大型重載飛艇梁索結構設計與應用研究現狀

李亞智，龍飛，孔衛宏，何巍，朱天陽，劉城

（1.西北工業大學 航空學院，西安710072）

（2.中國特種飛行器研究所動力環境研究室，荊門448000）

（3.中國特種飛行器研究所結構強度研究室，荊門448000）

0 引言

飛艇是一種輕于空氣的飛行器，與常規固定翼飛機和直升機產生升力的方式不同，飛艇主要以浮力作為升力源，浮力則產生自飛艇內部的升力氣體，大幅度降低了動力需求和燃油消耗，能夠長時間留空，使用成本低。運輸用飛艇結合了船舶和飛機的優點，速度比船運和陸地運輸快，也無需長跑道供起飛和著陸，這使得飛艇可以遠距離重載運送貨物，承擔不適合飛機和直升機執行的具有挑戰性的任務［1-2］。

20世紀30年代以后，大型重載飛艇的發展由于其安全性控制問題以及飛機工業的快速發展，一度陷于停滯。近年來，隨著材料、制造、設計計算技術的發展，以及軍事、交通運輸、求援救災領域對新型大型飛艇的需求不斷增長，相關研發逐漸回溫。目前，國內關于大型重載飛艇的研制工作尚處于起步階段，缺少相關設計經驗；而在國外，由于涉及型號和保密等原因，關于大型飛艇研制技術特別是硬式飛艇結構設計和強度評估的文獻很少，或缺乏對技術細節的描述。盡管如此，本文仍試圖對大型飛艇結構設計與應用的研究發展狀態進行初步總結。

1 大型重載飛艇結構概述

飛艇按其結構類型一般分成軟式、半硬式和硬式三種。軟式或半硬式結構一般都應用于中小型飛艇。軟式飛艇依靠其升力氣體的內壓來保持其形狀和結構的完整性。半硬式飛艇也沒有支撐外形的內框架，主要靠升力氣體的支撐來保持外形，但半硬式飛艇安裝有從頭至尾延伸的硬龍骨，可用來分布承重以及連接尾翼和發動機等，也部分用于提供結構完整性。本文主要討論大型、重載飛艇結構。大體量飛艇必須設計成具有破損安全的特點，這在客觀上要求其采用硬式框架結構。L.Liao等［2］援引Burgess的著作Airship Design，指出硬式飛艇的體積不應小于一百萬立方英尺（大于28 000 m3）。實際上多數硬式飛艇的體積都超過了二百萬立方英尺（大于56 000 m3）。

早期的硬式飛艇艇體結構型式有常規的梁索結構和金屬薄壁結構，后來又提出了夾層硬殼型式和geodetic（一種雙向螺線布局的三角形格柵肋筋）型式［1，3-4］。本文主要討論常規的梁索艇體結構形式，如圖1所示，艇體有多個橫向隔框，隔框周邊是由一系列橫梁依次連接形成的。隔框又分為主框和次框，主框內部布置了若干拉索，也可能有一些內骨架，用來提高隔框面內剛度；次框內部中空。在隔框外圍橫梁之間沿縱向布置有許多縱梁和長桁，并和隔框連接。這些橫梁、縱梁、長桁的主要組成構件是三角桁架。橫梁、縱梁和長桁之間形成多個矩形格柵，各通過張線對角連接，可提高骨架抗彎、剪剛度。主結構即是由這些框、梁、拉索、張線構成的結構框架，起維形和承載作用，框架外部則覆蓋有疊層織物蒙布。主隔框將艇體內部分隔成若干獨立隔間，每一個隔間內置一個升力氣體氣囊，系留于硬框架節點上。個別氣囊泄壓或局部結構損傷不至于導致全局性失效，能有效降低發生重大事故的風險。在主隔框之間加裝中空的次隔框，既提高了縱梁、長桁的抗失穩能力，又不占據氣囊空間。飛艇梁索框架結構的主要受力為升力氣體產生的浮力、結構重量、內部空氣和升力氣體重量、氣動力、有效載荷、以及發動機的矢量推力等，還有來自尾翼、吊艙、起落架、系統設備和發動機的重量等其他集中力和分布力形式。由于主要外部載荷和氣體內壓由結構框架和氣囊承擔，蒙布的承載作用相對次要，主要是將氣動載荷傳遞到結構框架上。

圖1 典型硬式飛艇梁索艇體結構構造［1］Fig.1 Typical beam-wire structure of a rigid airship［1］

梁-索組合結構在工程領域并不鮮見，例如橋梁懸索結構。與懸索在橋梁結構中作為主承載構件不同，硬式飛艇結構中的拉索和張線主要是為了提高硬式骨架的局部和整體剛度而設。

2 硬式飛艇梁索結構選材和結構構型

C.Stockbridge等［1］闡述了當代飛艇的結構選材問題。飛艇需要展示出適當的強度、氣密性、環境適應性、耐久性、導熱性和阻燃性等，飛艇設計還要兼顧重量、性能、服役壽命、可維修性、價格成本和安全性等不同要求。因此，材料選擇要考慮諸多要求和若干競爭性因素的綜合權衡。復合材料由于其比強度、比剛度高等優點，已經越來越多地取代金屬材料，成為現代飛艇結構的首選材料。本文也將主要圍繞復合材料在飛艇梁索結構中的應用展開討論。

談及硬式結構細節和選材，就不能不提及德國Zeppelin Luftschifftechnik公司的Zeppelin NT（ZNT）載人飛艇［5］，如圖2所示。ZNT盡管屬于較小型的半硬式飛艇，但采用了非傳統的結構設計，具有剛性的內部結構，常被當作硬式結構的設計范例。

圖2 ZEPPELIN NT半硬式飛艇［5］Fig.2 ZEPPELIN NT semi-rigid airship［5］

K.Hagenlocher等［5］對ZNT飛艇的結構特 點進行了描述。ZNT將硬式飛艇的梁-索結構應用于較小型的飛艇設計中。其連續主結構（如圖3所示）包含一系列三角形隔框，它們在頂點處和縱梁相連，并和對角拉索一起形成“Warren方格”剛性空間框架布局，貫穿艇首到艇尾。所有部件，包括尾翼、推進系統和吊艙等均固定在主結構上。蒙布從頭至尾和縱梁連續連接，由于避免了離散點連接，作用在蒙布上的氣動力能夠通過盡可能短的幾何路徑傳遞，從而允許采用更輕質的蒙布材料。蒙布和主結構構成冗余系統，即若在其中某部分發生損傷或功能喪失，全部載荷仍能通過未受影響的部件傳遞。飛艇內部空間被三角框分隔成若干隔間，每個隔間內置一個升力氣體氣囊，隔間下部有空氣氣囊穿過。

圖3 Zeppelin NT飛艇的主承載結構［5］Fig.3 Primary structure of Zeppelin NT airship［5］

ZNT骨架的對角拉索是用環氧樹脂將凱夫拉纖維黏結形成的6～8 mm直徑的繩索，因為其具有高強度和低模量，可以使結構有足夠的彈性，通過艇體剪切和扭轉彈性變形吸收突風載荷的能量，減輕硬式主結構承擔的載荷；拉索材料模量越高，主結構分擔的載荷也越大。

ZNT每個隔框是由三個相同的梁式三角桁架（如圖4所示）兩兩相連組成正三角形構型。每個三角桁架包含三根φ25 mm×0.6 mm長的主管，通過一系列φ11 mm×0.4 mm小管子互聯。所有管件都是用纖維增強復合材料制成，是將一定量的碳纖維粗紗鋪展到一種硬泡沫核表面，外面再覆蓋一層編織玻璃纖維外套，如圖5所示，該玻纖外套用于支撐單向鋪設的碳纖維，同時可作為一種損傷標志物，如若受到沖擊載荷，玻纖的外層將變白，從而即時識別出損傷。

圖4 典型的梁式三角桁架［5］Fig.4 Typical beam-like truss structure［5］

圖5 碳纖維夾芯管［5］Fig.5 Carbon fiber sandwich tubing［5］

R.Schütze［6］針 對Zeppelin NT中 采 用 的 復 合材料管狀撐桿及其連接方式進行了專門描述，并給出一種用復合材料襯套連接兩根相同夾芯桿的解決方案（如圖6所示）。用環氧膠將管狀襯套粘在兩個相對的桿頭外，并覆蓋一定長度。

為了充分利用復合材料夾芯撐桿的優異力學特性，還需要有適當的載荷傳遞元件。R.Schütze［6］介 紹 了一種高載傳遞 連 接 件，如 圖7所示，將一個錐狀金屬零件置于被連接撐桿的錐狀收口內，在撐桿外表面沿周向纏繞碳纖維預浸料并進行二次固化。螺桿一頭旋進錐狀零件中心螺孔，另一頭外伸。將一個壓盤扣在管口并用螺母抵緊。拉伸載荷通過螺桿傳遞給錐形元件，再通過摩擦和擠壓傳遞給撐桿；壓縮載荷則通過壓盤直接傳遞給環向纏繞纖維層，再通過摩擦和擠壓傳遞給撐桿。

圖6 兩只相同撐桿的連接［6］Fig.6 Connection between two equal struts［6］

圖7 CFRP夾芯桿用載荷傳遞連接件整體示意圖［6］Fig.7 Integrated form locking load transfer in CFRP sandwich struts［6］

梁式三角桁架包括3根管狀主桿，并由一些橫向和斜向加強撐桿連接起來。連接方式是采用膠接整體復合材料接頭（如圖8～圖9所示），被連接桿之間有筋板過渡。

圖8 帶筋板CFRP接頭［6］Fig.8 CFRP connection element with nodal plates［6］

圖9 三角桁架連接節點［6］Fig.9 Nodal point of the truss structure［6］

ZNT骨架的縱梁也是三角桁架構型，但其是用鋁合金管通過焊接制造，6 m長一段?？v梁的外部管件帶有和蒙布連接的凸緣。選鋁合金的原因是它比復合材料更易加工成曲線縱梁形狀。另外鋁合金縱梁的彈性特性和蒙布更匹配，可避免非連續應力。三角形隔框的2根橫梁和1根縱向大梁連接部位如圖10所示。橫梁三角桁架除了尖頭部分，都是由復合材料夾芯桿構成的。復合材料桁架的重量只有鋁制桁架的一半。

圖10 三角形隔框和縱梁連接點［6］Fig.10 Triangular spar frame-longitudinal beam connection joint［6］

框和縱梁的另一種典型連接點如圖11所示。圖中展示的連接點位于飛艇側面?？v梁上加了一根拉桿，用來抵抗作用于蒙布的向上推力引起的扭轉載荷。

圖11 另一種典型隔框-縱梁連接點［5］Fig.11 Another type of frame-longitudinal beam connection joint［5］

L.Liao等［7］介紹了Worldwide Aeros公司為美國軍方研制的Aeroscraft新型飛艇，其有效載荷達到66 t。和常規的設計成流線形回轉體的飛艇不同，Aeroscraft飛艇設計成橢球形，如圖12所示，目的是提高動升力和減小阻力。

圖12 Aeroscraft飛艇幾何形狀［7］Fig.12 Appearance of the aeroscraft airship［7］

Aeroscraft飛艇結構的主要部件有氣動外殼、內框架、鴨翼和尾翼（升降舵和安定面）。氣動外殼由硬式框梁（外框架）和外殼蒙布組成，為升力氣體容器（氣囊）提供容留空間。內框架由復合材料桁架結構組成，是主承載結構。內外框架之間互連，增強了整個結構的強度和剛度；艇體剪力由內、外框架的縱橫梁節點之間的對角拉索所承擔；艇首安裝一對鴨翼，艇尾安裝了兩對尾翼，用做動升力操縱面。

得益于創新結構設計、優良的選材和應用先進制造技術，這種結構和常規硬式結構相比具有較低的比重量（重量和外殼表面積之比）。主結構選用纖維增強復合材料，采用了新型框梁及其連接設計，這些都使得整體結構具有高剛度和高承載能力。

3 飛艇梁索艇體結構的設計分析方法

3.1 經驗設計公式

飛艇結構設計時，對彎矩分布的估計很重要。T.E.Hess［3］列舉了多種預估飛艇總體最大彎矩和設計彎矩沿到艇體縱向分布的經驗公式。其較為推崇固特異公司的最大彎矩公式和Burgess的彎矩分布公式：

式中：F為細長比；u為突風速度；v為飛艇速度；q為動壓；V為飛艇體積。

式中：cm為系數，如圖13所示，沿艇體長度分布。

圖13 艇體彎矩分布系數Fig.13 Distribution coefficient of the airship hull bending mement

式（1）在3～5的細長比范圍內有效。式（2）的分布系數對前半艇身和測量數據符合較好，因此可作為預估彎矩分布的首選。

3.2 梁-索結構的設計與分析

梁-索組合結構是大型重載飛艇的典型結構形式。在梁索結構中，拉索和張線的張緊力對結構系統的強度和剛度有重要影響。目前在國內尚未看到有關大型硬式飛艇梁索組合結構的分析研究。

大型硬式飛艇結構被一系列隔框分隔成若干獨立氣囊艙室，這樣做的作用是：①如果某個氣囊突然泄壓，不至于發生飛艇墜地事故；②可防止氣涌損害飛艇穩心穩定性；③當飛艇傾斜時，降低氣囊頂部的壓位差；④便于實現交叉支撐以增強艇體的橫向穩定性。飛艇的主隔框和貼附于隔框徑向拉索的相鄰氣囊的平面織物囊壁組成隔斷。當飛艇產生俯仰角時，氣囊產生鼓脹，或當隔斷一側氣囊意外泄壓產生壓位差。當隔斷受到這些不平衡的壓力作用，將通過徑向拉索對周邊剛框施加向內的力作用。如果某個氣囊突然泄壓，其相鄰主隔框的受力很大，很可能達到設計臨界值。D.E.Woodward［8］對比討論了各種隔斷構形，研究了拉索預拉伸力對隔斷結構受力和強度的影響，其給出的分析方法可計算隔斷在氣涌作用下限制穩心高度降低所需要的拉索預張緊力；此外，他還針對中心自由隔斷和中心固定隔斷建立和求解拉索平衡方程，進一步研究了飛艇產生任意俯仰角時的氣頭載荷、索的拉伸力和面外撓度，分析了氣囊泄壓時預拉伸拉索的變形行為，還考慮了用彈簧將拉索錨固在環框上以限制拉索和框內載荷的方法以及框的壓縮應變對拉索拉伸力的影響［9］。

L.Liao等［10］聚焦拉索的特性和預拉伸力對桁架行為的影響及在變形結構中索預拉伸力變化的影響。分析了多種包含預拉伸繩索的不同桁架結構的變形、內力和索拉伸力。通過研究發現：

（1）索的幾何特性對桁架性能有重要影響，索的彈性模量和截面積增加導致桁架變形位移減??；

（2）索的預拉伸力對預測桁架性能非常重要，適當的設定索的預拉伸力有助于減小桁架變形；

（3）桁架變形導致索的拉伸力改變極大，甚至有可能完全消失，在桁架結構設計中必須引起重視。

上述結論對梁索結構的分析和構型設計提供了一些通用指引。

3.3 飛艇艇體結構有限元建模分析

隨著計算機技術的發展，有限元法已經成為結構設計中必不可少的分析手段。大型商業有限元軟件的發展，為飛艇結構應力、變形、強度和穩定性分析提供了重要計算工具。全尺寸結構部件和整體結構的數值建模和有限元分析甚至在一定程度上可以取代某些結構試驗中的考核項目。

L.Liao等［7］闡述了對Aeroscraft飛艇梁索結構的有限元建模過程，探討了有限元分析中的若干關鍵問題，如載荷確定、虛擬慣性的計算、特殊單元考慮和設計優化等，其建模分析的主要做法有：

（1）從飛艇CAD模型中提取幾何數據，構建結構系統的有限元模型。內外框架、鴨翼和尾翼都是由細長構件組成的，因此按梁元建模，采用各向同性或正交異性對稱材料特性；用膜元對蒙布建模；拉索用只受拉伸單元模擬。構件之間通過共節點或自由度耦合方式定義連接關系。

（2）施加載荷條件和邊界條件。飛艇載荷來自浮力、氣動力、發動機推力、結構件重量、非結構件（如氣囊囊體、內部氣體、各子系統和燃油等）重量、發動機、駕駛艙、客艙和商載重量等。氣囊可用其內部包含的氣體重量和囊體織物重量來代替，被分散分配到和結構連接的節點上；固定部件，諸如吊艙子系統、發動機、燃油系統、商載等都用特定位置處的集中力來表示；拉索的預拉伸力可通過引入溫差的辦法產生；不同載荷狀態的浮升力和氣動力載荷被就近等效施加到有限元網格的節點上。關鍵設計機動狀態引起的載荷均應反映在有限元模型中。

（3）硬式構型的設計優化。飛艇結構系統的設計優化集成了結構力學、飛行力學和空氣動力學知識，通常是以最小重量作為優化目標，滿足結構強度、剛度條件。優化過程和幾何尺寸、體積、材料和有效載荷等相互依賴的參數相聯系。

李高勝 等［11］選擇Zeppelin NT半 硬式飛艇 作為研究對象，進行飛艇結構靜、動力學特性分析。飛艇結構由內部骨架與外部蒙皮連接而成，是典型的剛柔組合體結構。飛艇骨架的主要結構單元為梁式桁架，若采用精細化模型，建模工作量大，因此通過對代表性梁式桁架進行精細化分析，得出梁的截面力學參數，建立了等效簡化梁模型，使得計算成本大為降低。進行了Zeppelin NT飛艇的桿件穩定性分析，在縱梁與三角框組成的框架結構中，布置了若干拉索以提高結構穩定性，飛艇不存在結構失穩危險。為了驗證有限元方法對柔性結構模態分析的適用性，推導了無限長圓柱形膜結構的二維振動模態頻率理論解，并與有限元模擬得到的數值結果進行比較，兩者誤差較小。將蒙皮振動引起周圍空氣運動的附加質量引入有限元分析模型，得到蒙皮與骨架結構合理的模態振動頻率。

3.4 無約束自由結構的載荷平衡

在飛行中或處于懸浮狀態的飛艇的受力和重量分布非常復雜，很難保證其在給定設計工況下處于完全的載荷自平衡狀態，這給全艇結構分析帶來困擾。強制性地施加約束往往在消除剛體位移的同時，也在一定程度上限制了結構的真實變形，可能導致不合理的分析結果。因此，應該在盡可能配平載荷的基礎上，采取技術手段實現結構平衡。慣性釋放法是無約束結構系統建模中的一項有效技術，L.Liao等［7］對慣性釋放法給出了解釋，慣性釋放簡單地說就是用結構的慣性力來平衡外力。首先計算在外力作用下每個節點為了維持平衡在每個方向上需要的加速度，然后將加速度轉化為慣性力，再反向施加到節點上，由此構造一個自平衡的力系。欲進行采用慣性釋放的有限元分析，還需要施加消除剛體運動的約束。慣性釋放解除了慣性效應，所得相對位移與怎樣選擇約束條件無關，因此只需要約束某一個節點的6個自由度。約束點的確定取決于分析者的經驗和結構特征，一般來說，硬點（無變形或變形最?。┛勺鳛轭A置約束點。要驗證慣性釋放計算的正確性，可檢查約束點的反力是否等于或接近于0。

L.Liao［12］進一步考察了商業有限元軟件的慣性釋放分析能力。討論了MSC/NASTRAN中的兩種慣性釋放方法（常規慣性釋放和自動慣性釋放）。常規慣性釋放法需要人為給定6個自由度的約束，而自動慣性釋放法是由軟件自動選擇約束點并給定約束。討論了如何將慣性釋放法應用于非平衡和平衡結構系統。研究發現質量分布對慣性釋放計算有重要影響。

3.5 典型復合材料三角桁架結構優化分析方法

復合材料三角桁架是大型硬式飛艇的基本結構件，其強度、剛度、穩定性和重量對結構性能有直接影響。在大型飛艇結構有限元建模中，出于降低模型規模和復雜度的考慮，通常將各個三角桁架都等效轉換為梁單元來模擬。要合理地進行這種轉換，就需要掌握每個三角桁架的靜、動剛度特性。另外，對飛艇結構強度評估最終歸結為對三角桁架的應力分析和強度評估。因此，對三角桁架的強度和剛度設計是飛艇整體結構設計的重要環節。

鞠蘇［13-14］研究了輕質纖維增強復合材料三角桁架（如圖14所示）在非線性結構響應約束下的多參數優化方法。試驗和數值研究表明三角桁架在三點彎曲下展現出雙線性行為。借助參數化有限元模型進行敏感性分析，獲得幾何參數對桁架彎曲性能的影響規律。通過參數化有限元分析構建響應面，用來體現關鍵幾何參數對非線性結構響應的影響。借助MATLAB優化工具包，應用梯度法和遺傳算法，通過響應面法構建性能函數。根據敏感性分析結果，通過對設計變量的微調，獲得最終的最優設計。研究結果顯示，通過推薦的優化設計過程，相比于初始設計，結構重量減輕了56%。

圖14 輕質復合材料三角桁架［13］Fig.14 Light weight composite triangular truss［13］

陳勇［15］開展了飛艇骨架結構拓撲優化研究。結構優化可分為三個層次，即形狀優化、拓撲優化和截面優化。其中，形狀優化和截面優化均屬于連續變量優化問題，相關方法已較為成熟；而拓撲優化屬于離散變量優化問題，相對而言更為復雜。該文以碳纖維增強復合材料三角桁架為研究對象，首先通過引入遺傳算法和參數敏感性分析方法，解決了典型節段的桁架拓撲優化問題；在此基礎上，通過對飛艇骨架的受力特性分析，對桁架典型節段進行分類，運用先拆分再組合的拓撲優化思想解決了復雜空間桁架體系的拓撲優化問題，即先對飛艇骨架結構中各典型桁架進行拓撲優化分析，再將優化后的典型桁架進行拼裝以實現飛艇骨架結構整體拓撲優化。研究實現了飛艇結構的輕量化設計目標。

南波［16］運用模型試驗、數值模擬和優化分析等技術，對平流層飛艇復合材料骨架系統中的CFRP（碳纖維增強復合材料）管的穩定性、桁架節點的極限承載能力、桁架的抗彎扭性能以及骨架的輕量化設計等問題開展了系統研究。建立了CFRP管精細化數值模型，繼而開展了CFRP管軸壓穩定性試驗，建立一套既可以模擬CFRP短管強度又可以分析CFRP長管穩定的數值分析方法，提出了CFRP管的穩定承載力計算公式；提出了考慮強度和局部屈曲破壞的CFRP節點極限承載力分析方法，基于參數敏感性分析，建立了綜合考慮強度和輕量化的CFRP節點優化設計方法；建立了基于多尺度有限元技術的CFRP三角桁架精細化模型，開展了桁架受扭及受彎破壞性試驗，揭示了桁架的受力規律和破壞模式；提出了以“桁架節”為優化變量的桁架拓撲優化方法，和基于“先拆分后組裝”思路的整體結構優化方法，為飛艇骨架結構輕量化設計提供了參考。

Zhu X等［17］研 究 了CFRP撐 桿 的 屈 曲 載 荷 和熱膨脹問題。推薦了一種修正的歐拉公式，用于計算撐桿的屈曲載荷。和有限元分析結果對比表明，修正的歐拉公式比經典歐拉公式更準確。研究表明，和鋪層比例及鋪層順序對屈曲載荷的影響不同，熱膨脹系數和鋪層比例更相關，而鋪層順序影響較小。據此提出了一種實現低重量、低熱膨脹和高屈曲載荷的優化方法，以撐桿重量和熱膨脹系數為優化目標，Tsai-Wu失效準則作為約束，通過多目標線性可變權遺傳算法優化鋪層順序比例。然后，借助單一目標來設計鋪層順序。

上述研究一般都是以平流層飛艇或半硬式飛艇的龍骨結構為背景，研究典型三角桁架構件的結構特性，相關優化分析方法對于大型硬式飛艇的三角桁架結構設計與分析具有一定的借鑒意義。但是這些研究更側重理論分析，研究理想化的桁架結構，未考慮對桁架結構剛度、承載能力和重量有直接影響的連接接頭的強度和變形等因素，工程實用價值偏弱。

4 飛艇縮比模型試驗和分析

結構試驗是飛艇結構設計評估中必不可少的驗證環節。然而，硬式飛艇結構十分龐大，進行全尺寸結構試驗非常困難。隨著人們對結構縮比原理了解日益加深，模型試驗逐漸受到重視。采用模型試驗方法不僅可以節省經濟成本、人工和時間，也可以靈活地實施不同載荷和約束工況，快速掌握全尺寸結構的總體特性和細節特性。

1939年，K.Arnstein等［18］介 紹了固特異-齊柏林公司在美國海軍贊助下研制的一種完整的飛艇模型。他們對總體彎曲和剪切下模型的應力分布進行了試驗研究，并考慮了張線預拉伸力的影響。研究發現：①如果張線預拉伸力超過一定值，縱梁中的應力沿周向服從余弦分布，張線產生的剪力則服從正弦分布；如果張線在載荷作用下發生松弛，應力分布將受到明顯擾動，而這種擾動又會服從某種確定的規律。②通過試驗驗證了對在設計限制范圍內的不同工況的作用可以應用疊加原理。周向作用的集中載荷帶來的局部影響只局限在沿縱向一兩個次框框距范圍內，集中徑向載荷的影響則局限于相鄰的主跨距和主框范圍內。為了考察結構穩定性，他們構建了多個飛艇主跨距艙室的精細試驗模型。模型呈圓筒形，包含若干縱梁和橫向隔框，兩者通過多條剪切張線對角連接。通過模型試驗，研究了各種張線的類型、布局和張力大小以及內壓大小對結構穩定性的影響。結果表明，飛艇原型結構的失穩載荷高于其局部設計強度。

這份報告并未給出模型研制和試驗測試的細節，比如建立的模型的縮比原理及其分析過程、模型測試結果對相應原型結構的代表性和不可縮比結構參數的影響分析等。另外，該研究只涉及到靜力學特性的測量和分析。

周利霖［19］針對臨近空間半硬式飛艇龍骨復合材料線彈性剛架結構，基于相似理論對其靜力學響應和動力學特性的縮比模型設計方法進行研究。根據薄壁梁理論，建立了閉口截面薄壁梁位移表達式，推導了層合復合材料薄壁圓管剛度方程的解析形式，并通過數值算例進行了驗證；建立了線彈性各向同性材料剛架結構的相似關系，提出了結合有限元方法的方程分析法，并基于此建立了線彈性復合材料剛架結構的相似關系，分析了兩種不可縮比因素，將兩種方法建立的相似關系進行了對比分析。以某龍骨結構為原型對象，根據文中基于方程分析法推導的相似關系，設計了其1/5復合材料縮比模型，最后利用有限元軟件MSC.Patran/Nastran對該模型進行了數值驗證。但文獻［19］的研究針對的是單獨的桁架結構，而對超大型硬式飛艇全尺寸梁索結構，縮比比例大，不可縮比因素多，影響規律復雜，必須開展更為深入的計算模擬和模型設計驗證。

5 研究建議

國際上有關大型重載飛艇的發展陷于低潮已近一個世紀，目前處于緩慢恢復期。我國在相關領域更加缺少型號研制經驗。總體來說，目前可獲得的關于大型重載飛艇設計的文獻資料較少。根據大型重載飛艇的結構特點和目前缺少成熟設計經驗和參考資料的現實，本文建議應設立國家研發計劃，在相關主機所組織下，系統地開展大型重載飛艇結構設計的先期研究，以便為實際型號研制提供理論和技術支撐。具體建議有：

（1）重視先進復合材料的研制和應用。針對原材料、基本結構元件（如混雜復合材料圓管和圓截面桿件）及其連接、梁式三角桁架結構、梁索組合硬式結構骨架開展多層次細節設計、強度剛度計算、制造技術和試驗方法研究。

（2）研究梁式三角桁架與梁單元的雙向剛度等效和轉換方法，開展基于梁-索單元的飛艇全尺寸結構參數化建模和不同層次結構細節建模。研究氣動載荷、動力載荷、浮力、氣囊重量、骨架重量、內部氣體重量、有效載荷和各子系統重量等向結構模型的等效轉換方法和載荷配平方法，探索基于慣性釋放的自由-自由結構分析方法，研究繩索預拉伸力對結構動靜態響應的影響。

（3）基于飛艇整體、部件和結構元件參數化數值模型，考慮多種設計載荷工況，以減重為目標，強度、剛度要求為約束，開展結構局部和整體優化設計。

（4）研究梁索結構相似準則和動力學響應相似關系，開展大比例縮比下的飛艇試驗模型設計，建立縮比模型和全尺寸模型動靜特性的當量轉換關系，開展模型試驗驗證。

6 結束語

現代大型重載飛艇結構設計有以下三方面的特點：①結構構型、連接方式、載荷類型和結構靜、動力學行為都和飛機結構有很大差別。另外，發展新型飛艇，離不開現代輕質高性能材料的應用。因此，需要針對各種材料細節、連接細節和不同層級結構的設計以及強度剛度特性開展專門研究；

本文列舉了在飛艇結構分析理論和應用領域的一些文獻及其中的研究內容和研究方法，從結構概述、結構類型和選材、結構分析評估方法、模型試驗與分析等方面進行分類綜述，希望能夠對大型重載飛艇研制起到借鑒作用。