CN107544532B - 一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于低空无人飞艇领域，涉及一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，包括(1)预设任务航线；(2)前飞速度估算；(3)油耗估算；(4)氦气体积估算；(5)降落净重估算；(6)任务规划评估。本发明提出了一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，给出了飞艇前飞速度、氦气体积等参数的计算方法，并对油耗和净浮力进行估算。在此基础上，通过分析降落净重和氦气囊的体积变化，对长航程高海拔飞行任务的规划航线进行评估。该方法易于程序化，操作方便。

Description

一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法

技术领域

本发明属于低空无人飞艇领域，涉及一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法。

背景技术

飞艇是一种带有推进装置、利用密度小于空气的气体(现代飞艇常用安全性较好的氦气)提供升力的航空器。根据外形结构，可分为硬式、半硬式和软式飞艇。与硬式或半硬式飞艇不同，软式飞艇不包含内部骨架或刚性龙骨，而是通过氦气压力维持飞艇外形(辅之以体积可变的空气囊)。

按其飞行高度，飞艇可分为高空飞艇和低空飞艇，高空飞艇一般飞行于海拔20km左右的平流层，低空飞艇飞行高度一般低于8km的对流层。

相比于飞机、无人机等其它飞行器，低空飞艇有如下优势：可安全多次回收，重复使用，维护方便；可垂直起降和低空悬停，可预设航线在指定高度上巡航飞行或盘旋；适用任务种类多等。随着科学技术的发展，低空飞艇在很多领域得到了应用，如大型设备调运、自然灾害监测、广告、旅游观光、局域通信、治安巡逻等。

低空飞艇一般由主、副气囊、吊舱、动力系统、飞控系统和测控系统等组成，飞艇整体处于净重状态，起飞时通过发动机产生垂直向上的推力使飞艇升空，切入到自主巡航后，飞艇的净重主要由动升力来平衡，发动机主要用于提供飞艇巡航所需要的推力。发动机转速一定时，飞艇油耗率近似恒定，因此可认为剩余油量随着飞行时间的增加而线性减少；在飞艇飞行过程中，内外压差随着大气压强或温度的变化而变化，为了保证飞艇的气动外形，囊体内外压差必须保持在一定范围内，可以通过副气囊排出或吸入空气来实现。飞艇爬升时，副气囊体积随着高度增加而减小，当副气囊体积接近于零时，飞艇到达安全飞行的最大高度。

在长航程、高海拔飞行时，由于飞艇油耗、净浮力等均可能发生较大变化，为保证顺利升降、安全巡航，在试验前有必要对飞艇任务规划进行研究。

发明内容

本发明的目的是在长航程、高海拔飞行时，飞艇可以顺利升降、安全巡航。

为达到上述发明目的，本发明提供一种低空飞艇长航程高海拔飞行任务规划方法，所述方法步骤包括：

S1、预设任务航线

在地图上选取任务航线，其中包含n个航段、n+1个航迹点，n+1个航迹点用L₁→L₂→…→L_n+1表示，每一航迹点经纬度分别为(E₁，N₁)、(E₂，N₂)、…(E_n+1，N_n+1)，飞艇在第i个航段上的巡航高度为H_i；

进一步的，在执行飞行任务时，可设置一个固定的相对巡航高度，或者根据不同高度的预测风场计算相应的前飞速度，选择前飞速度最大的飞行高度。

S2、前飞速度估算

第i个航段上飞艇的前飞速度V_Qi统一为如下形式：

V_Qi＝V₀+V_Wi·cos(γ_i)＝V₀+V_Wi·cos(270°-Θ_i-β_i)；

其中，V₀指不考虑风场条件下飞艇的巡航速度值；V_Wi为飞艇在当前航段飞行时周围环境的风速；β_i为第i个航段上的风向角；γ_i为第i个航段上风向与航迹向的夹角，定义为从航迹向方向沿逆时针转到风向延长线的角度，θ_i为第i个航段上航迹向的倾角；

γ_i＝270°-Θ_i-β_i，式中Θ_i为航段的等效倾角，满足如下关系

每一个航段的倾角θ_i满足

S3、油耗估算

整条航线的预估油耗为

其中，λ为飞艇的平均油耗率，λ＝(λ₁+λ₂+…+λ_m)/m，λ₁、λ₂…λ_m分别为m架次的油耗率；L_i-1L_i为航段的长度，L_i-1L_i＝R·acos(cos(N_i-1)·cos(N_i)·cos(E_i-1-E_i)+sin(N_i-1)·sin(N_i))，R为地球半径；

S4、氦气囊体积估算

S41、飞前氦气囊体积估算

在充气组装前，对飞艇各部件进行逐一称重，设总质量为W₀；充气后，再对飞艇整体称重，设其净重为W₁；假设充气后飞艇净浮力为F₁，三者满足公式W₁＝W₀-F₁；净浮力F₁可用如下公式计算得到

F₁＝(ρ_air1-(k·ρ_He1+(1-k)·ρ_air1))·V_He1＝k·(ρ_air1-ρ_He1)·V_He1

其中忽略飞艇内外空气密度的差异，k为主气囊内氦气纯度，ρ_He1、ρ_air1分别为起飞处氦气和空气的密度，于是可得到起飞前氦气囊体积V_He1如下

S42、起飞后氦气囊体积估算

当飞艇所处的海拔或温度环境改变后，氦气囊体积发生变化，起飞后氦气囊体积V_He2可通过如下关系计算

式中T₁、H₁分别为起飞前的温度、海拔，T₂、H₂分别为起飞后飞艇所在位置的温度、海拔；

进一步的，气体密度可通过如下公式计算

式中T₀和ρ₀分别为标准海平面的温度和气体密度，A、R_a、g均为常数，H为海拔高度，ΔT可近似取值为某一时刻温度和当地平均温度的差值。

S5、降落净重估算

1.依据飞艇降落后氦气囊体积V_He2及降落后氦气的密度ρ_He2和空气的密度ρ_air2，可以得到降落时的净浮力F₂＝k·(ρ_air2-ρ_He2)·V_He2

飞艇的降落净重W₂与油耗和净浮力变化有关

其中，ρ为燃油的密度；

S6、任务规划评估

对比估算的降落净重W₂是否大于安全降落净重阈值；若W₂小于飞艇安全降落净重阈值，可考虑以下改善措施：

1)在油箱允许的情况下，增加初始燃油携带量；

2)增加配重；

3)在航线中途选择备降场，加注燃油后继续开展试验；

4)改变相对巡航高度，尽量减少逆风飞行时间，节省燃油消耗量；

判断飞行到最大海拔时氦气囊的体积V_He2是否接近或者大于飞艇总体积V₀；若V_He2≥95％V₀，飞艇基本不再具备向外排出空气的能力，且囊体有被撕裂的风险；为避免囊体破裂风险，可考虑减少主气囊的氦气量，或降低飞艇飞行的海拔高度。

本发明提出了一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，给出了飞艇前飞速度、氦气体积等参数的计算方法，并对油耗和净浮力进行估算。在此基础上，通过分析降落净重和氦气囊的体积变化，对长航程高海拔飞行任务的规划航线进行评估。该方法易于程序化，操作方便。

附图说明

图1为飞艇速度和风速叠加示意图；

图2为预设任务航线示意图；

图3为油耗数据分析示意图。

具体实施方式

一种低空飞艇长航程高海拔飞行任务规划方法：

飞艇在长距离飞行时，需重点考虑油耗和气象条件，其中风速大小不仅影响飞行安全，也会对耗油产生直接影响；为保证飞艇安全降落，一般要求降落净重大于某个安全阈值，而降落净重不仅受油耗影响，还与净浮力变化相关(受降落海拔、气温影响)。在进行高海拔飞行时，需关注空气囊的调节能力，当囊体内空气基本排空时(氦气囊体积接近飞艇总体积)，飞艇到达最大高度升限。

S1、预设任务航线

在地图上选取任务航线，其中包含n个航段、n+1个航迹点，n+1个航迹点用L₁→L₂→…→L_n+1表示，每一航迹点经纬度分别为(E₁，N₁)、(E₂，N₂)、…(E_n+1，N_n+1)，飞艇在第i个航段上的巡航高度为H_i。

巡航高度设置需综合考虑风场大小和任务需求。当飞行任务对高度无特殊要求时，可设置一个固定的相对巡航高度，或者根据不同高度的预测风场计算相应的前飞速度，选择前飞速度最大的飞行高度。

对于长航程飞行试验，由于地表环境存在一定差异，不同航段相同海拔处的风场不尽相同，某一气象站点的预测风场(V_W，β)不能很好的代表整个航线内的风场，因此可在适当位置增设气象站点。当飞艇向高海拔爬升时，不同高度的风场可能差异较大，故需要气象站点给出不同高度的预测风场。

S2、前飞速度估算

在无风条件下飞艇以速度V₀在不同航段上沿直线巡航，当风场不可忽略时，把风速V_W分解为沿航迹向的分量V_∥和垂直于航迹向的分量V_⊥，与V₀叠加可得到飞艇的前飞速度V_Q和侧飞速度V_C，如图1所示。

在压航线飞行模式下，飞艇通过不断修正航向，使飞艇近似沿航迹线飞行，因此在估算油耗时只需考虑前飞速度。

第i个航段上飞艇的前飞速度V_Qi统一为如下形式：

V_Qi＝V₀+V_Wi·cos(γ_i)＝V₀+V_Wi·cos(270°-Θ_i-β_i)；

其中，V₀指不考虑风场条件下飞艇的巡航速度值；V_Wi为飞艇在当前航段飞行时周围环境的风速；β_i为第i个航段上的风向角；γ_i为第i个航段上风向与航迹向的夹角，定义为从航迹向方向沿逆时针转到风向延长线的角度，θ_i为第i个航段上航迹向的倾角；

γ_i＝270°-Θ_i-β_i，式中Θ_i为航段的等效倾角，满足如下关系

每一个航段的倾角θ_i满足

S3、油耗估算

飞艇发动机转速一定时，油耗率近似不变。对多次历史飞行数据进行分析，画出油耗量与时间的关系。利用最小二乘法对油耗数据进行拟合，得到m架次的油耗率分别为λ₁、λ₂…λ_m，求其平均值，即可得到飞艇的平均油耗率λ

λ＝(λ₁+λ₂+…+λ_m)/m；

假设地球半径为R，不同航段的长度L_i-1L_i由以下公式得到

L_i-1L_i＝R·acos(cos(N_i-1)·cos(N_i)·cos(E_i-1-E_i)+sin(N_i-1)·sin(N_i))；

结合步骤S2中的前飞速度，可以得到整条航线的预估油耗为

S4、氦气囊体积估算

飞艇在特定航线飞行过程中，氦气囊的体积会随着因海拔和温度的变化而发生变化，进而对浮升力产生影响。为了估算飞艇净浮力变化，需重点分析氦气囊体积的变化。

S41、飞前氦气囊体积估算

在充气组装前，对飞艇各部件进行逐一称重，其中包括囊体、吊舱、配重、载荷、推进系统和尾翼等，设其总质量为W₀；充气后，再对飞艇整体称重，设其净重为W₁；假设充气后飞艇净浮力为F₁，三者满足公式W₁＝W₀-F₁；净浮力F₁可用如下公式计算得到

F₁＝(ρ_air1-(k·ρ_He1+(1-k)·ρ_air1))·V_He1＝k·(ρ_air1-ρ_He1)·V_He1

其中忽略飞艇内外空气密度的差异，k为主气囊内氦气纯度(即百分比)，ρ_He1、ρ_air1分别为起飞处氦气和空气的密度，于是可得到起飞前氦气囊体积V_He1如下

其中气体密度可通过如下公式计算

式中T₀和ρ₀分别为标准海平面的温度和气体密度，A、R_a、g均为常数，H为海拔高度，ΔT可近似取值为某一时刻温度和当地平均温度的差值。

S42、起飞后氦气囊体积估算

当飞艇所处的海拔、温度等环境改变后，氦气囊体积发生变化，起飞后氦气囊体积V_He2可通过如下关系计算

式中T₁、H₁分别为起飞前的温度、海拔，T₂、H₂分别为起飞后飞艇所在位置的温度、海拔；

S5、降落净重估算

依据飞艇降落后氦气囊体积V_He2及降落后氦气的密度ρ_He2和空气的密度ρ_air2，可以得到降落时的净浮力F₂＝k·(ρ_air2-ρ_He2)·V_He2

飞艇的降落净重W₂与油耗和净浮力变化有关

式中ρ为燃油的密度；

S6、任务规划评估

对比估算的降落净重W₂是否大于安全降落净重阈值；若W₂小于飞艇安全降落净重阈值，可考虑以下改善措施：

1)在油箱允许的情况下，增加初始燃油携带量；

2)增加配重；

3)在航线中途选择备降场，加注燃油后继续开展试验；

4)改变相对巡航高度，尽量减少逆风飞行时间，节省燃油消耗量；

判断飞行到最大海拔时氦气囊的体积V_He2是否接近或者大于飞艇总体积V₀；若V_He2≥95％V₀，飞艇基本不再具备向外排出空气的能力，且囊体有被撕裂的风险。为避免囊体破裂风险，可考虑减少主气囊的氦气量，或降低飞艇飞行的海拔高度。

下面通过具体实施例对本发明的实现方法进行详细说明。

实施例一

选用某种类型的无人驾驶飞艇，其总体积为755m³，主副气囊体积约为200m³，最大飞行海拔不低于3000m，最大起飞净重不大于70kg，最小降落净重不小于30kg。

1预设任务航线

设置飞行航线如图2所示，其中包含10个航段、11个航迹点。各航迹点的经纬度坐标如如表1所示。飞艇的相对巡航高度为200m，起飞点海拔约为1070m，降落点海拔约为1510m，最大飞行海拔约为1710m。

表1预设航迹点经纬度坐标

	L1	L2	L3	L4	L5	L6	L7	L8	L9	L10	L11
												E<sub>i</sub>/°	87.387	87.416	87.443	87.652	87.734	87.999	88.072	88.206	88.293	88.360	88.44
N<sub>i</sub>/°	36.790	36.789	36.833	36.837	36.838	36.784	36.737	36.689	36.678	36.627	36.597

在航线的起点、中间及终端分别布置三个气象检测站点。在L1～L5飞行期间，利用站点1的预测风场；在L5～L8飞行期间，利用站点2的预测风场；在L8～L11飞行期间，利用站点3的预测风场。预测风场数据在飞行任务开始前一段时间给出，其中包括相对高度在200m～1000m的风速V_Wi和风向β_i(高度间隔100m分层预测)。三个站点在相对高度200m的预测风速分别为1m/s、4m/s和3m/s，风向分别为173°、109°和266°，则不同航段上的风速、风向如表2所示。

表2不同航段的风场

	L1 L2	L2 L3	L3 L4	L4 L5	L5 L6	L6 L7	L7 L8	L8 L9	L9 L10	L10 L11
											V<sub>Wi</sub>/m/s	1	1	1	1	4	4	4	3	3	3
β<sub>i</sub>/°	173	173	173	173	109	109	109	266	266	266

2起飞前速度估算

根据公式

和

可求得各航迹段的倾角θ_i及等效倾角

把等效倾角和风场数据带入公式V_Qi＝V₀+V_Wi·cos(γi_i)＝V₀+V_Wi·cos(270°-Θ_i-β_i)，可得到飞艇在不同航段的前飞速度；已知地球半径为6371km，利用公式

L_i-1L_i＝R·acos(cos(N_i-1)·cos(N_i)·cos(E_i-1-E_i)+sin(N_i-1)·sin(N_i))可得到各航段的长度。上述计算均通过程序完成，部分计算结果如表3所示。

表3不同航段的倾角和距离

	L1 L2	L2 L3	L3 L4	L4 L5	L5 L6	L6 L7	L7 L8	L8 L9	L9 L10	L10 L11
											θ<sub>i</sub>/°	2.7	65.4	1.4	0.9	15.4	40.87	25.7	9.6	45.5	26.7
Θ<sub>i</sub>/°	-2.7	65.4	1.4	0.9	-15.4	-40.87	-25.7	-9.6	-45.5	-26.7
											距离/km	2.4	5.4	17.3	6.8	22.8	8.0	12.3	7.3	7.9	7.4

3油耗估算

飞艇动力装置采用单台最大1200W的Limbach原厂标配发电机，在吊舱两侧对称布置，在巡航段发动机转速约为4500RPM。获取五次历史飞行数据，利用最小二乘法对飞艇油耗进行拟合，得到油耗率分别为9.1L/h、11.1L/h、10.4L/h、9.9L/h、9.9L/h，求其平均值，得到平均油耗率λ～10.08L/h。图3曲线B为典型的两次飞行试验油耗数据，直线A为油耗拟合结果；曲线C表示飞艇海拔，飞艇从较低海拔处起飞，飞行到较高海拔处降落，加油后返回到初始位置。

根据前述方法，容易得到平均油耗率λ、各航段长度

等效倾角

风速V_Wi和风向β_i，带入公式

即可得到飞艇在预设航线的油耗，计算结果为Y＝22L。

4氦气囊体积估算

4.1起飞前氦气囊体积估算

试验前对飞艇各部件称重，相加可得W₀约为625kg；充气后飞艇的重量可通过电子秤一次性读取，某次试验前W₁的值为66kg。

查阅气象资料可知，试验区域近十年内五月份的平均纬度约为290.9K，试验前气温T₁约为288.5K，因此ΔT～2.4K；标准海平面处氦气的密度为0.169kg/m³，空气的密度为1.225kg/m³，温度为288.15K，带入公式

可知放飞区域氦气的密度ρ_He1约为0.154kg/m³，空气的密度ρ_air1约为1.113kg/m³；取氦气的纯度为98％，根据

式可以得到起飞前氦气囊的体积V_He1约为595m³。

4.2起飞后氦气囊体积估算

降落点的的温度可由其附近的气象站预测，T₂约为286K。对于预设航线，起飞点和降落点海拔分别为1070m和1510m。根据公式

可以估算得到降落时氦气囊体积V_He2约为617m³。

由于相对巡航高度为200m，故飞艇飞行的最高海拔约为1710m，根据公式

可估算出最高海拔处氦气囊体积为628m³。

5降落净重估算

参考公式

可以得到降落点附近氦气的密度ρ_He2为0.148kg/m³，空气的密度ρ_air2约为1.074kg/m³。带入公式F₁＝(ρ_air1-(k·ρ_He1+(1-k)·ρ_air1))·V_He1＝k·(ρ_air1-ρ_He1)·V_He1，替换系数可得到降落时的净浮力为

F₂＝0.98·(1.074-0.148)·617＝559kg

已知燃油的密度为0.8kg/L，于是可得到飞艇在降落时的净重

W₂＝625-559-22·0.8＝48.4kg

6任务规划评估

试验选用飞艇要求降落净重不小于30kg，而上述估算的降落净重为48.4kg，符合降落条件；当飞艇到达任务航线的最高海拔处时，氦气囊的估算体积为628m³，该值明显小于飞艇的总体积，说明飞艇可以上升到规划的最高海拔处。因此，上述任务规划符合要求，可以开展飞行试验。

Claims (3)

1.一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，其特征在于，所述方法步骤包括：

S1、预设任务航线

在地图上选取任务航线，其中包含n个航段、n+1个航迹点，n+1个航迹点用L₁→L₂→…→L_n+1表示，每一航迹点经纬度分别为(E₁，N₁)、(E₂，N₂)、…(E_n+1，N_n+1)，飞艇在第i个航段上的巡航高度为H_i；

S2、前飞速度估算

第i个航段上飞艇的前飞速度V_Qi统一为如下形式：

V_Qi＝V₀+V_Wi·cos(γ_i)＝V₀+V_Wi·cos(270°-Θ_i-β_i)；

其中，V₀指不考虑风场条件下飞艇的巡航速度值；V_Wi为飞艇在当前航段飞行时周围环境的风速；β_i为第i个航段上的风向角；γ_i为第i个航段上风向与航迹向的夹角，定义为从航迹向方向沿逆时针转到风向延长线的角度，θ_i为第i个航段上航迹向的倾角；

γ_i＝270°-Θ_i-β_i，式中Θ_i为航段的等效倾角，满足如下关系

每一个航段的倾角θ_i满足

S3、油耗估算

整条航线的预估油耗为

其中，λ为飞艇的平均油耗率，λ＝(λ₁+λ₂+…+λ_m)/m，λ₁、λ₂…λ_m分别为m架次的油耗率；L_i-1L_i为航段的长度，L_i-1L_i＝R·acos(cos(N_i-1)·cos(N_i)·cos(E_i-1-E_i)+sin(N_i-1)·sin(N_i))，R为地球半径；

S4、氦气囊体积估算

S41、起飞前氦气囊体积估算

在充气组装前，对飞艇各部件进行逐一称重，设总质量为W₀；充气后，再对飞艇整体称重，设其净重为W₁；假设充气后飞艇净浮力为F₁，三者满足公式W₁＝W₀-F₁；净浮力F₁可用如下公式计算得到

F₁＝(ρ_air1-(k·ρ_He1+(1-k)·ρ_air1))·V_He1＝k·(ρ_air1-ρ_He1)·V_He1

其中忽略飞艇内外空气密度的差异，k为主气囊内氦气纯度，ρ_He1、ρ_air1分别为起飞处氦气和空气的密度，于是可得到起飞前氦气囊体积V_He1如下

S42、起飞后氦气囊体积估算

当飞艇所处的海拔或温度环境改变后，氦气囊体积发生变化，起飞后氦气囊体积V_He2可通过如下关系计算

式中T₁、H₁分别为起飞前的温度、海拔，T₂、H₂分别为起飞后飞艇所在位置的温度、海拔；

S5、降落净重估算

依据飞艇降落后氦气囊体积V_He2及降落后氦气的密度ρ_He2和空气的密度ρ_air2，可以得到降落时的净浮力F₂＝k·(ρ_air2-ρ_He2)·V_He2

飞艇的降落净重W₂与油耗和净浮力变化有关

其中，ρ为燃油的密度；

S6、任务规划评估

对比估算的降落净重W₂是否大于安全降落净重阈值；若W₂小于飞艇安全降落净重阈值，可考虑以下改善措施：

1)在油箱允许的情况下，增加初始燃油携带量；

2)增加配重；

3)在航线中途选择备降场，加注燃油后继续开展试验；

4)改变相对巡航高度，尽量减少逆风飞行时间，节省燃油消耗量；

判断飞行到最大海拔时氦气囊的体积V_He2是否接近或者大于飞艇总体积V₀；若V_He2≥95％V₀，飞艇基本不再具备向外排出空气的能力，且囊体有被撕裂的风险；为避免囊体破裂风险，可考虑减少主气囊的氦气量，或降低飞艇飞行的海拔高度。

2.根据权利要求1所述一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，其特征在于，所述方法步骤S1中，在执行飞行任务时，可设置一个固定的相对巡航高度，或者根据不同高度的预测风场计算相应的前飞速度，选择前飞速度最大的飞行高度。

3.根据权利要求1所述一种低空飞艇的长航程高海拔飞行任务规划方法，其特征在于，所述方法步骤S4中，气体密度可通过如下公式计算

式中T₀和ρ₀分别为标准海平面的温度和气体密度，A、R_a、g均为常数，H为海拔高度，ΔT可近似取值为某一时刻温度和当地平均温度的差值。

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