RU2111146C1 - High-altitude guided aerostatic flying vehicle - Google Patents
High-altitude guided aerostatic flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2111146C1 RU2111146C1 RU94019769/28A RU94019769A RU2111146C1 RU 2111146 C1 RU2111146 C1 RU 2111146C1 RU 94019769/28 A RU94019769/28 A RU 94019769/28A RU 94019769 A RU94019769 A RU 94019769A RU 2111146 C1 RU2111146 C1 RU 2111146C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- torus
- aerostatic
- tori
- adjustable length
- altitude
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Machine Tool Units (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к аэростатическим летательным аппаратам с термостатическим балластированием. The invention relates to aerostatic aircraft with thermostatic ballasting.
Известен из патента СССР N 1838175, кл. B 64 B 1/40, 1993 высотный аэростатический баллон большой грузоподъемности, содержащий две оболочки: внешнюю - заполненную воздухом и внутреннюю - заполненную газом легче воздуха, приспособление для подачи воздуха в объем, ограниченный внешней оболочкой, и выпуска воздуха из указанного объема. Known from USSR patent N 1838175, class. B 64 B 1/40, 1993 a high-altitude high-capacity aerostatic balloon containing two shells: an outer one filled with air and an inner one filled with gas lighter than air, a device for supplying air to the volume bounded by the outer shell, and discharging air from the indicated volume.
Недостатками аэростатических летательных аппаратов, использующих вышеуказанные аэростатические баллоны, является то, что для создания летательного аппарата достаточно большой грузоподъемности требуется использование нескольких таких баллонов, скрепленных друг с другом. При этом необходимо использование для установки силовых агрегатов, гондолы, узлов управления, шасси и элементов, обеспечивающих коммерческую нагрузку, несущего массивного жесткого элемента, расположенного ниже уровня вышеуказанных аэростатических баллонов. The disadvantages of aerostatic aircraft using the above aerostatic balloons, is that to create an aircraft with a sufficiently large carrying capacity requires the use of several such cylinders, bonded to each other. At the same time, it is necessary to use a load-bearing massive rigid element located below the level of the aforementioned aerostatic balloons to install power units, a nacelle, control units, a chassis and elements providing a commercial load.
Наиболее близким техническим решением к предложенному является известный из патента США N 4326681, кл. B 64 B 1/58, 1982 высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах, соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску. The closest technical solution to the proposed is known from US patent N 4326681, cl. B 64 B 1/58, 1982 high-altitude controlled aerostatic apparatus comprising a housing of perpendicularly fixed upper and lower tori, respectively convex upper and lower shells, forming a cavity in which at least one gas cylinder is lighter than air, a supply system it contains hot gases and outside air for changing the aerostatic lifting force of the hull, a marching power plant, a nacelle with a control system, a cargo compartment and its suspension.
Недостатками этого дирижабля являются: невозможность создания большой аэростатической подъемной силы, необходимой для компенсации массы его коммерческой нагрузки, преимущественно за счет нагретого газа, недостаточно большая высота полета, невозможность управления летательным аппаратом в вертикальном направлении преимущественно за счет изменения массы и температуры находящегося в полости аэростатического корпуса нагретого газа или воздуха, вследствие невозможности компенсации расширения воздуха и газов при увеличении допустимой высоты полета летательного аппарата и улучшения стабилизации последнего на предельной высоте полета. The disadvantages of this airship are: the impossibility of creating a large aerostatic lift necessary to compensate for the mass of its commercial load, mainly due to heated gas, the insufficient flight altitude, the inability to control the aircraft in the vertical direction mainly due to changes in the mass and temperature of the aerostatic body located in the cavity heated gas or air, due to the inability to compensate for the expansion of air and gases with an increase in permissible the flight altitude of the aircraft and improving the stabilization of the latter at the maximum flight altitude.
Указанные цели достигаются за счет того, что высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску, снабжен цилиндрической оболочкой, торцевые кромки которой закреплены по периметру на верхнем и нижнем торах, приспособлением для жесткого скрепления последних друг с другом и вертикальной подвеской нижнего тора к верхнему тору в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины, и изготовленными из продольно-жестких элементов регулируемой длины сетками, закрепленными верхними и нижними частями соответственно на внутренней поверхности верхней оболочки и лебедках, жестко установленных на силовых элементах гондолы, которая соединена с нижним тором посредством подвески, выполненной из продольно-жестких элементов регулируемой длины, каждый баллон для газа легче воздуха размещен в указанных сетках из продольно-жестких элементов регулируемой длины, нижняя оболочка закреплена на гондоле по контуру грузового отсека, а верхний и нижний торы имеют эксцентриситет, равный 0,01 - 0,05. These goals are achieved due to the fact that the high-altitude controlled aerostatic apparatus containing a housing of perpendicularly mounted on the upper and lower tori respectively convex upper and lower shells, forming a cavity in which at least one cylinder for gas is placed lighter than air, the supply system in hot gases and outside air for changing the aerostatic lifting force of the hull, the marching power plant, a nacelle with a control system, a cargo compartment and its suspension, is equipped with a cylindrical shell, the end edges of which are fixed around the perimeter on the upper and lower tori, a device for rigidly fastening the latter to each other and a vertical suspension of the lower torus to the upper torus in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length, and made of longitudinally rigid elements of adjustable length, grids fixed by upper and lower parts, respectively, on the inner surface of the upper shell and winches, rigidly mounted on the power elements of the nacelle, which is connected to the lower torus by means of a suspension ki made of longitudinally rigid elements of adjustable length, each gas cylinder is lighter than air placed in the indicated nets of longitudinally rigid elements of adjustable length, the lower shell is fixed to the nacelle along the contour of the cargo compartment, and the upper and lower tori have an eccentricity of 0, 01 - 0.05.
Кроме того, каждый тор выполнен полым и составным из жестко соединенных друг с другом секций и снабжен приспособлением для изменения давления в нем и имеет скрепленные с ним по его периметру кольца жесткости, а каждый продольно-жесткий элемент регулируемой длины вертикальной подвески нижнего тора к верхнему тору закреплен одним из концов на лебедке, смонтированной на нижнем торе, на котором также закреплен другой конец этого же элемента, предварительно пропущенный через направляющий блок, закрепленный на верхнем торе. In addition, each torus is made hollow and composite of sections rigidly connected to each other and is equipped with a device for changing the pressure in it and has stiffening rings fastened to it along its perimeter, and each longitudinally rigid element of adjustable length of the vertical suspension of the lower torus to the upper torus fixed at one end to a winch mounted on the lower torus, on which the other end of the same element is also fixed, previously passed through a guide block mounted on the upper torus.
Следует отметить также, что газонепроницаемая цилиндрическая оболочка может быть выполнена гофрированной с поперечным расположением складок, а высотный управляемый аэростатический аппарат снабжен силовой установкой вертикальной тяги. It should also be noted that the gas-tight cylindrical shell can be made corrugated with a transverse folds, and high-altitude controlled aerostatic apparatus is equipped with a power unit of vertical thrust.
Конструкция предлагаемого высотного управляемого аэростатического аппарата показана на нижеследующих чертежах. The design of the proposed high-altitude controlled aerostatic apparatus is shown in the following drawings.
На фиг.1 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при скрепленных торах; на фиг. 2 - разрез кромки аэростатического аппарата при скрепленных торах; на фиг. 3 - разрез кромки корпуса при разведенных торах; на фиг.4 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при разведенных торах; на фиг.5 - горизонтальный разрез корпуса со смещением грузового отсека в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа. Figure 1 schematically shows a General view of a high-altitude controlled aerostatic apparatus in the context with fastened tori; in FIG. 2 - section of the edge of the aerostatic apparatus with fastened tori; in FIG. 3 - section of the edge of the body with divorced tori; figure 4 schematically shows a General view of a high-altitude controlled aerostatic apparatus in the context with divorced tori; figure 5 is a horizontal section of the housing with the displacement of the cargo compartment in the direction perpendicular to the plane of the drawing.
Высотный управляемый аэростатический аппарат состоит из корпуса, содержащего силовые, верхний 1 и нижний 2, торы с эксцентриситетом (отношение диаметра их поперечного сечения к максимальному диаметру), равным 0,01 - 0,05. Верхний 1 и нижний 2 торы выполнены полыми из жестко соединенных друг с другом секций, имеют приспособления для изменения давления в них (на фиг. условно не показано), снабжены расположенными по их периметру и скрепленными с ними кольцами 3 жесткости, и соединенными друг с другом посредством вертикальной подвески, выполненной из продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины. Изменение длины продольно-жестких элементов 4 производится посредством лебедок 5, закрепленных на нижнем 2 торе. Свободные концы продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины пропущены через направляющие блоки 6, установленные на верхнем 1 торе, и закреплены на нижнем 2 торе, которые снабжены приспособлениями 7 для их жесткого скрепления друг с другом. The high-altitude controlled aerostatic apparatus consists of a casing containing power, upper 1 and lower 2, tori with eccentricity (the ratio of the diameter of their cross section to the maximum diameter) equal to 0.01 - 0.05. The upper 1 and lower 2 tori are hollow from sections rigidly connected to each other, have devices for changing the pressure in them (not shown conventionally in Fig.), Are equipped with
Грузовой отсек 8 имеет жесткий каркас и газонепроницаемые стенки с теплоизоляцией (на чертежах условно не показаны), размещен в полости 9 корпуса. В грузовом отсеке 8 расположены помещения 10 для сменного экипажа, пассажиров, топлива, вспомогательных механизмов и силовых установок, компрессоров систем распределения нагретого газа, элементов системы управления, ремонтных средств (на фиг. условно не показаны) и сменный спускаемый модуль 11. Грузовой отсек 8 соединен с гондолой 12 управления и маршевой силовой установкой 13, причем как вариант выполнения гондолы 12 управления и маршевой силовой установки 13 может быть использован модифицированный фрагмент серийно производимого самолета. Грузовой отсек 8 посредством подвески из продольно-жестких элементов 14 регулируемой длины закреплен на нижнем 2 торе, при этом продольно-жесткие элементы 14 регулируемой длины одними концами попарно закреплены на нижнем 2 торе, а другими концами на силовых элементах грузового отсека 8, каждый из этих концов в диаметрально противоположной точке относительно парного ему продольно-жесткого элемента 14 регулируемой длины, при этом каждый из этих элементов 14 снабжен приспособлением для регулировки их натяжения (на фиг. условно не показано). The
На верхнем 1 и нижнем 2 торах по их периметру закреплены кромками соответственно выпуклые верхняя 15, нижняя 16 и цилиндрическая 17 оболочки. Нижняя 16 оболочка меньшей кромкой закреплена по периметру грузового отсека 8. Цилиндрическая оболочка 17 для удобства складывания при скреплении верхнего 1 и нижнего 2 торов друг с другом выполнена гофрированной с поперечным расположением складок. On the upper 1 and lower 2 tori along their perimeter, the convex upper 15, lower 16 and cylindrical 17 shells are fixed along the edges, respectively. The
Баллоны 18 для газа легче воздуха выполнены коническими или цилиндрическими с конической нижней частью, при этом верхние торцы баллонов 18 выполнены в виде сферических куполов. Баллоны 18 размещены в сетках 19 из продольно-жестких элементов регулируемой длины, например из лент или тросов.
Каждая сетка 19 имеет размер, который обеспечивает объем охватываемого ею баллона 18 соответствующей предельной высоте полета высотного управляемого аэростатического аппарата. Each
Баллоны 18 закреплены на внутренней поверхности верхней 15 оболочки. Сетки 19 своими нижними частями закреплены в лебедках 20, установленных на силовых элементах грузового отсека 8, а верхними частями на внутренней поверхности верхней 15 оболочки. The
Корпус имеет систему подачи нагретого газа и забортного воздуха в его полость 9 (на фиг. условно не показана), преимущественно от маршевой силовой установки 13. The housing has a system for supplying heated gas and outboard air into its cavity 9 (not shown conventionally in Fig.), Mainly from the
На корпусе установлены аэродинамические средства управления в виде стабилизаторов, являющиеся жестким развитием силовых верхнего 1 и нижнего 2 торов с вертикальными 21 и горизонтальными 22 рулями, расположенными преимущественно в носовой и кормовой частях корпуса, который также имеет активные средства управления в виде носовых поворотных силовых установок 23 и силовых установок 24 вертикальной тяги. Aerodynamic controls in the form of stabilizers are installed on the hull, which are a rigid development of the power upper 1 and lower 2 tori with vertical 21 and horizontal 22 rudders, located mainly in the fore and aft parts of the hull, which also has active controls in the form of bow
Взлетно-посадочные устройства высотного управляемого аэростатического аппарата выполнены в виде шасси 25, размещенных в пилонах 26, смонтированных на каркасе грузового отсека 8, кроме того, шасси 25 установлены на нижнем 2 торе и сменном спускаемом модуле 11. The take-off and landing devices of the high-altitude controlled aerostatic apparatus are made in the form of a
Работа высотного управляемого аэростатического аппарата осуществляется следующим образом. The work of high-altitude controlled aerostatic apparatus is as follows.
Перед началом работы баллоны 18 для газа легче воздуха заполняются последним, например гелием, в количестве, необходимом для создания аэростатической подъемной силы, уравновешивающей собственный вес высотного управляемого аэростатического аппарата, при этом в наземном положении и при полетах на малых высотах сетки 19 намотаны на лебедки 20, а верхний 1 и нижний 2 торы сведены и скреплены друг с другом. Аэростатическая подъемная сила, необходимая для уравновешивания коммерческого груза и подъема аппарата, создается путем подачи нагретого газа в полость 9. В качестве нагретых газов используют выхлопные газы силовых установок, в частности маршевой силовой установки 13, или забортный воздух, нагретый посредством воздухонагревателей (условно не показанных), использующих тепло выхлопных газов силовых установок или специально для этого предназначенных горелок (условно не показанных). Before starting work,
Управление по высоте полета осуществляется путем подачи в полость 9 корпуса определенного количества нагретого газа, выпуска последнего и/или подачи холодного забортного воздуха - "холодной" продувки, а также путем создания положительной или отрицательной подъемной силы силовыми установками 24 вертикальной тяги и частично носовыми поворотными силовыми установками 23. The flight altitude control is carried out by supplying a certain amount of heated gas to the body cavity 9, releasing the latter and / or supplying cold outboard air - “cold” blowing, as well as by creating a positive or negative lifting force by the
Управление по курсу и тонгажу производится посредством вертикальных 21 и горизонтальных 22 рулей и носовой поворотной силовой установки 23. The course and tonnage control is carried out by means of vertical 21 and horizontal 22 rudders and a bow
При скоростях полета до 40 км/час, в частности в режиме "висения", управление летательным аппаратом осуществляется посредством регулирования величины аэростатической подъемной силы за счет изменения количества и температуры нагретого газа в полости 9 корпуса и использования активных средств управления, а на скоростях полета, превышающих 40 км/час, начинают действовать аэродинамические средства управления. С увеличением высоты полета объем газа легче воздуха, находящийся в баллонах 18 для газа легче воздуха, увеличивается, поэтому раскрываются приспособления 7 жесткого скрепления верхнего 1 и нижнего 2 торов. Одновременно с вышесказанным при помощи лебедок 5 увеличивается длина продольно-жестких элементов 4 вертикальной подвески и при помощи лебедок 20 увеличивается длина сеток 19, что обуславливает увеличение объема баллонов 18. По мере необходимости, через систему подачи нагретый газ подается в полость 9 корпуса и одновременно с этим с такой же скоростью увеличивают длины продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески и сеток 19 и объемы баллонов 18 для газа легче воздуха для продолжения полета на выбранной высоте или при наборе высоты полета вплоть до предельной. At flight speeds of up to 40 km / h, in particular in the "hover" mode, the aircraft is controlled by adjusting the aerostatic lifting force by changing the quantity and temperature of the heated gas in the cavity 9 of the hull and using active controls, and at flight speeds, exceeding 40 km / h, aerodynamic controls begin to operate. With increasing flight altitude, the volume of gas lighter than air, which is located in
Для уменьшения высоты полета снижают количество нагретого газа, подаваемого в полость 9 корпуса, при этом, в случае необходимости, производится "холодная" продувка забортным воздухом, и одновременно посредством лебедок 20 уменьшают длину сеток 19, а лебедками 5 уменьшают длину продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески. При этом, благодаря снижению температуры находящегося в полости 9 нагретого газа и увеличению давления забортного воздуха, уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха и их нижние части подтягиваются вверх, а верхний 1 и нижний 2 торы сближаются, обуславливая, тем самым, складывание цилиндрической 17 оболочки. При полном сближении торов производится их жесткое скрепление друг с другом при помощи приспособлений 7. Дальнейшее уменьшение высоты полета производится снижением температуры нагретого газа в полости 9 корпуса путем "холодной" продувки и активных средств управления. To reduce the flight altitude, the amount of heated gas supplied to the cavity 9 of the hull is reduced, while, if necessary, a “cold” blowing is carried out with outside air, and at the same time, by means of the
Транспортировка грузов производится следующим образом: высотный управляемый летательный аппарат посредством маршевой силовой установки подводится к месту нахождения грузов, стабилизируется при помощи активных средств управления путем использования силовых установок 24 вертикальной тяги и носовых поворотных установок 23 на безопасной высоте. Опускается сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство (на фиг. условно не показано). Груз загружается на сменный спускаемый модуль 11 или закрепляется на грузозахватном устройстве. Увеличивают аэростатическую подъемную силу подачей в полость 9 корпуса на величину, равную весу груза. Высотный управляемый аэростатический летательный аппарат вновь стабилизируют при помощи активных средств, сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство с грузом подтягивается к корпусу и фиксируется в этом положении, при этом модуль 11 размещается в грузовом отсеке 8, а крупногабаритные и иные грузы, закрепленные на грузозахватном устройстве, фиксируются вне корпуса и увеличивают затем аэростатическую подъемную силу путем подачи нагретого газа в полость 9 на величину, обеспечивающую подъем высотного управляемого аэростатического летательного аппарата на выбранную высоту статического потолка. Cargo transportation is carried out as follows: a high-altitude controlled aircraft through a marching power plant is brought to the location of the cargo, stabilized by active controls by using
Груз транспортируют до места разгрузки или монтажа. При полетах на высотах до 6000 м над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат находится в "сомкнутом" состоянии с жестко скрепленными друг с другом верхним 1 и нижним 2 торами, а корпус имеет при этом дискообразную форму. Перемещение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата осуществляется за счет тяги, создаваемой маршевой силовой установкой 13. При полетах на высотах свыше 6000 м над уровнем моря верхний 1 и нижний 2 торы разводятся. Одновременно с лебедок 20 разматывают сетки 19 и увеличивается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, корпус при этом приобретает цилиндрическую форму. При полетах высотного управляемого летательного аппарата в средних широтах северного полушария на высотах 9 - 14000 м. над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в восточном направлении, а при полетах в средних широтах северного полушария на высотах 20 - 23000 м над уровнем моря в период с мая по сентябрь последний входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в западном направлении, благодаря этому высотный управляемый аэростатический летательный аппарат может перемещаться как с неработающей, так и работающей на малой мощности маршевой силовой установкой 13, включение которой в подобных случаях производится лишь при необходимости коррекции положения высотного управляемого аэростатического летательного аппарата относительно естественных потоков воздуха и при изменениях направления полета, а также при необходимости поддержания выбранной высоты полета. The cargo is transported to the place of unloading or installation. When flying at altitudes up to 6000 m above sea level, a high-altitude guided aerostatic aircraft is in a “closed” state with upper 1 and lower 2 tori rigidly fastened to each other, and the hull has a disk-like shape. The movement of the high-altitude controlled aerostatic aircraft is carried out due to the thrust created by the
По достижении места разгрузки или монтажа производится снижение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата. При этом уменьшение аэростатической подъемной силы производится путем прекращения подачи нагретого воздуха в полость 9 корпуса и "холодной" продувки указанной полости подачей забортного воздуха. По мере охлаждения газа легче воздуха и повышения давления забортного воздуха с понижением высоты полета уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, сетки 19 наматываются на лебедки 20. Одновременно при помощи лебедок 5 уменьшается длина продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески вплоть до смыкания верхнего 1 и нижнего 2 торов, а затем посредством приспособлений 5 производят жесткое скрепление последних друг с другом. Upon reaching the place of unloading or installation, a reduction in altitude controlled aerostatic aircraft is performed. At the same time, the aerostatic lifting force is reduced by stopping the supply of heated air to the body cavity 9 and the “cold” purging of the specified cavity by supplying outboard air. As the gas cools lighter than air and the pressure of the outside air increases with decreasing flight height, the volume of
После достижения высотным управляемым летательным аппаратом места разгрузки стабилизируется его положение посредством активных средств управления. Сменный спускаемый модуль 11 или закрепленный на грузозахватном устройстве груз спускается на место разгрузки или монтажа, а затем осуществляют разгрузку или устанавливают в требуемое положение и одновременно уменьшают аэростатическую подъемную силу, как уже указывалось ранее. После окончания разгрузочных или монтажных операций сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство возвращают в первоначальное положение и фиксируют. В тех случаях, когда сменный спускаемый модуль 11 выполнен в виде переносного объекта различного назначения, он устанавливается в заданном месте и отсоединяется от высотного управляемого аэростатического летательного аппарата. After reaching the place of unloading by a high-altitude controlled aircraft, its position is stabilized by means of active controls. The replaceable descent module 11 or the load fixed on the load gripping device is lowered to the place of unloading or installation, and then they are unloaded or installed in the required position and at the same time the aerostatic lifting force is reduced, as already mentioned. After the completion of unloading or installation operations, the removable descent module 11 or the load gripping device is returned to its original position and fixed. In those cases when the removable descent module 11 is made in the form of a portable object for various purposes, it is installed in a predetermined location and disconnected from the high-altitude controlled aerostatic aircraft.
Предложенная конструкция высотного управляемого аэростатического аппарата позволяет создать универсальную конструкцию последнего с изменяющимися конфигурацией и объемом аэростатического корпуса, способного осуществлять полеты и перевозить коммерческие грузы как в нижних, так и в верхних слоях атмосферы, используя при этом для перемещения в широтных направлениях в средних широтах северного полушария Земли естественные широтные потоки воздуха, что обусловит сокращение расхода топлива и соответственно снизит стоимость перевозок. The proposed design of a high-altitude controlled aerostatic apparatus allows you to create a universal design of the latter with varying configuration and volume of the aerostatic body, capable of flying and transporting commercial cargo both in the lower and upper layers of the atmosphere, while using it for moving in latitudinal directions in the middle latitudes of the northern hemisphere Earth's natural latitudinal air flow, which will lead to a reduction in fuel consumption and, accordingly, reduce the cost of transportation.
Claims (7)
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94019769/28A RU2111146C1 (en) | 1994-05-26 | 1994-05-26 | High-altitude guided aerostatic flying vehicle |
AU25810/95A AU2581095A (en) | 1994-05-26 | 1995-03-24 | High-altitude dirigible aerostat |
PCT/RU1995/000099 WO1995032893A1 (en) | 1994-05-26 | 1995-05-24 | High-altitude dirigible aerostat |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94019769/28A RU2111146C1 (en) | 1994-05-26 | 1994-05-26 | High-altitude guided aerostatic flying vehicle |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94019769A RU94019769A (en) | 1996-07-10 |
RU2111146C1 true RU2111146C1 (en) | 1998-05-20 |
Family
ID=20156490
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94019769/28A RU2111146C1 (en) | 1994-05-26 | 1994-05-26 | High-altitude guided aerostatic flying vehicle |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
AU (1) | AU2581095A (en) |
RU (1) | RU2111146C1 (en) |
WO (1) | WO1995032893A1 (en) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2003097450A1 (en) * | 2002-05-21 | 2003-11-27 | Viktor Glibovytch Abelyants | Air transportation apparatus |
US7866601B2 (en) | 2006-10-20 | 2011-01-11 | Lta Corporation | Lenticular airship |
EA016905B1 (en) * | 2011-06-22 | 2012-08-30 | Николай Федорович Хорьков | Multi-purpose highly-maneuver flying vehicle |
US8297550B2 (en) | 2007-08-09 | 2012-10-30 | Lta Corporation | Lenticular airship and associated controls |
USD670638S1 (en) | 2010-07-20 | 2012-11-13 | Lta Corporation | Airship |
US8596571B2 (en) | 2011-03-31 | 2013-12-03 | Lta Corporation | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures |
US9802690B2 (en) | 2013-11-04 | 2017-10-31 | Lta Corporation | Cargo airship |
US9828082B2 (en) | 2007-10-18 | 2017-11-28 | Lta Corporation | Airship having a cargo compartment |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2795043B1 (en) | 1999-06-21 | 2001-10-19 | Cit Alcatel | HIGH ALTITUDE FLYING VEHICLE AS A RADIUS RELAY AND METHOD FOR MOUNTING THE VEHICLE |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4326681A (en) * | 1979-09-20 | 1982-04-27 | Fredrick Eshoo | Non-rigid airship |
US4269375A (en) * | 1979-10-31 | 1981-05-26 | Hickey John J | Hybrid annular airship |
-
1994
- 1994-05-26 RU RU94019769/28A patent/RU2111146C1/en not_active IP Right Cessation
-
1995
- 1995-03-24 AU AU25810/95A patent/AU2581095A/en not_active Abandoned
- 1995-05-24 WO PCT/RU1995/000099 patent/WO1995032893A1/en active Application Filing
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2003097450A1 (en) * | 2002-05-21 | 2003-11-27 | Viktor Glibovytch Abelyants | Air transportation apparatus |
US7866601B2 (en) | 2006-10-20 | 2011-01-11 | Lta Corporation | Lenticular airship |
US8297550B2 (en) | 2007-08-09 | 2012-10-30 | Lta Corporation | Lenticular airship and associated controls |
US8616503B2 (en) | 2007-08-09 | 2013-12-31 | Lta Corporation | Lenticular airship and associated controls |
US9840318B2 (en) | 2007-08-09 | 2017-12-12 | Pierre Balaskovic | Lenticular airship and associated controls |
US9828082B2 (en) | 2007-10-18 | 2017-11-28 | Lta Corporation | Airship having a cargo compartment |
USD670638S1 (en) | 2010-07-20 | 2012-11-13 | Lta Corporation | Airship |
US8596571B2 (en) | 2011-03-31 | 2013-12-03 | Lta Corporation | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures |
US9745042B2 (en) | 2011-03-31 | 2017-08-29 | Lta Corporation | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures |
EA016905B1 (en) * | 2011-06-22 | 2012-08-30 | Николай Федорович Хорьков | Multi-purpose highly-maneuver flying vehicle |
US9802690B2 (en) | 2013-11-04 | 2017-10-31 | Lta Corporation | Cargo airship |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
AU2581095A (en) | 1995-12-21 |
RU94019769A (en) | 1996-07-10 |
WO1995032893A1 (en) | 1995-12-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4052025A (en) | Semi-buoyant aircraft | |
US7552893B2 (en) | Airship & method of operation | |
EP2576339B1 (en) | Super-rigid hybrid airship and method of producing it | |
US8544797B2 (en) | Cargo carrying air vehicle | |
US5645248A (en) | Lighter than air sphere or spheroid having an aperture and pathway | |
US4995572A (en) | High altitude multi-stage data acquisition system and method of launching stratospheric altitude air-buoyant vehicles | |
US7487936B2 (en) | Buoyancy control system for an airship | |
US6648272B1 (en) | Airship | |
US6311925B1 (en) | Airship and method for transporting cargo | |
CN110723270B (en) | Stratospheric airship with large-scale rigid-flexible integrated structure | |
US8052082B1 (en) | Optimized aerodynamic, propulsion, structural and operations features for lighter-than-air vehicles | |
US20190152592A1 (en) | Almost lighter than air vehicle | |
JP6426165B2 (en) | Hybrid VTOL machine | |
WO1996005103A9 (en) | Lighter than air sphere or spheroid having an aperture and pathway | |
RU2111146C1 (en) | High-altitude guided aerostatic flying vehicle | |
US20080035787A1 (en) | Lighter-than-air gas handling system and method | |
RU2114027C1 (en) | Semirigid controllable aerostatic flying vehicle | |
US20040021037A1 (en) | Lighter than air foldable airship | |
Schaefer et al. | Airships as unmanned platforms: challenge and chance | |
RU2141911C1 (en) | Lighter-than air semirigid combined controllable flying vehicle | |
CN109080812B (en) | Navigation attitude adjusting method of high-altitude dynamic aerostat | |
WO2005073081A1 (en) | Semi-rigid controllable aerostatic aircraft provided with a changeable shape body | |
GB2264092A (en) | Airships. | |
US20070205330A1 (en) | Flight/launch vehicle and method using internally stored air for air-breathing engines | |
Nachbar et al. | Next generation thermal airship |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060527 |