平流层飞艇试验场测试方法分析

基于平流层飞艇灾害性天气雷达监测系统研究①一、平流层飞艇灾害性天气的危害性平流层飞艇主要在平流层高度飞行，最高可以达到30公里以上。

在这个高度上，平流层飞艇所要面对的天气条件是非常复杂的。

天气现象的变化极快，环境条件也很不稳定。

如果平流层飞艇遇到强风、雷击、冰雹等灾害性天气，就会对飞行安全造成威胁。

因此，平流层飞艇在飞行过程中，如何有效地识别和监测这些天气现象就显得尤为重要。

对于平流层飞艇，其高度相对来说比较高，所能使用的监测手段也较为单一。

但是雷达技术的发展为平流层飞艇的天气监测提供了可能性，特别是在监测大气电性风险时，雷达能够传递出精确信息。

因此，本文提出了一种基于雷达的平流层飞艇灾害性天气监测系统方案，具体如下：1、系统硬件方案该系统硬件主要是由雷达、传感器、计算机等组成。

雷达主要用于监测平流层飞艇周围的天气情况，传感器主要用于测量飞艇周围的环境参数，计算机则用于数据的处理和分析。

其中，雷达可以采用气象雷达或者闪电定位雷达，这也是一种实现系统的主要方式。

系统软件方案主要包括雷达信号处理、数据挖掘和事件响应等模块。

其中，雷达信号处理模块用于将雷达监测到的信号进行处理和解析，将信号转化为数据。

数据挖掘模块则可以将数据进行分类和分析，提取出所需的信息。

事件响应模块则可以根据不同的天气事件，进行及时的预警和告警，实现有效的灾害性天气监测。

针对平流层飞艇灾害性天气监测，需要在平流层高度上部署雷达监测站，实现对天气状况的实时监测。

同时，还可以在地面或近海进行灾害性天气信息的传播和监测。

通过建立平流层飞艇灾害性天气雷达监测系统，可以有效识别和监测平流层飞艇周围的灾害性天气，为平流层飞艇的安全运行提供保障。

总之，对于平流层飞艇而言，做好灾害性天气的监测和预测，保障其安全运行才能更好地为人类服务，因此平流层飞艇灾害性天气雷达监测系统将是一个非常重要的发展方向。

风场中平流层飞艇高度组合控制方法近年来，随着现代航空技术的发展，保证飞艇安全及高效的高度组合控制成为了重点问题之一。

将高度控制与风场中平流层飞行相结合，研究飞艇的高度组合控制方法，是当前有关研究的重点领域。

首先，介绍风场中平流层飞行技术。

平流层飞行是指在一定的空气环境中，飞艇在平流层的特殊条件下实现高度控制的技术。

在平流层飞行的空气流动状态中，飞艇在某一特定高度保持均匀的速度，并减少气动力抵抗。

其次，研究风场中平流层飞艇高度组合控制的原理及方法。

风场中的平流层飞行需要对飞艇所处范围内的风场数据进行处理，以便确定飞艇在各种不同高度层上的特有控制策略。

通过对风场动态数据和静态数据的监测和分析，设计飞艇的高度组合控制系统。

在飞行模型的研究方面，它采用双层飞行模型，即飞艇相对于平流层上层和下层的控制。

采用双层飞行模型，可以大大减少高度控制系统的复杂性，提高控制的精度。

在双层飞行模型的基础上，采用面向对象的规划理论，结合航行和飞行规划算法，设计控制飞行器的高度组合控制算法。

此外，本文探讨了在风场中的平流层飞行的情况下，针对具有多种传感器和多个控制通道的风场中平流层飞行控制系统，提出了一种集成控制方法。

该控制方法首先根据飞行器实际位置，和飞行器实际飞行性能，通过外标全局传感器和环境参数的数据处理，构建高度组合控制的系统模型，然后采用迭代学习技术，对模型参数进行参数估计和校正，进而使控制系统在复杂环境中获得较高精度。

本文以探索风场中平流层飞艇高度组合控制方法为研究内容，试图实现双层飞行模式和面向对象的飞行规划算法，以及集成控制方法来提高飞艇高度组合控制系统在复杂环境中的精度。

通过本文的研究得出，在风场中，针对具有多种传感器和多个控制通道的飞行器，采用双层飞行模型和面向对象的飞行规划，同时结合迭代学习技术，可以实现飞艇的高度组合控制，实现飞行器的安全精确飞行。

总之，随着现代航空技术的发展，在风场中平流层飞艇高度组合控制的研究及应用研究具有重要的意义。

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平流层飞艇平台姿态控制研究
图清单
图 2.1 平流层飞艇基本构型....................................................................................................... 12 图 3.1 坐标系的转动顺序 Z-Y-X ............................................................................................... 25 图 3.2 随机线性离散系统卡尔曼滤波器结构图 ....................................................................... 33 图 3.3 Kalman 滤波的两个计算回路和两个更新过程方框图 .................................................. 34 图 3.4 卡尔曼滤波定姿算法示意图 ........................................................................................... 39 图 3.5 姿态角估计误差............................................................................................................... 40 图 3.6 陀螺漂移估计................................................................................................................... 41 图 4.1 飞艇姿态控制系统原理方框图 ....................................................................................... 42 图 4.2 区域 S (α , r , ϑ ) ................................................................................................................ 45 图 4.3 飞艇俯仰姿态控制系统................................................................................................... 48 图 4.4 修正初始偏差角过程....................................................................................................... 50 图 4.5 修正过程的控制输入....................................................................................................... 50 图 4.6 跟踪给定参考输入过程................................................................................................... 51 图 4.7 跟踪过程的控制输入....................................................................................................... 51 图 4.8 初始扰动抑制过程........................................................................................................... 52 图 4.9 扰动抑制过程的控制输入 ............................................................................................... 52 图 4.10 模型参数变化且 U 0 = 4m / s 时系统跟踪参考输入过程 ........................................... 53 图 4.11 模型参数变化且 U 0 = 4m / s 时跟踪过程的控制输入 ............................................... 53 图 4.12 模型参数变化且 U 0 = 12m / s 时系统跟踪参考输入过程 ......................................... 54 图 4.13 模型参数变化且 U 0 = 12m / s 时跟踪过程的控制输入 ............................................. 54 图 4.14 r = 5 时横向阵风作用下的稳定过程 .......................................................................... 57 图 4.15 r = 5 时横向阵风作用下稳定过程控制输入............................................................... 57 图 4.16 r = 1 时横向阵风作用下的稳定过程 ........................................................................... 58 图 4.17 r = 1 时横向阵风作用下稳定过程控制输入 ............................................................... 58 图 4.18 r = 1/ 5 时横向阵风作用下的稳定过程 ...................................................................... 59 图 4.19 vm = 2.6m / s 时飞艇姿态变化过程 ............................................................................ 59 图 4.20 vm = 2.6m / s 时飞艇控制输入 .................................................................................... 60

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风场中平流层飞艇高度组合控制方法近年来，由于全球气候变化的加剧，由于空气污染的增加，风场中的飞行控制已受到了越来越多的关注。

其中，风场中平流层飞艇的高度组合控制方法成为飞行控制的关键技术及研究热点。

首先，在风场中平流层飞艇高度组合控制方面，主要包括动力学建模、控制算法设计、高度跟踪等内容。

其中，动力学建模是指根据飞行器动态特性对飞行器的动力建模，包括在飞行器的姿态控制、飞行水平控制、高度控制等方面的建模。

而控制算法设计则是指为了解决实际控制问题，根据飞行器的动力特性，采用数学系统理论和控制理论，设计适当的控制算法，从而让飞行器实现水平控制及高度控制。

高度跟踪是指在风场中，利用飞行器动力特性，采用软件解算器，实现飞行器在风场中不断调整高度，以达到安全飞行的目的。

其次，在实现风场中平流层飞艇高度组合控制的实践中，应采用不同的方法，使飞行器的高度控制达到最优。

可以采用飞行模拟方法来实现飞行器的动力建模，并采用合适的控制理论来分析飞行器的动力特性，以达到飞行器实施有效而精确的控制效果。

此外，还可以利用已有的机器学习算法来优化飞行器控制算法的参数，使得飞行器的高度控制更加精确。

最后，在实现风场中平流层飞艇高度组合控制的过程中，应对飞行器进行有效的观测，以确保飞行的安全性。

可以采用多传感器的网络观测方法，利用传感器实时检测飞行器的状态，从而确保飞行控制的有效性。

总之，当前，风场中平流层飞艇高度组合控制可以实现安全可靠的飞行控制，从而实现飞行过程中的自主控制。

实现风场中平流层飞艇高度组合控制，有利于提高飞行器的安全性及可靠性，提升飞行器的飞行效率。

未来，将会有更多的研究重点研究在这一领域，实现更好的飞行控制技术。

综上所述，本文讨论了风场中平流层飞艇高度组合控制方法。

首先介绍了相关理论，包括动力学建模、控制算法设计、高度跟踪等内容；其次介绍了实现风场中平流层飞艇高度组合控制的实现方式，包括采用飞行模拟表示、机器学习等技术；最后还介绍了在实现风场中平流层飞艇高度组合控制过程中，应采取的有效的观测措施，以保证飞行的安全性。

平流层飞艇载荷舱电子设备散热仿真分析鲁思远 于峰*孟庆亮 王阳（北京空间机电研究所，北京 100094）摘　要　飞艇载荷舱电子设备的温度极大地影响了其工作可靠性，随着飞艇载荷舱应用途径的拓展，载荷总功率不断增长，设备设计功耗及热流密度显著提升，但平流层气体密度仅为地面的1/18，对流散热能力差，散热问题逐渐成为制约技术发展的关键问题。

文章为了解决高载荷功率下的散热痛点，引入了两相流体回路散热方法，探究其与风扇强迫散热的散热能力，在分析载荷舱电子设备传热特性的基础上，基于计算流体力学，设计了风扇强迫对流散热系统，同时提出一种采用1,1,1,2-四氟乙烷（R134a ）流体回路对平流层载荷舱电子设备散热的方法，并使用表观热容法对其进行仿真，计算了两种散热方式下飞艇载荷舱的温度场和流场，得到了两种方式的散热能力。

仿真结果表明，风扇的散热极限工率约为591 W ，两相流体回路方式散热可以解决700 W 的散热需求，使用风扇散热可以满足基本散热需求；使用两相流体回路方式散热可以对平流层飞艇载荷舱电子设备进行有效热控，为平流层大功率电子设备散热的设计和计算提供思路。

关键词　遥感载荷　平流层飞艇　强迫风冷　两相流体回路　散热设计　数值模拟中图分类号：V247 文献标志码：A 文章编号：1009-8518(2024)02-0041-12DOI ：10.3969/j.issn.1009-8518.2024.02.004Stratospheric Airship Payload Compartment Electronic EquipmentThermal Simulation Analysis ResearchLU Siyuan YU Feng *MENG Qingliang WANG Yang（ Beijing Insititute of Space Mechanics & Eletricity, Beijing 100094, China ）Abstract The temperature of electronic equipment in the payload compartment of an airship greatly affects its operational reliability. As the application scope of the airship payload compartment expands, the total power of the payload continues to increase, leading to significant increases in equipment design power consumption and heat flux density. However, the density of the atmosphere in the stratosphere is only 1/18 of that at the ground level, resulting in poor convective heat dissipation capability. Heat dissipation has gradually become a key issue restricting technological development. To address the thermal pain points under high payload power, this article introduces the two-phase fluid loop heat dissipation method and explores its heat dissipation capability compared to fan-forced heat dissipation. Based on the analysis of the heat transfer characteristics of electronic equipment in the payload compartment, a fan-forced convection heat dissipation system is designed based on computational fluid dynamics. Simultaneously, a method for using a 1,1,1,2-tetrafluoroethane (R134a) fluid loop to dissipate heat in the stratospheric payload compartment for electronic equipment is proposed, and its simulation is conducted using the apparent heat capacity method. The temperature and flow fields of the airship payload收稿日期：2023-10-30引用格式：鲁思远, 于峰, 孟庆亮, 等. 平流层飞艇载荷舱电子设备散热仿真分析[J]. 航天返回与遥感, 2024, 45(2): 41-52.LU Siyuan, YU Feng, MENG Qingliang, et al. Stratospheric Airship Payload Compartment Electronic Equipment Thermal Simulation Analysis Research[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2024, 45(2): 41-52. (in Chinese)第 45 卷 第 2 期航天返回与遥感2024 年 4 月SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING4142航 天 返 回 与 遥 感2024 年第 45 卷compartment under the two heat dissipation methods are calculated, obtaining the heat dissipation capabilities of the two methods. Simulation results indicate that the heat dissipation limit of the fan is approximately 591 W, while the two-phase fluid loop heat dissipation method can meet the heat dissipation requirement of 700 W, thus fulfilling the basic heat dissipation needs. The use of the two-phase fluid loop heat dissipation method can effectively control the temperature of electronic equipment in stratospheric airship payload compartments, providing insights into the design and calculation of heat dissipation for high-power electronic equipment in the stratosphere.Keywords　remote sensing payload; stratospheric airship; forced air cooling; two-phase fluid circuit; heat dissipation design; numerical simulation0　引言平流层指的是对流层顶至距离地表大约50 km距离之间的大气层，其下部边界距离地表约10 km。

平流层飞艇悬停技术

定点悬停是其独有优点。 浮力控制：氦气囊在地面体积只占总体积7%，工作高 度时达到96%。可以通过控制氦气温度，控制氦气囊 大小，调整浮力，控制竖直方向运动轨迹。 姿态控制与位置修正：平流层水平风向在宏观上呈现 季节性周期变化，但微观上有很大随机性，需设计一 自适应优化控制系统，通过知识积累，逐渐适应周期 性变化的环境。


临近空间飞行器动力技术


由于平流层空气浓度远低于低空大气浓度（为 正常大气6%），内燃机需要额为增压，不再 适用。因此采用大功率高速电机驱动系统。 比较适合高速高性能驱动系统的是永磁电机。 其有质量轻，体积小，动态性能好等优点。
总结：直流永磁变速电动机带动螺旋桨提供飞 艇动力较为成熟。国际上已有转速达 200000r/min，功率达数千瓦以致数兆瓦的高 度电机投入使用。
现有平流层飞艇各向速度


水平飞行速度：48km/h-109km/h(30英里/小时 -70英里/小时) 上升速度：平均为 4m/s
水平飞行时主要克服较弱的水平风力，速度较 快。 上升主要依靠浮力克服重力，当外界温度下降 气压降低时，He气囊胀大，提升浮力。可添 加浮力翼增加浮力。


平流层飞艇探测范围
平流层飞艇 临近空间飞行器技术
ghostface110
内容概要
（一）基础数据 （二）应用背景 （三）核心技术 1.能源技术 2.动力技术 3.悬停技术
平流层飞艇设计期望



飞艇期望飞行速度30m/s-40m/s 承受1t-2t任务载重 飞艇体积400000m³ -1500000m³ 长度200m左右，宽50m-60m 吊舱投影面积约30m*20m 发动机功率：数千瓦以致数兆瓦 工作高度（20km）时，气囊体积占总体积约 96%

系统 网络总线资源的分配 、 各系统工作任务 的变迁
等等。 艇务管理系统指令的收取 及下达示意图如图 ２
艇务管理 的任 务细分起来类别较多 ， 文章仅对 几项主要 的任务进行分析。
（）系统 自检 １
所示 。
（） ３ 信息收集与处理 飞艇在整个飞行 过程 中， 首先需要通过艇上 的
成：
②艇务管理各执行单元及内务下位机 ；
③艇上 网络及网络控制器 ；
①艇务管理 中心计算机 Ａ Ｂ 互为备份 ） 、（ ；
④艇务管理软件 。 组成图如图 １ 所示。
。
艇 上 网络 总 线
图 １ 艇 务管理子 系统结构 方框 图
计算机采用冗余同构型的 Ｃ Ｕ组合方式， 中 Ｐ 其 Ａ机与 Ｂ机均采用相 同的可重构 的功 能模块 复用
收稿 日期 ； Ｏ —３ ０ ２ ６ —１ ０
顶层意义上说 ， 飞艇的运行管理是在艇务管理系统 有序的、 可控的、 无竞争的工作状态。 艇务管理主要任务是实现飞艇各分系统正常工 作 的协调与管理控制 ， 同时完成遥控指令的下达 （ 甚 至是飞行指令模块的重组）飞艇工作状态 的实时监 、
维普资讯
第 ２ 卷第 ２ ７ 期
２ Ｏ 年 ０ 月 ０６ ６
航天返回与遥感
Ｓ Ａ Ｅ ＲＡ ＴＲＥ Ｏ Ｙ ＆ Ｒ Ｍ饥 ＇ ｓ ＮＳ Ｇ Ｐ Ｃ Ｃ Ｆ Ｃ Ⅵ Ｅ Ｅ Ｅ
平流层飞艇艇务 管理任务分析
曹 勇
（ 国防科学技术 大学 ， 长沙 ４０７ ） １０３
摘 要 针对平流层飞艇 的特点 ， 文章分析艇 务管理 的主要任务， 并对艇务 管理 的任务特点探 讨 了艇 务管理 系统在设计时可采用的各种技术， 为开展平流层飞艇 的研制提供设计思路 。

关键词： 飞艇；影响因素；热特性；平流层
中图分类号： V 274
文献标志码： A
文章编号： 1008−973X（2020）01−0202−11
Thermal sensitivity factors analysis of stratospheric airships
CHENG Chen, WANG Xiao-liang
(School of Aeronautics and Astronautics, Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240, China)
Abstract: A thermal characteristics model of the airship was established and the main thermal influence factors were analyzed by taking stratosphere airship as the research object. A complete thermal model of the stratospheric airship was established with the finite split method. The shape was modeled and the surface was discretized in order to make the established thermal model applicable to different types of airships. The distribution parameter method and the lumped parameter method were used to calculate the thermal characteristics of the skin cell and the internal filling gas. The reliability and effectiveness of the established model and its solution method were verified by relevant experimental data. The changes in the surface temperature of the airship and the temperature of the internal filling gas under the influence of 8 different thermal influence factors were calculated, and the qualitative and quantitative effects of each factor were analyzed. The conditions for extreme temperature of the airship skin were summarized. The effects and laws of different heat sources on the thermal characteristics of airships were compared, and a simplified part of the thermal characteristics model of airships was given. Key words: airship; sensitivity factors; thermal characteristics; stratosphere

带太阳能电池的平流层飞艇平飞过程平均温度计算方法本文旨在探讨带太阳能电池的平流层飞艇平飞过程中的平均温度计算方法。

首先，我们需要了解平流层飞艇的运行原理。

它利用平流层的气流和太阳能电池产生的能量来维持飞行。

太阳能电池将太阳能转化为电能，并储存起来，以供平流层飞艇使用。

平流层的温度变化很小，所以平流层飞艇的平均温度变化也很小。

因此，我们可以采用以下方法来计算平流层飞艇的平均温度：首先，我们可以测量平流层飞艇的表面温度，并将其与平流层的温度进行比较。

然后，我们可以将平流层飞艇的表面温度与太阳能电池产生的能量进行比较。

最后，我们可以使用这些数据来计算平流层飞艇的平均温度。

需要注意的是，由于平流层飞艇的运行原理和环境条件都很特殊，所以计算平均温度时需要考虑多种因素，并采用比较严谨的计算方法。

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平流层飞艇引言：随着科技的不断发展和人类对空中交通工具的需求不断增加，平流层飞艇作为一种新兴的交通工具备受关注。

平流层飞艇是一种能够在平流层中飞行的空中船艇，拥有许多独特的特点和优势。

本文将介绍平流层飞艇的定义、构造、工作原理以及其在未来空中交通中的应用前景。

一、定义和构造1. 定义：平流层飞艇，又称高空飞艇、大气飞艇或气球飞船，是一种能够在平流层中飞行的气象探测或人员运输工具。

2. 构造：平流层飞艇采用轻型材料制造，通常由一个巨大的气囊和一个由舱室和引擎组成的底部结构组成。

气囊充满轻气体，如氦气或氢气，以提供浮力。

舱室内部设有驾驶员和乘客的座椅，以及导航、通信和控制系统。

引擎通常由电动机或燃气涡轮发动机提供动力。

二、工作原理平流层飞艇的工作原理基于浮力的原理。

由于平流层中的气压较低，气囊内充满的轻气体的浮力能够使飞艇浮在空中。

当引擎提供推进力时，平流层飞艇可以自由航行并改变方向。

飞艇的航行主要受到风向和风速的影响。

飞艇的驾驶员通过调整引擎的推力和使用舵来控制其飞行方向和速度。

此外，导航、通信和控制系统的使用使驾驶员能够准确导航和保持与地面指挥中心的联系。

三、应用前景1. 气象观测：平流层飞艇可以搭载各种气象仪器和传感器，对大气层进行探测和观测。

通过定期飞行和收集数据，可以提供准确的气象信息，帮助气象学家更好地了解和预测天气变化，以及提供有效的应对措施。

2. 物流运输：平流层飞艇具有大容量和高效性的特点，可以在空中运输大量货物。

与传统的陆地运输相比，平流层飞艇不受路况和地形的限制，同时还能够减少对地面资源的压力，提高物流运输的效率。

3. 旅游观光：平流层飞艇可以提供独特的旅游观光体验。

乘客可以乘坐飞艇在空中鸟瞰风景，欣赏到高空中独特的景色，例如壮丽的山脉、广阔的大海以及无垠的天空。

这种新颖的旅游方式将吸引大量游客，为旅游业带来巨大的发展潜力。

4. 环境监测：平流层飞艇可以搭载各种环境监测设备，对大气、水体和土地等环境资源进行监测。

平流层飞艇流体计算解释说明以及概述1. 引言1.1 概述在当今快速发展的航空领域，平流层飞艇作为一种新兴的飞行器备受关注。

它是一种能够在平流层中飞行的气球状航空器，依靠大气浮力来提供升力，并通过自行操控前进和改变高度。

与传统飞机相比，平流层飞艇具有更大的载荷能力和较长的持久飞行能力，在未来可能应用于科学研究、监测任务以及物资运输等领域。

1.2 文章结构本文将首先对平流层飞艇进行定义和原理的解释，并介绍其目前的应用情况和发展趋势。

接着，我们将重点讨论与平流层飞艇相关的流体计算方法，包括基本的流体运动方程、数值解算方法以及应用于该类型飞行器计算模型等内容。

随后，在解释说明部分，我们将详细阐述平流层飞艇浮力原理、机构组成与工作原理以及与其他飞行器进行对比等方面。

最后，在结论部分总结平流层飞艇的特点和应用前景，并展望未来的研究方向，并提出需要进一步研究的问题和方向。

1.3 目的本文旨在系统地介绍平流层飞艇及其相关的流体计算方法，并对其原理、应用和发展进行解释说明。

通过本文的阐述，读者能够全面了解平流层飞艇的特点、工作原理以及与其他飞行器的区别和优势。

同时，我们希望能够为未来平流层飞艇研究提供新的思路和方向，促进该领域更深入地探索和发展。

2. 平流层飞艇:2.1 定义和原理:平流层飞艇是一种能在平流层大气中进行气球式航行的飞行器。

它利用大气密度逐渐下降的特性，在平流层中维持浮力并实现悬停、升降以及水平移动。

其基本原理是通过控制内部气囊内的氦气或氢气以及外部空气之间的密度差异来产生浮力，从而使其能够在高空中运行。

2.2 应用和发展:平流层飞艇具有广泛的应用前景。

首先，它可以作为低成本、高效率的通信与观测平台，在提供定位服务、天气监测、地质勘探等领域发挥重要作用。

其次，由于能够长时间悬停于特定位置并承载各类设备，因此也可应用于应急救援、边境监控、灾害评估等任务。

此外，平流层飞艇还具备环保特点，不会产生废水与废物排放，并且在始终处于同一区域时对环境影响较小。

风场中平流层飞艇高度组合控制方法飞行机器人已经成为当今科学技术发展中的重要研究领域，其中飞艇正在成为新型空中交通运动工具。

在飞艇发展过程中，高度控制是至关重要的，因为它决定着飞艇在飞行过程中的安全性。

随着飞行技术的发展，研究者们逐渐引入了自主飞行控制技术，从而使飞艇具备更高的灵活性和安全性。

在飞艇的高度控制方面，研究者们重点关注的是如何在平流层风场环境中组合控制飞艇的高度。

为此，他们不仅要考虑飞艇的航行能力和纵向控制能力，还必须考虑飞艇的风场属性，包括风速、风力和飞行高度。

首先，采用飞艇航向角度和推进器输出控制器，以获得最佳推进量。

然后，采用有限时间状态反馈技术对推进器的动力进行控制，以调整飞艇的高度和姿态。

最后，采用算法优化结合动态测量技术，调整飞艇的最佳飞行高度。

借助于动态测量技术的应用，飞行控制技术算法可以随时间改变而变得更加精确。

为了在风场中有效控制飞艇的高度，需要对环境变量、风场变量和飞艇性能（包括推力和扭矩）进行有效模型拟合，以及搜索和优化技术。

为此，研究者们提出了基于模糊神经网络算法的风场高度组合控制方法。

通过采用模糊神经网络算法搭建联合控制器，可以有效地提取有效特征，对飞行器高度和姿态进行联合控制。

作为未来飞艇在现实环境中的应用，平流层风场中的高度控制也是至关重要的。

控制飞艇高度不仅可以实现飞艇安全飞行，还可以更好地控制飞行空间环境，以达到安全、可靠、高效的飞行过程。

考虑到飞艇主动控制的重要性，此技术也将对新型飞行器的安全性、灵活性和可靠性产生重要影响。

综上所述，针对平流层风场中的飞艇高度组合控制问题，研究者们提出了基于模糊神经网络算法的风场高度组合控制方法。

该方法结合了动态测量技术和有限时间状态反馈技术，以及搜索和优化技术，可以实现对飞艇高度和姿态的联合控制，使飞艇可靠、安全、高效地在平流层风场环境中飞行。

未来，研究者们将继续研究针对飞行环境变量和环境参数的控制，以更好地满足各种飞行条件。

2017年6月舰船电子对抗Jun.2017第 40 卷第 3 期 SHIPBOARD ELECTRONIC COUNTERMEASURE Vol. 40 No. 3平流层飞艇载SIAR雷达系统探测能力分析赵亮、董鹏署2,李宗亭2(1.济南基地，山东济南250000;2.空军预警学院，湖北武汉430019)摘要：提出了一种临近空间预警监视系统——平流层飞艇载综合脉冲孔径雷达（SIAR)系统，它采用综合脉冲孔径雷达体制，不仅能够实现对临近空间目标的预警监视，还具备较强的低空探测能力和反隐身能力，论证了平流层飞艇载SIAR系统的探测能力。

关键词：临近空间；平流层飞艇;综合脉冲孔径雷达中图分类号：TN957. 51 文献标识码：A文章编号：CN32-1413(2017)03-0032-03D O I：10. 16426/ki.jcdzdk. 2017. 03. 008Analysis of Detection Capability ofStratospheric Airship-based SIAR Radar SystemZHAO Liang1,DONG Peng-shu2,LI Zong-ting2(1. Ji Nan Base,Jinan 250000 ,China;2.Air Force Early Warning Academy,Wuhan430019 ,China) Abstract ：This paper presents a kind of near space early warning surveillance system----the strato­spheric airship-based synthesized impulse aperture radar (SIAR)system,which adopts SIAR sys­tem,not only can realize the early warning and surveillance to near space targets,but also has good low-altitude detection capability and anti-stealth capability.The detection capability of stratospher­ic airship-based SIAR system is demonstrated.Key words：near space；stratospheric airship；synthesized impulse aperture radaro引百随着临近空间飞行器的发展，临近空间已成为 重要的作战空域，但现役预警监视系统没有对临近 空间的探测能力。

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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当平流层飞艇在上升过程中蒙皮内外压差达到一定数值时材料初始缺陷缓慢扩展发生局部纤维束断裂和界面失效裂纹尖端应力集中区的纤维束滑移并重新定位形成带初始裂纹的应力集中三角另外由于其运行高度大气密度小对流换热小飞艇全天温度变化与航天器类似昼夜温差大甚至可达到70以上且夜晚到白天温增速率很快大的昼夜温差导致飞艇压差增大20km驻留的飞艇压差可达到1500pa以上恶劣的服役环境以及短时间内产生的较大温致压差会导致蒙皮材料的初始裂纹或缺陷剧烈扩展而破坏如美国的hisentinel平流层验证艇出现了蒙皮材料撕裂破坏事故日本研制平流层飞艇的报告明确指出蒙皮材料撕裂特性的重要性对于建筑膜材和低空飞艇蒙皮材料等织物复合材料损伤性能的研究除了相关试验模拟之外主要从3个方面入手
Extracting process of stratospheric airship envelop fabric fiber
Meng Junhui Zhang Yanbo Lü Mingyun
（ School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191 ，China）
而加速蒙皮材料的老化． Lin 等 对 Vectran 纤维 丝进行老化试验指出， 臭氧和紫外通过影响纤维 丝表面特性及摩擦系数影响整个织物的力学 性能． 本文以某平流层飞艇蒙皮材料承力层织物材 料为研究对象， 一方面， 构建蒙皮织物材料细观力 学模型， 通过理论分析模型和三维有限元模型的 ［14 ］ ， 分析 并与 Zhu 等 所做的纤维拔出试验类似的 试验的对比， 研究纤维拔出的整个过程； 另一方 面， 通过改变平流层环境对纤维丝影响的参数 ， 从 而定量地研究对蒙皮织物材料破坏过程的影响 ． 期望所得结果可以用于平流层飞艇蒙皮材料的结 构设计．