Stratobus平流层飞艇项目研究进展与仿真分析

杨希祥，朱炳杰，邓小龙，麻震宇

国防科技大学 空天科学学院，长沙 410073

临近空间(一般指距地面20～100 km高度范围)是跨接传统航空与航天的重要战略空间[1]。临近空间飞行器是指在临近空间范围运行并执行特定任务的飞行器，根据飞行高度和速度特征，可分为低速和高速两大类[2]。

平流层飞艇是典型的低速临近空间飞行器，利用20 km高度附近风速较小的有利条件，依靠浮力升空和驻留，采用太阳电池和储能电池构成循环能源系统，采用电机驱动螺旋桨抗风，可实现月量级的区域超长航时驻留，对以卫星为代表的传统空间平台形成强有力补充，也被形象的称为“平流层卫星”，在对地观测、通信广播、移动互联网、防灾减灾、高空科学试验等领域具有巨大应用潜力[1,3]。

早在20世纪70年代，美国就开展了平流层飞艇概念、技术可行性和应用研究论证[4]。20世纪90年代末，伴随人类对平流层环境认识的深化和囊体材料、太阳电池、高空推进技术等水平提升，国际上掀起平流层飞艇研究的热潮，围绕关键技术攻关和飞行验证试验，美日欧等先后实施了高空飞艇(HAA)[5]、高空哨兵(HiSentinel)[6]、传感器结构一体化飞艇(ISIS)、平流层平台(SPF)、高空长航时飞艇(HALE)、平流层巴士(Stratobus)等项目[7]，其中，法国的Stratobus是目前国外为数不多的公开在研大型长航时平流层飞艇项目。

本文首先对Stratobus平流层飞艇总体方案进行总结分析，梳理总体研究进展，然后综述囊体材料、能源、吊舱等核心分系统方案和研究进展，在此基础上，对事关总体方案可行性的浮重平衡、能源平衡、推阻平衡等进行仿真分析，提出发展启示与建议，为平流层飞艇发展、论证、设计、研究等提供参考借鉴。

1 Stratobus总体方案及研究进展

Stratobus平流层飞艇项目隶属于法意合资的泰雷兹阿莱尼亚空间公司(Thales Alenia Space)，其技术概念研究开始于2010年[8]，2014年3月对外公布[9-10]，旨在发展填补传统卫星与飞机能力的、在预定区域上空驻留(定点)的临近空间飞行器，具备超长航时(驻空时间可达1年)、广覆盖(超10万km2)、网络化(与卫星、飞机互联，如图1所示)、多任务(同时搭载多种载荷)能力，应用于观测、监视、通信、广播、导航等领域[11]。

图1 Stratobus与卫星、飞机网络化任务构想[11]Fig.1 Network mission with Stratobus, satellite and airplane[11]

2016年4月，Stratobus平流层飞艇项目获法国国家投资银行1 700万欧元和地方政府300万欧元资金支持，启动研发工作[10]。泰雷兹阿莱尼亚空间公司承担总体任务，CNIM公司负责柔性囊体、吊舱、推进系统安装支架等刚性结构[12]，法国原子能委员会新能源技术与纳米材料公司(CEA Liten)负责太阳电池，挪威Cmr-Prototec公司负责可再生燃料电池系统，Tame-power公司负责DC-DC转换器，Solution F 公司负责电机和螺旋桨，加拿大MMIST公司负责降落伞，法国国家航空航天研究中心(ONERA)负责动力学、气动、风洞试验等研究。2016年12月完成方案论证[13]，2017年5月完成方案初步设计和审查。

Stratobus平流层飞艇(图2所示[14])设计艇长115 m，最大直径34 m，总重7 000 kg，体积6 3000 m3，考虑低速风带、高度、大气密度等因素，设计驻空高度20 km，具备90 km/h(25 m/s)抗风能力，载荷能力250 kg/5 kW[11,13,15]，风场条件较好的地区，载荷能力可以达到450 kg/8 kW。内部浮升气体采用氦气，未来也可使用氢气。采用成形升降方式，通过囊体上安装的风机和阀门调整囊体内空气质量/体积，在地面时，空气体积占囊体总体积的90%以上，20 km高度时，空气体积一般不超过囊体总体积的5%，降落返场时间不超过4 h。设计寿命为5年，每年要进行为期两天的地面维护。

图2 Stratobus平流层飞艇[14]Fig.2 Stratobus stratospheric airship[14]

Stratobus平流层飞艇借鉴20世纪30年代齐柏林硬式飞艇的类鱼外形，同时考虑大型柔性囊体特征，从空气动力学角度，通过优化设计长细比，减小整艇阻力(图3所示[11])。

图3 Stratobus飞艇气动性能优化与计算[11]Fig.3 Optimization and computation of aerodynamic performance for Stratobus[11]

能源系统采用“太阳能电池阵+可再生氢氧燃料电池”循环体制[16]，通过艇体沿纵轴旋转具备太阳光线自主跟踪能力。推进系统配备4部电机螺旋桨装置，具备长期持续定点抗风能力，为实现位置保持，大部分情况下迎风飞行，根据风速调整推进系统工作状态，风速较大时，推进系统按较大功率工作，风速较小时，推进系统按较小功率工作，基本无风时，飞艇在预定驻留点附近沿周期的参考轨迹飞行。区域驻留范围3 km，高度保持精度0.5 km[17]。

经过2016年12月的方案论证阶段审查，为消除内部氦气超热超压问题，原方案主要做了2个调整，一是去除了原计划在飞艇内部安置的太阳能聚光器，发电系统依靠在飞艇表面铺装的太阳电池阵；二是将最初计划采用的透光薄膜材料替换为目前的多层织物复合材料。

出于安全考虑，遥控和遥测采用不同频段。除视距链路(约200 km)外，采用卫星链路，艇上安装卫星天线，这样飞艇可在发射场放飞后，机动飞行到预定驻留区域上空。泰雷兹阿莱尼亚空间公司正在研究平流层飞艇集群概念[11]，如图4所示，群成员间距离约500 km，通过激光或无线电通信，覆盖范围可以扩展到数千千米。

图4 Stratobus平流层飞艇集群概念Fig.4 Concept of Stratobus stratospheric airship formation

2017年1月，泰雷兹阿莱尼亚空间公司与巴黎高等矿业学院(MINES)、阿联酋马斯达尔研究所(MASDAR)签订谅解备忘录，研究Stratobus平流层飞艇在环境保护领域应用，如监测二氧化碳含量、水的清洁度等[18]。

2018年7月，泰雷兹阿莱尼亚空间公司与浮空器领域巨头美国西南研究院(SwRI)签署谅解备忘录，双方组建联合工作委员会，西南研究院为项目研制提供技术支持[19]。

2018年11月， Stratobus平流层飞艇顺利通过详细设计方案审查[20]，转入工程研制阶段，艇长调整为140 m，体积调整为85 000 m3，并计划于2020—2021年完成缩比验证艇研制和试飞，缩比艇长度40 m，最大直径12 m，飞行高度约300 m，采用系留方式。

2020年1月，法国国防采购局(DGA)与泰雷兹阿莱尼亚空间公司签署合同，开展能满足军方情报、监视、侦察(ISR)等作战需求的“平流层巴士”平台研究，包括ISR任务作战概念研究(含作战模拟仿真)、全尺寸样机研究[21]。预计将在2023年开展飞行验证，首次飞行试验计划在法国著名的伊斯特尔125空军基地开展。

2 关键技术及研究进展

2.1 囊体材料

Stratobus平流层飞艇采用大尺度柔性结构，没有齐柏林飞艇那样的大型刚性骨架，囊体内部氦气压力高于周围大气压力，通过超压提供囊体刚性和良好气动外形。

Stratobus囊体材料需同时具备承力、阻氦、耐候多种功能[22-23]，能够承受氦气昼夜温度压力变化引起的柔性囊体受力变化，具有低氦气渗漏率，以实现长期驻空期间囊体压力保持，能够适应平流层紫外辐射、臭氧等特殊环境条件。

柔性浮力囊体由三层功能层材料组成[11]，内两层为浮升气体(氦气)阻隔层，选用塑料薄膜，最外层为承力层，选用凯夫拉织物。囊体材料具有较低的面密度，约140 g/m2。囊体外层镀铝，以减少太阳辐射吸收，降低白天内部氦气超压。尾翼采用相同的材料，经过特殊涂层设计，在平流层紫外、臭氧等条件下寿命可达一年。尾部安装电动舵机，可驱动尾翼转动，起稳定和控制功能。囊体回收后可折叠放入标准集装箱，内容积为1.8 m×2.13 m×2.18 m。CNIS公司收购的负责囊体材料的Airstar航空公司，具有40多年为法国空间中心制造高空气球材料的历史。

2.2 太阳电池

Stratobus平流层飞艇囊体铺设太阳电池阵，面积达1 700 m2，为4台电机、可再生燃料电池系统、有效载荷、飞控、艇上测控等供电。Stratobus第1阶段采用硅基太阳电池(图5)，创新研制了低成本轻质柔性太阳电池组件，机械和电气接口一体化设计，密度不超过800 g/m2，输出功率超过220 W/m2(AM0，40 ℃)[24]，单个组件表面积超过4 m2。光电转换效率超过24%。

图5 Stratobus用太阳电池组件[24]Fig.5 Solar cell module for Stratobus[24]

2018年10月，全尺寸太阳电池组件完成静力学试验(图6)，试验表明，组件封装材料对平流层紫外辐射和臭氧环境具有良好适应性，热循环条件下功率损耗较低，可承受工作环境的热应力和机械应力，包括柔性囊体的膨胀收缩[25]。目前，正在重点围绕太阳电池阵与囊体的结合技术开展研究。Stratobus未来将采用硅基和砷化镓混合的更高光电转换效率的太阳电池。

图6 Stratobus用太阳电池组件静力学试验Fig.6 Static mechanical test of solar cell module on Stratobus

2.3 可再生氢氧燃料电池

夜间和太阳电池功率不足时，Stratobus飞艇由再生氢氧燃料电池(RFC)供电。相对锂电池等储能电池，再生氢氧燃料电池具有更高的比能量,更适合驻空时间达到数月、年量级的大功率平流层飞艇。在欧空局(ESA)电信系统高级研究计划(ARTES)支持下，Cmr Prototech公司已针对空间用RFC技术开展了10余年研究，经验证，对于高压电解器和高温质子交换膜燃料电池，电池堆比能量可达到1 000 Wh/kg(目前锂电池堆比能量约200 Wh/kg)。Stratobus飞艇与空间用燃料电池关键部件在材料、系统构成、可靠性、寿命等方面类似，在轻量化方面要求更高。

Stratobus飞艇再生氢氧燃料电池系统主要由燃料电池、电解器、燃料储罐等构成(图7)，主要参数如表1所示。2017年10月，完成了再生燃料电池系统方案详细设计，考虑了实际应用的各种因素和技术需求，主要部件技术成熟度为4级，计划2020年技术成熟度达到6级[16]。

图7 Stratobus飞艇再生氢氧燃料电池系统Fig.7 Regenerative fuel cell system on Stratobus

表1 再生氢氧燃料电池系统主要参数Table 1 Main parameters for regenerative fuel cell system

2.4 吊舱及其移动系统

Stratobus平流层飞艇有2个吊舱，用于安装任务载荷、飞控、测控、能源管理等艇上设备。“吊舱移动系统”是Stratobus平流层飞艇的特殊子系统(图8所示[26])，在满足迎风飞行的前提约束下，它能够在保持吊舱指向地面的同时，使飞艇沿纵轴旋转，实现囊体上铺装的太阳电池阵列对可接收太阳光线的最佳跟踪利用，这对于飞艇自主运行和能源昼夜闭环至关重要。

图8 Stratobus吊舱移动系统CAD模型[26]Fig.8 CAD model for gondola rotation system of Stratobus[26]

CNIM公司在法国南部城市拉塞那(La Seyne)建造了全尺寸测试试验台(30 m长，10 m高)用于吊舱试验，如图9所示，测试试验台能够保障Stratobus飞艇首次飞行的很多参数验证试验。试验用钢结构吊舱和Stratobus飞艇未来计划使用的碳纤维吊舱体积与重量相同，试验装置主要验证吊舱能否有效旋转飞艇以保持相对太阳的理想方位。2019年7月，CNIM公司开展了“吊舱移动系统”设计和验证工作[26]，初始测试结束后，转而致力于提升吊舱用碳纤维复合材料在高空环境下的性能水平。

图9 吊舱移动系统全尺寸试验台Fig.9 Full-scale testbed for gondola rotation system

3 方案仿真分析

3.1 浮重平衡

根据1976标准大气模型，20 km高度大气主要参数为：密度ρa=0.088 9 kg/m3，温度Ta=216.5 K，压强Pa=5 525.4 Pa。Stratobus平流层飞艇总体积V=85 000 m3，所受总浮力为

F浮=ρa×V=85 000×0.088 9=7 556.5 kg

(1)

总浮力大于Stratobus驻空期间总重7 000 kg，余量约556.5 kg，满足浮重平衡要求。假定囊体基本保压压差为50 Pa，根据理想气体状态方程，驻空阶段空气排空(Vhe=V)、不超热(The=Ta)情况下，氦气质量下限要求为

(2)

飞艇表面积约14 946 m2，根据囊体材料方案，氦气渗漏率取0.3 L/1 atm·24 h·m2，昼夜平均压差按600 Pa计，氦气日渗漏量约0.98 kg[27-28]，年(按365天计)泄漏量约357.7 kg。

对比总浮力余量556.5 kg，Stratobus飞艇满足一年时间内动态高度保持要求。如氦气年渗漏量大于总浮力余量，则原7 000 kg总重中平台与载荷干重比例应进一步降低。

3.2 推阻平衡

StratoBus平流层飞艇长细比f=l/D=140/34=4.12，根据式(3)估算其艇身阻力系数[29]:

(3)

式中：Re为雷诺数，表达式为

(4)

其：u为飞艇速度；μa为空气黏性系数。

考虑尾翼、吊舱等引起的气动干扰，整艇阻力系数为

CD=1.2CD,1

(5)

飞艇所受阻力按式(6)计算[29]:

D=0.5CDρau2V2/3

(6)

根据式(3)～式(6)，整艇与艇身阻力系数比例因子取1.2、1.5，来流速度为15 m/s、20 m/s、25 m/s 时的阻力系数和气动阻力分别如表2和表3 所示。

表2 阻力系数与飞行速度关系Table 2 Drag coefficient vs velocity

表3 气动阻力与飞行速度关系Table 3 Drag vs velocity

StratoBus平流层飞艇配置4部电机-螺旋桨(三叶桨)动力系统，要具备25 m/s最大抗风能力，整艇与艇身阻力系数比例因子为1.2和1.5时，每部动力系统提供的最大推力应分别不小于332 N和414.7 N，才能满足推阻平衡要求。

3.3 能源平衡

根据Stratobus首次飞行试验地点，仿真时经纬度设置为北纬43.3°、东经5.4°，太阳电池铺装面积取为1 700 km，铺装模型如图10所示[30]，光电转换效率24%，再生氢氧燃料电池参数按表1 取值。

图10 太阳电池阵铺装模型[30]Fig.10 Paving model for solar array[30]

太阳电池自飞艇最大直径处向艇首艇尾对称铺装[31]，如图10所示，图中θ=π/2是曲面太阳电池阵所对的圆心角。采用投影法计算太阳电池阵产能[32-33]，即将曲面向三轴坐标面进行投影，分别计算各投影面产能。XOZ平面内的太阳电池投影面积可表示为

(7)

在XOY平面内的太阳电池投影面积可表示为

(8)

太阳电池阵实时输出功率可表示为

Psolar=Isol·τ·ηsolar·sinαs·S

(9)

式中：Isol为太阳辐照强度[34]；τ为大气透射率；ηsolar为太阳电池光电转换效率；αs为太阳高度角;S为各平面投影面积。

推进系统总功耗按式(10)计算:

Pp=Du/ηthrust

(10)

式中：ηthrust为推进系统综合效率。

Stratobus飞艇总功耗需求为[35]

Ptotal=Pp+Ppayload+Pcontrol+Pother

(11)

式中：Ppayload为载荷功率；Pcontrol为飞控系统功率；Pother为艇上测控等其他设备功率。

因要实现全年能源昼夜闭环，仿真时间设置为太阳辐射相对最弱的冬至前后，开始时间为2022年12月20日零时，对连续3天内能源昼夜运行情况进行分析。式(10)和式(11)中主要参数取值如表4所示。

表4 主要功耗参数Table 4 Main power consumption parameters

整艇与艇身阻力系数比例因子取1.2时，风速25 m/s条件下仿真结果如图11所示，风速20 m/s 条件下仿真结果如图12所示。

由图11可以看出，由于12月20日白天太阳电池不能将再生燃料电池完全电解储能，导致21日夜间飞艇供电不足，能源不能昼夜闭环，飞艇累计留空时间约32 h。由图12可以看出，风速20 m/s条件下，白天太阳电池阵除给载荷等全部设备供电外，同时可将再生燃料电池完全电解储能，能源系统可以达到昼夜闭环。

图11 能源系统昼夜运行仿真结果(风速25 m/s)Fig.11 Simulation results for operation of energy system during day and night (wind speed 25 m/s)

图12 能源系统昼夜运行仿真结果(风速20 m/s)Fig.12 Simulation results for operation of energy system during day and night (wind speed 20 m/s)

整艇与艇身阻力系数比例因子取1.5时，风速25 m/s 条件下功耗明显大于比例因子为1.2时，能源系统昼夜不能闭环。风速20 m/s条件下仿真结果如图13所示。由图13可以看出，尽管整艇用电较比例因子为1.2时有所增加，白天太阳电池阵除给载荷等全部设备供电外，仍然可将再生燃料电池完全电解储能，能源系统满足昼夜闭环。

图13 能源系统昼夜运行仿真结果(风速20 m/s,比例因子1.5)Fig.13 Simulation results for operation of energy system during day and night (wind speed 20 m/s,scalefactor 1.5)

综合分析来看，Stratobus平流层飞艇方案提出的25 m/s为最大抗风能力，平均抗风能力不超过20 m/s。

4 结论与启示

平流层飞艇可形成月量级的区域持久驻留能力，填补传统卫星与飞机能力空白，是具有广阔应用前景的战略前沿装备。Stratobus平流层飞艇采用领域内优势单位联合研发模式，重点围绕囊体材料、能源系统、吊舱移动系统等核心关键技术开展创新设计与指标提升攻关，总体方案浮重、能源、推阻3个平衡满足20 km持久驻空要求，对平流层飞艇领域发展具有重要参考价值，其启示主要体现在以下3个方面：

1) 动态浮重平衡维持技术方面

内外条件动态变化下维持浮重平衡，是平流层飞艇实现长期驻空的首要条件。借鉴Stratobus飞艇设计与研制，维持动态浮重平衡重点采取的措施包括，一是研制轻质、高强、耐候、高阻气的多层结构复合囊体材料，囊体重量一般约占平流层飞艇总重的1/2以上[36]，材料实现轻量化设计可大幅降低整艇重量，根据国内外囊体材料技术水平和发展预期，囊材材料面密度可在Stratobus飞艇140 g/m2的基础上进一步降低，同时，通过材料承力层、耐候层、阻隔层综合设计，加上高水平的加工工艺，使囊体在高低温交换、紫外、臭氧等环境条件作用下，能够长期维持良好力学性能和较好气密性[37-38]；二是在囊体安全承力范围内过充适量浮升气体，并设计足够的浮力余量，过充的浮升气体，可有效抵消白天高温高压时渗漏量的增加和克服夜晚低温低压时囊体外形不能保持的问题，足够的浮力安全余量，可用于携带沙袋等配重，如气体渗漏过多造成当前飞行高度囊体外形不能保持，可通过抛沙适当调高飞行高度，实现囊体外形和新的浮重平衡维持。

2) 能源长期昼夜闭环技术方面

艇载能源的高效、闭环、可持续再生，是平流层飞艇长期驻空的必要条件。借鉴Stratobus飞艇设计与研制，实现能源长期昼夜闭环可综合采取的措施包括，一是研制高效轻质太阳电池、高能量密度储能电池，能源系统重量约占平流层飞艇总重的1/5[39]，有效降低太阳电池面密度，采用砷化镓等高效技术路线太阳电池，研制新型高比能量燃料电池、锂离子电池、锂硫电池等，在严格控制重量代价的条件下实现能源闭环；二是通过总体创新设计挖掘太阳电池阵发电能力，通过艇体沿纵轴旋转对太阳光线进行跟踪，能源管理系统采用最大功率点跟踪(MPPT)体制等；三是可通过昼夜差异化抗风策略优化能量消耗时序[35]，白天太阳电池阵输出功率较大时，推进系统以较高功率工作，迎风机动飞行，夜晚推进系统则以较低功率工作，飞艇在外界风场作用下回飞，在保持基本区域驻留能力的前提下，减少储能电池用量，进而实现能源系统整体减重设计。

3) 气动性能预测与减阻设计技术方面

平流层飞艇阻力特性对驻空期间能源消耗影响显著，特别是在较大风速条件下，优化飞艇外形，减小阻力，对于整艇总体设计至关重要。借鉴Stratobus飞艇设计与研制，一是要综合数值模拟和风洞试验，掌握阻力与其绕流特性、边界层转捩特性和分离位置等，实现阻力准确预测[40]；二是掌握艇身、尾翼、吊舱等部件阻力及其相互干扰形成的阻力[41]，进而结合气动外形设计优化方法，对整艇进行减阻设计[42]。