CN112407228B - 一种平流层飞艇囊体构型 - Google Patents

Abstract

本发明属于平流层飞艇总体设计领域，具体涉及一种平流层飞艇囊体构型。所述平流层飞艇囊体构型为成形升空的流线型软式压力飞艇，所述平流层飞艇囊体构型包括气囊(1)、副气囊(2)、辅助气囊(3)、高压气囊(4)和尾翼(5)。本发明有效避免非成形升空过程中结构件对囊体的拉扯和摩擦、实现飞艇昼夜驻空高度的稳定。

Description

一种平流层飞艇囊体构型

技术领域

本发明属于平流层飞艇总体设计领域，具体涉及一种平流层飞艇囊体构型。

背景技术

任何可工程化应用的平流层飞艇，都必须实现“升空/驻空/降落”功能，软式飞艇以其可满足大体积、轻质要求的特征，成为平流层飞艇的首选结构形式。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构型，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之间存在着巨大的差异，导致依此思路设计的飞艇不能完全适应平流层，且遭遇较多的技术难点。

目前平流层飞艇的升空及降落大多采用非成形方式，极大程度的增加了太阳能电池阵、动力推进系统等艇上设备对囊体造成的拉扯和摩擦，无法确保升空及降落阶段的囊体结构安全性，由于没有完整的结构传力线路，也不利于大型任务设备的搭载和控制。同时，非成形升空的囊体原则上不需要压力调节系统，可以省去该系统的重量和能耗，但昼夜温差带来的巨大的囊体内外压差，就只能靠提高囊体材料的强度来保证，此问题将随着飞艇规模的增大而愈加尖锐。此外，非成形升空的囊体结构没有完整的气动外形和大容积副气囊，气动性能不易掌握，飞行控制实施困难。

而对于成形升空和降落的平流层飞艇来说，囊体的总体布局构型仍然是不可忽视的设计关键点。气囊外形决定了平流层飞艇的体积和气动特性，传统流线型囊体曲率半径大，对蒙皮材料要求高，直接限制了常规流线型囊体的最大体积和载重能力；副气囊是软式飞艇的标准配置，可以起到调姿、调压、维形等作用，但对于平流层飞艇而言，副气囊体积大，外形控制困难，褶皱的副气囊蒙皮随机叠压堆积和滑移，也容易引起并加剧飞艇姿态的偏离和扩散。因此，进行各囊体之间有效的耦合设计是目前平流层飞艇设计和应用所面临的一个重要难题。

发明内容

本发明的目的：提供一种成形升空的平流层飞艇囊体构型，有效避免非成形升空过程中结构件对囊体的拉扯和摩擦、实现飞艇昼夜驻空高度的稳定。

本发明的技术方案：提供一种成形升空平流层飞艇囊体构型，所述平流层飞艇囊体构型包括气囊1、副气囊2、辅助气囊3、尾翼5和高压气囊4。

气囊1为全软式气密结构，内部充浮升气体，为整个平流层飞艇提供升力，是任务设备和动力推进系统的搭载平台。所述气囊1分为前中后三段，其中中段为圆柱体，便于顶部太阳能电池阵的铺设及底部吊舱、任务载荷等设备的布置；两端为半椭球体或半球体光顺连接，保证流线型囊体较低的气动阻力系数。气囊采用大长细比设计方式，减小由于曲率半径及最大直径带来的囊体材料强度要求。

在气囊1内布置有2至50个副气囊2，囊体内围绕浮心对称布置2～50个副气囊2，围绕飞艇浮心位置前后对称布置的每对副气囊的设计体积基本一致。副气囊2为软式结构，通过裙边与气囊相连，采用大容积比的设计方式，并配备有阀门、测压嘴等设备。副气囊2初始充空气或者空气与浮升气体的混合气体，并在升空过程中逐步排空，以保证平流层飞艇气囊始终保持在正常工作压差范围内。此外，所述副气囊2的设计表面积与副气囊和气囊的共用面积的面积比小于1.7，以使所述副气囊的设计表面积相对于副气囊交线内与气囊的共用面积增加范围小于70％，有效的解决由于褶皱的副气囊蒙皮随机叠压堆积和滑移导致的重心影响。所述气囊1的长细比大于4。

在气囊1内布置有至少2个辅助气囊3，辅助气囊3围绕浮心位置左右对称布置，用于弥补副气囊体积占比的不足，挤压和填补气囊内部空间，必要时可为高压气囊提供支撑。辅助气囊充气型式与副气囊一致，为空气或者空气与浮升气体的混合气体，并在升空过程中逐步排空。所述辅助气囊3的结构型式、充气方式与副气囊2一致。

在气囊1内布置有高压气囊4，高压气囊4布置于飞艇浮心附近，为软式双层气密结构。通过高压气囊对气囊1内浮升气体的吸收压缩和释放，来控制气囊内的压力载荷，保持气囊始终维持在正常工作压差范围内，实现平流层飞艇的长航时驻空。

在气囊1的尾部布置有2至4个尾翼5，尾翼5采用软式结构，无可偏转的舵面，内部布置有隔板用于维形，提高尾翼刚度。尾翼通过设置与气囊连接的连通管充入和释放浮升气体以维持尾翼的气动外形及刚度。

本发明的技术效果：

(1)本发明气囊囊体中段为圆柱段，降低了飞艇加工难度和太阳能电池阵铺设难度，较传统纺锤体外形最大横截面积更小，材料强度要求更低；

(2)本发明的囊体构型能够保证平流层飞艇的成形升空，有效避免非成形升空过程中结构件对囊体的拉扯和摩擦，确保升空及降落阶段的囊体结构安全；

(3)本发明采用内置高压气囊的压力调节与控制方式，气囊白天处于超压状态时将浮升气体压缩充入高压气囊中，避免平流层飞艇气囊超压而发生破坏；飞艇夜晚处于低压状态时通过高压气囊放气，避免飞艇处于坍塌状态。此外，通过氦气的循环压缩回收与释放，可以维持飞艇的重浮力平衡，实现飞艇昼夜驻空高度的稳定，保证飞艇长航时驻空飞行；

(4)由于副气囊和辅助气囊仅需要在升空过程中排气来达到控制气囊内外压差的目的，因此不需要设置风机此类大消耗设备，对减轻平流层飞艇的能源系统需求及重量具有显著作用；

(5)升空过程中保持完整的气动外形，有利于压力调节系统的设计和飞行控制的实施，为系统性的解决平流层问题提供设计基础；

(6)整个平流层飞艇为软式结构设计，在未受压状态下便于折叠和运输。

附图说明

图1是本发明一示例实施方式的平流层飞艇囊体构型的正视图；

图2是本发明一示例实施方式的平流层飞艇囊体构型的侧视图；

图3是本发明一示例实施方式的平流层飞艇囊体构型的俯视图；

图中标记：1.气囊，2.副气囊，3.辅助气囊，4.高压气囊，5.尾翼。

具体实施方式

实施例1

为实现飞艇的成形升空，本实施例，提供一种成形升空的平流层飞艇囊体构型，所述飞艇囊体构型的气囊1为采用全软式气密结构的压力囊体；其中段为圆柱体，两端为半椭球体，气囊1的长细比为4.6。

优选地，所述气囊1的内部布置有2个副气囊2，相对于飞艇浮心位置前后对称布置。副气囊2采用软式结构，通过裙边与气囊1相连；副气囊2在充满状态时，相对气囊1的体积占比范围为88％。通过副气囊2的排气阀排放副气囊2内部的气体来控制和调节气囊1的压力，以保证平流层飞艇升空过程中艇体外形和合理的压差。

进一步地，本实施例，所述副气囊2的设计表面积与副气囊和气囊的共用面积的面积比为1.45，以使所述副气囊2的表面积相对于副气囊2交线内与气囊1的共用面积增加45％，有效的解决由于褶皱的副气囊蒙皮随机叠压堆积和滑移导致的重心影响。

优选地，所述气囊1的内部布置2个辅助气囊3，相对于飞艇浮心位置左右对称布置。辅助气囊3的结构型式、充气方式与副气囊2一致；辅助气囊3在充满状态时，相对气囊1体积占比为4.3％。

本实施例，所述副气囊2和辅助气囊3不设置风机等设备，仅设置排气阀，在平流层整个飞行剖面内只一次单向排气运动。在飞艇升空过程中，副气囊2和辅助气囊3均是向飞艇外部环境中排气。

根据本发明的一示例实施方式，所述平流层飞艇驻空飞行过程中采用基于内置高压气囊4的压力控制方式，即白天平流层飞艇气囊1处于高压差状态时，通过高空压缩机将气囊1内浮升气体压入高压气囊4内；夜间气囊1处于低压差状态时，将高压气囊4内的浮升气体排放到气囊1内，以调节与控制飞艇气囊1的内外压差和保持飞艇外形，实现平流层飞艇的长航时驻空。高压气囊4通过高空压缩机与气囊1连通，通过高空压缩机实现气囊1内气体的充放。

进一步地，高压气囊4为中间圆柱体，两头半球体的组合体，布置于飞艇浮心附近，并通过网兜和张线与气囊1连接和固定；网兜底部设置圆形夹板，用于集成压力调节模块；高空压缩机与压力调节模块连接。

根据本发明的一示例实施方式，在气囊1的尾部布置有3个尾翼5，所述尾翼5为倒“Y”形布局；尾翼5通过连通管与气囊1相连，采用软式结构，无可偏转的舵面，内部布置有隔板用于维形，提高尾翼刚度。

以上所述，仅为本发明一种具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种平流层飞艇囊体构型，所述平流层飞艇囊体构型为成形升空的流线型软式压力飞艇，其特征在于，所述平流层飞艇囊体构型包括气囊(1)、副气囊(2)、辅助气囊(3)、高压气囊(4)和尾翼(5)；

所述气囊(1)包括前中后三段，其中中段为圆柱体，前后两端为半椭球体或半球体，并与中段光顺连接；

在气囊(1)内布置有2至50个副气囊(2)，且副气囊(2)相对于飞艇浮心位置前后对称布置；副气囊(2)与气囊(1)连接，通过控制副气囊(2)内气体的排放，用以控制和调节气囊(1)的压力；

在气囊(1)内布置有至少2个辅助气囊(3)，且辅助气囊(3)相对于飞艇浮心位置左右对称布置；其中，在升空过程中，所述副气囊和辅助气囊排气来控制气囊内外压差；

在气囊(1)内布置有高压气囊(4)，高压气囊(4)位于飞艇浮心位置；高压气囊(4)通过高空压缩机与气囊(1)连通，通过高空压缩机实现气囊(1)内气体的充放，在驻空飞行过程中，用以调节和控制飞艇气囊(1)的内外压差和保持飞艇外形；高空压缩机与压力调节模块连接；

在气囊(1)的尾部布置有2至4个尾翼(5)，所述尾翼(5)与气囊(1)连通；

其中，所述副气囊的设计表面积与副气囊和气囊的共用面积的面积比为1.45，以使所述副气囊的表面积相对于副气囊交线内与气囊的共用面积增加45％。

2.根据权利要求1所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述气囊(1)的长细比大于4。

3.根据权利要求1所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述副气囊(2)采用软式结构，并通过裙边与气囊(1)相连；副气囊(2)在充满状态时，相对气囊(1)的体积占比范围为82％～95％。

4.根据权利要求3所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述副气囊(2)内充空气或空气与浮升气体的混合气。

5.根据权利要求1所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述辅助气囊(3)的结构型式、充气方式与副气囊(2)一致。

6.根据权利要求5所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述辅助气囊(3)在充满状态时，相对气囊（1）体积占比为4.3％。

7.根据权利要求1所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述高压气囊(4)为中间圆柱体，两头半球体的组合体结构；所述高压气囊(4)通过网兜和张线与气囊(1)连接固定。

8.根据权利要求1所述的平流层飞艇囊体构型，其特征在于，所述副气囊(2)和辅助气囊(3)设置有排气阀，均通过排气阀实现单向排气。

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