平流层飞艇蒙皮强度建模与仿真研究

考虑组分相互作用的飞艇蒙皮材料力学模型李朋辉;吕明云;孟军辉【摘要】平流层空间空气稀薄,昼夜温差变化剧烈,巡航状态的平流层飞艇需要承受较大的循环压差载荷.蒙皮作为平流层飞艇的主要承力结构,其材料力学性能直接影响着飞艇的使用性.针对蒙皮材料层压结构特点,构建其细观结构模型.通过研究拉伸过程中纤维纱束与基体和膜层的相互作用,指出承力方向纤维纱束的变形过程分为弯曲状态逐步拉直和产生伸长形变两个阶段.建立了蒙皮材料拉伸过程的非线性力学模型;并通过与准静态拉伸试验获得的材料应力-应变曲线进行对比分析,校验了模型的准确性并分析了模型参数的改变对材料力学性能的影响,为平流层飞艇蒙皮材料结构优化设计提供依据.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2016(016)036【总页数】6页(P93-98)【关键词】飞艇;蒙皮材料;纤维;细观结构;力学模型【作者】李朋辉;吕明云;孟军辉【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;中国人民解放军驻162厂军事代表室,安顺561018;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V254.2随着对平流层高空资源的开发和利用，平流层飞艇日益成为世界各国研究的热点。

平流层飞艇可长期驻空在2万至3万米高度的平流层空间，具有高分辨率对地观测能力[1, 2]。

目前中国、美国、欧洲、日本、韩国等国家和地区都投入了大量经费研制平流层飞艇，并取得了一定进展；但尚未研制出可以长期驻空、工程实用的平流层飞艇。

其中，高性能和高耐候性的轻质柔性蒙皮材料技术已成为制约平流层飞艇发展的关键技术之一[3]。

平流层飞艇空中服役环境非常复杂[4]。

为保持飞艇在2万米设计高度长期驻空并可控飞行，飞艇囊体始终要保持超压状态，并承受较大的循环压差载荷[5]。

如图1所示，平流层飞艇蒙皮材料细观结构由多种组分构成，承力层纤维束相互交织，防护层和阻氦层涂覆材料上下表面，基体充满整个结构空间。

可用于平流层飞艇蒙皮的PBO织物编织和性能研究
可用于平流层飞艇蒙皮的PBO织物编织和性能研究
文章根据平流层飞艇蒙皮的特性,研究聚对苯撑苯并二恶唑(PBO)纤维织物的编织方式.自制了平纹、斜纹和两经两纬织法的高强、轻质PBO平流层飞艇蒙皮织物,并进行厚度、面密度、拉伸强度和撕裂强度测试.研究表明,平纹织法更适合于编织PBO蒙皮织物,其工艺简单,编织的织物品质稳定,性能优异,面密度仅为86.45g/m2,拉伸强度大于1300N/cm,撕裂强度大于419N,可以满足平流层飞艇蒙皮材料的质量和强度要求.
作者：曹旭顾正铭王伟志Cao Xu Gu Zhengming Wang Weizhi 作者单位：北京空间机电研究所,北京,100076 刊名：航天返回与遥感英文刊名：SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING 年，卷(期)：2008 29(3) 分类号：V4 关键词：蒙皮 PBO织物编织性能研究平流层飞艇。

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平流层飞艇的建模与辨识
王勇军;屈卫东
【期刊名称】《装备学院学报》
【年(卷),期】2007(018)001
【摘要】首先,利用力学原理,建立了平流层飞艇动力学模型和运动学模型、螺旋桨推力模型、舵模型和气动力模型;其次,以水平直飞为基础运动,分析了飞艇速度和角速度状态对发动机转速输入和舵偏角输入的响应,从而得到近似的线性传递函数模型结构;第三,应用最小二乘递推算法对模型参数进行了辨识.仿真结果验证了建模和辨识方法的精确性;最后,对利用实际试飞数据进行飞艇模型的辨识提出了建议.【总页数】5页(P99-103)
【作者】王勇军;屈卫东
【作者单位】上海交通大学,自动化系,上海,200240;上海交通大学,自动化系,上海,200240
【正文语种】中文
【中图分类】V2
【相关文献】
1.平流层飞艇载雷达电磁波的衰减问题建模及分析 [J], 董宇辉;王红;程杨;叶泽浩
2.考虑风场条件的一类平流层飞艇返回过程建模与航迹规划研究 [J], 孙帅;李智斌;田科丰
3.平流层验证飞艇横侧向模型辨识研究 [J], 谭烨;陈丽;段登平
4.平流层飞艇载雷达电磁波的衰减问题建模及分析 [J], 董宇辉;王红;程杨;叶泽浩;
5.平流层飞艇气动参数辨识 [J], 王晓亮;单雪雄
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飞艇蒙皮材料力学性能演化规律研究一、绪论随着科学技术的不断发展，飞艇作为一种重要的航空器在军事、民用等领域得到了广泛的应用。

然而飞艇在飞行过程中所受到的各种外力和环境因素对其结构性能的影响是不可忽视的。

为了保证飞艇的安全性和可靠性，研究飞艇蒙皮材料的力学性能演化规律具有重要的现实意义。

本文的研究方法主要包括理论分析、数值模拟和实验验证等。

在理论分析部分，主要运用力学原理、有限元法等方法对飞艇蒙皮材料的力学性能进行计算和预测；在数值模拟部分，利用计算机辅助设计软件对飞艇结构进行建模和仿真；在实验验证部分，通过对实际飞艇蒙皮材料的力学性能测试，与理论计算结果进行对比和验证。

1.1 研究背景和意义随着科学技术的不断发展，飞艇作为一种重要的交通工具和军事装备，在航空、航天、海洋等领域具有广泛的应用前景。

然而飞艇在高速运动过程中所受到的各种力的作用会导致蒙皮材料性能的不断恶化，从而影响飞艇的安全性和使用寿命。

因此研究飞艇蒙皮材料的力学性能演化规律具有重要的理论意义和实际应用价值。

飞艇作为一种轻质、高机动性的空中交通工具，其设计和制造技术一直受到各国科学家和工程师的关注。

飞艇的蒙皮材料作为其结构的重要组成部分，直接影响到飞艇的气动性能、航行稳定性和安全性。

在过去的几十年里，国内外学者对飞艇蒙皮材料的力学性能进行了大量研究，主要集中在强度、刚度、疲劳寿命等方面。

然而随着载荷水平的提高和工作环境的变化，飞艇蒙皮材料面临着更为复杂的力学性能问题，如高温下的蠕变、低温下的脆性断裂等。

这些问题的存在严重影响了飞艇的安全性和使用寿命。

本研究旨在通过对飞艇蒙皮材料的力学性能演化规律进行深入探讨，为飞艇的设计和制造提供理论依据和技术支持。

具体来说本研究的意义主要体现在以下几个方面：揭示飞艇蒙皮材料的力学性能演化规律，有助于优化飞艇的结构设计，提高其气动性能和航行稳定性。

通过对比不同类型的飞艇蒙皮材料及其力学性能特点，为飞艇的选材提供科学依据。

平流层飞艇热力学建模与仿真研究
赵攀峰;李大鹏;谭百贺;高东风
【期刊名称】《合肥工业大学学报（自然科学版）》
【年(卷),期】2013(036)004
【摘要】文章基于对飞艇热状况形成机制的分析,建立了针对临近空间飞艇的热力学模型,主要有对流换热数学模型和辐射换热数学模型,并编写了热特性仿真计算软件,对飞艇在巡航阶段艇内气体温度变化进行仿真分析.结果显示:平流层飞艇氦气平均温度的变化主要受太阳辐射强度的影响,夜晚较低,白天较高,温差约为55℃；副气囊空气温度的变化趋势基本与氦气一致,且氦气和空气最大超热都超过40℃.【总页数】5页(P501-505)
【作者】赵攀峰;李大鹏;谭百贺;高东风
【作者单位】中国电子科技集团公司第38研究所,安徽合肥230088;中国电子科技集团公司第38研究所,安徽合肥230088;中国电子科技集团公司第38研究所,安徽合肥230088;93534部队,天津301700
【正文语种】中文
【中图分类】V274;O414.19
【相关文献】
1.平流层飞艇驻空过程中热力学特性及影响因素研究 [J], 李辉;何敬宇;孙娜
2.平流层飞艇热力学模型和上升过程仿真分析 [J], 姚伟;李勇;王文隽;郑威
3.平流层飞艇蒙皮强度建模与仿真研究 [J], 黄迪;赵海涛;邱野;陈吉安
4.平流层飞艇平台建模与仿真分析 [J], 王明建;黄新生
5.平流层飞艇驻空过程中热力学特性及影响因素研究 [J], 李辉;何敬宇;孙娜;因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

平流层飞艇蒙皮材料的研究现状
刘军虎;刘振辉;纪雪梅;王群;冯铭竹;刘贤豪
【期刊名称】《信息记录材料》
【年(卷),期】2016(017)002
【摘要】蒙皮材料的研制是发展平流层飞艇的关键技术之一.文章介绍了平流层飞艇蒙皮材料的结构组成及性能特点,并结合当前研究现状对蒙皮材料的研究和制备工艺进行了总结,最后提出了我国平流层飞艇蒙皮材料研究和研制中还应考虑的问题.
【总页数】5页(P1-5)
【作者】刘军虎;刘振辉;纪雪梅;王群;冯铭竹;刘贤豪
【作者单位】中国乐凯集团有限公司河北保定071054;中国乐凯集团有限公司河北保定071054;中国乐凯集团有限公司河北保定071054;中国乐凯集团有限公司河北保定071054;中国乐凯集团有限公司河北保定071054;中国乐凯集团有限公司河北保定071054
【正文语种】中文
【中图分类】V217+.22
【相关文献】
1.PBO基质平流层飞艇蒙皮材料的制备研究 [J], 曹旭;高诚贤
2.平流层飞艇蒙皮材料撕裂性能分析方法 [J], 孟军辉;曹帅;吕明云
3.平流层飞艇蒙皮材料制备工艺研究 [J], 张士强;王宠;纪雪梅;冯铭竹
4.平流层飞艇蒙皮材料粘合剂应用研究 [J], 冯铭竹;高中录;李建平;纪雪梅;田坤;刘贤豪
5.平流层飞艇蒙皮复合织物材料撕裂性能研究 [J], 李帅;陈永霖;肖畅;丁凯;付功义因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

平流层飞艇运动分析与仿真胡国昌;吴美平【摘要】针对平流层飞艇自主运行的需要,对其稳定性、能控性以及运动特性进行了研究.基于飞艇非线性动力学模型,利用线性化方法判断稳定性并分析了结构能控性；以线性化模型为基础,采用模态分析方法,研究其运动特性；采用仿真方法分析了扰动和控制作用下飞艇的运动特性.研究得到飞艇运动是不稳定的,同时飞艇是结构能控的,其纵向运动分为摆动、缓慢阻尼和快速阻尼3个模态,横侧向运动包括偏航振荡和滚动衰减2个模态.飞艇运动特性分析可作为实际飞艇控制的设计参考.%While considering the requirements of self-action for stratospheric airships, stability, controllability, and motion characteristics were studied. Based on the nonlinear dynamic model of an airship, stability was determined and structural controllability was analyzed. The motion characteristics were also studied using the mode method on the basis of the linear model. Lastly, the motion characteristics of an airship under disturbance and control functions were analyzed using a simulation method. Theoretical and simulation results indicate the motion of the airship is unstable, and meanwhile, the airship is structurally controllable. The vertical motion can be classified into three modes of swaying, slow damping and rapid damping, and the transverse sideways movement includes two modes of yawing oscillation and rolling attenuation. The analysis of airship motion characteristics can be the theoretical basis for the control design of a stratospheric airship.【期刊名称】《哈尔滨工程大学学报》【年(卷),期】2011(032)011【总页数】8页(P1501-1508)【关键词】平流层飞艇;模态分析方法;稳定性;结构能控性【作者】胡国昌;吴美平【作者单位】国防科技大学机电工程与自动化学院,湖南长沙410073;国防科技大学机电工程与自动化学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V274由于平流层的战略地位以及现代科技的进步，平流层飞艇成为近年来各国研究热点［1］．飞艇在高空执行特定任务(如侦察、监视、通讯等)需要其能够自主控制以及自主运行．由于飞艇具有与飞机不同的结构特点，因此，在设计控制系统时，需充分掌握飞艇的运动特征．文献［2-5］采用牛顿法建立了平流层飞艇非线性动力学模型，而文献［6-8］采用拉格朗日法也得到了同样的结果．以此为基础，文献［9-10］进行了稳定性和能控性分析，但只研究了在确定参数条件下的局部能控性，没有考虑到飞艇运行中参数易变化的特点．文献［11-12］研究了飞艇的运动模态和飞行特点，但其对象为低空飞艇，高空飞艇的情形如何有待进一步分析．总体来讲，目前的文献没有针对平流层飞艇运动特性从理论上进行较为详细地分析，而且只研究了局部能控性，运动模态的分析也较为简单．基于以上背景，引入大系统中的结构能控性方法［13］，综合分析飞艇稳定性、能控性和运动特性，并进行相应的仿真研究，以期对飞艇控制策略的设计提供一定的指导．1 飞艇动力学模型1．1 飞艇模型结构本文研究的平流层飞艇假设为软式飞艇，呈椭球体外形，尾翼采用“+”结构布局，并且装有升降舵和方向舵控制舵面，尾部配备推进装置，底部为吊舱，其两侧分别安装涵道风扇，用于实现矢量推进．飞艇整体布局如图1所示．1．2 非线性动力学模型及其线性化由于运行环境和副气囊充放气的影响，飞艇重心位置是变化的，为便于描述其运动，艇体坐标系原点选为体积中心．为得到有意义的飞艇运动方程和分析其运动特性，采用下列基本假设:1)在平流层中飞行的飞艇近似为刚体，忽略其弹性效应;2)飞艇的体积中心与浮心重合;3)飞艇具有对称平面，且重心在对称面内，惯量积．采用拉格朗日法得到飞艇六自由度非线性动力学模型［6-8］:式中:X=［VT ΩT ΦT］T为状态变量，V=［u v w］T为飞艇速度，u、v、w分别为飞艇沿艇体坐标系3个坐标轴的速度，WT=［p q r］为飞艇角速度，p、q、r分别为飞艇绕艇体坐标系3个坐标轴的角速度，F=［jq y］T为飞艇姿态角，φ、θ、ψ 分别为飞艇的滚动、俯仰和偏航角，I3×3为3×3的单位矩阵，m、J为飞艇质量和惯量矩阵，RG为重心相对于艇体坐标系原点的矢量，(RG×)为矢量RG组成的反对称矩阵，Λm、ΛJ为飞艇附加质量矩阵和附加惯量矩阵为飞艇所占据体积的大气质量和惯量矩阵，VW、ΩW为风的线速度矢量和角速度矢量，F、M为合外力和合外力矩，将式(1)写为标准状态方程形式:式中:f(·)为矩阵形式的非线性函数，控制输入U=［P FTVT FTVD μy δe δr］T，P 为尾部推进器推力，FTVT、FTVD分别为左右风扇推力之和与之差，μy为风扇绕飞艇横轴的转角，δe、δr分别表示升降舵偏角、方向舵偏角，d为外界干扰，包括风的作用．各参数的意义以及作用力的表达式详见文献［3］．类似于飞机等飞行器，飞艇的运动可以分为基准运动和扰动运动．基准运动指各运动参数完全按照预定规律变化的运动，通常为配平的定常飞行．扰动运动是飞行中受到外界干扰而偏离基准运动的运动．采用小扰动线性化方法对飞艇动力学模型进行线性化，即假设扰动运动相对于基准运动为小偏量，从而略去高阶小项使得运动方程为线性的．该方法分2步实现:1)设定基准运动，求取相应的控制量．本文假定基准运动设为无倾斜、无侧滑且迎角为零的等速水平直线飞行，2)对原运动方程在基准运动情况下进行一阶泰勒展开，即得到飞艇运动线性近似方程:在本文假设条件下，飞艇线性近似运动方程可以解耦为纵向和横侧向2个方程:2 动力学模型稳定性分析2．1 运动稳定性及其判定稳定性讨论系统运动状态受初始扰动后的动态特性，即研究初值的微小扰动是否会引起系统状态轨线无限偏离的问题，是在没有控制作用时系统自身固有的性质．由稳定性的定义可知［14］，求出系统(数学模型为微分方程组)的通解后，其稳定性是比较容易判定的．但是形如式(1)的非线性系统很难求出解析表达式，因此难以判定其稳定性．一种解决办法是采用李亚普诺夫第二方法;另一种方法则是线性近似法．李亚普诺夫第二方法需要找到李亚普诺夫函数，这在非线性系统中是非常困难的．因此本文采用线性近似法，其思路为将非线性系统线性化，进而根据下面引入的2个定理判断原系统的稳定性．定理1 如果线性近似系统的特征方程没有零实部的根，则非线性系统零解稳定性与此线性近似系统的稳定性相一致［14］．定理2 如果线性近似系统的特征方程有零实部的根，则非线性系统零解的稳定性不能由此线性近似系统的稳定性确定，此种情形称为临界情况，稳定性与非线性项有关［14］．2．2 飞艇运动稳定性通过上一小节的推导，飞艇运动的稳定性可由线性近似系统(式(2))进行判断，而线性近似系统的稳定性可直接通过矩阵A的特征值进行判定．由小扰动线性化过程可知，基准运动不同则线性近似方程也不同．飞艇的基准运动为等速水平直线飞行，前向速度(以下简称平衡飞行速度ue)影响特征值．图2和表1为平衡飞行速度1～45 m/s时纵向运动特征值的变化情况．可知飞艇纵向运动的4个特征值:一个非常接近虚轴的负实根λL1，一个绝对值稍大的负实根λL2，以及一对正实部共轭根λL3、λL4．由于存在实部为正的特征值，飞艇纵向运动不稳定．同时，随着平衡飞行速度增大，λL1变化很小，λL2向负方向变化较小，而λL3、λL4向正方向变化较大，因此纵向运动稳定性进一步变差．图2 纵向特征值Fig．2 longitudinal eigenvalue图3和表2为平衡飞行速度1～45 m/s时，横侧向运动特征值变化情况．飞艇横侧向运动特征值由2 对共轭特征根λS1、λS2和λS3、λS4组成．由于存在实部为正的特征值，飞艇横侧向运动不稳定．随着平衡飞行速度增大，λS1、λS2由正实部逐渐变为负实部，并且负实部开始远离虚轴而后又向虚轴靠近，而λS3、λS4总体上向正方向变化较大，因此纵向运动稳定性进一步变差．图3 横侧向特征值Fig．3 Latitudinal eigenvalue表1 Ue变化时的纵向特征值Fig．1 longitudinal eigenvalue of varying Ueue/m·s-1 λL1 λL2 λL3 λL4 26 2i 10 -0．001 4-0．002 5 0．016 2+0．500 9i 0．016 2-0．500 9i 15 -0．001 1-0．003 8 0．023 8+0．701 3i 0．023 8-0．701 3i 20 -0．000 9-0．005 1 0．031 5+0．910 5i 0．031 5-0．910 5i 25 -0．000 7-0．006 3 0．039 1+1．123 6i 0．039 1-1．123 6i 30 -0．000 6-0．007 6 0．046 9+1．338 8i 0．046 9-1．338 8i 35 -0．000 5-0．008 9 0．054 6+1．555 1i 0．054 6-1．555 1i 40 -0．000 5-0．010 1 0．0623+1．772 3i 0．062 3-1．772 3i 45 -0．000 4-0．011 40．070 0+1．989 9i0．070 0-1．5 -0．001 3-0．001 7 0．008 6+0．326 2i 0．008 6-0．3 989 9i表2 Ue变化时的横侧向特征值Fig．2 latitudinal eigenvalue of varying Ueue/m·s-1 λS1 λS2 λS3 λS4．514 8i 0．003 3-0．514 8i 10 -0．0064+0．450 4i -0．006 4-0．450 4i 0．024 6+0．501 3i 0．024 6-0．501 3i 15 -0．018 0+0．526 0i -0．018 0-0．526 0i 0．045 2+0．642 8i 0．045 2-0．642 8i 20 -0．006 9+0．524 2i -0．006 9-0．524 2i 0．043 2+0．861 5i 0．043 2-0．861 5i 25 -0．004 5+0．523 1i -0．004 5-0．523 1i 0．0498+1．079 4i 0．049 8-1．079 4i 30 -0．003 4+0．522 6i -0．003 4-0．522 6i 0．057 8+1．296 6i 0．057 8-1．296 6i 35 -0．002 7+0．522 4i -0．002 7-0．522 4i 0．066 2+1．513 5i 0．066 2-1．513 5i 40 -0．002 3+0．522 2i -0．002 3-0．522 2i 0．074 8+1．730 4i 0．074 8-1．730 4i 45 -0．002 0+0．522 1i -0．002 0-0．522 1i 0．083 6+5 0．00 57+0．219 5i 0．005 7-0．219 5i 0．003 3+0 1．947 1i 0．083 6-1．947 1i综上所述，飞艇的纵向和横侧向运动均不稳定，即飞艇运动是不稳定的．2．3 运动模态飞艇运动可看成是各个特征值相应运动模态的一个线性组合，特征向量和初始条件的影响体现于不同运动模态的“权重”上［15］．由前一节的讨论知:纵向运动分为3个运动模态;而横侧向运动含有2个运动模态．同一个运动模态在相同初始条件时，由各特征向量相对大小可知相应运动参数表现的强弱．为了解各个运动模态，将特征向量进行如下处理［8］:1)进行无量纲化处理，即将线速度对应的特征向量除以平衡飞行速度Ue，角速度对应的特征向量除以Ue/(VB)1/3(其中VB为飞艇体积)，而角度对应的特征向量不变．2)选定幅值最大特征向量，除以其幅值，使其为单位量，其他的特征向量也除以这一幅值．3)将2)所得的特征向量画在图中．算例:取平衡飞行速度为18 m/s，则纵向特征值为:0．028 4-0．826 1i、0．028 4+0．826 1i、-0．004 6 和 -0．001 0;横侧向特征值为:0．041 7+0．774 0i、0．041 7-0．774 0i、-0．009 1+0．525 0i和-0．009 1-0．525 0i．图 4 和图 5 为经过以上处理得到的纵向和横侧向特征向量图(共轭特征值只画出实部为正的相应的特征向量)．从图4可知:纵向运动分为摆动、缓慢阻尼和快速阻尼3个运动模态，分别对应(a)～(c)3个子图，摆动模态主要由俯仰角速度体现，是一不稳定模态;快速阻尼模态则由前向速度体现;缓慢阻尼模态主要体现在俯仰角变化上．从图5易知:横侧向运动包含偏航振荡和滚动衰减2个模态，分别由(a)～(b)个图体现，其中偏航振荡模态是发散的，在偏航角速度中体现得最明显;而滚动衰减模态是稳定的，主要在滚动角速度中体现．同时横侧向的2种模态有一定的耦合关系．图4 纵向特征向量Fig．4 Longitudinal eigenvector图5 横侧向特征向量Fig．5 Latitudinal eigenvector3 动力学模型结构能控性飞艇动力学模型是一个典型的非线性系统，而非线性系统的全局能控性往往难以衡量，因此常研究其在某一工作点附近的能控性(即局部能控性)．局部能控性的判定只能在参数完全确定情况下进行，而平流层飞艇运行中自身参数易变化，因此需实时对其进行判断，这是费时而不必要的工作．所以，本文参考大系统理论的结构分析方法，研究其结构特征及结构能控性，从而克服局部能控性判断的不足．首先引入一些相关定义和定理．针对式(2)描述的系统，设矩阵A、B中有些元素固定为零元素(由系统实际结构参数决定的)，另一些元素不确定，可以任意取值．结构等价:设有2个矩阵对(如果(A，B)对中固定的零元素在对中亦为固定的零元素，对中取不固定值的位置在(A，B)对中的对应元素也取不固定值，则称有相同的结构，或称)结构等价．结构能控性:若(A，B)有一个在通常意义上能控的结构等价对，则称(A，B)结构能控．r型矩阵:若一个n×m矩阵A，对于满足不等式m-r≤k≤m的某个数k，含有(n+m-k-r+1)×k零子矩阵，则称矩阵A是r型的，记作form(r)．扩展能控性矩阵:对于系统(A，B)，矩阵C=为扩展的能控性矩阵．定理3 对于系统(A，B)，扩展的能控性矩阵C有form(n2)，n为A的维数，则系统不能控．否则系统能控［13］．考虑平流层飞艇动力学模型线性近似以后的纵向和横侧向的结构能控性，其扩展能控性矩阵均不为form(n2)，由定理三知飞艇运动是结构能控的．4 仿真分析根据以上对飞艇的动力学模型的分析，研究其在扰动和控制作用下的运动性能．4．1 扰动响应由于垂直方向和侧向初始速度扰动较为常见，因此本文讨论飞艇非线性和线性近似模型对这2种初值扰动的响应．仿真条件:初始高度 h0=21 300 m，初始速度u0=18 m/s，其余运动参数初始值为零．图6(a)和(b)分别为非线性和线性近似模型存在Δw的扰动情况下，各运动参数响应曲线．由于横侧向运动参数的响应为零，因此图中没有示出．由图可见，运动参数 u、w、q、θ都出现振荡，并且逐渐发散，体现了纵向运动不稳定的特点．扰动越大，响应也越大．按照2．3节对各运动参数进行相应的无量纲处理方法，则图6同样能得到俯仰角速度最能体现摆动模态的结论．相同扰动量作用下，同一运动参数在线性近似模型比在非线性模型中的响应更大，这是由于线性化误差引起的．图6 等速直线平飞对初始扰动Δw的响应Fig．6 Response of the airship to initial dis turbance of Δw图7(a)和(b)分别为非线性和线性近似模型在存在Δv的扰动时各状态变量响应曲线．由图可见，运动参数均出现明显振荡，并且很快发散，体现了横侧向运动的不稳定特性．在非线性模型中，虽然只有横向扰动，但是由于横侧向和纵向运动的耦合，使得纵向运动参数也不为0，而且均振荡和发散．比较图7(a)和图7(b)，在相同扰动量作用下，线性近似模型中运动参数比非线性模型中的响应更大，这是由于存在线性化误差的原因．图(a)中的φ、ψ发散很快，主要是由于纵向和横侧向运动耦合，交叉影响的缘故．对图中各运动参数进行相应的无量纲处理，可知横侧向的振荡发散模态在偏航角速度中体现得最为明显．图7 等速直线平飞对初始扰动Δv的响应Fig．7 Response of the airship to initial disturbance of Δv综上所述可知，飞艇运动是不稳定的．摆动模态在纵向运动各参数中均有明显的体现，而2种阻尼模态体现得不明显，这是由于它们的时间常数大，被摆动模态掩盖了．偏航振荡模态在横侧向运动参数中得到了明显的体现，由于该模态造成各运动参数很快发散，因此滚动振荡模态体现得不太明显．4．2 控制作用响应下面分别就升降舵、方向舵和主推力对系统的作用进行分析，其仿真条件同4．1节．图8(a)和(b)分别为非线性和线性近似模型存在升降舵偏转的情况下，各运动参数响应曲线．由于横侧向运动参数未受影响，因此图8(a)中没有示出．从图中可知，等速直线平飞时，升降舵正向偏转，u、w、q、θ很快出现振荡，飞艇抬头向上飞行．并且易知，升降舵偏转越大，振荡幅度越大．同一运动参数在相同控制量作用下，线性化模型与非线性模型的响应幅值大小相差不大，说明线性化误差对控制的影响较小．图8 等速直线平飞对控制作用δe的响应Fig．8 Response of the airship to initial disturbance of δe图9为存在方向舵偏转的情况下，飞艇非线性和线性近似模型各运动参数响应曲线．由图易知，等速直线平飞时，方向舵偏转，飞艇横侧向和纵向运动参数均振荡，但横侧向参数振荡更剧烈些，同时幅度更大．方向舵正向偏转，飞艇低头减速飞行．方向舵偏转越大，振荡幅度越大．在相同控制量作用下，线性化模型比非线性模型的响应幅值小，这是因为非线性模型中纵向和横侧向耦合影响所致．图9 等速直线平飞对控制作用δr的响应Fig．9 Response of the airship to δr对水平匀速直线飞行的飞艇施加主推力，其运动参数变化如图10所示．由于主推力的方向始终在纵向平面内，因此施加主推力不会影响横侧向运动，而前向速度振荡地增大．主推力作用方向不经过飞艇重心，造成俯仰角的振荡，从而产生垂直方向的速度．主推力对线性近似模型的控制作用与对非线性模型的控制作用大致相当，线性化较为合理．图10 等速直线平飞对控制作用P的响应Fig．10 Response of the airship to initial disturbance of P综上所述，控制机构能对飞艇运动很快产生影响，但是由于飞艇运动自身不稳定，需要一定的控制算法才能保证其控制性能指标．飞艇纵向和横侧向可以进行解耦控制，升降舵和主推力进行纵向运动控制，而方向舵控制横侧向运动．5 结束语掌握平流层飞艇运动特性是对其进行控制的基础和前提．本文以某平流层飞艇动力学模型为基础，分析了稳定性，讨论了运动模态，同时研究了结构能控性．在此基础上，对初值扰动和控制作用下飞艇的运动特性进行了仿真分析，得出如下主要结论:飞艇运动不稳定，纵向的摆动模态以及横侧向偏航振荡模态占支配作用;飞艇动力学系统结构能控，升降舵、主推力影响纵向运动参数，方向舵控制横侧向运动参数;对非线性动力学模型进行线性化进而解耦为纵向和横侧向2个子系统是合适的;线性化误差对初值扰动的响应影响较大，而对控制作用的影响很小．参考文献:【相关文献】［1］曹秀云．近空间飞行器成为各国近期研究的热点(上)［J］．中国航天，2006，6:32-35．［2］KHOURY G A，GILLET J D．Airship technology［M］．London，Cambridge University Press，1999:58-70．［3］MUELLER J B，PALUSZEK M A．Development of an aerodynamic model and control law design for a high altitude airship［C］//．AIAA Unmamed UnlimitedConferene．Chicago，USA，2004．［4］欧阳晋．空中无人飞艇的建模与控制方法研究［D］．上海:上海交通大学，2003:23-78．OUYANG Jin．Research on modeling and control of an unmanned airship ［D］．Shanghai:Shanghai Jiao Tong University，2003:23-78．［5］王海峰，宋笔锋，钟小平．飞艇运动建模与仿真验证［J］．飞行力学，2009，27(1):31-35．WANG Haifeng，SONG Bifeng，ZHONG Xiaopin．Modeling and simulation verification of motion for an airship［J］．Flight Dynamics，2009，27(1):31-35．［6］AZINHEIRA J R，MOUTINHO A．Influence of wind speed on airship 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