软式飞艇发展回顾和展望.docx
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软式飞艇发展回顾和展望
软式飞艇—发展回顾和展望
一、轻于空气的航空器（LTA）和软式飞艇（BLIMP）
航空器分为重于空气的航空器和轻于空气的航空器。
重于空气的航空器包括飞机、滑翔机、直升机、旋翼机和扑翼机。
轻于空气的航空器包括自由气球、系留气球和飞艇。
按照气囊结构不同飞艇又分为硬式飞艇（RIGIDAIRSHIP）、半硬式飞艇和软式飞艇（NON-RIGIDAIRSHIP或BLIMP）。
软式飞艇在欧洲特别是英国比较习惯使用NON-RIGIDAIRSHIP这个词汇来称呼；在美国，则习惯使用BLIMP这个词汇。
轻于空气的飞行器的出现，早于重于空气的飞行器。
飞艇的出现早于飞机。
十世纪初中国发明的孔明灯，实质上就是早期的热气球。
1783年，法国蒙高尔费兄弟才制成热气球，携带几只小动物升空。
1783年10月15日罗其埃乘热气球升空26米，飞行了四、五分钟。
同年11月21日，罗其埃和达尔朗德乘热气球升空1000米，12分钟飞行了12公里。
1852年，法国亨利•吉法尔建成第一个软式飞艇，长44米，最大直径12米，动力装置为蒸汽机驱动一个三叶螺旋桨。
1865年，鲍尔•汉林建成第一个使用内燃机驱动螺旋桨的飞艇。
重于空气的航空器的升力来自空气流动产生的空气动力；轻于空气的航空器的升力来自空气对于气囊产生的静浮力。
气囊能够产生浮力的原因是气囊内浮力气体的密度和比重低于空气。
有两种方法得到低密度、低比重的气体。
第一种方法是物理方法，加热空气。
根据国际标准大气，海平面大气状况为：
气压101325Pa，气温288°K，大气密度1.225Kg/m3，空气平均克莫尔数为29克。
空气被加热，温度升高后密度下降，可以产生浮力。
海平面标准大气状态的干燥空气，温度提高到40℃时可以产生0.098Kg/m3的浮力，温度为100℃的干燥空气可以产生0.279Kg/m3的浮力，温度为150℃的干燥空气可以产生0.391Kg/m3的浮力。
第二种方法是化学方法，气囊内充入化学成分不同于空气的单质气体。
空气不是单质，而是多种气体的混合，主要成分是接近80%的氮气和接近20%的氧气，其它气体所占比例很小。
空气的平均分子量是29。
氦气的分子量是4，充氦气时，每立方米氦气产生的浮力应该是：
1.225X（29—4）/29=1.06Kg/m3；氢气分子量是2，充氢气情况下浮力应该是1.225X（29—2）/29=1.14Kg/m3。
氨气也比空气轻，NH3的分子量是17，充氨气情况下的浮力应该是1.225X（29—17）/29=0.506Kg/m3。
但是氨气有腐蚀性，而且对于人有毒害作用。
天然气的甲烷也轻于空气，甲烷的分子量是16，充甲烷天然气情况下的浮力应该是1.225X（29—16）/29=0.549Kg/m3。
但是甲烷易燃。
最经常使用的浮力气体是氢气和氦气。
氢气容易得到而且便宜，但是可燃，有火灾和爆炸的危险，历史上出现过兴登堡飞艇失事等重大灾难。
氦气是惰性气体，非常安全，但是稀有，价格高，而且可能受到出产国的封锁。
第二次世界大战前夕，希特勒侵略扩张的野心已经曝露，为了本国国家安全，美国对封锁了对德国氦气供应。
世界领先、兴旺发达的德国飞艇事业的发展受到严重的挫折。
硬式飞艇的气囊为硬壳式（蜂窝或泡沫夹层结构）或半硬壳式（蒙皮、框、梁、桁条结构）。
多用于总重100—200吨以上的大型飞艇。
例如二十世纪30—40年代德国的齐柏林号和兴登堡号飞艇。
兴登堡号飞艇长245米，气囊容积达到20万立方米。
这种大型飞艇在早期应用比较多。
铝合金型材制成框和桁条组成的骨架外面包复蒙皮构成巨大的气囊，其中布置了许多充满氢气的单元气囊。
从我们带来的专题片“飞艇的黄金时代”中可以看到这些细节结构。
软式飞艇的气囊用气密的气球布等材料制成。
没有充气时是柔性的，软的。
充满浮力气体后变成刚硬。
一般，软式飞艇气囊内的气体压力要高于外部大气压力，这个压力差使得气囊变成刚硬，在气动载荷下不会发生皱折或变形。
由于气囊材料性能的限制，早期软式飞艇多用来制造总重23吨以下的小型飞艇。
后来，随着性能更好的新材料的出现，已经可以制作总重数百吨的软式飞艇，而且其生产率指标（有用载荷X航速/空重）优于硬式飞艇。
软式飞艇得到更广泛的应用。
二、软式飞艇发展的历史回顾
首先，援引1980年中国驻英国大使馆商务处搜集到的一个统计表，表一，世界各国建造生产飞艇数量的统计表。
表一，世界各国建造生产飞艇数量的统计表
国家
硬式
半硬式
软式
1914年前
1914-
1920
1920年后
1914年前
1914-
1920
1920年后
1914年前
1914-
1920
1921-
1945
1945年后
奥地利
9
比利时
3
1
荷兰
1
法国
1
14
3
46
67
7
德国
24
113
5
12
2
3
28
3
6
英国
1
11
5
3
1
24
198
1
11
意大利
11
16
6
4
日本
2
5
1
5
1
苏联
13
9
5
50
4
西班牙
1
2
1
3
美国
4
1
25
46
218
65
小计
26
124
14
56
19
25
150
316
284
90
合计
164
100
840
总计
1104
注：
引自1980年8月中国驻英国大使馆商务处编辑“英国充氦飞船发展情况的初步调查”。
本文发表在1985年4月在昆明召开的云南民用航空/飞艇应用学术讨论会专辑-2。
这个数据应该是截止到八十年代之前。
可以看出：
第一，硬式飞艇仅仅在早期生产比较多；第二，软式飞艇总的数量远远多于硬式飞艇。
软式飞艇的发展，可以划分为几个时期或阶段。
第一个时期是从飞艇诞生到二十世纪三十年代末。
这个阶段覆盖了飞艇的诞生和黄金时代。
当时飞机尚处于新生阶段，飞机虽然发展很快，但是在航程、载重（客座数）和速度几个主要方面仍然受到局限。
大型飞艇虽然速度略低，但是在航程、载重（客座数）和飞行成本方面都优于飞机。
飞艇发展到黄金时代。
大型硬式飞艇越洋航线开通、频繁的洲际飞行和穿越北极的飞行，是飞艇黄金时代的写照。
图1是著名的齐柏林硬式飞艇，图2是著名的兴登堡号硬式飞艇。
图1 著名的齐柏林硬式飞艇 图2 著名的兴登堡号硬式飞艇
第二个时期是二十世纪四十年代到六十年代，即二次世界大战以及其后一段时期。
这个阶段，由于战争的需求，飞机得到快速发展。
战斗机达到高亚音速甚至超音速的高速度，轰炸机达到了越洋和洲际的远航程以及巨大的载弹重量。
战后将这些成果民用，创造了民航运输飞机的喷气时代，实现了快速、远程、舒适的旅行。
飞艇失去了运输方面的市场，进入了停滞和萧条，大型硬式飞艇成了历史的过客。
但是，在战争中，特别是在美国，软式飞艇在海岸巡逻、警戒、反潜和布雷等军事应用方面找到了自己的位置，得到了一定的发展。
美国在六十年代以前制造了大量的软式飞艇，大部分为军用。
如固特异（GOODYEAR）公司在1938—1944年期间提供美国海军K型134架、L型18架，1953—1956年期间提供美国海军ZPG-2型12架、ZSG-4型15架。
这些软式飞艇发挥了显著的作用。
图3展示了一些当时广泛应用的飞艇。
在战争时期，系留阻拦气球用于城市防空，也发挥了自己的作用。
从历史记录片可以看到，当年，德军兵临莫斯科城下时，苏军在城市上空，布满了系留气球，组成防空网。
遗憾的是，在与飞机的竞争中，飞艇的海岸巡逻和反潜等任务，也逐渐失去自己原来占有的市场。
图3 第二次世界大战及战后时期美国海军广泛应用的一些型号软式飞艇
第三个时期是二十世纪七十年代前后，在欧洲再次激发出开发软式飞艇的浪花，甚至波及到日本。
其动力并不是欧洲或日本自己在运输方面的需要，而是为了支持非洲落后国家和地区的经济发展，解决交通闭塞的丛林地带的人员交通和木材、矿产的运输问题。
英国、德国、日本都开展了一些工作。
德国开发了WDL1、WDL2、WDL3等软式飞
图4 SKYSHIP-600飞艇
艇，氦气容积为6000、13000、20000立方米。
1979年以后英国飞艇工业公司开发了天空飞艇（SKYSHIP）系列的软式飞艇，包括AD-100、AD-500、AD-600、AD-5000，氦气容积为1000、5131、6050、50000立方米，副囊比为26%、26%、26%、32%，最大航速为111、115、120、170公里/小时，巡航速度为93、96、93、111公里/小时，升限为914、2438、2438、2438米。
表二是英国飞船发展公司做出的飞艇市场的预计，在其后十年内需求的软式飞艇可能达到868艘，有关业界相当乐观。
表二英国飞船发展公司关于软式飞艇市场的预计
用途/
国家和地区
海上监视
反潜
扫雷
空中警戒
广告
英国
12
30
25
15
2
欧洲
20
40
70
20
2
日本
20
45
25
15
2
澳大利亚
10
10
12
10
2
美国
48
90
100
60
3
非洲
8
10
15
4
1
东南亚
40
12
12
5
1
中东
40
15
10
5
2
合计
198
252
269
134
15
我国对这一浪花也有共鸣，1976年，中国科学院下达文件，同意江苏省开展飞艇研制。
1977年，国家计委、中科院和三机部下达文件到江苏省，同意江苏担负氦气飞船试制任务，拟在南京航空学院附设充氦飞船研究机构，具体开展飞船研究设计工作，由江苏省领导，中国科技大学力学系协助。
后来的开发工作，进展不顺利，1981年初，第三机械工业部行文请示国家科委和国家计委，建议撤消充氦飞船研制任务。
理由有三：
无明确用户、国内基础工业技术水平不具备条件、经济效果无把握。
当年四月，国家科委和国家计委发文回复第三机械工业部，同意撤消氦气飞艇研制任务。
总之，研制开发软式飞艇的浪花没有变成波涛和激浪，不久就平静了。
请注意这个现象：
在表二英国飞船发展公司市场预测中，没有运输一项。
说明他们已经发现，软式飞艇的主要市场在于军用。
第四个时期，二十世纪八十年代至现在。
真正的现代软式飞艇或者称为当代软式飞艇在这个时期正在孕育发展。
当代软式飞艇的出现是二十世纪高技术成果的继续。
现代软式飞艇具备如下特点：
第一，以高技术成果为基础，与过去各个时期的飞艇相比较，技术平台已经发生根本变。
第二，现代软式飞艇主要不是为了解决交通运输问题，不是民用；而是国家用，开发成为武器装备，为军事和国防服务。
当然也用于反恐。
第三，现代软式飞艇倾向无人驾驶，高度自动化，实际上是空中机器人。
第四，现代软式飞艇重视可靠遥控遥测，实现飞行器程序控制和远程超控。
第五，当现代软式飞艇注重任务载荷的发展，重视任务载荷所得到信息的实时、远程、高保真、防侦窃传输。
后面将详细介绍几种现代软式飞艇。
三、现代软式飞艇关键技术
现代软式飞艇，特别是无人驾驶软式飞艇，也是一种无人驾驶飞行器，涉及下列有关关键技术。
（略）
现代软式飞艇的关键技术，体现了高技术发展的成果，特别是信息科学技术、材料科学技术、航天技术和自动化技术的成果。
我国“863高技术发展计划”包括了八个领域，上述现代软式飞艇所依赖的高技术就包括了其中的四个。
这进一步证明，现代软式飞艇发展的第四个时期是高技术发展的继续。
气囊是软式飞艇最大的部件，也是与其它航空器比较最具有特色的部件。
这里对软式飞艇的气囊做一些简要介绍。
1气囊充气余压的确定：
需要综合考虑强度和刚度。
余压越高，气囊囊体材料需要承受的应力越大，气囊的强度威胁越大。
但是，余压越高，气囊的刚度越高，承受稳定或者阵风载荷的能力也越高。
充气余压的选择与囊体材料有关，也与气囊尺度有关，因为同样充气压力下，囊体材料承受的应力的大小与气囊的尺度正比。
体积较小的气囊可以选用较高的余压，体积大的气囊，实现大余压比较困难。
早期，充气余压在0.033—0.067Kg/cm2范围，相当于33—67cm水柱。
近年来囊体材料改进，轻、强、薄，国内一些设计采用4—10cm水柱的余压。
2副囊比的选择：
对于一般飞行高度有限的软式飞艇，副囊比为20%—40%。
副囊比的确定很大程度上受到飞艇升限的影响。
粗略考虑大气气压和密度随高度的变化，在3000米、6000米和9000米高空，大气气压降低到0.7、0.5、0.3Kg/cm2力，要想维持气囊余压，需要排出30%、50%、70%体积的囊内气体，一般是排出副囊内的空气。
前面所说的20%—40%的副囊比，指的是一般的飞行高度不超过2000米的飞艇，对于高空飞艇，副囊比必须提高很多。
那时，副囊可能比主囊还要大很多。
例如在22公里高度工作的高空飞艇，在地面起飞时，充氦气的主囊的体积只有气囊总体积的5%左右，而充空气的副囊的体积占气囊总体积的95%。
到达22公里高空时，地面起飞前充入的氦气膨胀到原来的20倍，原来在地面充入的空气几乎全部被排出。
副囊的作用，不仅是作为配重，更重要的是用来适应升空后气压的下降。
囊内充气呼吸：
高度上升或气象气压变化时，为保持充气余压恒定、不超压，囊内气体需要呼吸。
适宜的方法是让副囊中的空气呼吸。
应当同时注意到副囊呼吸引起的气囊浮力变化。
3呼吸阀门：
控制气囊充气的呼吸。
应该是自动的、根据设定压差以及飞行高度调节的、具有排气功和充气功能的自动调节器。
4气囊材料应该具备的六方面性能：
1）适当的强度，2）足够的气密性，3）比较小的比重，单位面积材料的重量，4）抗老化能力， 5）抗紫外线老化的能力，6）抗氮气渗透扩散能力。
5充气余压产生的拉应力：
理想情况，圆管管壁周向的拉应力为：
σ=0.5XDXP/δ
σ—应力， D—圆管内径， P—充气压强， δ—管壁厚度。
这个公式也可以于充压气囊周向拉应力初步估算。
6升空后气压变化：
表三给出气压和温度随高度的变化。
例如，1000米高空，气压为900毫巴（0.9Kg/cm2），海平面气压为1013毫巴。
为了保持气囊内外压力平衡，需要通过呼吸阀门从副囊排出大约10%总容积（900/1013=0.89）的空气。
当高度下降时，需要经过呼吸阀门吸入或者充入需要的空气。
如果设计中的飞艇的飞行高度范围为地面到1000米。
在这个高度范围内，大气气压、密度下降约10%。
升到高空后，气囊排出副囊内的部分空气，副囊体积缩小，主囊内的氦气的容积增大，气囊总体积维持不变。
7压仓水的功用：
飞艇充气后产生的浮力应该比设计载荷多出一定的剩余（机动）浮力。
压仓水用来平衡剩余（机动）浮力。
当遇到雨雪天气，飞艇气囊沾水、重量增加时，排出压仓水，增加飞艇的浮力。
恢复飞艇的浮力与重力的平衡。
8气囊材料：
单层气囊常用的材料是尼龙丝布增强的聚氨脂基复合材料气球布。
这种材料充分发挥了尼龙丝布的高强度优点以及聚氨脂的气密优点。
这种布的比重为每平方米200克左右，当前市价大约为每平方米60—70元，制作一个容积为500立方米的气囊所需要的材料费和加工费大约在15—20万元。
用这种材料制作的气囊，在气密性、强度、抗老化性能等方面比较好。
多层气囊采用内囊外面套一个外囊构成。
内囊一般采用两层聚乙烯膜，每层每平方米重量为70—85克，两层结构每平方米重量约为140—170克。
外层采用牛筋布。
加上外层以后，气囊每平方米重量也是200克左右。
牛筋布发挥强度作用，聚乙烯膜发挥气密作用。
多层结构气囊的比单层结构气囊的造价低40%左右。
虽然多层结构气囊价廉，但是寿命短，特别是内外囊之间的摩擦或配合不佳，可能引起气囊损坏。
一般，多层结构气囊大多用于一次使用，短寿命飞艇。
四、标准、规范和适航要求
软式飞艇的研制和生产，应当遵守相应的标准、规范和适航要求。
在适航要求方面，英国民用航空适航要求BCAR的Q部就是对飞艇的要求。
美国有联邦航空署发布的FAA—P8110—2“飞艇设计准则”。
中国民航总局1997年发布了AC—21—09“飞艇适航标准”，规定我国就采用美国的FAA—P8110—2“飞艇设计准则”作为我国的飞艇适航标准。
英国BCAR中的Q部（软式飞艇）适航性要求要点如下：
（注意，此处引用的是八十年代的版本。
）
1）飞行要求，包括性能和操纵两个方面。
性能要求：
三个方面：
爬升性能、场上性能、平飞性能。
爬升性能：
A，全部发动机开动情况下达到2米/秒的最小爬升率，这样才能承受38公里/小时（五级风）吹过15米高楼所产生的高楼后下洗风。
B，发动机在小油门工况下，一旦飞行员发现飞艇突然下沉，能够在10秒钟之内达到以上规定的最小爬升率。
C，双发飞艇，单台发动机失效时，不排放压仓空气，仍然能够达到0.76米/秒的爬升率。
场地要求：
根据美国固特异公司建议，飞艇场地的直径为飞艇长度的5倍。
平飞性能：
由于风暴中心可能产生55.6公里/小时（七级风）的吸入风速，所以要求在靠近风暴附近飞行时，飞艇的平飞速度不得小于74公里/小时。
对飞艇飞行的操纵要求：
这是在各种动力和飞行情况下，保持最大爬升率及最大下沉率的操纵限制，或在不同动力情况下达到最小转弯半径的操纵动作。
应当分析发动机故障情况对于高、低速度飞行中操纵性的影响。
要考虑飞艇在正常和应急情况下飞行员所需要付出的劳动强度。
应计算安全操纵飞艇的允许最大风速，诸如以下各种情况：
飞艇在侧风中进场、着陆时，在下风头发动机停车，仍能操纵飞艇安全进场。
着陆的条件应是，该侧风的风速不得大于飞艇在单发停车下可达航速的75%。
另一种情况是规定地面人数条件下能曳拉住飞艇的最大允许风速。
最后，取以上两种情况的最小者作为限定的允许最大风速。
还应考虑飞艇迫降情况下的操纵要求，迫降有两种情况：
A，发动机尚能工作的情况下，飞行员还可以选择场地进行迫降。
此时，在全部发动机工作或单发工作情况下，在没有地面人员的帮助下，应能操纵飞艇安全着陆，并使飞艇上的乘客安全离艇登陆。
B，全部发动机停车，这时只能按照气球的方式着陆。
应能在允许的最大风速下操纵着陆。
着陆后乘客疏散的速度应该小于应急放气系统的升力减小速度，防止飞艇带着艇上其余乘客再度离地。
2）结构要求。
要考虑到机动、阵风和系留各种情况下作用的载荷。
（1）机动载荷情况：
飞艇在最大载荷情况下，以最大功率俯冲飞行中达到的速度Vd，（对于飞艇一般就取其最大飞行速度Vc，Vd=Vc），再加上风速，这时飞行员以能够使出的最大力气操作飞艇舵面到最大偏转角度，这时在飞艇上产生的载荷达到最大载荷。
要考虑升降舵、方向舵单独偏转的效应和两舵同时偏转的复合效应。
并且考虑舵面从一个极端反向操纵迅速达到另一个极端的载荷情况。
（2）阵风载荷情况：
根据近年来的研究，阵风的发生过程，从其0值到达最大值Vmax，要经过一段距离，所以取阵风风速的计算值为V，V=KVmax，阵风系数K，取决于飞艇的速度，一般低速飞行器，取K=0.6。
在英国，按照统计资料，一般取V=9米/秒。
综合各种飞行情况，包括阵风载荷在内，飞艇可能遭遇的最大纵向过载不大于2g。
（3）系留载荷情况，这需要统计当地的地面风速。
英国的统计值为148公里/小时（12级飓风）。
风吹向飞艇所产生的阻力，即是作用在飞艇头部和系留柱上的拉力载荷。
飞艇头部的压力载荷来自，全部发动机以5.5公里/小时的速度冲向系留柱的载荷，或是由飞艇尾部吹来的46.3公里/小时的风速所产生的载荷。
系留柱应当具有一定的柔性以承受动载荷。
迎头阵风还可能产生很大的拉、压交替载荷。
系留系统的侧向载荷按规定的作用角锥确定。
3）设计和构造的要求
除了对于轻型飞机的设计和构造要求（BCAR的K部要求）适用外，对于气囊的设计和构造还另有要求。
如软式飞艇气囊的材料应是抗撕裂、不可燃，并且要求经、纬方向为等强度。
对于所用的非金属材料，如在使用到强度降低到原值的半数时即予以更换，则总的安全系数取为4。
对于金属材料，仍和飞机类相同，安全系数取为1.5。
气囊和阵风和机动等载货情况下应不发生皱纹，这一条件是决定气囊最大充气压力的设计情况。
气囊充气系统应有自动放气机构，保证气囊没有爆破的危险。
除满足以上要求外，对气囊材料还要求抗老化、抗紫外线及防气体渗漏的能力，并具有好的折叠纫性。
4）对发动机的要求：
飞艇所用发动机及其安装要求和通常的飞机类相同。
只是发动机在取得型号证书时可以放宽要求，这是因为适航性要求所管理的飞艇，即便在全部发动机停车的情况下也不会产生灾难性的事故，最多在回到地面时会发生不同程度的紧张局面。
但是这到底不是经常遇到的情况。
因此，对于飞艇用发动机只要求75小时的耐久性试车，而不必要求用于飞机类上的150小时试车。
5）设备安装的要求：
浮力气体和空气的阀门和供气系统是飞艇安全运行的重要设备。
因此，设计时，应在最大上升率和下沉率的要求下，估算阀门和供气系统所需要的流量。
要考虑到遭遇最坏的雷雨情况，这是全天候运输飞艇所应具备的适应能力。
如飞经的地区有气象预报可得或飞艇上设备有气象雷达，则遭遇严重风暴的几率减小，同时所受阵风风速也相应地减小。
故在计算阵风载荷时，一般飞艇的阵风系数取K=0.75，而装有气象雷达的飞艇可降低一些，取K=0.5。
6）采用英国适航性要求的安全水平。
适航性要求的基础是经验，由其中可归纳出两种性质的要求：
第一种性质的要求是基于良好的工程实践，并反映了过去发生过的事故和缺陷的各种经验。
第二种性质的要求是一种理性要求，是基于研究不同阵风情况和典型的机动包线的概率统计得来的，这也要靠过去的经验。
如采取发动机可靠性试验计划之类的措施。
以上两种性质的要求内容分别包括在适航性要求的各部和章、节之中。
因此，按照适航性要求进行设计、生产、运用飞艇，并能达到一定的安全水平。
CAAC—AC—21—09“飞艇适航标准”（即FAA—P8110—2“飞艇设计准则”）主要包括七个分部：
Ⅰ—总则，Ⅱ—飞行，Ⅲ—结构，Ⅳ—设计与构造，Ⅴ—动力装置，Ⅵ—设备，Ⅶ—使用限制和资料。
请注意，中、美适航标准针对的对象是乘客人数（不包括驾驶人员）少于九人的载人飞艇。
不适用特种飞艇。
所以，研制无人驾驶软式飞艇时仅供参考。
五、典型现代软式飞艇以及相关发展计划介绍
首先简要介绍三种现代软式飞艇及相关计划，它们分别代表小型、中型和大型；也分别代表低空、中空和高空软式飞艇。
第一个介绍的是飞艇是美国BOCSHAEROSPACE公司承担军方SASS（小型飞艇侦察系统）计划开发的一系列小型现代软式飞艇。
这些飞艇的最大飞行速度为72公里/小时，工作高度1000米到2000米，是低空飞艇。
见图5和图6。
图5和图6 美国BOSCHAEROSPACE公司研制的SASS小型侦察无人驾驶飞艇
001号和002号飞艇，气囊容积1
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