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
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
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。
平流层飞艇平台姿态控制研究
ii
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
平流层飞艇动力学建模与控制方法研究
平流层飞艇动力学建模与控制方法研究下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
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风场中平流层飞艇高度组合控制方法
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
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。
平流层飞艇技术..
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%
平流层飞艇艇务管理任务分析
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 。
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---------------------------------------------------------------最新资料推荐------------------------------------------------------ 平流层飞艇试验场测试方法分析计算机测量与控制．２０１８．２６（６）犆狅犿狆狌狋犲狉犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋牔犆狅狀狋狉狅犾测试与故障诊断４２收稿日期：２０１８０１１６；修回日期：２０１８０３１６。
作者简介：张永栋（１９８２），男，山东济宁人，硕士，工程师，主要从事测试与状态评估技术方向的研究工作。
文章编号：１６７１４５９８（２０１８）０６００４２０４ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０１８．０６．０１１中图分类号：ＴＰ２７４文献标识码：Ａ平流层飞艇地面功能测试方法分析张永栋，翟嘉琪，王建勋（西北核技术研究所，西安７１００２４）摘要：为保证平流层飞艇飞行试验的安全，平流层飞艇放飞前需在地面开展功能测试来校验飞艇系统状态；平流层飞艇系统地面测试包含能1/ 19源、测控、安控等诸多内容；针对平流层飞艇地面功能测试需求，在分析飞艇关键系统构成的基础上，给出了地面功能测试的主要测试内容与方法；建立了功能测试条件矩阵，给出了功能测试项目总体流程；建立地面功能测试模式，并开展飞艇功能测试系统与飞艇系统间接口设计，给出了开展地面功能测试所需的测试仪器资源；在此基础上，建设了一套满足平流层飞艇功能测试需求的测试系统；利用该系统对国内某型飞艇开展了能源、测控、安控等方面的测试，校验了该型飞艇系统状态，以此验证了所建设的功能测试系统的有效性和所提出测试方法的正确性。
关键词：平流层飞艇；地面；功能测试犃狀犪犾狔狊犻狊狅犳犘狉狅狏犻狀犵犌狉狅狌狀犱犉狌狀犮狋犻狅狀犪犾犜犲狊狋犻狀犵犕犲狋犺狅犱狊犳狅狉犛狋狉犪狋狅狊狆犺犲狉犻犮犃犻狉狊犺犻狆ＺｈａｎｇＹｏｎｇｄｏｎｇ，ＺｈａｉＪｉａｑｉ，ＷａｎｇＪｉａｎｘｕｎ（ＮｏｒｔｈｗｅｓｔＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＮｕｃｌｅａｒＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｘｉａｎ７１００２４，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｔｏｅｎｓｕｒｅｔｈｅｓａｆｅｔｙｏｆｔｈｅｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃａｉｒｓｈｉｐｆｌｉｇｈｔｔｅｓｔ，ａｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｔｅｓｔｏｎｔｈｅｇｒｏｕｎｄｉｓｎｅｅｄｔｏｖｅｒｉｆｙｔｈｅｓｔａｔｅｏｆｔｈｅａｉｒｓｈｉｐｓｙｓｔｅｍｂｅｆｏｒｅｔｈｅｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃａｉ---------------------------------------------------------------最新资料推荐------------------------------------------------------ ｒｓｈｉｐｉｓｒｅｌｅａｓｅｄ，ｗｈｉｃｈｃｏｎｔａｉｎｓｔｅｓｔｓｏｎｅｎｅｒｇｙｓｙｓｔｅｍ，ｔｅｌｅｍｅｔｒｙａｎｄｒｅｍｏｔｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ，ｓａｆｅｔｙｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍａｎｄｏｔｈｅｒｖｉｔａｌｓｙｓｔｅｍｓ．ＴｈｅａｒｔｉｃｌｅｍａｎｉｆｅｓｔｓｔｈｅｍａｉｎｔｅｓｔｉｎｇｃｏｎｔｅｎｔｓａｎｄｍｅｔｈｏｄｓｏｆｔｈｅｐｒｏｖｉｎｇｇｒｏｕｎｄａｆｔｅｒａｎａｌｙｚｉｎｇｖｉｔａｌｓｙｓｔｅｍｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃａｉｒｓｈｉｐｓｔｏｍｅｅｔｔｈｅｔｅｓｔｉｎｇｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｏｆｔｈｅＳｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃＡｉｒｓｈｉｐＰｒｏｖｉｎｇＧｒｏｕｎｄ．Ｔｅｓｔｉｎｇｆｌｏｗｉｓｇｉｖｅｎａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍａｔｒｉｘｏｆｔｅｓｔｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ．Ｔｅｃｈｎｉｃａｌｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓｆｏｒｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎａｎｄｔｅｓｔｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎｃａｎｂｅｐｒｏｖｉｄｅｄｂｙｅｓｔａｂｌｉｓｈｉｎｇｔｅｓｔｉｎｇｐａｔｔｅｒｎｓａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｉｎｇｉｎｔｅｒｆａｃｅｄｅｓｉｇｎｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｏｆｔｈｅｐｒｏｖｉｎｇｇｒｏｕｎｄａｎｄａｉｒｓｈｉｐｓ．Ａｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍｔｈａｔｍｅｅｔｓｔｈｅｔｅｓｔｉｎｇｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｏｆｔｈｅｓｔｒａ3/ 19ｔｏｓｐｈｅｒｉｃａｉｒｓｈｉｐｓｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｏｎｔｈｉｓｂａｓｉｓ．Ｔｈｅｓｙｓｔｅｍｗａｓｕｓｅｄｆｏｒｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｔｅｓｔｓｏｎｅｎｅｒｇｙｓｙｓｔｅｍ，ｔｅｌｅｍｅｔｒｙａｎｄｒｅｍｏｔｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ，ｓａｆｅｔｙｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍａｎｄｏｔｈｅｒｖｉｔａｌｓｙｓｔｅｍｏｆａｃｅｒｔａｉｎｔｙｐｅｏｆａｉｒｓｈｉｐｔｏｖｅｒｉｆｉｅｄｉｔｓｓｙｓｔｅｍｓｔａｔｅ，ｗｈｉｃｈａｌｓｏｖｅｒｉｆｉｅｄｔｈｅａｖａｉｌａｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍａｎｄｔｈｅｃｏｒｒｅｃｔｎｅｓｓｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｍｅｔｈｉｏｎｅｄｉｎｔｈｅａｒｔｉｃｌｅ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃａｉｒｓｈｉｐ；ｐｒｏｖｉｎｇｇｒｏｕｎｄ；ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄｓ０引言平流层飞艇是指在囊体内充入轻于空气的气体（比如氦气）来产生上升所需要的浮力，同时带有动力驱动，可以进行控制，工作在平流层（一般为１８～２５ｋｍ）的飞行器［１］。
因平流层飞艇具有较大的载荷能力、较强的生存能力、较低的费用等特点［２］，平流层飞艇在高空预警、对地观测、通信中继等方向的应用得到广泛的关注。
国内已有多家单位开展平流层飞艇的研制工作，并在能源、动力、飞控等方面取得了一定的进展。
---------------------------------------------------------------最新资料推荐------------------------------------------------------ 在此基础上，研制了多种类型的平流层飞艇，并开展了相关的飞行试验。
因平流层飞艇系统较为复杂，飞行试验风险因素较多，因此，为保证飞行试验的安全性，平流层飞艇在地面完成集成后，必须开展地面功能测试以保证飞艇各分系统功能正常以及全系统长时工作可靠。
平流层飞艇地面功能测试重点关注飞艇分系统功能性验证和全系统长时工作可靠性，区别于研制单位在研制过程所开展的实验性测试和出厂前所做的验收性测试，其测试方法需根据地面功能测试所关注重点进行设计。
因此，本文基于放飞安全性考虑，根据平流层飞艇各分系统构成与功能，给出功能测试的主要测试内容和方法，并开展测试模式设计以及测试系统与飞艇系统间接口设计，在此基础上，建设了一套满足平流层飞艇功能测试需求的测试系统。
１平流层飞艇系统构成一般而言，平流层飞艇系统由能源分系统、测控分系统、安控分系统、飞控分系统、结构分系统等构成，其中能源分系统、测控分系统、安控分系统、飞控分系统包含了平流层飞艇关键航电设备，主要集成于飞艇航电设备吊舱内。
能源分系统为平流层飞艇系统提供电源供应，通常由储能电池系统、太阳能电池阵列和能源管理器组成。
当前，因太阳能电池阵列转化效率不高，储能电池系统为平流层飞艇提供主要的能源供给，储能电池系统通常由多组锂电池组构成，5/ 19输出电压一般不超过３８０Ｖ。
能源管理器实现对能源系统的输出管理，并实现对测控、安控、结构等分系统设备所需的电压转换第６期张永栋，等：平流层飞艇地面功能测试方法分析４３图１平流层飞艇系统构成和电力供给。
测控分系统一般由多个波段的视距链路构成，也可利用卫星通信链路，实现对安控指令、飞控指令等控制指令的上传以及艇上数据的下传，视距链路可采用ＵＨＦ、Ｌ、Ｓ、Ｃ等多种成熟体制链路设备，卫星通信链路设备一般采用北斗一代设备终端，其利用北斗一代短报文通信系统实现控制指令的传输和艇上关键设备状态数据下传。
安控分系统实现应急情况下飞艇氦气的释放与结构囊体的切割，实现飞行试验时突发情况下飞艇紧急着陆，避免飞艇飞出试验空域而因引发安全事故。
飞控分系统由飞控计算机、惯导单元等构成，内置飞控核心算法，与结构分系统一起实现对平流层飞艇的飞行控制。
结构分系统主要由囊体、安装于囊体上的各种传感器（温度传感器、压力传感器等）、风机与阀门、电机、囊体切割装置等执行结构构成。
---------------------------------------------------------------最新资料推荐------------------------------------------------------ 根据控制设备和实现的功能可将执行机构分为安控执行机构和飞控执行机构。
安控执行机构主要包括囊体切割装置、阀门等，飞控执行机构主要包括风机、阀门、电机等。
２测试需求飞行试验安全是平流层飞艇飞行试验的重点关切。
开展飞行试验时，飞艇实时可控和应急着陆是保证试验安全的重要手段。
因此，飞艇能源分系统、测控分系统、飞控分系统、安控分系统的功能性以及全系统长时工作可靠性是飞艇于试验场的主要测试内容，结构分系统的测试结合飞控分系统测试和安控分系统测试开展。
能源分系统重点测试储能电池组的放电电压、放电电流与放电容量，以及能源管理器输出接口的输出电压等。
测控分系统重点测试多种视距链路的作用距离以及利用链路传输执行安控指令等；安控分系统测试主要包括安控执行机构测试、安控控制逻辑测试、自主安控策略测试、北斗链路安控测试等。
安控执行机构测试主要测试氦气释放阀门、爆破切割装置等执行机构的执行效果，安控控制逻辑测试主要测试通过不同的视距链路组合控制安控执行机构情况，自主安控策略测试主要测试在视距链路中断、能源故障等情况下飞艇系统自动控制安控执行机构情况，北斗链路安控测试主要测试利用北斗一代终端控制安控执行机构情况；系统间电磁兼容测试主要目的是保证试验场外测雷达系统的工作不影响7/ 19飞艇航电系统的正常工作，采用模拟产生雷达信号并监测飞艇系统在模拟雷达信号辐照下工作情况的测试模式；全系统拷机测试从时间、飞行剖面等方面模拟飞艇飞行试验全过程，测试飞艇系统长时工作可靠性，主要测试内容与方法如表１所示。
由表１可知，地面功能测试项目主要包括能源、测控、飞控、安控等分系统测试，以及飞艇系统与外测雷达系统间电磁兼容测试、全系统拷机测试等全系统测试。
通过分析各测试项目之间的条件关系，给出测试条件矩阵如表２所示。
３测试流程与测试模式在平流层飞艇试验测试中，由于测控分系统测试、飞控分系统测试以及安控分系统测试均可利用外接电源进行，故能源分系统测试与各分系统测试可并行开展；飞控分系统和安控分系统的测试需要相应的飞控执行机构和安控执行机构配合完成，因此，在开展此两种分系统测试之前需确定相关执行机构状态。