第11章_飞艇空气动力学(2)

1、飞艇在空气中飞行飞艇在空气中飞行受到的阻力来自于受到的阻力来自于两方面，即压差阻两方面，即压差阻力和摩擦阻力。力和摩擦阻力。对于压差阻力为主对于压差阻力为主的流动，通常使用的流动，通常使用参考面积定义阻力参考面积定义阻力系数。系数。对于摩擦阻力为主对于摩擦阻力为主的流动，通常使用的流动，通常使用表面积定义摩擦阻表面积定义摩擦阻力系数（如平板阻力系数（如平板阻力系数）。力系数）。对于飞艇来说，压对于飞艇来说，压差阻力和摩擦阻力差阻力和摩擦阻力所占比重相当，不所占比重相当，不适合以某种实际面适合以某种实际面积定义阻力系数。积定义阻力系数。对于飞艇来说，通常使对于飞艇来说，通常使用体积的用体积的2/

2、3次方定义飞次方定义飞艇的阻力系数。如：艇的阻力系数。如：22/312DairasDCV V式中，式中，V是飞艇与空气是飞艇与空气的相对速度；的相对速度；Vas是艇身是艇身的体积。的体积。飞艇的整体外形是细长飞艇的整体外形是细长体，这就是一种低阻力体，这就是一种低阻力设计，因为细长体外形设计，因为细长体外形的压差阻力较小，而且的压差阻力较小，而且长细比越大，压差阻力长细比越大，压差阻力越小。越小。另一方面，长细比越大，另一方面，长细比越大，同样体积外形的表面积同样体积外形的表面积越大，带来的摩擦阻力越大，带来的摩擦阻力也就越大。也就越大。总阻力随长细比的变化趋总阻力随长细比的变化趋势：势：1）

3、当长细比较小时，压）当长细比较小时，压差阻力的影响是主要的；差阻力的影响是主要的；总阻力随长细比的变化趋总阻力随长细比的变化趋势：势：2）随着长细比的增大，）随着长细比的增大，摩擦阻力增大，但压差阻摩擦阻力增大，但压差阻力的减小导致总阻力减小。力的减小导致总阻力减小。总阻力随长细比的变化总阻力随长细比的变化趋势：趋势：3）当长细比增大到一定）当长细比增大到一定程度后，艇身的表面积程度后，艇身的表面积变得足够之大，以至于变得足够之大，以至于摩擦阻力的增加与压差摩擦阻力的增加与压差阻力的减少相当，当两阻力的减少相当，当两者恰好相等时，总阻力者恰好相等时，总阻力即为最小。即为最小。总阻力随长细比的变

4、化总阻力随长细比的变化趋势：趋势：4）此后，随着长细比继）此后，随着长细比继续增大，摩擦阻力的增续增大，摩擦阻力的增加超过了压差阻力的减加超过了压差阻力的减小，总阻力增大。小，总阻力增大。因此，需要折衷取某种因此，需要折衷取某种适当的长细比，使得总适当的长细比，使得总阻力最小。阻力最小。一般对于小型软式飞艇，一般对于小型软式飞艇，最佳长细比在最佳长细比在4:1左右，左右，而对于大型硬式飞艇，而对于大型硬式飞艇，最佳长细比在最佳长细比在6:1或或7:1左左右。右。根据实验数据整理得到根据实验数据整理得到利用飞艇长细比利用飞艇长细比f和雷诺和雷诺数数Re近似估算阻力系数近似估算阻力系数的公式为：的

5、公式为：1 31.22.71/60.1720.2521.032DeCfffR根据飞艇设计经验得到根据飞艇设计经验得到的仅由长细比的仅由长细比f近似估算近似估算阻力系数的公式为：阻力系数的公式为：2330.231750.157570.047447.0412 10DCfff44555.1534 101.4835 10ff右图中实线是按设计经右图中实线是按设计经验公式计算所得，虚线验公式计算所得，虚线是按实验整理公式计算是按实验整理公式计算所得（对应三个不同所得（对应三个不同Re），圆点是求出阻力），圆点是求出阻力后，按飞艇阻力系数定后，按飞艇阻力系数定义公式计算所得。义公式计算所得。22/312D

6、airasDCV V由右图可见：由右图可见：1）随着长细比的增大，）随着长细比的增大，阻力系数先是迅速减小，阻力系数先是迅速减小，随后又缓慢增加，大约随后又缓慢增加，大约在在46之间最低。之间最低。由右图可见：由右图可见：2）设计经验公式适用于）设计经验公式适用于长细比大于长细比大于4的情况。经的情况。经典飞艇的长细比一般在典飞艇的长细比一般在46之间，阻力系数一之间，阻力系数一般在般在0.020.03之间。之间。由右图可见：由右图可见：3）由于高空飞艇的雷诺）由于高空飞艇的雷诺数通常在数通常在107左右，所以左右，所以阻力系数一般小于阻力系数一般小于0.02。由上表可见，来自于艇身的阻力占到

7、了总阻力的一半左右。由上表可见，来自于艇身的阻力占到了总阻力的一半左右。为了降低飞艇的阻力，常常将艇身设计成低阻力外形。为了降低飞艇的阻力，常常将艇身设计成低阻力外形。上图为英国国家物理实验室上图为英国国家物理实验室(NPL)研究的低阻力艇身轮廓研究的低阻力艇身轮廓线，由两段椭圆组成。线，由两段椭圆组成。利用遗传算法利用遗传算法进行飞艇外形进行飞艇外形的优化迭代的优化迭代(a) 迭代步迭代步0飞艇外形优化的迭代过程示意图飞艇外形优化的迭代过程示意图利用遗传算法利用遗传算法进行飞艇外形进行飞艇外形的优化迭代的优化迭代(b) 迭代步迭代步40飞艇外形优化的迭代过程示意图飞艇外形优化的迭代过程示意图

8、利用遗传算法利用遗传算法进行飞艇外形进行飞艇外形的优化迭代的优化迭代(c) 迭代步迭代步500飞艇外形优化的迭代过程示意图飞艇外形优化的迭代过程示意图利用遗传算法利用遗传算法进行飞艇外形进行飞艇外形的优化迭代的优化迭代(d) 迭代步迭代步5000飞艇外形优化的迭代过程示意图飞艇外形优化的迭代过程示意图经过外形的优化设计，可以使飞艇的经过外形的优化设计，可以使飞艇的阻力系数相对椭球外形的减小阻力系数相对椭球外形的减小16%飞艇外形优化的影响因素示意图飞艇外形优化的影响因素示意图球形阻力系数圆球绕流实验给出的不同圆球绕流实验给出的不同Re数下的阻力系数数下的阻力系数球形阻力系数圆球绕流阻力系数随圆

9、球绕流阻力系数随Re数变化的函数曲线数变化的函数曲线球形阻力系数圆球绕流实圆球绕流实验给出的不验给出的不同同Re数下数下的阻力系数的阻力系数在临界雷诺数在临界雷诺数(2.7e5)附近，由于边界层转捩，附近，由于边界层转捩，阻力系数突然降低到一个最小值，之后随着阻力系数突然降低到一个最小值，之后随着雷诺数继续增大，阻力系数逐渐回升。雷诺数继续增大，阻力系数逐渐回升。球形阻力系数圆球绕流实圆球绕流实验给出的不验给出的不同同Re数下数下的阻力系数的阻力系数雷诺数增大到雷诺数增大到1.5e6以上，阻力系数维持在以上，阻力系数维持在0.2左右基本不变。左右基本不变。球形阻力系数圆球绕流实圆球绕流实验给出

10、的不验给出的不同同Re数下数下的阻力系数的阻力系数飞艇的雷诺数为飞艇的雷诺数为1.0e6量级，取阻力系数为量级，取阻力系数为0.2，估算球形阻力，估算球形阻力不同外形阻力比较不同外形阻力比较可见，不论体积固定还是表面积固定，都是球形阻力最可见，不论体积固定还是表面积固定，都是球形阻力最大，椭球形的阻力最小，碟形居中。碟形阻力随厚径比大，椭球形的阻力最小，碟形居中。碟形阻力随厚径比的减小而减小。的减小而减小。飞艇的升力（或称动升力）是指气流作用在飞艇表面飞艇的升力（或称动升力）是指气流作用在飞艇表面（包括艇身和尾翼）的力在垂直于来流方向上的分量。（包括艇身和尾翼）的力在垂直于来流方向上的分量。飞

11、艇的升力主要有两种来源，一个是艇身带攻角飞行时飞艇的升力主要有两种来源，一个是艇身带攻角飞行时产生的升力（由飞艇上下表面压力差引起），另一个是产生的升力（由飞艇上下表面压力差引起），另一个是飞艇尾翼产生的升力。飞艇尾翼产生的升力。飞艇的升力与飞艇受到的浮力相比小得多，但有着不可飞艇的升力与飞艇受到的浮力相比小得多，但有着不可替代的作用，比如平衡称量重量，飞艇姿态控制等。替代的作用，比如平衡称量重量，飞艇姿态控制等。飞艇升力系数的计算公式为：飞艇升力系数的计算公式为：22 312LairasLCV VV为飞艇相对风的速度，为飞艇相对风的速度，Vas为飞艇的体积。为飞艇的体积。飞艇受到的力主要包括

12、：重力，浮力，气动升力，阻力，飞艇受到的力主要包括：重力，浮力，气动升力，阻力，推力。推力。坐标原点固定在飞艇的体积中心（即浮心），轴向、侧坐标原点固定在飞艇的体积中心（即浮心），轴向、侧向和法向分别定义为向和法向分别定义为x轴、轴、y轴和轴和z轴，气动力为轴，气动力为X,Y,Z，气动力矩为气动力矩为L,M,N。飞艇受到的力矩主要包括：滚转力矩飞艇受到的力矩主要包括：滚转力矩L，俯仰力矩，俯仰力矩M，偏，偏航力矩航力矩N。飞艇在飞行时受到的气动力和力矩主要来自艇身、尾翼飞艇在飞行时受到的气动力和力矩主要来自艇身、尾翼和吊舱，气动力和力矩会影响到飞艇的运动及稳定性。和吊舱，气动力和力矩会影响到飞

13、艇的运动及稳定性。高空飞艇通常尺寸和体积都比较庞大，这样才能在高空高空飞艇通常尺寸和体积都比较庞大，这样才能在高空低密度环境下获得足够的浮力平衡重量。低密度环境下获得足够的浮力平衡重量。于是高空飞艇需要大跨度的结构设计用以维持飞艇整体于是高空飞艇需要大跨度的结构设计用以维持飞艇整体的强度和刚度。的强度和刚度。而大跨度结构必然引起蒙皮、骨架、气囊等部件材料的而大跨度结构必然引起蒙皮、骨架、气囊等部件材料的大变形，这种大变形将对飞艇的气动力产生不可忽略的大变形，这种大变形将对飞艇的气动力产生不可忽略的影响。反过来，飞艇的变形还受到气动力的影响。影响。反过来，飞艇的变形还受到气动力的影响。因此，在高

14、空飞艇的设计中，存在很强的非线性流固耦因此，在高空飞艇的设计中，存在很强的非线性流固耦合问题。合问题。流固耦合的机理如上图所示。从空气动力学的角度来说，流固耦合的机理如上图所示。从空气动力学的角度来说，流固耦合问题的本质就是流场的边界随着流场对边界的流固耦合问题的本质就是流场的边界随着流场对边界的作用力而发生移动和变形。作用力而发生移动和变形。流场边界的移动和变形与飞艇受到的气动力之间的关系流场边界的移动和变形与飞艇受到的气动力之间的关系可以通过飞艇结构的应力来确定。可以通过飞艇结构的应力来确定。一方面，飞艇的移动和变形与结构力之间满足材料的本构一方面，飞艇的移动和变形与结构力之间满足材料的本

15、构关系。另一方面，飞艇的结构力和气动力达到力学平衡。关系。另一方面，飞艇的结构力和气动力达到力学平衡。飞艇的蒙皮和气囊等结构是柔性材料，在拉伸与法向挤压飞艇的蒙皮和气囊等结构是柔性材料，在拉伸与法向挤压情况下，产生弹性变形（直至撕裂），在切向挤压与弯矩情况下，产生弹性变形（直至撕裂），在切向挤压与弯矩作用下，产生柔性变形或褶皱。作用下，产生柔性变形或褶皱。柔性体是多自由度的复杂三维体系，而且没有固定约束，柔性体是多自由度的复杂三维体系，而且没有固定约束，柔性结构的几何非线性特征明显，因此，膜结构的流固耦柔性结构的几何非线性特征明显，因此，膜结构的流固耦合研究非常复杂。合研究非常复杂。飞艇流固耦

16、合问题边界条件的处理，主要在于如何根据气飞艇流固耦合问题边界条件的处理，主要在于如何根据气动力确定飞艇的变形。动力确定飞艇的变形。一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：1）重力载荷引起的变形；）重力载荷引起的变形；一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：2）静压载荷引起的变形；）静压载荷引起的变形；一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：3）气动载荷引起的变形；）气动载荷引起的变形；在流固耦合计算时，对这三个部分分别作不同程度的处理，在流固耦合计算时，对这三个部分分别作不同程度的处理，

17、可以得到几种不同耦合程度的模型。可以得到几种不同耦合程度的模型。1）硬式模型）硬式模型(Rigid Model)：在该模型中，计算飞艇气动：在该模型中，计算飞艇气动力的时候不考虑飞艇的变形，即认为整个飞艇相当于一个力的时候不考虑飞艇的变形，即认为整个飞艇相当于一个刚体。刚体。2）流固分离模型）流固分离模型(Out of Hanger)：在该模型中，仅考虑：在该模型中，仅考虑前两部分载荷（静压和重力）引起的变形，而认为气动载前两部分载荷（静压和重力）引起的变形，而认为气动载荷对飞艇的变形没有贡献。荷对飞艇的变形没有贡献。3）线弹性模型）线弹性模型(Linear Elastic)：该模型将引起飞艇

18、变形：该模型将引起飞艇变形的三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，其的三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，其中气动载荷引起的变形按照线性气动弹性理论计算。中气动载荷引起的变形按照线性气动弹性理论计算。4）非线弹性模型）非线弹性模型(NonLinear Elastic)：该模型中飞艇变形的：该模型中飞艇变形的计算将三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，计算将三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，其中气动载荷引起的变形按照非线性气动弹性理论计算。其中气动载荷引起的变形按照非线性气动弹性理论计算。5）褶皱模型）褶皱模型(Wrinkling Model)：该模型在考虑

19、了全部载荷：该模型在考虑了全部载荷对变形的非线性作用之外，还可以处理飞艇中的薄膜（蒙皮、对变形的非线性作用之外，还可以处理飞艇中的薄膜（蒙皮、气囊等）发生褶皱的情况。气囊等）发生褶皱的情况。这五种模型考虑的流固耦合程度依次增强，计算的复杂程度这五种模型考虑的流固耦合程度依次增强，计算的复杂程度也越来越大。不同程度的流固耦合模型计算得到的飞艇气动也越来越大。不同程度的流固耦合模型计算得到的飞艇气动力存在一定差别。力存在一定差别。这五种模型除了计算的处理方法不同，各自的物理意义也不这五种模型除了计算的处理方法不同，各自的物理意义也不同，考虑具体问题时要对应选择适用的模型。同，考虑具体问题时要对应选

20、择适用的模型。1）硬式模型的物理意义：气囊内外的压力差足够大，外）硬式模型的物理意义：气囊内外的压力差足够大，外部流动的压力变化不是特别强烈，流动速度也比较小。在部流动的压力变化不是特别强烈，流动速度也比较小。在这种情况下，蒙皮充分拉伸，张应力与压力差的平衡是主这种情况下，蒙皮充分拉伸，张应力与压力差的平衡是主要的，其他载荷与之相比微乎其微，可以忽略不计，整个要的，其他载荷与之相比微乎其微，可以忽略不计，整个飞艇就近似成为一个刚体。飞艇就近似成为一个刚体。1）硬式模型：在飞艇硬式模型下，气囊蒙皮是柔性材料，）硬式模型：在飞艇硬式模型下，气囊蒙皮是柔性材料，即使在张紧的情况下也不能承受弯曲和挤压

21、，只能承受即使在张紧的情况下也不能承受弯曲和挤压，只能承受拉伸和法向压力。拉伸和法向压力。2）流固分离模型物理意义：当平衡温度和气流速度发生）流固分离模型物理意义：当平衡温度和气流速度发生变化时，气囊内外的压力差也变化；如果局部流动和飞行变化时，气囊内外的压力差也变化；如果局部流动和飞行姿态发生变化，气囊表面的压力分布也变化。如果变化的姿态发生变化，气囊表面的压力分布也变化。如果变化的压力载荷稍许超出了现有外形下蒙皮能够自维持的扰动范压力载荷稍许超出了现有外形下蒙皮能够自维持的扰动范围，蒙皮材料的弹性允许气囊发生自适应的变形，重新调围，蒙皮材料的弹性允许气囊发生自适应的变形，重新调整外形，达到

22、新的自维持状态。整外形，达到新的自维持状态。2）流固分离模型物理意义：例如，飞艇飞行时，与静止）流固分离模型物理意义：例如，飞艇飞行时，与静止状态相比，驻点压力大而尾部压力小，因此头部略微压陷状态相比，驻点压力大而尾部压力小，因此头部略微压陷而尾部略微鼓胀。飞行速度越快，变形越显著，但只要飞而尾部略微鼓胀。飞行速度越快，变形越显著，但只要飞行速度不变，对应的外形也基本维持不变。行速度不变，对应的外形也基本维持不变。3）线弹性模型物理意义：气囊外部流动变化比较剧烈，）线弹性模型物理意义：气囊外部流动变化比较剧烈，呈现非定常效应，蒙皮在法向压力差和切向摩擦力的作用呈现非定常效应，蒙皮在法向压力差和

23、切向摩擦力的作用下发生变形。如果气囊内外的压力差足以绷紧蒙皮，气动下发生变形。如果气囊内外的压力差足以绷紧蒙皮，气动变形的振幅很小，是线弹性变化，满足线性方程。变形的振幅很小，是线弹性变化，满足线性方程。4）非线弹性模型物理意义：如果外部流动变化很大，气囊）非线弹性模型物理意义：如果外部流动变化很大，气囊内外的压力差的调节能力不足以绷紧蒙皮，就会发生大变内外的压力差的调节能力不足以绷紧蒙皮，就会发生大变形。变形的振幅超出了线弹性范围，只能用非线性力学模形。变形的振幅超出了线弹性范围，只能用非线性力学模型来描述，并随时间演化。型来描述，并随时间演化。5）褶皱模型物理意义：气囊意外漏气等原因导致内

24、部压）褶皱模型物理意义：气囊意外漏气等原因导致内部压力严重不足，蒙皮内没有法向应力，随着变化的气流完力严重不足，蒙皮内没有法向应力，随着变化的气流完全柔性褶皱。全柔性褶皱。由于高空飞艇流固耦合问题涉及结构与流场方面的复杂由于高空飞艇流固耦合问题涉及结构与流场方面的复杂计算，因此常常采用实验或有限元等方法进行研究。目计算，因此常常采用实验或有限元等方法进行研究。目前也有一些商业软件能够用于处理流固耦合问题。前也有一些商业软件能够用于处理流固耦合问题。比如，利用比如，利用ABAQUS有限元软件计算飞艇的结构应力和有限元软件计算飞艇的结构应力和变形等方面，利用变形等方面，利用VSAERO面元法软件计

25、算飞艇的气动面元法软件计算飞艇的气动力等方面，通过两软件相互交换飞艇表面变形和气动力力等方面，通过两软件相互交换飞艇表面变形和气动力数据实现流固耦合。数据实现流固耦合。前两个模型得前两个模型得到的升力线斜到的升力线斜率相近；后两率相近；后两个模型计算结个模型计算结果相同，这是果相同，这是由于飞艇表面由于飞艇表面无褶皱。无褶皱。飞艇在空中飞行，空气以风的形式流动，飞艇和空飞艇在空中飞行，空气以风的形式流动，飞艇和空气之间存在相对运动，如果相对运动有加速度，飞气之间存在相对运动，如果相对运动有加速度，飞艇就要受到附加惯性力的作用。艇就要受到附加惯性力的作用。飞艇的密度小而体积巨大，飞艇的附加惯性质

26、量大飞艇的密度小而体积巨大，飞艇的附加惯性质量大到与真实质量可相比拟，当周围空气有加速的相对到与真实质量可相比拟，当周围空气有加速的相对运动时，附加惯性力的影响就会很大。运动时，附加惯性力的影响就会很大。阵风是突然变化的风速，加速度很大，因此，飞艇阵风是突然变化的风速，加速度很大，因此，飞艇与阵风的相互作用是必须考虑的空气动力学问题。与阵风的相互作用是必须考虑的空气动力学问题。由于飞艇在纵轴方向的附加惯性效应较小，如果阵由于飞艇在纵轴方向的附加惯性效应较小，如果阵风的扰动在飞艇飞行的方向上（即纵轴方向），则风的扰动在飞艇飞行的方向上（即纵轴方向），则产生的作用力并不大。产生的作用力并不大。当飞

27、艇受到横向风速为当飞艇受到横向风速为v的阵风的作用时，飞艇的的阵风的作用时，飞艇的横移速度为横移速度为u，等效攻角，等效攻角arctanvuV根据根据Munk的理论，等效攻角引起的横向剪力与飞的理论，等效攻角引起的横向剪力与飞行速度的平方成正比，随等效攻角增大而增大。因行速度的平方成正比，随等效攻角增大而增大。因此，飞艇在低速飞行时受横向阵风的影响较小，在此，飞艇在低速飞行时受横向阵风的影响较小，在高速飞行时要求等效攻角很小（不超过高速飞行时要求等效攻角很小（不超过5）。）。与常规飞艇相比，高空飞艇的工作环境特殊，例如平流层与常规飞艇相比，高空飞艇的工作环境特殊，例如平流层大气与低空大气相比，

28、具有低湍流度、低密度等特点，大大气与低空大气相比，具有低湍流度、低密度等特点，大气温度相对恒定，昼夜温差很小，但光照强度有很大变化。气温度相对恒定，昼夜温差很小，但光照强度有很大变化。特殊的环境为高空飞艇带来了特殊的空气动力学问题。特殊的环境为高空飞艇带来了特殊的空气动力学问题。高空飞艇还具有不同于常规飞艇的某些外形特点，例如，高空飞艇还具有不同于常规飞艇的某些外形特点，例如，由于平流层的大气密度比地面值低得多，高空飞艇为了平由于平流层的大气密度比地面值低得多，高空飞艇为了平衡自身重量，需要有非常巨大的体积，才能提供足够的净衡自身重量，需要有非常巨大的体积，才能提供足够的净浮力，同时也带来了很

29、大的附加惯性。浮力，同时也带来了很大的附加惯性。高空飞艇在发射和回收的过程中，不仅要经历变速的上升高空飞艇在发射和回收的过程中，不仅要经历变速的上升和下降，甚至升降振荡，还要穿越风速连续变化的水平风和下降，甚至升降振荡，还要穿越风速连续变化的水平风带，附加惯性的影响因而十分显著。带，附加惯性的影响因而十分显著。为了满足低密度环境对巨大体积的要求，高空飞艇通常采为了满足低密度环境对巨大体积的要求，高空飞艇通常采用龙骨加蒙皮的半硬式结构，因此从外形上，呈现为具有用龙骨加蒙皮的半硬式结构，因此从外形上，呈现为具有柔弹性的条状表面，可以形成条片状多面体外形，也可以柔弹性的条状表面，可以形成条片状多面体

30、外形，也可以发生整体的大变形，带来新的空气动力学问题。发生整体的大变形，带来新的空气动力学问题。蒙皮绷在龙骨骨架结构上，由于内部温度变化，导致内部蒙皮绷在龙骨骨架结构上，由于内部温度变化，导致内部压力变化，飞艇通常不能保持连续曲面外形，而是形成不压力变化，飞艇通常不能保持连续曲面外形，而是形成不同类型的条片状多面体外形。同类型的条片状多面体外形。当内部温度升高，导致当内部温度升高，导致内部压力高于环境压力，内部压力高于环境压力，蒙皮由于自身张力的作蒙皮由于自身张力的作用，将会向外鼓起，形用，将会向外鼓起，形成凸弧多面体。成凸弧多面体。当内部温度降低，导致当内部温度降低，导致内部压力低于环境压力

31、，内部压力低于环境压力，蒙皮由于自身张力的作蒙皮由于自身张力的作用，将会向外塌陷，形用，将会向外塌陷，形成凹弧多面体。成凹弧多面体。当内部温度恰使内部压当内部温度恰使内部压力等于环境压力，蒙皮力等于环境压力，蒙皮张力为零，不发生变形，张力为零，不发生变形，就是平面多面体。就是平面多面体。因此需要探讨凸凹弧形及平面多面体的流场特性与圆柱体因此需要探讨凸凹弧形及平面多面体的流场特性与圆柱体之间的区别，揭示新的流动机理，并研究条片数目、条片之间的区别，揭示新的流动机理，并研究条片数目、条片形状、条片指向对气动力的影响。形状、条片指向对气动力的影响。按照层流边界层理论，圆柱表面的分离点处速度存在拐点，

32、按照层流边界层理论，圆柱表面的分离点处速度存在拐点，这是由于圆柱后半段逆压梯度的作用引起的。这是由于圆柱后半段逆压梯度的作用引起的。而多边形具有角点，角点后存在很强的逆压梯度，因此，而多边形具有角点，角点后存在很强的逆压梯度，因此，有可能分离点紧跟在角点之后。有可能分离点紧跟在角点之后。平流层的大气温度相对比较恒定，全天维持在平流层的大气温度相对比较恒定，全天维持在-56C左右，左右，昼夜温差很小，但光照强度变化很大。昼夜温差很小，但光照强度变化很大。而光照是高空飞艇的主要热量来源，因此飞艇的热平衡温而光照是高空飞艇的主要热量来源，因此飞艇的热平衡温度波动很大，白天可达度波动很大，白天可达50

33、 C左右，夜间为左右，夜间为-13 C左右。左右。高空飞艇表面的昼夜平衡温度均高于环境温度。高空飞艇表面的昼夜平衡温度均高于环境温度。高空飞艇表面的昼夜高空飞艇表面的昼夜平衡温度均高于环境平衡温度均高于环境温度，将会引起自然温度，将会引起自然对流。柔性体热自然对流。柔性体热自然对流还会与来流发生对流还会与来流发生相互作用，导致热力相互作用，导致热力耦合。耦合。因此，需要研究自然因此，需要研究自然对流与强迫来流及其对流与强迫来流及其他热环境因素之间的他热环境因素之间的干扰机理，获得热力干扰机理，获得热力耦合效应对气动力的耦合效应对气动力的影响规律。影响规律。由于不同高度的大气密度不同，飞艇升降必

34、然经历来流密由于不同高度的大气密度不同，飞艇升降必然经历来流密度变化。来流密度变化对流场演变的影响也是高空飞艇面度变化。来流密度变化对流场演变的影响也是高空飞艇面临的新问题，有待研究。临的新问题，有待研究。大幅度的昼夜热波动还将导致浮力体体积的膨胀收缩，以大幅度的昼夜热波动还将导致浮力体体积的膨胀收缩，以及在气动力作用下柔弹性表面的变形。这种变形不同于热及在气动力作用下柔弹性表面的变形。这种变形不同于热力耦合问题，常常是大变形问题，导致浮力体的几何特性力耦合问题，常常是大变形问题，导致浮力体的几何特性如附加惯性发生很大的变化。如附加惯性发生很大的变化。气动力与表面变形相关，浮力体的大变形给气动

35、力的预测气动力与表面变形相关，浮力体的大变形给气动力的预测与控制带来了困难，因此，有必要研究体积变形对气动力与控制带来了困难，因此，有必要研究体积变形对气动力的影响，特别是变形体的附加惯性问题。的影响，特别是变形体的附加惯性问题。平流层在平流层在20KM左右的高度存在低速风带，所以左右的高度存在低速风带，所以20KM左左右是高空飞艇活动的主要范围。右是高空飞艇活动的主要范围。在在20KM左右的高度，当地密度比地面密度小一个量级以左右的高度，当地密度比地面密度小一个量级以上。因此，高空飞艇尺寸非常大，一般为上。因此，高空飞艇尺寸非常大，一般为150m，体积在，体积在10万万m3以上。如此巨大的飞

36、艇，在发射回收过程中有很强以上。如此巨大的飞艇，在发射回收过程中有很强的附加惯性效应。的附加惯性效应。高空飞艇在平流层以下要经过一段恶劣的大气环境，最高高空飞艇在平流层以下要经过一段恶劣的大气环境，最高风速可达风速可达70m/s，雷电多，气流不稳定。，雷电多，气流不稳定。由于飞艇受水平由于飞艇受水平风带的影响，在风带的影响，在发射过程中会被发射过程中会被吹向下游，要靠吹向下游，要靠动力推进到指定动力推进到指定地点。地点。高空长航时飞艇由于具有持久驻空，高精度的对地观测、高空长航时飞艇由于具有持久驻空，高精度的对地观测、信号传输条件，因此成为近年来国际研究的热点。信号传输条件，因此成为近年来国际

37、研究的热点。对于很多飞行器设计而言，气动是先行官。然而，对于长航对于很多飞行器设计而言，气动是先行官。然而，对于长航时高空飞艇，由于工作环境和自身性质的特殊性，气动因素时高空飞艇，由于工作环境和自身性质的特殊性，气动因素和其他因素常常是密切耦合的，因此不能单独考虑气动设计，和其他因素常常是密切耦合的，因此不能单独考虑气动设计，而需要进行包含气动在内的多种因素的一体化设计。而需要进行包含气动在内的多种因素的一体化设计。为此，首先需要了解飞艇飞行的环境参数、飞艇的几何为此，首先需要了解飞艇飞行的环境参数、飞艇的几何尺寸及飞艇部件的技术指标；接着讨论飞艇各个参数之尺寸及飞艇部件的技术指标；接着讨论飞

38、艇各个参数之间需要满足的平衡关系；最后要说明如何根据平衡关系间需要满足的平衡关系；最后要说明如何根据平衡关系设计飞艇。设计飞艇。飞艇的环境参数主要包括大气密度、温度、压力、风速、飞艇的环境参数主要包括大气密度、温度、压力、风速、太阳辐射等。太阳辐射等。飞艇的设计高度一般飞艇的设计高度一般根据大气风速和密度根据大气风速和密度决定，考虑飞艇抵抗决定，考虑飞艇抵抗尽可能小的风速，又尽可能小的风速，又能够得到足够的浮力，能够得到足够的浮力，从而使飞艇受到的相从而使飞艇受到的相对阻力最小，体积也对阻力最小，体积也最小。最小。大气密度随着高度的大气密度随着高度的增加而迅速减小，不增加而迅速减小，不同区域最

39、小风速带的同区域最小风速带的高度不相同，但一般高度不相同，但一般在在1821KM之间。之间。纬度一般根据设计需纬度一般根据设计需求确定，它会影响到求确定，它会影响到飞艇获得太阳辐射能飞艇获得太阳辐射能量的多少。量的多少。飞艇的外形在综合考虑表面积和气动力影响的条件下，飞艇的外形在综合考虑表面积和气动力影响的条件下，一般为泪滴形的双椭球体，在飞艇设计初始阶段可以一般为泪滴形的双椭球体，在飞艇设计初始阶段可以使用圆柱体代替。使用圆柱体代替。飞艇的长细比为飞艇的长细比为f=l/d，其中，其中l为飞艇的总长，为飞艇的总长，d为飞艇为飞艇的最大直径的最大直径。高空飞艇的长细比。高空飞艇的长细比f一般一般

40、取为取为34.飞艇的体积与表面积的计算公式为：飞艇的体积与表面积的计算公式为：2332322111146412asasVdlddlffSdd lddllf对于其他形状的飞艇，表面积和体积的计算公式有所对于其他形状的飞艇，表面积和体积的计算公式有所不同。不同。例如，对于椭球形状的飞艇，体积和表面积的计算公例如，对于椭球形状的飞艇，体积和表面积的计算公式分别为：式分别为：2221611arcsin21asasVd lffSdlfff根据技术状况的不同，飞艇组件的性能参数会有所不根据技术状况的不同，飞艇组件的性能参数会有所不同，而且随着技术的进步，各组件的性能会不断提高。同，而且随着技术的进步，各组件的性能会不断提高。下表给出了一些基本的技术参数，可以作为设计的参考值。下表给出了一些基本的技术参数，可以作为设计的参考值。飞艇各组件技术参数比较（续表）飞艇各组件技术参数比较（续表）在飞艇的估算中，需要对各部分组件进行估算，其中在飞艇的估算中，需要对各部分组件进行估算，其中各组件的质量计算表达式如下表所示。各组件的质量计算表达式如下表所示。飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）飞艇各组件质量参数的计算公式（续表）力学参数包括飞艇的受力