CN110217376A - 平流层飞艇及其稳态升降和巡航方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种平流层飞艇及其稳态升降和巡航方法，属于航空航天技术领域。包括主气囊以及设置于主气囊内的保形高压气柱，主气囊呈扁平状设置，保形高压气柱呈环状设置，保形高压气柱的环形外壁与主气囊的内壁接触，保形高压气柱的最大直径所在平面与主气囊的最大直径所在的平面共面。在地面上，向主气囊和保形高压气柱内充入氦气，并使得保形高压气柱的内外具有预定的压力差，主气囊在保形高压气柱的支撑作用下得以保形，并在稳态上升或下降的过程中，受保形高压气柱的支撑，不会失去原有的形状，遇到强气流时，容易控制方向，避免在强气流中被撕裂，实现可安全起降和可重复使用。同时，主气囊和保形高压气柱之间的氦气交换为稳定巡航打下基础。

Description

平流层飞艇及其稳态升降和巡航方法

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种平流层飞艇及其稳态升降和巡航方法。

背景技术

在21世纪初，平流层飞艇备受各大国的关注，预测应用领域遍布民用、警用、准军用、军用等。目前，平流层飞艇多应用于海洋研究、抢险救灾、城市交通管理、空中侦察预警等民用和军用领域。平流层飞艇是一种航行在平流层高空的浮空器，依靠空气浮力驻空，可以长期悬浮于平流层高空，由太阳能为其提供能源，矢量推进器提供动力，具有不依赖机场或跑道可实现垂直起降、能悬停于任意地理位置上空的浮空器。

目前平流层飞艇技术受材料等因素限制，难以回收，其主要的原因可以归结为以下两点：其一，受高空氦温差变化影响，飞艇内部的氦气压力骤变，导致飞艇爆体分解；其二，在飞艇经过高空急流区时，受气流影响，无法掌控方位，导致下降时，艇身被气流撕裂或随气流飘荡至不确定位置。

现有技术中，提供的一种平流层飞艇，通过在艇身内安置多个串联的超压软性龙骨模块以及用以调节所述超压软性龙骨模块的压力调节装置，来满足高空中，氦温差变化的压力调节要求。该技术方案虽然一定程度上解决了平流层飞艇在高空中受氦温差影响导致爆体的技术问题，但是由于其设置多接超压软性龙骨模块，那么其使用的压力调节模块所对应的传感器、气泵等设备的数量相应的增加，这大大增加了飞艇的负荷，降低了飞艇的续航时间。更为重要的是，在飞艇上升或下降的过程中，经过强气流区域时，艇身内以及软性龙骨模块内的氦气体积不足以使飞艇维持固有的形状，飞艇处于坍塌状态，受气流影响较大，容易失去方向或被气流撕裂。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种平流层飞艇，以解决现有技术中存在的飞艇在上升或下降的过程中，不能保形，受强气流影响，不能安全起飞着陆的技术问题。

本发明还提供一种上述平流层飞艇的稳态升降方法，以解决现有技术中存在飞艇在上升或下降过程中，受强气流影响，不能安全起飞着陆的技术问题。

本发明还提供一种上述平流层飞艇的稳态巡航方法，以解决现有技术中存在的飞艇在高空巡航时，受氦温差影响，导致爆囊的技术问题。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种平流层飞艇，包括主气囊以及设置于所述主气囊内的保形高压气柱，所述主气囊呈扁平状设置，所述保形高压气柱呈环状设置，且内充装氦气，所述保形高压气柱的环形外壁与所述主气囊的内壁接触，所述保形高压气柱的最大直径所在平面与所述主气囊的最大直径所在的平面共面。

优选地，所述平流层飞艇还包括设置于所述主气囊内的头部副气囊、至少两个中部副气囊及尾部副气囊，所述头部副气囊与所述尾部副气囊呈半球状，球面与所述主气囊头部或尾部的内壁接触，所述中部副气囊呈环状，且与所述主气囊的内壁上部和下部接触。

优选地，所述保形高压气柱的直径为所述主气囊宽度的1/15～1/10。

优选地，所述主气囊的长度与宽度的比例为（1～4）：1，宽度与高度的比例为（1.6～3.5）：1。

优选地，所述平流层飞艇还包括压力控制系统，所述压力控制系统包括连通所述主气囊与所述保形高压气柱的释压阀、入口连通所述主气囊且出口连通所述保形高压气柱的调压气泵、用以检测所述主气囊内压力的压力传感器、用于检测所述保形高压气柱内外压力差的压差传感器、用于向所述头部副气囊与所述尾部副气囊以及所述中部副气囊充入空气的电动鼓风机以及主控制器，所述主控制器包括至少一个输入端及至少一个输出端，所述压力传感器与所述压差传感器分别电性连接所述主控制器的输入端，所述释压阀的执行机构与所述调压气泵的继电开关分别电性连接所述主控制器的输出端。

优选地，所述主气囊从外向内由防老化层、阻气层及编织式载荷承载层构成，相邻两层之间设置有胶粘层，所述保形高压气柱从外向内由阻气层及编织式载荷承载层构成，所述阻气层及编织式载荷承载层之间设置有胶粘层。

一种平流层飞艇的稳态升降方法，所述平流层飞艇包括主气囊以及设置于所述主气囊内的保形高压气柱，所述主气囊呈扁平状设置，所述保形高压气柱呈环状设置，且内充装氦气，所述保形高压气柱的环形外壁与所述主气囊的内壁接触，所述保形高压气柱的最大直径所在平面与所述主气囊的最大直径所在的平面共面；

所述平流层飞艇还包括设置于所述主气囊内的头部副气囊、至少两个中部副气囊及尾部副气囊，所述头部副气囊与所述尾部副气囊呈半球状，球面与所述主气囊头部或尾部的内壁接触，所述中部副气囊呈环状，且与所述主气囊的内壁上部和下部接触；

所述平流层飞艇还包括压力控制系统，所述压力控制系统包括连通所述主气囊与所述保形高压气柱的氦气释压阀、入口连通所述主气囊且出口连通所述保形高压气柱的调压气泵、用以检测所述主气囊内压力的压力传感器、用于检测所述保形高压气柱内外压力差的压差传感器、用于向所述头部副气囊与所述尾部副气囊以及所述中部副气囊充入空气的电动鼓风机以及主控制器，所述主控制器包括至少一个输入端及至少一个输出端，所述压力传感器与所述压差传感器分别电性连接所述主控制器的输入端，所述释压阀的执行机构与所述调压气泵的继电开关分别电性连接所述主控制器的输出端；包括以下步骤：

a. 地面上，向所述主气囊以及所述保形高压气柱内充入预定量的氦气，并使得所述保形稳压气柱的内外压差达到预设值，所述电动鼓风机向头部副气囊、所述中部副气囊与所述尾部副气囊充入空气；

b. 上升过程中，当所述压差传感器检测到所述保形高压气柱内外压力差超过上限阈值时，所述释压阀开启，所述保形高压气柱的氦气溢出至所述主气囊中；

c. 下降过程中，当所述压差传感器检测到所述主气囊内外压力差低于下限阈值时，所述副气囊电动鼓风机启动，向所述头部副气囊、所述中部副气囊以及尾部副气囊充入空气。

优选地，步骤a中，所述保形高压气柱的内外压差达到预设值为300帕左右；步骤b中，所述上限阈值为9,000帕；步骤c中，所述下限阈值为300帕。

一种如上所述的平流层飞艇的稳态巡航方法，所述平流层飞艇包括主气囊以及设置于所述主气囊内的保形高压气柱，所述主气囊呈扁平状设置，所述保形高压气柱呈环状设置，且内充装氦气，所述保形高压气柱的环形外壁与所述主气囊的内壁接触，所述保形高压气柱的最大直径所在平面与所述主气囊的最大直径所在的平面共面；

所述平流层飞艇还包括设置于所述主气囊内的头部副气囊、至少两个中部副气囊及尾部副气囊，所述头部副气囊与所述尾部副气囊呈半球状，球面与所述主气囊头部或尾部的内壁接触，所述中部副气囊呈环状，且与所述主气囊的内壁上部和下部接触；

所述平流层飞艇还包括压力控制系统，所述压力控制系统包括连通所述主气囊与所述保形高压气柱的氦气释压阀、入口连通所述主气囊且出口连通所述保形高压气柱的调压气泵、用以检测所述主气囊内压力的压力传感器、用于检测所述保形高压气柱内外压力差的压差传感器、用于向所述头部副气囊与所述尾部副气囊以及所述中部副气囊充入空气的电动鼓风机以及主控制器，所述主控制器包括至少一个输入端及至少一个输出端，所述压力传感器与所述压差传感器分别电性连接所述主控制器的输入端，所述释压阀的执行机构与所述调压气泵的继电开关分别电性连接所述主控制器的输出端；包括以下步骤：

当所述压力传感器检测到所述主气囊内压力升高时，所述调压气泵启动，将所述主气囊中的氦气抽入所述保形高压气柱中；

当所述压力传感器检测到所述主气囊内压力降低时，所述释压阀开启，使所述保形高压气柱中的氦气逸散至所述主气囊中。

优选地，巡航时，所述主气囊接近饱和状态，飞艇在压力高度附近飞行。

由上述技术方案可知，本发明提供了一种平流层飞艇，其有益效果是：在扁平状的所述主气囊内设置环状的保形高压气柱，并使所述保形高压气柱的环状外壁与所述主气囊的内壁接触，实现对所述主气囊的保形。一方面，将所述主气囊设置为扁平状，增大了所述平流层飞艇上部面积、减小所述主气囊曲率，以提高太阳能电池效率，同时便于所述平流层飞艇起降。另一方面，将环状的所述保形高压气柱设置于所述主气囊内，并使得所述保形高压气柱的环形外侧壁与所述主气囊的内侧壁接触，在地面上，同时向所述主气囊和所述保形高压气柱内充入氦气，并使得所述保形高压气柱的内外具有预定的压力差，此时，所述主气囊在所述保形高压气柱的支撑作用下得以保形，并在上升或下降的过程中，受所述保形高压气柱的支撑，不会失去原有的形状，进而，在所述平流层飞艇上升或下降的过程中，遇到强气流时，容易控制方向，避免所述平流层飞艇在强气流中被撕裂或失去控制，实现所述平流层飞艇的可安全起降和可重复使用。

本发明还提供一种所述的平流层飞艇的稳态升降方法，在地面上，同时向所述主气囊和所述保形稳压气柱内充入氦气，并使得所述保形稳压气柱的内外具有预定的压力差，此时，所述主气囊在所述保形稳压气柱的支撑作用下得以保形。同时，向所述头部副气囊、所述艇身副气囊和尾部副气囊充入空气，使得所述平流层飞艇成型，中段上部的太阳能电池基本成形，中段下部基本成形以保证吊舱和设备平稳。此时，所述平流层飞艇以一种稳态的模式上升，即所述平流层飞艇处于完全成型后的稳态上升，不是没有成型时的非稳态上升，如此，克服了传统非稳态上升不能通过强气流区域，飞艇容易被撕裂的技术问题。而在下降的过程中，在所述主气囊失压坍塌后，受所述保形高压气柱的支撑，以及电动鼓风机向所述头部副气囊、所述中部副气囊和尾部副气囊充入空气，使得所述平流层飞艇保持形状，在穿过强气流区域时，不容易被撕裂，也不容易失去对所述平流层飞艇的控制，从而实现了稳定下降，实现对所述平流层飞艇的安全起降和可重复使用。

本发明还提供了一种所述的平流层飞艇的稳态巡航方法，当昼间日出后氦温差升高时，所述调压气泵启动，将所述主气囊中的氦气抽入所述保形高压气柱中；当日落夜间氦温差降低时，所述释压阀开启，使所述保形高压气柱中的氦气逸散至所述主气囊中。通过上述的方法，使得所述主气囊中的氦气压力始终保持在稳定状态下巡航，避免由于氦温差升高，所述主气囊内氦气压力升高，导致爆囊，或者由于氦温差降低，导致主气囊内氦气压力下降，所述平流层飞艇的巡航高度下降，不能稳定巡航。从而克服了在巡航过程中，由于氦温差引起的浮重平衡失调的技术问题。

附图说明

图1是所述平流层飞艇的俯视图。

图2是所述平流层飞艇的主视图。

图3是所述平流层飞艇的后视图。

图4是所述压力控制系统的逻辑电路图。

图中：平流层飞艇10、主气囊100、保形高压气柱200、头部副气囊300、中部副气囊400、尾部副气囊500、压力控制系统600、释压阀610、调压气泵620、压力传感器630、压差传感器640、主控制器650。

具体实施方式

以下结合本发明的附图，对本发明的技术方案以及技术效果做进一步的详细阐述。

请参看图1至图3，一种平流层飞艇10，包括主气囊100以及设置于所述主气囊100内的保形高压气柱200，所述主气囊100呈扁平状设置，所述保形高压气柱200呈环状设置，所述保形高压气柱200的环形外壁与所述主气囊100的内壁接触，且所述保形高压气柱200的最大直径所在平面与所述主气囊100的最大直径所在的平面共面。例如，所述主气囊100呈椭盘状，所述保形高压气柱200呈椭圆环状，所述保形高压气柱200的椭圆的长轴与短轴与所述主气囊100的长轴与短轴相等或相近，使得所述保形高压气柱200的外壁外侧与所述主气囊100的内壁接触。此时，所述保形高压气柱200不仅能够作为调节所述主气囊100内氦气压力的载体，也为所述主气囊100保持固有的形状提供了一个支撑体，使得所述主气囊100在升降或巡航的过程中，始终保持固有的形状。如此，当所述平流层飞艇10在穿过强气流区域时，时刻以完整的形态存在，容易控制，且不容易被气流撕裂，给所述平流层飞艇10的安全下降着陆打下了可靠的基础。而当所述平流层飞艇10在高空巡航状态时，所述主气囊100与所述保形高压气柱200之间的气体交换能够有效防止受氦温差影响引发的所述主气囊100爆囊，同时，所述主气囊100与所述保形高压气柱200之间的气体交换能够使得所述平流层飞艇10获得稳定浮力，从而大幅度延长所述平流层飞艇10的续航时间，提高所述平流层飞艇10的使用广度。

作为优选，合适的尺寸设计比例是提升所述平流层飞艇10稳定性及动升力的必要条件。本实施例中，例如所述保形高压气柱200的直径为所述主气囊100宽度的1/15～1/10，即所述保形高压气柱200的直径为椭盘形的所述主气囊100的短轴长的1/15～1/10，例如所述保形高压气柱200的直径为所述主气囊100宽度的1/15，一方面有利于减轻所述平流层飞艇10的自重，另一方面，有利于在所述主气囊100内以及所述保形高压气柱200内形成相对的压差，从而使得所述保形高压气柱200时刻维持充满的状态，从而使得所述主气囊100在所述保形高压气柱200的支撑力的作用下保形。

进一步地，所述主气囊100的长度与宽度的比例为（1～4）：1，宽度与高度的比例为（1.6～3.5）：1。即椭盘形的所述主气囊100的长轴与短轴的长度比例为（1～4）：1，短轴与高度之间的比例为（1.6～3.5）：1，以使所述平流层飞艇10具有较佳的表面曲率，以获得最佳的升动力，同时能够配合所述保形高压气柱200实现保形，防止在所述主气囊100内压力不足时，所述主气囊100的上部或下部出现塌陷。作为优选，所述主气囊100的长度与宽度的比例为（2～4）：1，宽度与高度的比例为（1.6～2）：1，最优地，所述主气囊100的长度与宽度的比例为2.42：1，宽度与高度的比例为1.67：1。

为进一步提高所述平流层飞艇10的抗爆体性能，同时减轻所述平流层飞艇10的自重，延长续航时间，作为优选，所述主气囊100从外向内由防老化层、阻气层及编织式载荷承载层构成，相邻两层之间设置有胶粘层，所述保形高压气柱200从外向内由阻气层及编织式载荷承载层构成，所述阻气层及编织式载荷承载层之间设置有胶粘层。即所述主气囊100采用传统的制造飞艇的材质制作，而所述保形高压气柱200则是在传统材质结构的基础上，去掉防老化层，即聚四氟乙烯的外层，在保证所述保形高压气柱200承压能力的基础上，降低所述平流层飞艇10的自重，延长所述平流层飞艇10的续航时间。

又一较佳的实施例中，所述平流层飞艇10还包括设置于所述主气囊100内的头部副气囊300、至少两个中部副气囊400及尾部副气囊500，所述头部副气囊300与所述尾部副气囊500呈半球状，球面与所述主气囊100头部或尾部的内壁接触，所述中部副气囊400呈环状，且与所述主气囊100的内壁上部和下部接触。即半球状的所述头部副气囊300与所述尾部副气囊500填充于所述主气囊100的头部和尾部，使得在上升或下降的过程中，所述主气囊100的头部或尾部保持曲面的形状，防止主气囊100的头部或尾部坍塌，并在强气流剪切作用力下被撕毁。而所述中部副气囊400则使得所述主气囊100的上部或下部保形，避免压力不足，所述主气囊100坍塌，使所述平流层飞艇10失去控制。

又一较佳实施例中，为使得所述平流层飞艇10在高空能够稳定巡航，降低氦温差导致的爆囊或巡航高度不稳定的风险，所述平流层飞艇10还包括压力控制系统600，所述压力控制系统600包括连通所述主气囊100与所述保形稳压气柱200的释压阀610、入口连通所述主气囊100且出口连通所述保形稳压气柱200的调压气泵620、用以检测所述主气囊100内压力的压力传感器630、用于检测所述保形稳压气柱200内外压力差的压差传感器640、用于向所述头部副气囊300与所述尾部副气囊500以及所述中部副气囊400充入空气的电动鼓风机以及主控制器650，所述主控制器650包括至少一个输入端及至少一个输出端，所述压力传感器630与所述压差传感器640分别电性连接所述主控制器650的输入端，所述释压阀610的执行机构与所述调压气泵620的继电开关分别电性连接所述主控制器650的输出端，以通过所述压力控制系统600平衡所述主气囊100与所述保形稳压气柱200的压力，使得所述平流层飞艇10获得稳定的浮重平衡。具体的控制过程请参看下文，此处不再赘述。

为实现所述平流层飞艇10的安全起降和可重复使用，降低其在穿过强气流区域时被撕裂的风险，本发明还提供一种上述的平流层飞艇10稳态升降方法。包括以下步骤：

地面上，向所述主气囊100以及所述保形高压气柱200内充入预定量的氦气，并使得所述保形高压气柱200的内外压差达到预设值，作为优选，该内外压差的预设值为200帕～350帕，最优为300帕，以使得当所述平流层飞艇10到达高空后，所述保形高压气柱200的内外压差不超过9,000帕，主气囊压力差不超过1,200帕，使得所述保形高压气柱200的材料具有4倍以上的安全阈量，进一步降低爆囊风险。同时，所述头部副气囊300、所述中部副气囊400与所述尾部副气囊500充入空气，以使所述主气囊100完全成型。上升及下降过程中，所述主气囊100均以这种完全成型的状态工作，能够有效防止在穿过强气流区域时，主气囊坍塌，所述平流层飞艇10被撕裂或失去控制，使得所述平流层飞艇10能够实现安全下降和着陆。

上升过程中，当所述保形高压气柱200内外压力差超过上限阈值时，优选地，所述上限阈值为9,000帕。所述主控制器650接收所述压差传感器640传输的压力信号，并与预置于所述主控制器650中的上限阈值比较，当所述压差传感器640检测得到的压差值大于所述上限阈值时，所述释压阀610开启，所述保形高压气柱200的氦气溢出至所述主气囊100中，。并在上升的全过程中，保持所述保形高压气柱200的内外压差在上限阈值内，防止所述保形高压气柱200爆体，而这个过程中，所述主气囊100内的压力远远没有达到其材料的耐压上限1,200帕，且存在有4倍以上的安全阈量，保障所述主气囊100安全运行，不会爆囊。

下降过程中，当所述保形高压气柱200内外压力差低于下限阈值时，优选地，所述下限阈值为300帕，电动鼓风机向所述头部副气囊300、所述中部副气囊400以及尾部副气囊500充入空气，以使所述主气囊100保形，使得所述平流层飞艇10能够平稳地、可控的穿过强气流区域，实现安全下降和着陆。

相比非稳态或半稳态的升降过程，稳态升降过程使得在所述平流层飞艇10在穿过强气流区域时，以完全成型的状态存在，更容易控制所述平流层飞艇10，且被撕裂的风险进一步降低，而缺点则是牺牲了部分副气囊400材料的重量。

本发明还提供了一种如上所述的平流层飞艇10的稳态巡航方法，包括以下步骤：

当昼间日出后氦温差升高时，所述主气囊100中的压力差上升，当所述压力传感器630检测到所述主气囊100内的压力差上升到1,200帕前，所述主控制器650控制所述调压气泵620启动，将所述主气囊100中的氦气抽入所述保形高压气柱200中，以降低所述主气囊100中的氦气压力，使得所述平流层飞艇10获得稳定的浮重平衡，即压力平衡，一方面有效防止所述主气囊100受压爆囊，另一方面，维持所述平流层飞艇10的浮重平衡，使得所述平流层飞艇10能够在指定高度下巡航。

同理，当日落后夜间氦温差降低时，所述释压阀610开启，使所述保形高压气柱200中的氦气逸散至所述主气囊100中。以维持所述平流层飞艇10的浮重平衡，使得所述平流层飞艇10能够在指定高度下巡航。

作为优选，巡航时，所述主气囊100接近饱和状态，即所述主气囊100保持在接近压力高度附近飞行，也就是说所述主气囊100内的压力接近饱和状态但是又没有达到饱和状态，实验证明，此状态下，所述平流层飞艇10受到的空气浮力受氦温差变化影响最小，以此来减少氦温差对所述平流层飞艇10浮力的影响。

以上所揭露的仅为本发明较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例的全部或部分流程，并依本发明权利要求所作的等同变化，仍属于发明所涵盖的范围。

Claims (10)

1.一种平流层飞艇，其特征在于，包括主气囊以及设置于所述主气囊内的保形高压气柱，所述主气囊呈扁平状设置，所述保形高压气柱呈环状设置，其内充装氦气，所述保形高压气柱的环形外壁与所述主气囊的内壁接触，所述保形高压气柱的最大直径所在平面与所述主气囊的最大直径所在的平面共面。

2.如权利要求1所述的平流层飞艇，其特征在于，还包括设置于所述主气囊内的头部副气囊、至少两个中部副气囊及尾部副气囊，所述头部副气囊与所述尾部副气囊呈半球状，球面与所述主气囊头部或尾部的内壁接触，所述中部副气囊呈环状，且与所述主气囊的内壁上部和下部接触。

3.如权利要求1或2所述的平流层飞艇，其特征在于，所述保形高压气柱的直径为所述主气囊宽度的1/15～1/10。

4.如权利要求1或2所述的平流层飞艇，其特征在于，所述主气囊的长度与宽度的比例为（1～4）：1，宽度与高度的比例为（1.6~3.5）：1。

5.如权利要求2所述的平流层飞艇，其特征在于，还包括压力控制系统，所述压力控制系统包括连通所述主气囊与所述保形高压气柱的释压阀、入口连通所述主气囊且出口连通所述保形高压气柱的调压气泵、用以检测所述主气囊内压力的压力传感器、用于检测所述保形高压气柱内外压力差的压差传感器、用于向所述头部副气囊与所述尾部副气囊以及所述中部副气囊充入空气的电动鼓风机以及主控制器，所述主控制器包括至少一个输入端及至少一个输出端，所述压力传感器与所述压差传感器分别电性连接所述主控制器的输入端，所述释压阀的执行机构与所述调压气泵的继电开关分别电性连接所述主控制器的输出端。

6.如权利要求1所述的平流层飞艇，其特征在于，所述主气囊从外向内由防老化层、阻气层及编织式载荷承载层构成，相邻两层之间设置有胶粘层，所述保形稳压气柱从外向内由阻气层及编织式载荷承载层构成，所述阻气层及编织式载荷承载层之间设置有胶粘层。

7.一种如权利要求5所述的平流层飞艇的稳态升降方法，其特征在于，包括以下步骤：

a. 地面上，向所述主气囊以及所述保形高压气柱内充入预定量的氦气，并使得所述保形高压气柱的内外压差达到预设值，所述电动鼓风机向头部副气囊、所述中部副气囊与所述尾部副气囊充入空气；

b. 上升过程中，当所述压差传感器检测到所述保形高压气柱内外压力差超过上限阈值时，所述释压阀开启，所述保形高压气柱中的氦气溢出至所述主气囊中；

c. 下降过程中，当所述压差传感器检测到所述主气囊内外压力差低于下限阈值时，所述电动鼓风机启动，向所述头部副气囊、所述中部副气囊以及尾部副气囊充入空气。

8.如权利要求6所述的平流层飞艇的稳态升降方法，其特征在于，步骤a中，所述保形高压气柱的内外压差达到预设值为300帕；步骤b中，所述上限阈值为9,000帕；步骤c中，所述下限阈值为300帕。

9.一种如权利要求5所述的平流层飞艇的稳态巡航方法，其特征在于，包括以下步骤：

当所述压力传感器检测到所述主气囊内压力升高时，所述调压气泵启动，将所述主气囊中的氦气抽入所述保形高压气柱中；

当所述压力传感器检测到所述主气囊内压力降低时，所述释压阀开启，使所述保形高压气柱中的氦气逸散至所述主气囊中。

10.如权利要求8所述的平流层飞艇的稳态巡航方法，其特征在于，巡航时，所述主气囊接近饱和状态。