低能耗临近空间飞行器的力学分析与配平
航天器动力学与空间姿态控制分析
航天器动力学与空间姿态控制分析航天器动力学与空间姿态控制是航天工程中非常关键的领域，它涉及到控制航天器在太空中的运动和保持特定的空间姿态。
本文将从动力学和空间姿态控制两个方面进行分析和讨论。
一、航天器动力学分析航天器动力学分析是研究航天器在外部作用力下的运动规律和特性的过程。
它涉及到质量、力、力矩等相关概念，以及牛顿第二定律、动量守恒定律、角动量守恒定律等力学原理的应用。
1. 质量与力的作用在进行航天器动力学分析时，首先需要确定航天器的质量和受到的外部力的作用。
航天器的质量通过测量、模拟或计算得到，在动力学分析中起到了重要作用。
外部力包括重力、推力、摩擦力等等，这些力的作用会改变航天器的运动状态。
2. 动力学方程与运动模型航天器动力学分析的核心是建立相应的动力学方程和运动模型。
通过应用牛顿第二定律和其他力学原理，可以推导出描述航天器运动状态的微分方程。
常见的动力学方程包括线性动力学方程和非线性动力学方程，根据具体的情况选择合适的方程进行建模。
3. 运动稳定性与控制航天器的运动稳定性是评估其运动状态是否可控的重要指标。
运动稳定性与航天器的动力学参数相关，通过分析航天器的特性曲线、控制能力和限制条件等，可以评估航天器的稳定性。
在航天器动力学分析中，还需要考虑控制系统的设计与调整，以实现对航天器运动状态的控制。
二、空间姿态控制分析空间姿态控制是指控制航天器在太空中的姿态（包括位置、方向和姿势）以实现特定任务的过程。
航天器在太空中的自由度较高，因此姿态控制需要考虑多种因素，并且有多种方法和技术可供选择。
1. 姿态参数表示与测量在空间姿态控制分析中，首先需要选择合适的姿态参数来表示航天器的姿态状态。
常见的姿态参数有欧拉角、四元数等。
选择合适的姿态参数可以简化姿态控制算法的设计和实现。
2. 姿态控制方法和技术在空间姿态控制分析中，有多种姿态控制方法和技术可以选择。
常见的方法包括经典的PID控制、模型预测控制、自适应控制等。
飞行器载荷能力分析与强度设计优化研究
飞行器载荷能力分析与强度设计优化研究一、引言飞行器是空中航行的载体，能够为人类提供高效快捷的交通服务。
为了保证飞行器的安全性和可靠性，工程师必须考虑飞行器载荷能力的分析和强度设计优化。
本文将以此为主题，从理论和实践两个方面探讨这个问题。
二、飞行器载荷分析（一）飞行器载荷种类飞行器在运行过程中，往往承受多种载荷，主要包括飞行载荷、地面载荷、制动载荷、气动载荷、重力载荷等。
其中，飞行载荷是最重要的一种，也是最具挑战性的一种，因为飞行载荷受到的影响太多，比如机身抖动、风阻、湍流等等。
（二）飞行器载荷分析方法飞行器载荷分析方法包括解析法和数值模拟法。
解析法基于数学模型，可以解析出载荷大小和方向，但是适用范围受限，只能应对简单载荷情况。
数值模拟法则运用计算机数值方法模拟飞行器在各种载荷下的响应情况，能够精确分析复杂载荷情况，是近年来应用最广泛的方法之一。
（三）飞行器载荷分析软件目前，市面上有很多的飞行器载荷分析软件可供使用，包括ANSYS、Nastran、ABAQUS等，这些软件在计算精度和效率上有很高的表现，可以有效地帮助工程师进行飞行器载荷分析。
三、飞行器强度设计优化（一）飞行器强度设计原则在飞行器的设计中，可以采用“优化设计+试验验证”方法，即通过工程优化原则和数值仿真等手段进行设计，在遇到不明确的问题时进行试验验证。
飞行器强度设计原则主要包括强度设计、可靠性设计和辅助设计。
（二）飞行器强度设计方法飞行器强度设计方法主要包括材料拉压试验、外观检查、无损检测、疲劳试验、持久性试验等。
在这些试验中，疲劳试验是最为重要的一个，因为当飞行器在一定周期内重复承受载荷时，材料往往会导致损伤和断裂，而疲劳试验可以确定飞行器的疲劳寿命和裂纹扩展规律，从而帮助工程师选择合适的材料和设计方案。
（三）飞行器强度设计软件在飞行器强度设计方面，一些软件可以有效地辅助工程师进行设计，包括HyperMesh、ANSA、MSC.Patran等。
数学对飞行器设计的优化
数学对飞行器设计的优化数学在飞行器设计中起到了重要的作用，通过数学模型的建立和优化算法的应用，可以对飞行器的性能进行准确预测和优化设计。
本文将从数学方法、结构优化和控制优化三个方面探讨数学对飞行器设计的优化。
一、数学方法在飞行器设计中的应用数学方法是飞行器设计中不可或缺的工具。
它通过数学模型的建立和求解，将复杂问题转化为可解的数学问题，为飞行器设计提供了精确的数值分析和计算。
1.1 流体力学模型在飞行器设计中，流体力学模型是必不可少的数学工具。
通过对空气动力学行为的研究，可以准确预测飞行器在不同速度、角度和高度下的气动性能。
通过建立气动力学方程组，可以计算飞行器的升力、阻力、侧向力和滚转力矩等关键参数，为飞行器的气动设计提供了依据。
1.2 结构力学模型飞行器的结构力学模型是对飞行器结构进行建模和分析的数学工具。
通过建立结构力学方程组，可以计算飞行器在各种载荷作用下的应力、应变和变形等参数。
结构力学模型有助于评估飞行器的结构强度、刚度和稳定性，从而优化飞行器的结构设计。
1.3 优化算法优化算法是对飞行器设计进行优化的数学工具。
通过建立设计变量、目标函数和约束条件的数学模型，可以使用不同的优化算法进行搜索最优设计。
常用的优化算法包括遗传算法、粒子群优化算法和模拟退火算法等。
这些算法可以在设计空间中搜索最优解，实现飞行器性能的最大化或成本的最小化。
二、结构优化在飞行器设计中的应用结构优化是指在保持飞行器整体形状和功能的前提下，通过调整结构参数，提高飞行器的性能和效能。
数学方法在结构优化中起到了重要作用。
2.1 拓扑优化拓扑优化是一种对飞行器结构进行优化设计的方法。
通过对材料分布和形状进行优化，可以减少结构的重量和成本，提高结构的刚度和强度。
拓扑优化利用数学模型和优化算法，对飞行器的外形和内部结构进行优化设计，实现结构的最优化。
2.2 参数优化参数优化是指通过调整设计变量的数值，优化飞行器的性能。
设计变量可以是材料的性质、结构的尺寸、气动参数等。
临近空间
123下一页美军正在开发的临近空间飞行器，结构与飞艇类似。
(资料图)点击查看更多军事图片中广网北京7月13日消息（记者徐龙）据中国之声《晚高峰观军情》报道：近来，“临近空间”成为国外媒体的一个热词。
有评论认为，“临近空间”是一块长期被军方忽视，如今将跻身军事竞争热点的特殊空间”，“不征服这一区域，就谈不上真正的空天一体化”。
据报道，美军正计划研制一种可在“临近空间”执行长期监视任务的平流层飞艇。
那么，什么是“临近空间”，美军的平流层飞艇真正的战略企图是什么？就此话题，记者采访了军事专家、国防大学李莉教授。
“临近空间”优势多开发价值大什么是“临近空间”，这一区域有何特点？李莉认为，“临近空间”是近年出现的一个新名词，它的英文名字叫做nearspace,是美军对海拔20千米到100千米空间范围的一个通用性称谓。
目前，还是一个学术概念，没有国际公认的确切定义。
美军也有人称之为“横断区”。
我国学术界所说的“亚太空”“超高空”“高高空”，也是指这一区域。
“临近空间”和一般的太空、航空空间有不一样的特点。
首先，它的气象条件更加优秀，没有云、雨，也没有大气湍流。
像雷暴、闪电的天气也比较少，所以通行条件比较优良。
此外，它的位置特殊，万有引力定律和开普勒宇宙定律都不能独立发生作用，使得遵循万有引力定律的航空飞行器和遵循开普勒宇宙定律的航天飞行器无法在其间自由飞行。
“临近空间”中的飞行器和卫星、飞机相比，也具有独特优势。
与卫星相比，其成本非常便宜、机动性比较好。
它可以实现卫星做不到的变轨、悬停、机动。
另外，灵敏度和分辨率更高，因为离地面比较近。
与飞机相比，它的留空时间比较长，生存能力比较强，而且隐身性能特别好。
“临近空间”中的气球，包括软体飞艇，采用的都是非金属材料，外形很光滑，所以雷达反射面比较小，没有什么雷达回波，包括红外线信号。
基于这两点考虑，“临近空间”未来开发价值比较大。
上一页123下一页美军计划将大型轻质相控阵雷达集成到飞艇结构之中，研制一种可在21千米高空执行长期监视任务的平流层飞艇。
临近空间浮空器发展现状及其趋势
临近空间浮空器发展现状及其趋势摘要：该文阐述了临近空间独特的空间资源优势，介绍了临近空间浮空器的分类及其特点，论述了我国和美国、英国、意大利、俄罗斯、日本、韩国等国家临近空间浮空器发展的历史沿革，分析了其发展趋势。
关键词：临近空间浮空器发展现状发展趋势1 临近空间的意义临近空间是地球大气层从20～100km高度的区域，具有稳定的气象条件和良好的电磁特性，在民用通信、军事侦察、资源探测、监视监控等领域具有广阔的应用前景，其独特的空间资源受到世界各国的高度重视，许多研究机构开展了相关技术开发与应用研究。
临近空间浮空器是开发利用这一空间资源的良好载体，其具有留空时间长、可定点驻留、覆盖区域广、效费比高以及安全性好等优点。
在20km高空执行长期定点监测的平流层浮空器，其效覆盖面积可达79800km2。
随着空间技术的发展，许多国家提出了相应的临近空间浮空器发展计划，取得了一定的成果。
2 浮空器分类临近空间浮空器依靠浮升力实现升空和维持漂浮状态，根据其形状和是否有动力驱动，主要分为气球和飞艇两大类。
临近空间气球无动力装置，主要靠排气阀排气和抛放压舱物控制上升速度和高度。
根据气球内外压差限制可将气球分为零压气球和超压气球，零压气球底部安装有一个排气阀以保持气球内外压力处于一个几近为零的小的范围，超压气球整个球体密封，当达到设计漂浮高度时气球将承受一定的内外压差。
3 国内外发展现状美国在临近空间气球研究和应用领域起步很早，其研制的气球体积、载荷和飞行时间等指标居于世界前列，NASA是美国研究气球的主要机构。
其研制的气球体积达到110万m3，载荷重量达到为3.6t，气球最高飞行高度达到51.8km。
美国于1997年启动超长时间飞行气球计划(ULDB)计划，该计划采用大型超压气球，设计体积约62.3万m3，载荷1吨，飞行高度35km，飞行持续时间100d，可顺平流层大气环流绕地球飞行，目前已经取得阶段性成果。
美国于2008年夏天在新墨西哥州放飞了一个体积为 5.6万m3的超压气球，升空至30.5km。
飞行器气动力学与飞行控制
飞行器气动力学与飞行控制飞行器气动力学和飞行控制是航空航天领域中两个关键的研究方向。
气动力学研究飞行器在空气中的运动规律，飞行控制则关注如何通过操纵飞行器的控制面来实现期望的飞行任务。
本文将对飞行器气动力学和飞行控制进行全面的介绍。
一、飞行器气动力学飞行器气动力学是研究空气对飞行器的作用以及飞行器如何在气动力学条件下运动的学科。
它包括气流动力学、空气动力学以及飞行力学等内容。
1. 气流动力学气流动力学研究空气流动的基本规律和特性。
它主要涉及气体力学、流体力学和连续介质力学等相关理论，在飞行器气动力学中起到了基础作用。
气流动力学的研究内容包括空气的流动模式、速度分布、压力变化以及边界层等。
2. 空气动力学空气动力学研究飞行器在空气中受到的气动力作用，包括升力、阻力、侧向力和推力等。
它是飞行器设计和改进的基础，对于提高飞行器的飞行性能具有重要作用。
空气动力学的研究方法和工具包括实验测试、数值模拟和理论分析等。
3. 飞行力学飞行力学研究飞行器的运动规律和控制方法。
它通过建立飞行器的运动方程和控制方程，研究飞行器在气动力学作用下的运动状态以及操纵飞行器的控制方法。
飞行力学主要包括飞行器稳定性、操纵性和机动性的研究。
二、飞行控制飞行控制是指通过操纵飞行器的控制面，使飞行器按照既定的飞行任务进行飞行的过程。
它包括开环控制和闭环控制两部分。
1. 开环控制开环控制是指根据既定的控制指令和控制规律，通过对飞行器控制面的操纵，实现期望的飞行任务。
开环控制不考虑飞行器当前的状态和环境变化，只根据事先设定的控制规律进行操纵。
2. 闭环控制闭环控制是基于飞行器当前的状态和环境变化，通过不断调整控制指令，使飞行器达到预期的飞行任务。
闭环控制通过传感器获取飞行器状态信息，并通过控制算法实时调整控制指令，使飞行器保持稳定和操纵性。
三、飞行器气动力学与飞行控制的关系飞行器气动力学和飞行控制是密切相关的领域。
飞行器的气动力学特性对飞行控制至关重要，而飞行控制则通过对飞行器的操纵，实现飞行器在气动力学条件下的期望运动。
空运飞行员的飞行动力学和飞行力学
空运飞行员的飞行动力学和飞行力学在本文中，将详细探讨空运飞行员所需了解的两个重要概念——飞行动力学和飞行力学。
通过对这些概念的深入解析，我们可以更好地理解飞行员在飞行过程中所面临的挑战和应对策略。
一、飞行动力学飞行动力学是研究飞行器受力和运动规律的科学。
它包含了空气动力学和飞行器的运动学两个方面。
首先，我们来了解一下空气动力学。
1. 空气动力学空气动力学研究空气对物体的作用力和物体运动的影响。
在空中，飞行器必须克服空气的阻力和重力，同时利用气流来产生升力和推力。
了解空气动力学可以帮助飞行员更好地把握飞行器与空气之间的相互作用。
2. 运动学运动学研究物体运动的规律和变化情况，包括速度、加速度、位移等。
对于飞行员而言，了解飞行器的运动学特性可以帮助他们更好地掌握飞行过程中的转弯、爬升和下降等操作，确保安全和效率。
二、飞行力学飞行力学是研究飞行器在运动过程中力的平衡、力的作用点和力矩的变化规律的科学。
它包括静力学和动力学两个部分。
接下来，我们来详细了解一下这两个方面。
1. 静力学静力学研究物体在静止或匀速直线运动中受力的平衡情况。
对于飞行员来说，了解飞行器的静力学平衡可以帮助他们准确评估各个部件的稳定性，确保在飞行过程中的平衡和安全。
2. 动力学动力学研究物体在变速直线运动、曲线运动和旋转运动中的力学规律。
飞行员需要了解飞行器在不同运动状态下的动力学特性，以便做出准确的操作和调整，控制飞行器的运动路径和飞行姿态，确保航行的平稳和可靠。
综上所述，空运飞行员需要对飞行动力学和飞行力学有深入的理解。
飞行动力学帮助飞行员了解飞行器与空气之间的相互作用，包括空气动力学和运动学。
而飞行力学则涉及到飞行器在运动过程中的力学平衡、力矩和力的作用点的变化规律，包括静力学和动力学。
通过掌握这些概念和原理，飞行员可以更加安全地操控飞行器，确保飞行的顺利和成功。
力学原理指导下无人飞行器控制优化
力学原理指导下无人飞行器控制优化无人飞行器（UAV）是一种能够自主飞行、不依靠人工操控的飞行设备。
它在军事、民用、科研等领域具有广泛的应用前景。
然而，要实现无人飞行器的高效控制和精确导航并不容易。
在这个任务中，我们将讨论在力学原理的指导下，如何优化无人飞行器的控制。
无人飞行器的控制优化是一个复杂的工程问题。
它涉及到多个方面，包括飞行器的动力学建模、控制系统设计以及算法优化等。
首先，动力学建模是实现无人飞行器控制的基础。
通过建立飞行器的动力学模型，我们能够分析飞行器的运动特性，并根据这些特性设计相应的控制策略。
在建立动力学模型时，需要考虑飞行器的质量、惯性、空气动力学特性等因素。
通过运用牛顿力学原理和航空动力学理论，我们可以建立精确的数学模型，从而为后续的控制优化提供基础。
其次，控制系统设计是实现无人飞行器控制的关键。
控制系统包括传感器、执行器、控制器等组成部分。
传感器用于感知环境和飞行器的状态，执行器用于实际控制飞行器的动作，控制器则根据传感器的反馈信息和任务要求，生成相应的控制指令。
在控制系统设计中，需要考虑传感器的准确性、执行器的可靠性以及控制器的稳定性和鲁棒性等因素。
同时，根据飞行器的动力学模型，可以利用控制理论中的方法，如PID控制、状态反馈控制等，设计适合的控制策略。
最后，算法优化是实现无人飞行器控制的关键一环。
通过优化算法，可以根据不同的控制目标和约束条件，寻找最优的控制方案。
在无人飞行器控制中，常用的优化算法包括遗传算法、粒子群算法、模拟退火算法等。
这些算法能够在多个参数的搜索空间中进行快速、高效的优化，从而找到最优解。
在实际应用中，无人飞行器的控制优化还需要考虑一些特殊的因素。
例如，无人飞行器往往需要在复杂的环境中进行飞行，如高海拔、风力强大、建筑物密集等。
这就要求控制系统具有较强的鲁棒性和适应性，能够在各种复杂环境下正常运行。
此外，无人飞行器的控制策略还需要与其它系统进行高效的协同工作，如与地面控制站进行通信和数据交换，与其它无人飞行器进行协同飞行等。
《临近空间浮空器电源系统效能优化控制及应用研究》范文
《临近空间浮空器电源系统效能优化控制及应用研究》篇一一、引言随着航天技术的不断发展，临近空间浮空器作为新型飞行器，其电源系统效能的优化控制成为研究的热点。
电源系统是浮空器的“心脏”，其效能的优劣直接关系到浮空器的任务执行能力与续航能力。
因此，本篇论文将深入探讨临近空间浮空器电源系统效能优化控制及其应用研究。
二、电源系统基本结构及现状分析临近空间浮空器电源系统主要包括电源组件、能源存储及转换设备等。
目前，传统的电源系统主要采用以蓄电池、燃料电池为主的供电模式，但其在实际使用中仍存在许多问题。
例如，供电稳定性较差，在不同气候和飞行状态下，电源系统的效能会受到较大影响；能源转换效率较低，导致能源浪费严重；此外，对于长时间、长距离的飞行任务，传统电源系统的续航能力有待进一步提高。
三、效能优化控制技术探讨为了提升临近空间浮空器电源系统的效能，本文从以下几个方面提出优化策略：（一）能量管理技术能量管理是保证浮空器能源使用效率和系统可靠性的重要环节。
通过对不同供电模块进行优化控制，动态分配各设备的能源供应，从而提升电源系统的整体效能。
通过引入先进的控制算法，实现对能量的实时监控与调整，以保障电源系统在不同工作条件下的最优性能。
（二）新型能源利用技术随着技术的发展，太阳能、风能等可再生能源在浮空器上的应用逐渐增多。
通过综合利用多种新能源技术，可以提高能源的利用效率，延长浮空器的续航时间。
此外，利用超级电容、燃料电池等高效能源存储技术，可以进一步提高电源系统的供电稳定性。
（三）智能控制技术智能控制技术是实现电源系统效能优化的关键手段。
通过引入人工智能算法，对电源系统进行智能控制与决策，实现能源的合理分配与使用。
同时，通过实时监测电源系统的运行状态，对潜在故障进行预测与处理，以保障浮空器的安全与可靠性。
四、应用研究在深入研究与验证的基础上，本论文针对临近空间浮空器电源系统效能优化控制技术进行了应用研究。
通过将优化后的电源系统应用于实际飞行任务中，验证了其在实际环境下的效能表现。
《2024年临近空间浮空器电源系统效能优化控制及应用研究》范文
《临近空间浮空器电源系统效能优化控制及应用研究》篇一一、引言随着航天技术的不断发展，临近空间浮空器作为新型的航空航天装备，其电源系统效能的优化控制与应用研究日益受到关注。
电源系统是浮空器的重要组成部分，其效能直接影响着整个飞行器的运行效能与可靠性。
因此，针对浮空器电源系统的优化控制研究具有重要意义。
本文将对临近空间浮空器电源系统效能的优化控制技术及实际应用进行探讨和研究。
二、电源系统组成与特点临近空间浮空器的电源系统主要由电池、太阳能电池板、储能装置以及电源管理模块等组成。
其特点包括高效率、高可靠性、长寿命等。
其中，电池和太阳能电池板是主要的能量来源，负责为浮空器提供持续稳定的电力供应；储能装置则用于储存多余的能量，以备不时之需；电源管理模块则负责管理整个电源系统的运行，确保能量的高效利用。
三、电源系统效能优化控制技术（一）智能充电控制技术智能充电控制技术是优化电源系统效能的关键技术之一。
通过精确控制充电过程中的电流、电压等参数，避免过充或欠充现象，延长电池使用寿命。
同时，根据太阳能电池板的输出情况，智能调整充电策略，实现最大功率点跟踪，提高充电效率。
（二）能量管理策略优化能量管理策略的优化是实现电源系统高效运行的关键。
通过合理分配电池、太阳能电池板和储能装置之间的能量，实现能量的最大化利用。
同时，根据浮空器的运行状态和任务需求，动态调整能量管理策略，确保浮空器的正常运行。
（三）故障诊断与预警技术故障诊断与预警技术是保障电源系统可靠性的重要手段。
通过实时监测电源系统的各项参数，及时发现潜在的故障隐患，并采取相应的措施进行修复或预警，避免因故障导致的电源系统失效。
四、应用研究（一）军事应用临近空间浮空器在军事领域具有广泛的应用前景。
其电源系统的优化控制对于提高军事装备的作战能力和生存能力具有重要意义。
例如，在战场侦察、通信中继、目标监视等任务中，优化后的电源系统能够为浮空器提供持续稳定的电力供应，确保任务的顺利完成。
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第２９卷第８期 ２ ０ ０ ８年８月 兵 工 学 报
ＡＣＴＡ ＡＲＭＡＭＥＮＴＡＲＩＩ Ｖ０１．２９ Ｎｏ．８
Ａｕｇ． ２００８
低能耗临近空间飞行器的力学分析与配平 何真，陆宇平 （南京航空航天大学自动化学院，江苏南京２１００１６）
摘要：对一种利用高空风的风速差控制飞行轨迹的新型低能耗临近空间飞行器，进行了力学 分析与配平计算。分析了这种临近空间飞行器的飞行原理，设定了飞行器参数。针对这种飞行器 的各组成部分的力学特性不同和与周围空气相对速度差别大的特性，对各组成部分分别进行了受 力分析，建立了力学平衡方程组，其中在三维空间里用分段分析的方法对缆绳进行了分析。利用迭 代运算的方法，对各组件方程组的集合进行了联立配平计算，绘出了缆绳的空间分布图。计算结果 表明，该飞行器利用平流层风速的差异，可以达到轨迹控制的目的，从而极大地节省了能量。 关键词：流体力学；临近空间飞行器；配平；力学分析；高空风 中图分类号：Ｖ４１２；Ｖ２７３ 文献标志码：Ａ 文章编号：１０００—１０９３（２００８）０８—０９３５—０５
Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ￣－ｉｍｍｉｎｇ ｏｆ ａｎ Ｅｎｅｒｇｙ－ｓａｖｉｎｇ Ｎｅａｒ Ｓｐａｃｅ Ａｉｒｃｒａｆｔ ＨＥ Ｚｈｅｎ，ＬＵ Ｙｕ—ｐｉｎｇ （Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００１６，Ｊｉａｎｇｓｕ，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｔｒｉｍｍｉｎｇ ｗｅｒｅ ｐｅｒｆｏｒｍｅｄ ｆｏｒ ａ ｎｏｖｅｌ ｎｅａｒ ｓｐａｃｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｈｉｃｈ ｕｓｅｓ ｔｈｅ ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｉｎ ｗｉｎｄ ｓｐｅｅｄ ａｔ ｈｉｇｈ ａｌｔｉｔｕｄｅ ｔＯ ｃｏｎｔｒｏｌ ｉｔｓ ｆｌｉｇｈｔ ｐａｔｈ．Ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆ ｔｈｅ ｎｏｖｅｌ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ，ａｎｄ ｉｔｓ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｗｅｒｅ ｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄ．Ｂｅｃａｕｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｓ ｉｎ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ａｎｄ ｒｅｌａｔｉｖｅ ａｉｒｓｐｅｅｄｓ ｏｆ ｔｈｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ，ｔｈｅ ｆｏｒｃｅｓ ａｐｐｌｉｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｗｅｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ ｓｅｐａｒａｔｅｌｙ，ａｎｄ ａ ｆｏｒｃｅ ｂａｌａｎｃｅ ｅｑｕａｔｉｏｎ ｓｅｔ ｗａｓ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ｉｎ ｗｈｉｃｈ ａ ｔｅｔｈｅｒ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ｉｎ ３Ｄ ｓｐａｃｅ ｂｙ ｕｓｉｎｇ ａ ｓｅｇｍｅｎｔｉｎｇ ａｎａｌｙｔｉｃａｌ ｍｅｔｈｏｄ．Ｆｉｎａｌｌｙｉ ｆｏｒ ｅａｃｈ ｃｏｍｐｏ— ｎｅｎｔ，ｔｈｅ ｓｉｍｕｌｔａｎｅｏｕｓ ｔｒｉｍｍｉｎｇ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｅｑｕａｔｉｏｎ ｓｅｔ ｗａｓ ｐｅｒｆｏｒｍｅｄ ｂｙ ｕｓｉｎｇ ａｎ ｉｔｅｒａｔｉｖｅ ｍｅｔｈｏｄ，ａｎｄ ｔｈｅ ｓｐａｔｉａｌ ｐｒｏｆｉｌｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｔｅｔｈｅｒ ｗｅｒｅ ｐｌｏｔｔｅｄ．Ｔｈｅ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｗｉｎｄ ｓｐｅｅｄ ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅ ｉｎ ｔｈｅ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｅ ｃａｎ ｂｅ ｕｓｅｄ ｔｏ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔ ｐａｔｈ ｏｆ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｒｅ— ｓｕｉｔ ｔｈａｔ ｉｔｓ ｅｎｅｒｇｙ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ ｉｓ ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙ ｄｅｃｒｅａｓｅｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｆｌｕｉｄ ｍｅｃｈａｎｉｃｓ；ｎｅａｒ ｓｐａｃｅ ａｉｒｃｒａｆｔ；ｔｒｉｍｍｉｎｇ；ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ；ａｌｔｉｔｕｄｅ ｗｉｎｄ
０引言 临近空间飞行器是指在距地２０～１００ ｋｍ的空 域作长期、持续飞行的飞行器。临近空间飞行器，在 遥感和监测方面比卫星观测更清楚，在通信方面需 要的发射功率比卫星通信要求的小，且可灵活安排
覆盖范围，具有重要的军事和民用价值。美国、日 本、欧洲、韩国都制定了临近空间飞行器开发计划， 进行了初步的研究和实验ｌ１Ｉ３Ｊ。我国近期也对临 近空间飞行器给予了足够的重视。各国提出的临近 空间飞行器的方案一般都是设计飞行在海拔２０ ｋｍ 附近的平流层飞艇，它以太阳能电池和燃料电池为
收稿日期：２００６—１１—２０ 基金项且：国家自然科学基金资助项目（９０６０５００７）；南京航空航天大学博士研究生创新基金项目（ＢＣＸＪ０６ ０８） 作者简介：何真（１９８１一），女，博士研究生。Ｅ．ｍａｉｌ：ｈｅｚｈｅｎ＠ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ； 陆宇平（１９５７一），男，教授，博士研究生导师。Ｅ．ｍａｉｌ：ｙｐｌａｃ＠ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ
维普资讯 http://www.cqvip.com 兵 工 学 报 第２９卷 能源，用螺旋桨产生的推力，抵抗风对飞艇的推力。 但是平流层风速较大，海拔２０ ｋｍ处风速一般为 ０－－４０ ｍ／ｓ［引，而目前太阳能电池和燃料电池的能量 密度较低，难以提供足够能量抵抗风对飞艇的作用 并给有效载荷供电。 美国航空航天局（ＮＡｓＡ）资助的一个项目，提 出了平流层卫星群的思路ｌ５ Ｊ。这个项目设计了 一种利用高空风的气球轨迹控制器。使用该轨迹控 制器的平流层飞行器不需要动力，很大程度地节省 了能量。ＮＡＳＡ的项目没有对气球轨迹控制器进行 深入的定量分析。本文对以这种轨迹控制器为动力 的临近空间飞行器的原理进行了分析。对飞行器的 各组成部件分别进行了受力分析，建立了轨迹控制 过程的力学平衡方程组。由于方程组数目很大，采 用迭代的方法对其进行配平计算。仿真结果表明， 这种临近空间飞行器可以较高效地利用高空风进行 机动飞行。 １利用高空风的临近空间飞行器原理 平流层风速的方向通常都是朝纬线方向，而且 ２０－－３５ ｋｍ之间风速随着高度的增加而增大［ ］。 设２０ ｋｍ处风速大小为 ｗ，，３５ ｋｍ处风速大小为 ＂Ｏ１－１２，假设风速方向都朝纬线方向且同向。风速差 为 】＝＂０１－１２一 ｗ１＞０．飞艇形气球位于海拔３５ ｋｍ 处。１５ ｋｍ长的绳系着倒置的机翼结构，机翼结构 后部安有Ｖ型尾翼，可以控制机翼俯仰和滚转（见 图１）．平衡时机翼相对周围空气速度的大小为 ， 产生向下的升力。当需要控制飞行轨迹时，用螺旋 桨或其它动力使飞艇形气球的纵轴（即Ｘｂ轴）朝向 经线方向，并控制Ｖ型尾翼使机翼滚转一个角度， 即可使机翼的升力向侧向（即经线方向）产生分力， 通过绳拉动气球产生侧向速度，从而改变气球轨迹。 图１ 利用高空风的临近空间飞行器原理图 Ｆｉｇ．１ Ｔｈｅ ｓｃｈｅｍｅ ｏｆ ａｉｒｃｒａｆｔ ｆｌｙｉｎｇ ｉｎｔｏ ｔｈｅ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｅ ｂｙ ｕｔｉｌｉｚｉｎｇ ａｌｔｉｔｕｄｅ ｗｉｎｄ 东 在此过程中机翼相对周围空气的合速度不断变化， 机翼纵轴应始终保持朝向该合速度方向。系统再次 平衡时，侧向速度为＇，２（其大小为 ２），机翼相对空 气速度为＇’】与＇，２的合速度＇，ｗ．
２飞行器的参数 飞艇形气球外形一般为轴对称的水滴型。为了 便于分析，将气球外形简化为由两个轴对称的椭球 体各取一半组成。设计这两个半椭球体的短轴均为 ３７．５ ｍ，长轴分别为８３．３ ｍ与１６６．６ ｍ．假设随着 高度的增加，浮升气体密度和大气密度的变化比例 相同。根据文献［７］可以推导出：ｍ ＝ Ａｍａｘ（ Ｐ・ （ＰＡ０一Ｐ瑚）一ｐｈｋ ）一ｍｏ，其中：ｍＰ为载荷质量； ｍ。为飞艇除外膜外的其它结构的质量；ＶＡｍａｘ为气 球在３５ ｋｍ处的体积； 为３５ ｋｍ处空气密度与海 平面空气密度之比；ＰＡｏ为海平面的大气密度；ＰＩ－－ｉｏ为 海平面的氦气密度；ｐｈ为飞艇外膜密度；忌 为表面 积与体积之比。 取ｐｈ＝５０ ｇ／ｍ２，ｍｏ＝１ ０００ ｋｇ，得有效载荷 ｍ。＝２ ０７２．２ ｋｇ．可见飞行器可以满足装载适量的 应用设备的要求。 按照文献［８］轨迹控制器的机翼的质量取为 ４８ ｋｇ，翼展８ ｍ，弦长１ ｍ． 缆绳采用ＰＢＯ材料，拉伸强度ａｍａｘ＝５．８ ＧＰａ， 密度ＰＬ＝１．５４ ｇ／ａｍ３［ 。取绳直径ｄ＝１ ｍｍ，则绳 １ 能提供的最大拉力ＦＴＬ，一＝ ２０￣一＝４ ５５３ Ｎ．
３飞行器受力分析与平衡方程 ３．１飞艇形气球受力分析 飞艇形气球机体坐标系Ｓｂ—ＯｂＸｂＹｂｚｂ和气流 坐标系Ｓ。一。 。Ｙ。ｚ。的原点取为其体积中心Ｃｖ． 假设飞艇形气球浮心与形心重合，且将其作为刚体。 飞艇形气球受到浮力大小为ＢＡ，重力大小为 ＧＡ．作用在气球上的空气动力（包括艇身，吊舱，操纵 舵面受到的空气动力）分解在机体坐标系下，力的大小 为 ｂ（ｑＡ，口，ｐ），ＦＡ．ｙｂ（ｑＡ，ｐ， Ｒ）， ｂ（ｑＡ，口， Ｅ）． １ ． 其中，动压为ｑＡ＝寺ＰＡ ，气球相对其周围空气的
速度大小 Ａ＝ ２，方向是朝经线方向，ＰＡ为海拔 ３５ ｋｍ处的空气密度，ａ为迎角， 为侧滑角， 为 方向舵偏角， 为升降舵偏角。绳对气球的拉力大 小为ＦＴＡ．设绳拉力与气流坐标系 。ｚ。平面的夹 角为 １Ａ，拉力在Ｙａｚ。平面上投影与Ｘ。ｚ。平面的夹
维普资讯 http://www.cqvip.com 第８期 低能耗临近空间飞行器的力学分析与配平 ９３７ 角为 ２Ａ．空气动力力矩大小为ＭＡ， ｂ（ｇＡ， ， Ｒ， Ｅ），ＭＡ， ｂ（ｇＡ，口， Ｅ），ＭＡ， （ｇＡ， ， Ｒ）．设计重 心在浮心下方２０ １ＴＩ处，气球Ｘｂ轴的转动运动非常 稳定，滚转角很小，在下面的分析中假设气球Ｘｂ轴 力矩已平衡，并忽略滚转角对力和力矩的影响。 将飞艇受到的力分解到气流坐标系，建立力平 衡方程如下：
ＦＴＡＣＯＳｆｌ ｌＡＳｉｎｆｌ ０ＬＦＴＡＣＯＳｆｌ ｃｏｓｆｌ ＧＡ
卜 ｌ ｚＡ ｌ
１Ａ ２Ａ－Ｊ Ａ— Ｊ 朗一ｏ． ㈩
［ 。 虽Ａ］＋ ［ ］Ｌｈｆ耋 ］＋［ ： ］＝。，ｃ２ 式中：Ｌ。ｂ＝Ｌ。ｂ（ａ， ）为从机体坐标系到气流坐标 系的坐标变换矩阵，而Ｌｂ。＝Ｌ三 ；Ｓ工、Ｓ 分别为绳对 气球的作用点在机体坐标Ｘｂ轴与 ｂ轴方向距离原 点的位置；ａ工、ａ 分别为重心在机体坐标ｘｂ轴与 ｂ 轴方向距离原点的位置。 ３．２绳受力分析 关于系留气球的许多论文［１０］都是假设绳处在