臨近空間飛艇艇庫(kù)外約束及穩(wěn)定性分析

張?zhí)┤A，姜魯華，張冬輝，王立祥

1.中國(guó)科學(xué)院 光電研究院，北京 100094 2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京 100049 3.中國(guó)科學(xué)院 高能物理研究所，北京 100049

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臨近空間飛艇艇庫(kù)外約束及穩(wěn)定性分析

張?zhí)┤A1,2，姜魯華1,3,*，張冬輝1,2，王立祥1,3

1.中國(guó)科學(xué)院 光電研究院，北京 100094 2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京 100049 3.中國(guó)科學(xué)院 高能物理研究所，北京 100049

臨近空間飛艇在發(fā)放前通常停放在艇庫(kù)內(nèi)，一旦離開(kāi)艇庫(kù)就不可避免地受到艇庫(kù)外天氣，尤其地面風(fēng)的影響，不僅影響飛艇發(fā)放操作的快捷和安全，而且還事關(guān)飛行試驗(yàn)的成敗。文章建立了大型飛艇在地面受兩側(cè)約束時(shí)的力學(xué)模型，采用動(dòng)力學(xué)方法，分析了受到地面風(fēng)作用時(shí)飛艇的姿態(tài)和約束拉力的變化，得到地面風(fēng)起時(shí)和風(fēng)速穩(wěn)定后的解析解，評(píng)估了飛艇受到地面風(fēng)作用時(shí)的穩(wěn)定性和安全性。通過(guò)分析得到在兩側(cè)約束條件下飛艇對(duì)正向風(fēng)和側(cè)風(fēng)的承受極限，為臨近空間飛艇采用兩側(cè)約束方式的可行性提供了判據(jù)，也為今后發(fā)展臨近空間飛艇發(fā)放技術(shù)提供借鑒。

臨近空間飛艇；高空長(zhǎng)航時(shí)演示驗(yàn)證飛艇；約束力；穩(wěn)定性分析；發(fā)放技術(shù)

近些年來(lái)，臨近空間因其大氣環(huán)境、氣象條件和高度等多方面突出的優(yōu)勢(shì),使得在這一高度布防飛艇成為研究熱點(diǎn)。人們一直嘗試在臨近空間高度部署飛艇，進(jìn)行長(zhǎng)期環(huán)境監(jiān)測(cè)、通信中繼和空中監(jiān)視[1-2]。臨近空間高度空氣密度不到地面的十分之一，為使飛艇能夠到達(dá)臨近空間高度，飛艇長(zhǎng)度一般都在百米量級(jí)，體積在萬(wàn)立方米或十多萬(wàn)立方米[3-6]。如此龐大的飛艇，一般有相應(yīng)尺度的艇庫(kù)保障。臨近空間飛艇在地面時(shí)通常停放在艇庫(kù)內(nèi)，執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，要將飛艇從艇庫(kù)移動(dòng)至外面的發(fā)放場(chǎng)，確認(rèn)飛艇狀態(tài)正常后實(shí)施發(fā)放操作，飛艇升空。由于臨近空間飛艇的尺度較大，在庫(kù)外即使受到較小的地面風(fēng)，尤其受到側(cè)風(fēng)時(shí)，飛艇迎風(fēng)面積和阻力系數(shù)急劇增大，使得側(cè)風(fēng)阻力相當(dāng)可觀，給安全釋放飛艇帶來(lái)困難，嚴(yán)重時(shí)甚至可能損壞飛艇。因此，安全地釋放臨近空間飛艇，除了要求對(duì)地面風(fēng)準(zhǔn)確預(yù)報(bào)，并在飛艇出庫(kù)過(guò)程盡可能慢速緩行外，還需要配置堅(jiān)固可靠的地面設(shè)施，在移動(dòng)過(guò)程中對(duì)飛艇采取科學(xué)合理、安全可靠的約束。

飛艇出庫(kù)約束方式及發(fā)放操作直接決定了飛艇能否安全升空，是整個(gè)飛行試驗(yàn)成功的先決條件。各國(guó)在發(fā)展臨近空間飛艇技術(shù)時(shí)，都將飛艇出庫(kù)及發(fā)放控制方式作為探索的重點(diǎn)，并取得諸多成功經(jīng)驗(yàn)[7]。自2003年起，美國(guó)空軍開(kāi)始發(fā)展臨近空間概念模型，2005年，美國(guó)高空飛艇(High Altitude Airship，HAA)計(jì)劃進(jìn)入原型艇制造與演示驗(yàn)證階段，2009年底完成了HAA縮比驗(yàn)證艇(High Altitude Long Endurance-Demonstrator，HALE-D)的研制，2011年7月27日進(jìn)行了HALE-D的首飛試驗(yàn)[8-11]。

較之依靠錨泊塔牽引飛艇的傳統(tǒng)方式，HALE-D飛艇采用兩側(cè)約束的方式，大大縮短了出庫(kù)后的發(fā)放操作時(shí)間，為臨近空間飛艇移動(dòng)過(guò)程的約束及發(fā)放方式提供了極具參考價(jià)值的經(jīng)驗(yàn)。但這種約束方式也存在缺陷，它使飛艇不具有風(fēng)標(biāo)效應(yīng)，如果有地面風(fēng)，尤其存在側(cè)向分量的地面風(fēng)時(shí)，只能依賴(lài)于兩側(cè)車(chē)輛約束飛艇，以抵抗地面風(fēng)阻作用。本文分析在這種約束工況下飛艇受到地面風(fēng)作用時(shí)的受力及其響應(yīng)，分析結(jié)果可作為這種發(fā)放方式安全性評(píng)估的判據(jù)。

1　飛艇出庫(kù)兩側(cè)約束方式

HALE-D飛艇在出庫(kù)過(guò)程中，兩側(cè)各用2輛輔助車(chē)輛約束飛艇，飛艇腹部有1輛隨動(dòng)車(chē)輛，通過(guò)這5輛輔助車(chē)輛將飛艇牽引至發(fā)放場(chǎng)地，然后實(shí)施發(fā)放。其中，HALE-D飛艇出庫(kù)過(guò)程中的狀態(tài)如圖1所示[12]。

圖1　HALE-D 出庫(kù)照片F(xiàn)ig.1　HALE-D leaves its hangar

為使問(wèn)題具有普遍意義，選取傳統(tǒng)飛艇艇型，飛艇后部裝有夾角成120°的3個(gè)尾翼。在將飛艇移出艇庫(kù)直至到達(dá)發(fā)放場(chǎng)的過(guò)程中，兩側(cè)由4輛車(chē)約束，約束車(chē)輛通過(guò)拉繩與艇身上的連接袢連接，飛艇腹部有一輛托車(chē)提供支撐，托車(chē)能夠向任意方向移動(dòng)，飛艇在出庫(kù)過(guò)程中的約束情況如圖2所示。

圖2　飛艇約束示意Fig.2　The diagram of airship constraint

一般而言，兩側(cè)約束車(chē)輛只能沿規(guī)定方向行駛，約束飛艇只能在一定范圍內(nèi)活動(dòng)，腹部托車(chē)只起支撐作用，可隨飛艇在水平面內(nèi)自由擺動(dòng)。在這種約束條件下，如果艇庫(kù)外無(wú)風(fēng)或接近靜風(fēng)，這些設(shè)備將控制飛艇安全到達(dá)發(fā)放場(chǎng)地，一旦出現(xiàn)突風(fēng)，兩側(cè)車(chē)輛與飛艇之間的拉繩以及艇身上的連接袢受力如何？飛艇姿態(tài)將會(huì)有怎樣的變化？受到地面風(fēng)作用時(shí)，飛艇的穩(wěn)定性如何？在艇庫(kù)外，飛艇能承受的地面風(fēng)極值有多大？本文將通過(guò)分析和計(jì)算，解決這些問(wèn)題。

2　受力及穩(wěn)定性分析

在飛艇從艇庫(kù)轉(zhuǎn)移至發(fā)放場(chǎng)的過(guò)程中，地面風(fēng)的大小和方向往往都是非定常的。為便于分析，將任意方向的地面風(fēng)按照風(fēng)向與飛艇軸向的夾角分解為正向和側(cè)向兩個(gè)分量，將風(fēng)向與飛艇航向平行的稱(chēng)作正向風(fēng)，將風(fēng)向與飛艇航向垂直的稱(chēng)作側(cè)風(fēng)。

在不影響正確分析并力求盡可能得到精確解的前提下，作以下近似假設(shè)：艇體為剛體，在艇體偏轉(zhuǎn)過(guò)程中，約束飛艇的兩側(cè)車(chē)輛相對(duì)位置保持不變；各拉繩為拉力繩，形變不計(jì)；艇體受到側(cè)風(fēng)作用偏移時(shí)的橫滾不計(jì)，飛艇保持仰角不變。

建立三維坐標(biāo)系Oxyz，原點(diǎn)為艇頭，Ox軸為飛艇縱軸，Oy軸垂直O(jiān)xz平面，三軸符合右手法則。

2.1正向風(fēng)

正向風(fēng)是飛艇在出庫(kù)移動(dòng)過(guò)程中常見(jiàn)的風(fēng)向，即使在靜風(fēng)環(huán)境下進(jìn)行出庫(kù)操作，因飛艇移動(dòng)過(guò)程中相對(duì)氣流存在相對(duì)速度，導(dǎo)致正向風(fēng)的客觀存在，這往往限制了大型飛艇在出庫(kù)移動(dòng)過(guò)程中必須勻速緩慢前行。

當(dāng)飛艇受到地面正向風(fēng)時(shí)，兩側(cè)車(chē)輛拉繩偏移，拉繩拉力的水平分量平衡風(fēng)阻，此時(shí)的受力如圖3所示。

根據(jù)牛頓第二定律，Oxy平面內(nèi)，有：

圖3　正向風(fēng)時(shí)飛艇受力示意Fig.3　Force diagram for airship in forward wind

(1)

式中：m為飛艇系統(tǒng)總質(zhì)量。水平合力：

∑F=Fd(t)-[T1(t)+T2(t)]sina=

(2)

式中：V為飛艇體積；Cd為飛艇氣動(dòng)阻力系數(shù)；v0為風(fēng)速；v為飛艇移動(dòng)速度；T1(t)和T2(t)分別前后拉繩兩側(cè)合拉力的Oxy平面內(nèi)的分量；為兩側(cè)約束拉繩在Oxy平面內(nèi)的投影長(zhǎng)度；Fd是飛艇受到的空氣阻力。將式(2)代入式(1)得：

[T1(t)+T2(t)]x/l-

(3)

垂直方向上，根據(jù)力和力矩平衡，有：

(4)

(5)

式中：a為拉繩偏移角度；Fb和Xb分別為飛艇浮力和浮心橫坐標(biāo)值；G和XG分別為飛艇總重和重心橫坐標(biāo)值；N(t)和XN分別為腹部托車(chē)支撐力和支撐點(diǎn)橫坐標(biāo)值；Xi為第i對(duì)拉袢橫坐標(biāo)值。而：

式中：Md0為飛艇初始?xì)鈩?dòng)力矩。代入式(5)，有

(6)

一般情況下，腹部托車(chē)在靜風(fēng)狀態(tài)下受到的垂直作用力很小，當(dāng)飛艇受到地面風(fēng)作用，兩側(cè)拉繩擺動(dòng)而使艇身高度降低，飛艇與地面之間的空間減小，腹部托車(chē)提供支撐確保飛艇與地面之間有足夠的安全距離。在飛艇垂直方向變形較小的情況下，支撐力可近似為與位移成正比[14]，據(jù)此可以得到腹部托車(chē)支撐力與各拉繩投影長(zhǎng)度之間的關(guān)系為：

(7)

其中，比例系數(shù)k與飛艇輪廓及艇囊壓差有關(guān)。

根據(jù)邊界條件，可求得T1(t)、T2(t)和N(t)，以及它們的極大值T1max、T2max和Nmax。有兩個(gè)特殊情況：

1)地面風(fēng)起瞬間。此時(shí)，邊界條件有：

(8)

2)地面風(fēng)穩(wěn)定作用時(shí)。此時(shí)，系統(tǒng)將處于穩(wěn)定狀態(tài)，邊界條件為：

(9)

代入式(3)、式(4)、式(6)和式(7)，可求得穩(wěn)定狀態(tài)下的T1、T2和N。

2.2側(cè)風(fēng)

飛艇在艇庫(kù)外受到與艇身不平行的地面風(fēng)，或是在發(fā)放場(chǎng)等待發(fā)放過(guò)程中受到地面風(fēng)作用，都會(huì)受到與艇身航向垂直的側(cè)風(fēng)，側(cè)風(fēng)起時(shí)，飛艇由靜轉(zhuǎn)動(dòng)，系統(tǒng)巨大的慣性使得響應(yīng)漸變而緩慢，艇身和約束部件聞風(fēng)運(yùn)動(dòng)，姿態(tài)和受力發(fā)生復(fù)雜的變化，甚至?xí)?dǎo)致系統(tǒng)破壞。

飛艇受到側(cè)風(fēng)時(shí)，艇體帶動(dòng)腹部托車(chē)隨風(fēng)擺動(dòng)，飛艇受力示意如圖4所示。

圖4中，aij為飛艇軸向受側(cè)風(fēng)作用的偏轉(zhuǎn)角度，βij為拉繩因飛艇偏轉(zhuǎn)而形成的夾角，Tij為側(cè)拉袢拉力，α為飛艇偏航角。飛艇勻速移動(dòng)過(guò)程處于平衡狀態(tài)，移動(dòng)速度產(chǎn)生的風(fēng)阻與前進(jìn)方向平行，無(wú)側(cè)向風(fēng)力分量，在此不再單獨(dú)考慮移動(dòng)速度。

圖4　側(cè)風(fēng)作用時(shí)飛艇受力示意Fig.4　Force diagram for airship in crosswind

根據(jù)牛頓第二定律，在Oxz平面內(nèi)，有：

(10)

(11)

式中：f為中間托車(chē)與地面之間的摩擦力；Si為第i對(duì)艇上拉袢點(diǎn)之間間距的一半。其中：

(12)

式中：μ為摩擦系數(shù)。結(jié)合式(7)，根據(jù)前后拉袢的幾何關(guān)系，可得：

N(t)=kΔy=

(13)

式中：L為兩側(cè)拉繩長(zhǎng)度。在Oxy平面內(nèi)，由于飛艇受約束仰角保持不變，有：

(14)

(15)

假設(shè)飛艇不滾轉(zhuǎn)，各載荷對(duì)艇體中心合力矩為0，有：

R0T11(t)cos(a11-a0)cosβ11=

(16)

R0T21(t)cos(a21-a0)cosβ21=

(17)

式中：R0為拉袢點(diǎn)飛艇半徑；a0為兩側(cè)拉繩與艇身初始夾角。根據(jù)邊界條件，可求得Tij、aij、βij和N(t)，以及它們的極大值。

在以下幾種工況：

1)地面風(fēng)突起瞬間。此時(shí)，

(18)

邊界條件：

(19)

2) 地面風(fēng)穩(wěn)定時(shí)。此時(shí)，系統(tǒng)將處于穩(wěn)定狀態(tài)，邊界條件為：

(20)

式(10)、式(11)、式(14)和式(15)簡(jiǎn)化為：

(21)

(22)

(23)

(24)

受到側(cè)風(fēng)作用飛艇整體發(fā)生偏航，此時(shí)兩側(cè)約束車(chē)輛相對(duì)位置保持不變，各拉繩夾角可以用飛艇橫向偏移z和偏航角α表述，即：

(25)

式中：i=1,2;j=1,2。

在圖4(b)所示平面內(nèi)，給定廣義坐標(biāo)下的虛位移δα，各力在虛位移下所做的虛功為：

(26)

根據(jù)虛位移原理：

(27)

因?yàn)棣摩潦侨我馕⑿×?，則δα≠0，于是

(28)

根據(jù)上述方程，即可求得飛艇受到側(cè)風(fēng)穩(wěn)定時(shí)的偏航角α。

通過(guò)式(21)～式(24)，可求得地面風(fēng)突起時(shí)的Tij、aij、βij和N。

當(dāng)飛艇在艇庫(kù)外受到側(cè)風(fēng)時(shí)，飛艇因狀態(tài)變化或連接受力過(guò)大而存在失控或結(jié)構(gòu)破壞的風(fēng)險(xiǎn)。

飛艇在這種兩側(cè)約束方式下，艇庫(kù)外承受側(cè)風(fēng)安全范圍取決于以下兩個(gè)因素：

1)飛艇偏移超出安全范圍。飛艇在艇庫(kù)外受到側(cè)向分量的地面風(fēng)作用，飛艇姿態(tài)會(huì)發(fā)生變化，在上述求解過(guò)程中，如果所求得的拉繩夾角出現(xiàn)aij≤0的情況，則飛艇受到過(guò)大的側(cè)風(fēng)，飛艇偏離兩側(cè)約束區(qū)域，在下風(fēng)向的一側(cè)拉繩將纏繞艇身，另一側(cè)拉繩與艇身夾角過(guò)大，存在撕裂拉袢的風(fēng)險(xiǎn)，如圖5所示。這種情況非常危險(xiǎn)，是不允許出現(xiàn)的工況。在求解過(guò)程中，如果出現(xiàn)這種情況，對(duì)應(yīng)的風(fēng)速超過(guò)了兩側(cè)約束方式所能允許的上限。

2)飛艇連接安全性。通過(guò)上面的計(jì)算，可以求得各拉繩Tijmax，以及腹部托車(chē)的支撐力Nmax，據(jù)此可以得到兩側(cè)拉繩及其與艇身上連接袢的連接受力最大值，以及腹部托車(chē)承受載荷及其與艇體連接的最大值，據(jù)此，根據(jù)拉繩破斷強(qiáng)度和托車(chē)承重極限評(píng)估地面風(fēng)作用時(shí)承受側(cè)風(fēng)作用極限。

圖5　受過(guò)大側(cè)風(fēng)作用時(shí)飛艇的偏移示意Fig.5　Deflection diagram for airship in excessive crosswind

3　算例

為使算例具有普遍意義，計(jì)算模型采用Skyship艇型，假設(shè)飛艇艇長(zhǎng)100 m，兩側(cè)車(chē)輛拉繩初始夾角為a0=40°，根據(jù)Skyship艇型[15-16]，主要參數(shù)包括：最大直徑Dmax=25.75 m，體積V=32 460 m3，幾何中心距離艇頭49.4 m，G=31.8 kN，F(xiàn)b=1.1G=34.98 kN，Xb=43.82 m，XG=44.73 m，X1=9.4 m，X2=69.4 m，XN=44.93 m，R0=9.47 m，氣動(dòng)阻力系數(shù)通過(guò)軟件計(jì)算得到[16]。

當(dāng)該飛艇移動(dòng)出艇庫(kù)或在艇庫(kù)外發(fā)放前受到地面風(fēng)作用時(shí)，利用上述分析，求解飛艇的響應(yīng)及各拉繩拉力、拉繩夾角等參數(shù)的變化情況，進(jìn)而驗(yàn)證采用這種庫(kù)外約束方式的安全性能，為同量級(jí)飛艇庫(kù)外約束方式提供參考。

3.1正向風(fēng)作用

利用上述計(jì)算和分析，得到正向風(fēng)作用時(shí)拉繩夾角及腹部托車(chē)、兩側(cè)拉繩拉力變化曲線(xiàn)分別如圖6～圖8所示。

圖6　不同正向風(fēng)作用時(shí)拉繩夾角變化Fig.6　Rope angle variations in different forward wind

圖 7　地面風(fēng)3 m/s腹部托車(chē)及前后拉繩拉力變化Fig.7　Tension variations of bottom vehicle and ropes in forward wind (3 m/s)

圖8　地面風(fēng)5 m/s腹部托車(chē)及前后拉繩拉力變化Fig.8　Tension variations of bottom vehicle and ropes in forward wind (5 m/s)

初始狀態(tài)和穩(wěn)定狀態(tài)下，數(shù)據(jù)如表1所示。

從計(jì)算結(jié)果可知，該飛艇受到5 m/s正向突風(fēng)時(shí)，其前拉袢最大拉力垂直分量為12.223 kN，每側(cè)拉繩垂直拉力分量為6.11 kN，如果拉繩與垂直夾角為40°，則拉繩拉力為7.98 kN，取2倍安全系數(shù)，拉力為15.98 kN，對(duì)于艇上拉袢而言，顯然比較危險(xiǎn)，應(yīng)改變拉繩與艇囊之間的連接方式，采用多袢集束的方式，或采用其他約束飛艇的方式。

表1　不同正向風(fēng)時(shí)T和N計(jì)算值

3.2側(cè)風(fēng)作用

根據(jù)以上公式，分析飛艇在艇庫(kù)外受到不同大小的側(cè)風(fēng)作用時(shí)系統(tǒng)的響應(yīng)，取側(cè)風(fēng)分別為1 m/s、3 m/s和5 m/s，得到飛艇受到側(cè)風(fēng)作用時(shí)出現(xiàn)的最大(小)值如表2所示。經(jīng)過(guò)一定時(shí)間的穩(wěn)定，系統(tǒng)將處于平衡狀態(tài)，得到穩(wěn)定狀態(tài)系統(tǒng)的參數(shù)如表3所示。

表2　不同側(cè)風(fēng)作用時(shí)各參數(shù)極大(小)值

以3 m/s的側(cè)風(fēng)為例，分別得到Tij、aij、βij，以及飛艇側(cè)滑距離z和偏航角α隨時(shí)間變化曲線(xiàn)，分別如圖9～圖12所示。

圖9　側(cè)風(fēng)3m/s時(shí)Tij和N隨時(shí)間變化曲線(xiàn)Fig.9　Fluctuations ofTij and N in 3 m/s crosswind

風(fēng)速1m/s3m/s5m/sz/m2826671371α/(°)-2938641688T11/kN5679271691T12/kN5639241657T21/kN71913911913T22/kN71813763090N/kN187635176552a11/(°)471541204376a12/(°)310139043695a21/(°)428552806111a22/(°)36922024-589β11/(°)-0834941112β12/(°)-197221143β21/(°)-120184193β22/(°)129993-5473

圖10　側(cè)風(fēng)3 m/s時(shí)拉繩夾角aij變化Fig.10　Fluctuation of aij in 3 m/s crosswind

圖11　側(cè)風(fēng)3 m/s時(shí)βij 變化Fig.11　Fluctuation of βij in the 3 m/s crosswind

圖12　側(cè)風(fēng)3 m/s時(shí)飛艇側(cè)滑z和偏航角α變化Fig.12　Fuctuations of z and α in 3 m/s crosswind

受到側(cè)風(fēng)作用，飛艇偏移最大時(shí)如圖13所示。

圖13　側(cè)風(fēng)作用飛艇最大偏移俯視圖Fig.13　Maximum offset of airship in crosswind

從上述分析可知，當(dāng)側(cè)風(fēng)達(dá)到5 m/s時(shí)，a22<0，此時(shí)飛艇已偏轉(zhuǎn)至側(cè)面約束車(chē)輛上方，已無(wú)法有效地操控飛艇，說(shuō)明采用這種約束形式，當(dāng)受到地面風(fēng)側(cè)向分量大于5m/s時(shí)，已超過(guò)了可以承受的上限。在飛艇受側(cè)風(fēng)偏移過(guò)程中，兩側(cè)拉繩最大拉力達(dá)到了45.86 kN，這一量級(jí)對(duì)于艇體連接處拉袢而言，是非常嚴(yán)峻的考驗(yàn)。

在進(jìn)行計(jì)算分析過(guò)程中，動(dòng)力學(xué)模型拉繩和艇體簡(jiǎn)化假設(shè)導(dǎo)致了拉力極值急劇增大，其極值與實(shí)際有較大偏差，實(shí)際中，無(wú)論是拉繩、拉袢，還是飛艇本身，都是彈性體，系統(tǒng)本身也會(huì)吸收和消耗能量，更精確的計(jì)算將在后續(xù)工作中進(jìn)一步深入研究。

4　結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)以上分析，可以得到以下結(jié)論：

1)采用兩側(cè)對(duì)稱(chēng)約束的連接方式，一旦出現(xiàn)突風(fēng)，兩側(cè)車(chē)輛與飛艇之間的拉繩以及艇身上的連接袢受力將急劇增大。飛艇在艇庫(kù)外受到正向突風(fēng)時(shí)，前面兩側(cè)拉繩拉力急劇增大，后面兩側(cè)拉繩拉力增大幅度較小，甚至有減小趨勢(shì)，風(fēng)速越大，飛艇偏移距離和角度越大，前面兩側(cè)拉繩拉力越大，飛艇姿態(tài)保持穩(wěn)定。

2)飛艇在艇庫(kù)外承受側(cè)風(fēng)比正向風(fēng)更危險(xiǎn)，飛艇的位移和方向都發(fā)生了較大的變化，艇身上各連接處的承力將急劇增大，飛艇發(fā)生偏航和水平漂移，姿態(tài)不穩(wěn)定，隨著風(fēng)速進(jìn)一步增大，飛艇將漂移出約束車(chē)輛可控區(qū)域，進(jìn)而導(dǎo)致約束失控。在艇庫(kù)外，長(zhǎng)度為100 m的臨近空間飛艇，其承受側(cè)風(fēng)極限不超過(guò)5 m/s。

3)飛艇轉(zhuǎn)移出庫(kù)過(guò)程是較為危險(xiǎn)的階段，應(yīng)提高氣象預(yù)報(bào)準(zhǔn)確性，盡可能減小或避免在出庫(kù)過(guò)程中受到側(cè)風(fēng)作用，或制定科學(xué)合理的措施，對(duì)飛艇的約束方式加以完善，減小飛艇受到側(cè)風(fēng)作用時(shí)連接點(diǎn)的承力極值。

References)

[1]歐陽(yáng)晉,屈衛(wèi)東,席裕庚. 平流層平臺(tái)的發(fā)展及其自主控制關(guān)鍵技術(shù)[J]. 工業(yè)儀表與自動(dòng)化裝置, 2014(1): 64-67.

OUYANG J, QU W D, XI Y G. The development of a stratospheric platform and its automonous control technology[J]. Industrial Instrumentation & Automation 2014(1): 64-67 (in Chinese).

[2]LIN L, IGOR P. A review of airship structural research and development[J]. Progress in Aerospace Sciences，2009(45)：83-96.

[3]JAMISONL J, SOMMER G S,PORCHE I R. High-altitude airships for the future force army[R]. OMB No. 0704-0188，ISBN 0-8330-3759-5,2005.

[4]LEE M, SMITH S, ANDROULAKAKIS S. The high altitude lighter than air airship efforts at the US army space and missile defense command/army forces strategic command[C]∥18th AIAA Lighter-Than-Air Systems Technology Conference, 4-7 May，2009, Seattle,Washington. AIAA: 2009-2852.

[5]CASEY S, ALESSANDRO C, PIER M. Airship research and development in the areas of design, structures, dynamics and energy systems[J]. International Journal of Aeronautical & Space Science,2012,13(2): 170-187.

[6]WILSON J R. A new era for airships[J]. Aerospace America,2004;42(5): 27-31.

[7]BLACKINGTON E. United States air force, schriever air force base [R]. Near Space Maneuvering Vehicle, AIAA-LA Section/SSTC 2003-6005, 2003.

[8]HILLSDON R H. Launching of high altitude airships[P]. USA. PCT/GB00/00386,17 August,2000.

[9]EDWARD B, PHIL T D. The paradigm shift to effects-based space: near-space as a combat space effects enabler[R]. Airpower Research Institute, College of Aerospace Doctrine, Research and Education, Air University, 2005.

[10]SMITH I S, The HiSentinel airship[C]∥7th AIAA Aviation Technology, Integration and Operations Conference，18-20 September,2007.Belfast, Northern Ireland. AIAA: 2007-7748.

[11]United States Government Accountability Office. Future aerostat and airship investment decisions drive oversight and coordination needs[R]. October,2012. GAO-13-81 Defense Acquisitions: 34-35.

[12]Lockheed Martin. Highaltitude airship[EB/OL].(2013-01-01) [2015-01-09].http:∥www.lockheedmartin.com/us/products/lighter-than-air-vehicles.

[13]KHOURY G, GILLETT J. Airship technology[M]. Cambridge: Cambridge University Press; 1999: 24-25.

[14]ZHANG T H, YANG Y C, GAO H，et al．Load-carrying ability and application of composite materials air cushion in the Aerostat[J]. Applied Mechanics and Materials,2014,482: 302-310.

[15]KHOURY G A,GILLETT J D.Airship technology[M].Cambridge: Cambridge University Press, 1999:33-42.

[16]CUI Y X, YANG Y C, ZHOU J H, et al. Numerical aerodynamic investigations on stratospheric airships of different tail configurations[C]∥IEEE Aerospace Conference.Montana,March 7-14, 2015.

(編輯：高珍)

Constraint and stability analysis of near space airship outside hangar

ZHANG Taihua1,2,JIANG Luhua1,3,*,ZHANG Donghui1,2,WANG Lixiang1,3

1.Academy of Opto-Electronics, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100094, China 2.University of Chinese Academy of Science, Beijing 100049, China 3.Institute of High Energy Physics, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049, China

Typically, the near space airship parks in the hangar before launch. As soon as near space airship leaves its hangar it will be affected by the weather and particularly by the wind,which not only affect the rapidity and security of the airship operation, but also relate to the success of the flight test.A mechanical model was established when an airship was outside its hangar with both sides restricted. The variations of airship yaw and rope tension were analyzed by using dynamic method. The analytical solution was obtained at the beginning and stable state of the wind, then, the stability and safety of an airship were also evaluated. The ultimate bearings of forward wind and crosswind on an airship outside the hangar were proposed.The result quantifies the indicators of meteorological conditions, and provides references of scientific and rational methods for the launch technology of near space airship in the future.

near space airship；high altitude long endurance-demonstrator；force of constraint；stability analysis；launch technology

10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0060

2016-03-03；

2016-04-07；錄用日期：2016-08-22；

時(shí)間：2016-09-2113:41:35

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20160921.1341.010.html

高分辨率對(duì)地觀測(cè)系統(tǒng)重大專(zhuān)項(xiàng)(飛艇總體技術(shù)研究與試驗(yàn))；中科院知識(shí)創(chuàng)新重大項(xiàng)目(平流層試驗(yàn)飛艇研制與集成演示)

張?zhí)┤A(1982-)，男，博士研究生，zth@aoe.ac.cn,研究方向?yàn)楦】掌鹘Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

姜魯華(1956-)，男，研究員，jianglh@ihep.ac.cn，研究方向?yàn)楦】掌骺傮w設(shè)計(jì)

V274

A

http:∥zgkj.cast.cn

引用格式：張?zhí)┤A,姜魯華,張冬輝,等. 臨近空間飛艇艇庫(kù)外約束及穩(wěn)定性分析[J].中國(guó)空間科學(xué)技術(shù), 2016,36(5)：

72-80.ZHANGTH,JIANGLH,ZHANGDH,etal.Constraintandstabilityanalysisofnearspaceairshipoutsidehangar[J].ChineseSpaceScienceandTechnology, 2016,36(5)：72-80(inChinese).