英语原文共 10 页

科学直通车

Procedia Engineering 99（2015）763 - 772

“APISAT2014”，2014年亚太航空航天技术国际研讨会，APISAT2014

平流层飞艇的数值模拟与热分析

孙康文，杨勤珍 ，杨洋，顺旺，谢勇，孙牟，

陈晓明，徐建明

北京航空航天大学航空科学与技术学院，北京100191

中国航天科技集团公司第八研究院811研究所，上海200245

摘要

本文提出了一种数学模型和数值模型来研究平流层飞艇光伏（PV）阵列的输出特性。此外，考虑到飞行时间，飞行状态，飞行位置，飞行高度，环境温度等因素对光伏阵列输出功率的影响，平流层飞艇表面的太阳辐射模型和光伏阵列是成立。然后，利用CFD / Fluent研究了光伏阵列对飞艇的热效应，在此基础上给出了光伏阵列和飞艇的三维温度分布。

copy;2015作者。由Elsevier Ltd.出版。这是CC BY-NC-ND许可下的开放获取文章

中国航空航天学会（CSAA）负责同行评审

copy;2014 The Authors。由Elsevier Ltd.出版

由中国航空航天学会（CSAA）负责的同行评审。

关键词：平流层飞艇;光伏阵列;热特性;流利

简介

作为高空平台，平流层飞艇具有广泛的应用，特别是在通信，广播，遥感，科学研究等方面。目前，美国，日本和韩国是发展平流层飞艇的主要国家。[1-10 ]通常，太阳能用于为高空长航时飞艇提供动力，而这种类型的动力系统是耦合到能量存储系统的光伏阵列。[2]光伏阵列是飞艇电力系统的重要组成部分。效率，质量，表面形状和位置。

PV阵列影响飞艇性能，而时间，纬度，温度和几何形状影响光伏阵列的输出特性。此外，光伏阵列对飞艇船体的温度特性有影响，并增强了飞艇的“过热”或“过冷”。[9]

基于180m长的NPL平流层飞艇，建立了光伏组件的数学模型和等效电路。此外，考虑到飞行时间，飞行位置，飞艇曲率，光伏阵列铺设方式，飞行状态，飞行高度，环境温度等因素对光伏阵列输出功率，太阳辐射模型和光伏的影响结合Matlab仿真软件，建立了平流层飞艇表面阵列。然后，利用CFD / Fluent研究了PV对飞艇的热效应，在此基础上给出了光伏阵列和飞艇的三维温度分布。

平流层飞艇和光伏阵列的仿真模型^[11]

基于平流层飞艇阻力系数理论，我们采用了国家物理实验室提出的NPL飞艇。它的长细比为0.25。为了研究阵列和平流层飞艇的输出特性和热性能，选择了表1中列出的阵列和飞艇的设计参数。NPL飞艇和阵列的初步设计方案如图1所示。

图1. NPL飞艇和阵列的初步设计方案表1飞艇和阵列的设计指标

参数 值

长度，m 180

直径，m飞艇面积，m²

阵列光电转换效率的区域

浮力气体体积，m³

天花板高度，公里经度和纬度日期

45

19000

2000

10%

氦气190000

20

39N，116E 2014年6月21日

PV阵列的弯曲表面与飞艇表面一致，接收不均匀的太阳辐射。阵列可以分为600times;3.333m2四边形网格，如图2所示，每个网格可以看作是倾斜平面。可以精确计算每个网格上的辐射。

图2。太阳能光伏阵列的网格图

飞艇光伏阵列的太阳辐射模型

太阳在水平坐标系下的位置由太阳高度角H和太阳方位角y确定。在水平坐标系下太阳高度角H，太阳方位角y和太阳矢量S_o 的几何关系如图3所示。

如图3所示。水平坐标系下的太阳位置

对于给定的地理位置，太阳高度角H和方位角y可以给出如下：

sin h = sin lt; psin lt; o cospcosoosw xti5233 (1)

sin y = cos o sin w / cos H. (2)

太阳delta;和太阳小时角omega;的下降可以给出：

o = 23.45° sin(2rr x (d_n 284)/365) (3)

w = [t plusmn; ^L-Ls e/60]x 15 (4)

e = 9.87 sin 2B 1-57.53 cos B - 1.5 sin B (5)

B = 360 x (d_n - 81)/364 (6)

根据太阳高度角H，太阳方位角gamma;和太阳矢量S_o的几何关系，太阳矢量S_o 可表示为：

S_o = (cos h sin y, cos. cos y, sin h) xti5668 (7)

其中0，cent;，1 /是平流层飞艇的俯仰角，侧倾角和航向角。当给出飞艇的0，cent;，1 /时，可以得到体轴坐标系S下的太阳矢量：

S = S_O (7)

如果假定某一时间大气边界上的直接太阳辐射为 e0，则可以通过以下方式计算 e0 ^[12,13]：

E0  Esc  r

(10)

(11)

其中，Esc = 1367W / m² 是太阳常数，r是由地球与太阳之间的距离引起的校正值。基于太阳能电池阵列的划分网格，任何网格接收的直接太阳辐射可以通过以下方式计算：

Ei E0b Ai cosi

  0.56(e0.56m0  e0.096m0 ) k

b 1

(12)

(13)

(14)

其中，i是网格的数量 ，A_i 是网格i的面积，E_i 是网格i接收的辐射，N_i 是网格i的法向量， i是直角太阳辐射的角度k和N_i 和S，tau;_b 是atmk的球体清晰度系数，参数的值范围 1是0.8~0.9，在这项研究中 1= 0.85，而m₀ 是高度改变的空气

质量，可以给出：

m  m[(288  0.0065 h) / 288]5.256

0

(15)

其中，m是海平面上的气团，h = 20km是辐射高度。

根据上述结论，当给出一定的日期和地理位置时，每日总辐射量

光伏阵列接收到的En可以通过以下方式计算：

n = {

1

sin K

H le; 30°

(16)

[1229 (614 sin H)2]1/2 H euro; 30°

(17)

其中，t_b，t_e 是日出和日落的时间，N是网格的总数。

数值计算和分析

阵列的功率输出由阵列上的入射太阳辐射，阵列的工作温度以及平流层飞艇的俯仰，滚转和航向确定。图4显示了阵列在20℃的温度下的输出分布。根据YW Wang的说法，阵列的温度可以高达60CoLecture [15]给出太阳能电池的温度系数。图5显示了阵列在60℃的温度下的输出分布。

时间 - 输出

250

theta;=0,phi;=0,psi;=0 t=20C

200

150

输出功率（kW）

100

50

0

0 5 10 15 20 25

时间（h）

图4。阵列的输出曲线在20℃的温度下

时间 - 输出

250

theta;=0,phi;=0,psi;=0 t=20C

theta;=0,phi;=0,psi;=0 t=60C

200

150

输出功率（kW）

100

50

0

0 5 10 15 20 25

时间（h）

图5。阵列的输出分布在60℃的温度下。

最后，为了研究光伏阵列和平流层飞艇的三维温度分布，Fluent用于阵列和平流层飞艇的建模和仿真分析。飞艇模型采用CATIA V5R20制造，内部结构被忽略。在ANSYS ICEM14.0中生成外表面和内场的六面体网格，如图6所示。

图6。六面体网格为180米长的NPL飞艇

采用流体中的S2S辐射模型和太阳能负荷模型对平流层飞艇进行稳态分析。时间是2014年6月21日下午1点。位置位于北京，海拔20公里。公平天气条件方法也用于该模拟，并且环境大气的温度为217K。直接太阳辐射为1367W / m² ，漫射太阳辐射为200W / m²。包络线的发射率约为0.88，吸收率为0.33，外部发射率为0.8，内部发射率为0.733，导热系数为2 W / m2·K。太阳能电池阵列的转换率为10％，吸收率为0.85，外部发射率为0.8，导热系数为4.5 W / m2·K。

180米长的NPL飞艇的仿真结果如图7和图8所示。

图7飞艇的温度分布

图8 NPL飞艇中段的速度分布

由于太阳辐射和光伏阵列的高太阳能吸收率，光伏阵列上出现了320K的最高温度。最低温度出现在没有施加太阳辐射的包络的侧面部分。最低温度约为280K。由于飞艇上侧的温度高于下侧的温度，因此自然对流更强。内部气体的温度分布主要由扩散决定，自然对流速度较低，如图8所示。

如果在PV阵列和飞艇船体之间安装5mm厚的绝缘结构，则阵列的温度将增加。然而，内氦气的速度降低，这有利于增加平流层飞艇的寿命。如图9，图10所示。

图9绝缘对光伏阵列和飞艇温度分布的影响

图10绝缘对飞艇速度的影响

结论

基于180m长的NPL平流层飞艇，建立了光伏组件的数学模型和等效电路。此外，考虑到飞行时间，飞行位置，飞艇曲率，太阳能电池阵列铺设方式，飞行状态，飞行高度，环境温度等因素对太阳能电池阵列输出功率的影响，太阳辐射模型，结合Matlab仿真软件，建立了平流层飞艇表面的太阳能电池阵列。然后，利用CFD / Fluent研究了PV对飞艇的热效应，在此基础上给出了光伏阵列和飞艇的三维温度分布。

致谢

这项工作得到了国家自然科学基金项目51,307004和上海航天科技创新基金SAST201268的支持。

参考

1. Liao，L。和Pasternak，I。，“飞艇结构研究与发展评论”，“航空航天科学进展”，Vol。45，第4-5号，

2009年5月至7月，第83-96页.doi：10.1016 / j.paerosci.2009.03.001

1. Colozza，A。，“高空长航时飞艇的初始可行性评估”，NASA CR-21272，2003年12月。
2. Eguchi，K.，Yokomaku，Y。和Mori，M。，“日本平流层平台飞艇技术可行性研究计划”，AIAA论文99-3912，1999年7月。
3. Kim，DM，Lee，YG，Kang，WG，Lee，J.-W。和Yeom，C.-H。，“Korea Stratospheric Airship Program and Current Results，”AIAA Paper 2003-6782，2003年11月。
4. Lee，YG，Kim，DM和Yeom，CH，“韩国高海拔平台系统的发展”，国际无线杂志

信息网络，卷。13，第1期，2005年，第31-42页。doi:10.1007/10776-005-0018-6

1. Nachbar，D。和Fabel，J。，“Next Generation Thermal Airship”，AIAA Paper 2003-6839，2003年11月。
2. Harada，K.，Eguchi，K.，Sano，M。和Sasa，S。，“用于平流层平台飞艇的热模拟的实验研究”，AIAA论文2003-6833，2003年11月。
3. Sasaki Y.飞艇式平流层平台的热问题[C] //第三次平流层平台系统研讨会。2001,10：78 - 84。
4. 李小建，方贤德，戴秋明平流层飞艇光伏阵列热特性研究[J]。飞机杂志，Vol。48，No。4,2011 pp.1380

   资料编号：[4280]

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