在航迹规划时应予以考虑。
2.5 定点着陆
平流层飞艇定点/返场着陆[49, 50]需要克服两个难题：①下降过程中净浮力[51]损失的匹配；②高度变化过程中的推阻平衡。
2.5.1 净浮力损失问题
平流层飞艇可通过释放氦气[52]、增压空气[53]、抛掉附加氦气囊或者压缩可变外形等方式改变飞艇浮重平衡状态，由驻留状态进入下降状态。无论何种方式开始下降，由于下降过程中的绝热压缩效应，在下降最初阶段，对流换热较弱，内外温差将呈现上升趋势，引起飞艇净浮力增加或飞艇下降的趋势减缓停滞；但是，随着艇囊换热平衡和继续下落，对流换热逐渐增强，内外温度差呈减小趋势，净浮力又进一步降低，导致在降落过程的后期，飞艇的下降速度呈现递增趋势，而过快的下降速度将导致飞艇低空减速悬浮飞行和软着陆的难度增大。飞艇只有实现了低空减速悬浮，进入水平飞行，才有机会实现定点返场。目前关于降落过程中实现浮重平衡的研究相对较少，正在探索的研究方案包括：
1) 降低初始下降速度，改善浮力损失。如果下降速度较慢，飞艇通过大风区的偏移距离将过大，可能达到数百公里，存在超出空域和超出测控视距范围风险；虽然理论上是可行的，但对于一个大型试验而言，很难有实际验证机会。
2) 低空释放配重。该方案控制方式直接，低空速度控制效果最明显，但需要飞艇携带的额外配重量很大，而且控制过程是不可逆的。
3) 通过排出空气方式减小净重。下降过程中不断通过副气囊鼓入空气，但如果副气囊保持较高压差的话，巨大体积带来额外的巨大能耗和增重，也会加速降落，如果维持小压差，则排气效果有限，因此采用像常规飞艇一样的副气囊排气减小净重的办法是否适用尚需要深入研究。
4) 低空采用强大的竖直矢量推力[54]平衡。飞艇本体携带竖直矢量推进的代价很高，而且如果采用电动推进，电力能量消耗巨大；如果采用液体燃料推进，燃料及润滑系统的防冻要求极高，代价也比较大；采用氢气作为能源，布置容积较小的储氢气囊，也是值得探讨的方案。
5) 此外还有一种值得关注的解决方案是采用空中对接的方案，即当飞艇降低至低空时，采用垂直矢量系统飞行到飞艇下方和侧面完成对接，利用专用的低空推进装置，引导飞艇缓慢降落。
2.5.2 低空推阻平衡
实现低空推阻平衡的技术难度相对较低，但是仍需要实现以下几点技术突破：
1) 适应高低空的可变功率输出推进技术。需要突破大幅度变功率电机技术，可能需要液冷技术以增强电机核心器件散热；需要突破可变桨距甚至翼型的螺旋桨技术，适用于从地面到平流层高度的大高度范围大气环境。在可变功率电推进技术突破前，可选用专用低空电推进满足推阻平衡。除了电推进方案[55]外，氢动力和专用低空燃油动力推进也可解决推阻平衡，但综合比较，电推进系统简单，重量代价较小。
2) 保持可控外形。非成形降落不适合定点返场；无论是采用副气囊固定外形、弹性外形或者变外形方案，在低空飞行时外形应是基本固定的，艇囊内外维持恒定的压差。
定点返场着陆需要实现大高度区间的浮重、推阻、能源3个平衡完全匹配，对飞艇总体设计要求很高，实现难度也最大，目前国内外所有已经开展实际飞行的飞艇均不具备完整的定点着陆能力。在技术方案验证阶段，建议以长航时定点驻空飞行和保证载重能力为首要任务目标，采用定区域软着陆的方案，也可保证绝大多数系统安全回收，以降低设计难度，控制成本。当驻空技术成熟后，随着推进技术逐渐突破，飞行次数和着陆验证机会增多，定点返场着陆也将很快突破和实现。
3 结论
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
从国外发展可以看出，平流层飞艇的发展速度不及预期，发展过程也较为曲折，目前尚无显著突破。但有两点不容忽视：
①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；
②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
①美国和日本的平流层飞艇的相关技术不断在发展，在材料、能源和载荷等技术上储备基础深厚；
②平流层飞艇项目和计划仍然受到了大量关注和支持，美国NASA启动的平流层飞艇替代卫星竞赛就是证明。
从国内现状可以看出，平流层飞艇在相关计划支持下的进展较为明显，尤其是多家单位均开展了大量高空试飞工作，多项分系统技术取得突破并经过实际考核，不少创新设计方案得到了试飞验证。平流层飞艇跨天长航时飞行即将突破，通信、成像和互联网等方面的应用将发挥出实际效能。
但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
但也应看到，目前国内平流层飞艇部分系统的技术水平与总体需求相比仍存在较大差距，亟需攻关突破，未来几年仍需要开展大量验证性试飞工作。
3 结论
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
平流层飞艇研制是一项极为庞大的系统工程，涉及的基础原理和工程实践均无太多的经验可遵循，各国正处于积极探寻阶段。本文基于国内外多家优势单位的前沿研究成果以及前期试飞经验，对飞艇研制的几个关键技术问题进行了梳理和研讨，旨在沟通交流，互相促进。
中国平流层飞艇在国家计划支持下进展显著，各系统关键技术均已突破或正在攻关，技术验证性高空试飞有序开展；相信在优势单位联合攻关下，在众多科研人员共同努力下，中国的平流层飞艇进入工程实用阶段指日可待。
2.3.2 储能电池技术
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
====这些航空航天级锂电的技术含量已经远远超过特斯拉所使用的小日本烂货，但仍然远远不足以满足空天项目的基本要求。
目前在研的平流层飞艇储能系统包括化学储能电池系统、再生燃料储能电池系统以及物理储能系统等。
以锂电池为代表的化学储能电池技术较为成熟，但其载体能量密度比较低。常用的锂离子电池、聚合物锂电池、三元聚合物锂电池的比能大多不到300 Wh/kg，而比能相对较高的锂硫电池最高约为350 Wh/kg。锂储能电池是目前飞艇上的常用类型，但由于锂储能电池对运行环境要求较高，因此需要采用热防护、真空防护以及安全防护等保护措施，降低了整体比能，成本也十分昂贵。
====这些航空航天级锂电的技术含量已经远远超过特斯拉所使用的小日本烂货，但仍然远远不足以满足空天项目的基本要求。