BRPI1105957A2 - Aeronave de altitude - Google Patents

Abstract

Aeronave de altitude. A presente invenção refere-se a uma aeronave de altitude, em particular, uma aeronave de estratosfera, executada como um dirigível flexível, com uma fuselagem (1) que apresenta um invólucro (10) cheio, pelo menos, parcíalmente com um gás de sustentação diferente do ar, em particular, hidrogênio, que é mais leve que o ar; é caracterizada pelo fato de que, a fuselagem está equipada com, pelo menos, uma primeira câmara (ii) para o gás de sustentação; pelo fato de que, a fuselagem (1) apresenta, pelo menos, uma segunda câmara (12), que pode ser cheia com ar; pelo fato de que, entre a primeira câmara (11) e a segunda câmara (12) está prevista uma parede de separação (13) flexível, formada, de preferência, por uma membrana flexivel, e pelo fato de que, o enchimento da segunda câmara (12) com, pelo menos, ar quente pode ser controlado ou regulado com ar, de preferência, quente, em função da altura de vôo, de tal modo que, o invólucro (10) da fuselagem (1) sempre está completamente cheio.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "AERONAVE DE ALTITUDE". Área Técnica A presente invenção refere-se a uma aeronave de altitude, em particular, a uma aeronave de estratosfera, que é executada como nave es- pacial.

Antecedentes da Invenção Uma tarefa essencial para a proteção de um território contra a- taques inimigos atualmente consiste em descobrir, o mais cedo possível, mísseis que se aproximam desse território, por exemplo, foguetes, de tal modo que seja possível um combate efetivo desses mísseis. Realizar uma supervisão do espaço aéreo desse tipo por meio de satélites é muito caro e dispendioso. Por isso, uma plataforma de observação posicionada em gran- de altura, por exemplo, na estratosfera, poderia representar uma alternativa para os satélites.

Também para outras tarefas, que normalmente são realizadas por satélites poderíam ser empregadas plataformas da estratosfera, assim, por exemplo, como estação de relé para transmissão de sinal sem fio, por exemplo, a fim de substituir ou completar satélites de mehsagem.

Estado da Técnica São conhecidos do estado geral da técnica aparelhos aéreos desguarnecidos com base em balão, que podem alcançar alturas de vôo comparáveis, e apresentam baixos custos de operação. Esses aparelhos aéreos de balão, porém, não podem ser manobrados na medida necessária, tanto com referência à altura, como também com referência à horizontal, e por isso, não podem manter, por exemplo, uma posição predeterminada con- tra os ventos de altitude que reinam ali. Em particular, a corrente de jatos predominante em grandes altitudes, cujo trajeto não é constante exige uma capacidade de manobra apropriada de uma aeronave de altitude, para que essa aeronave possa ser posicionada, por exemplo, fora ou na borda da cor- rente de jatos, de tal modo que ele está quase estacionário em relação a um local na superfície da terra.

Além disso, são conhecidos aviões convencionais, que na ver- dade possuem a capacidade de manobra exigida que, porém, somente pos- sibilitam uma duração de vôo limitada e, neste caso, produzem custos de operação muito altos.

Apresentação da Invenção Por isso, a tarefa da invenção em questão é preparar uma aero- nave de altitude, que possa ser posicionada na estratosfera superior até uma altura de aproximadamente 38 km, com duração de vôo quase ilimitada e, de preferência, estacionária acima do solo. Uma aeronave desse tipo deveria estar na situação de suportar um equipamento de carga útil, bem como, um equipamento de acionamento, de regulagem de vôo e de comunicação, bem como, a alimentação de energia necessária, e operar esses equipamentos de modo autônomo.

Essa tarefa é solucionada por meio da aeronave de altitude indi- cada na reivindicação de patente 1.

Vantagens Uma aeronave de altitude de acordo com a invenção desse tipo, que é apropriada, em particular, como aeronave de estratosfera é executada como dirigível flexível, com uma fuselagem, que apresenta um invólucro cheio, pelo menos, parcialmente com um gás de sustentação diferente do ar, que é mais leve que o ar. Esse gás de sustentação é, de preferência, hidro- gênio. De acordo com a invenção, a aeronave de altitude é caracterizada pelo fato de que, a fuselagem está equipada com, pelo menos, uma primeira câmara para o gás de sustentação, pelo fato de que, a fuselagem apresenta, pelo menos, uma segunda câmara, que pode ser cheia com ar, pelo fato de que, entre a primeira câmara e a segunda câmara está prevista uma parede de separação flexível, formada, de preferência, por uma membrana flexível, e pelo fato de que, o enchimento da segunda câmara com ar, de preferência, quente, pode ser controlado ou regulado em função da altura de vôo, de tal modo que, o invólucro da fuselagem sempre está completamente cheio. Pa- ra isso, a segunda câmara pode ser equipada com um dispositivo de contro- le de enchimento controlável ou regulável.

Essa configuração com duas câmaras ou dois grupos de câma- ras, ou seja, com uma primeira câmara para o gás de sustentação, e uma segunda câmara para o enchimento com ar possui a vantagem que, as dife- renças de pressão que atuam sobre a aeronave durante a subida da terra até a estratosfera, podem ser compensadas exclusivamente através do ar previsto na segunda câmara ou no segundo grupo de câmaras, pelo que durante a subida o ar da segunda câmara é fornecido para o meio ambiente, de tal modo que, o gás de sustentação contido na primeira câmara pode se expandir dentro do invólucro da aeronave devido à deformação da membra- na flexível, sem que o gás de sustentação precise ser retirado da primeira câmara.

Além disso, essa construção possibilita a compensação de pres- são, que é necessária para uma capacidade de manobra vertical da aerona- ve de altitude durante a operação. Quando a aeronave precisa mudar sua altura, por exemplo, precisa abaixar de uma altura assumida anteriormente, a fim de desviar de um vento de altitude, então a aeronave se movimenta para uma posição de altitude acima do solo, na qual domina uma pressão externa mais alta, que atua sobre o invólucro. A fim de manter a estrutura externa da aeronave também nessa altura com pressão de meio ambiente maior, a pressão no interior do invólucro da aeronave precisa ser aumenta- da, do mesmo modo. Isto, por sua vez, pode ocorrer por meio de sopro de ar ambiente na segunda câmara. Com isso o dispositivo de controle de enchi- mento providencia para que o contorno externo da aeronave de altitude permaneça constante em cada altura de vôo acima do solo, pelo que a pres- são do ar é regulada na segunda câmara, sem que venha a ocorrer uma perda do gás de sustentação diferente do ar na primeira câmara. É particularmente vantajoso se, a primeira câmara, que pode ser cheia com o gás de sustentação, diferente do ar, estiver prevista na parte superior da fuselagem, e se, a segunda câmara, que pode ser cheia com ar estiver prevista na parte inferior da fuselagem. A parede de separação é executada, de preferência, refletiva, sobre seu lado superior, pelo que a radiação de energia térmica no cosmo é reduzida.

Em seu lado inferior, a parede de separação é executada, de preferência, absorvente de infravermelho, de tal modo que, a irradiação de infravermelho que sai da terra aquece o enchimento do ar de sustentação que se encontra na câmara inferior dia e noite nitidamente acima da tempe- ratura do meio ambiente que domina na altura correspondente. Com isso, surge uma sustentação estática adicional, sem que precisem ser consumi- das as reservas de energia próprias do sistema da aeronave.

Também é vantajoso se estiver previsto um dispositivo de con- trole de enchimento para a segunda câmara, que apresenta, pelo menos, uma válvula de sopro, com a qual é possibilitado um esvaziamento controla- do de ar da segunda câmara, e se, o dispositivo de controle de enchimento apresentar, pelo menos, um ventilador de aeração, com o qual o ar pode ser bombeado do meio ambiente para a segunda câmara. Dessa forma o dispo- sitivo de controle de enchimento pode realizar uma regulagem controlada da pressão do ar que domina na segunda câmara, e adaptar essa pressão do ar interna às necessidades na altura de vôo correspondente, de tal modo que, o invólucro da aeronave sempre está completamente cheio, sem desa- bar e também sem estar exposto ao perigo de estourar, em virtude de uma sobrepressão interna. O dispositivo de controle de enchimento apresenta, de preferên- cia, um trocador de calor solar, que aquece o ar que flui para a segunda câ- mara, por meio de energia de irradiação solar incidente. Deste modo o ar do ambiente introduzido por fora na segunda câmara, que está em grandes alti- tudes nitidamente abaixo de 0o C, pode ser preaquecido por meio do calor solar, de tal modo que, dessa forma surge a força de sustentação adicional para a aeronave.

Também é particularmente vantajoso se, o dispositivo de contro- le de enchimento for executado de tal modo que, o ar contido no interior da segunda câmara possa ser circulado fluindo através do trocador de calor solar. Essa variante torna possível circular e aquecer o ar já contido na se- gunda câmara através do trocador de calor solar e, com isso, aumentar a temperatura do ar na segunda câmara, o que, do mesmo modo, leva a um aumento da força de sustentação da aeronave.

De preferência, abaixo da fuselagem está prevista, pelo menos, uma gôndola, que recebe uma carga útil, que está ligada com a fuselagem através de elementos de suporte. Esses elementos de suporte podem ser formados, por exemplo, de cabos de tensão.

Também é particularmente vantajoso se, a fuselagem for equi- pada com, pelo menos, uma asa de sustentação que gera sustentação ae- rodinâmica. Uma asa de sustentação desse tipo na aeronave de altitude e- xecutada como dirigível flexível possibilita adicionalmente à sustentação ae- rostática também uma sustentação aerodinâmica, para aproveitar o controle da posição vertical da aeronave.

Neste caso, é de particular vantagem se, a asa de sustentação apresentar um invólucro aerodinâmico moldado na seção longitudinal, de uma folha fina, de preferência, de uma folha de poliéster ou folha de aramida (por exemplo, folha de KEVLAR®), ou de um tecido de fibra de aramida, se a asa de sustentação apresentar, pelo menos, um tubo flexível que pode ser cheio com gás comprimido na direção de envergadura da asa, que no esta- do cheio, de preferência, junto com um suporte da armâção de grade, que está inscrito no tubo flexível e passa através de toda a envergadura, forma um reforço da asa de sustentação contra as forças de pressão na direção de envergadura da asa, e se, as extremidades livres da asa de sustentação fo- rem tensionadas contra a fuselagem e/ou contra uma gôndola prevista sob a fuselagem, com dispositivos de tensão que abrangem, de preferência, cabos de tensão. Uma folha de poliéster particularmente apropriada devido a sua resistência é uma folha de poliéster orientada biaxial, como a que está dis- ponível no mercado, por exemplo, sob o nome comercial de "MYLAR®".

Essa asa de sustentação caracteriza-se por seu peso extrema- mente baixo, uma vez que ele obtém sua rigidez na direção de envergadura exclusivamente pelo tubo flexível cheio com gás comprimido ou pelos vários tubos flexíveis cheios com gás comprimido. Assim, por exemplo, vários tu- bos flexíveis cheios com gás comprimido podem passar na direção de en- vergadura, os quais apresentam diferentes diâmetros e são ligados entre si, e estão envolvidos por um invólucro externo comum, de tal modo que, dessa construção resulta uma asa com um perfil aerodinâmico que gera sustenta- ção. Se como gás comprimido para o enchimento dos tubos flexíveis for em- pregado um gás, que é mais leve que o ar, por exemplo, hidrogênio ou hélio, então a asa de sustentação possui tanto um componente de sustentação aerostático, como também um componente de sustentação aerodinâmico, com correspondente incidência. A tensão das extremidades livres da asa de sustentação contra a fuselagem e/ou contra uma gôndola prevista sob a fuselagem providencia para que a asa de sustentação não dobre para cima, sob a carga das forças de sustentação que incidem nela. Adicionaimente aos cabos de tensão pre- vistos nas extremidades livres da asa de sustentação, na asa de sustenta- ção podem ser fixados outros cabos de tensão entre a respectiva extremida- de livre da asa de sustentação e sua colocação na fuselagem, que, então, do mesmo modo, são tensionadas contra a fuselagem e/ou contra uma gôn- dola prevista.

Se a aeronave de altitude for equipada com, pelo menos, um a- cionamento que apresenta um propulsor, então, além disso, a aeronave é deslocada para a posição de proceder a uma alteração de posição horizontal autossuficiente, independente de ventos dominantes. Uma aeronave de alti- tude desse tipo, equipada com um acionamento, por conseguinte, pode ser manobrada tanto horizontalmente como também verticalmente. É particularmente vantajoso se, o acionamento estiver disposto em uma gôndola de acionamento, prevista sob a fuselagem. Também essa gôndola de acionamento está ligada, através de elementos de suporte, que podem ser formados, por exemplo, por cabos de tensão, com a fuselagem e eventualmente também com a gôndola de carga útil. Essa disposição sepa- rada do acionamento em uma gôndola de acionamento autossuficiente pro- videncia para que, as oscilações que partem do acionamento não sejam transmitidas para a fuselagem da aeronave e, eventualmente, para a gôndo- la de carga útil, de tal modo que, por exemplo, os instrumentos existentes na gôndola de carga útil não sejam expostos a quaisquer abalos provenientes do acionamento.

Como particularmente apropriado tem-se comprovado um motor de acionamento elétrico. A energia de acionamento para o motor de aciona- mento elétrico e também para outros consumidores elétricos da aeronave e sua carga útil ocorre, de preferência, por meio de uma instalação de alimen- tação de energia fotovoltaica, que está equipada com, pelo menos, um gera- dor solar fotovoltaico, que transforma a energia de irradiação solar incidente em energia elétrica e, pelo menos, um gerador de hidrogênio para a geração de hidrogênio da água, pelo menos, um reservatório de água, que está liga- do com o gerador de hidrogênio através de um primeiro condutor de água, com, pelo menos, um reservatório de hidrogênio, formado, de preferência, pela primeira câmara, que está ligado com o gerador de hidrogênio através de um primeiro condutor de água, com, pelo menos, uma célula de combus- tível, que está ligada com o reservatório de hidrogênio através de um segun- do condutor de hidrogênio, e que está ligado com o reservatório de água, através de um segundo condutor de água, e com um equipamento de con- trole, que está ligado eletricamente com o gerador solar, com o gerador de hidrogênio e com a célula de combustível. Se a câmara superior for usada como reservatório de hidrogênio, então, o hidrogênio armazenado ali preen- che, ao mesmo tempo, a tarefa do gás de sustentação e do combustível pa- ra a célula de combustível. A previsão paralela de um gerador solar fotovoltaico, de um ge- rador de hidrogênio e de uma célula de combustível nessa instalação de ali- mentação de energia possibilita, durante o dia, quando está à disposição energia de irradiação solar suficiente, empregar uma parte da energia elétri- ca gerada pelo gerador solar para a geração de hidrogênio da água, que, então, quando à noite não está mais à disposição nenhuma energia de irra- diação solar, ou quando não está mais à disposição energia de irradiação solar suficiente, na célula de combustível é recombinada para a geração de energia elétrica por meio da célula de combustível com oxigênio do meio ambiente para água. Dessa forma, a energia elétrica sempre está à disposi- ção, a qual é fornecida ou diretamente pelo gerador solar, ou é gerada indi- retamente através da célula de combustível. A única energia de entrada para esse sistema é a energia de irradiação solar, uma vez que a água, o hidro- gênio e o oxigênio formam um circuito, que apresenta reservatórios para á- gua e para hidrogênio.

Em um aperfeiçoamento preferido, o gerador de hidrogênio a- presenta um dispositivo de eletrólise de água. O gerador solar apresenta, pelo menos, um elemento de suporte equipado com células solares, o qual é formado por um painel.

De modo alternativo, o elemento de suporte pode ser formado por uma folha de plástico fina, de preferência, uma folha de poliéster e de modo mais preferido, por uma folha de poliéster orientada biaxial. Essa construção providencia um peso muito pequeno do elemento de suporte, o qual em particular, então, se ele for formado por uma folha de poliéster ori- entada biaxial, como a que é conhecida sob o nome comercial de "MYLAR", apresenta uma resistência muito alta com baixo peso. É particularmente preferido se as células solares forem células solares de camada fina, sendo que, neste çaso, se trata de preferência, de células de telureto de cádmio. As células solares de carriada fina desse tipo apresentam, do mesmo modo, um peso muito pequeno, de tal modo que em ligação com o elemento de suporte formado de uma folha de plástico fina, é formado um gerador solar muito leve.

De preferência, a instalação de alimentação de energia fotovol- taica está equipada adicionalmente com um acumulador de energia elétrico, que é executado, por exemplo, como acumulador. Este acumulador de ener- gia elétrico forma um acumulador de carga flutuante, que pode fornecer e- nergia elétrica em curto prazo, quando o gerador solar não é admitido com energia de irradiação solar suficiente por um curto período de tempo. Esse acumulador de energia elétrico serve para a cobertura do tempo, que é ne- cessário para ativar a célula de combustível ou, caso a célula de combustível não seja ativada, para a cobertura daquele tempo, que deve ser coberto, por exemplo, durante uma sombra de curto prazo da luz solar, até que a luz so- lar surja novamente sobre o gerador solar. A instalação de alimentação de energia fotovoltaica está equipa- da, de preferência, com um equipamento de controle, o qual é executado de tal modo que, no caso da existência de energia de irradiação solar, a energia elétrica gerada pelo gerador solar é conduzida a uma conexão elétrica de consumidor da instalação de alimentação de energia, e que, no caso da não existência de energia de irradiação solar, ou se a energia elétrica gerada pelo gerador solar não for suficiente para uma demanda de energia prede- terminada, a célula de combustível é ativada, a fim de fornecer energia elé- trica para a conexão de consumidor. Por conseguinte, esse equipamento de controle providencia para que, a célula de combustível seja ativada automa- ticamente, se não estiver à disposição energia de irradiação solar suficiente ou nenhuma energia.

Particularmente preferida é uma execução do equipamento de controle, de tal modo que, no caso da existência de energia de irradiação solar, ele conduz uma parte da energia elétrica gerada pelo gerador solar ao gerador de hidrogênio, e que, ele conduz água do reservatório de água ao gerador de hidrogênio, de tal modo que, o gerador de hidrogênio é ativado, a fim de gerar hidrogênio da água alimentada para ele, o qual é armazenado no reservatório de hidrogênio. No caso dessa forma de execução, da energia elétrica gerada pelo gerador solar, uma parte sempre é usada para operar o gerador de hidrogênio, a fim de gerar hidrogênio, que é necessário para a geração de energia elétrica pela célula de combustível, quando o gerador solar não fornece nenhuma energia ou energia elétrica suficiente. Neste ca- so, o equipamento de controle pode controlar a quantidade de energia elétri- ca, que é alimentada para o gerador de hidrogênio, ou também os tempos de ligação do gerador de hidrogênio em função do estoque de hidrogênio disponível.

Também é vantajoso se, uma parte da energia elétrica gerada pelo gerador solar e/ou pela célula de combustível for conduzida ao acumu- lador de energia, a fim de carregar esse acumulador. Com isso é assegura- do que, a energia elétrica sempre é compensada no acumulador de energia, a fim de poder ser solicitada imediatamente no caso de necessidade.

De preferência, o gerador solar está disposto no interior do invó- lucro da aeronave, executado transparente, pelo menos, parcialmente. Des- sa forma, o gerador solar está previsto dentro do invólucro aerodinâmico da aeronave, e não representa nenhuma resistência aerodinâmica adicional.

Por meio da execução parcialmente transparente do invólucro, a irradiação solar pode incidir sobre o gerador solar através do invólucro. É particularmente vantajoso, se o gerador solar dentro do invólu- cro da aeronave estiver apoiado universalmente, e estiver equipado com um dispositivo de rastreamento, que alinha sempre o gerador solar em relação ao sol. Independente da posição e da direção de vôo da aeronave, essa va- riante permite usar a luz solar incidente de modo otimizado para a geração de energia elétrica, por meio do gerador solar.

Se a aeronave for equipada com estabilizadores e/ou com lemes laterais, que são colocados, de preferência, na fuselagem, então a capaci- dade de manobra da aeronave executada como dirigível flexível é melhorada ainda mais. Também esses estabilizadores e/ou com lemes laterais podem ser construídos da mesma forma, como a asa de sustentação, de tal modo que, com o peso menor é obtida uma capacidade de mánobra da aeronave particularmente eficiente.

Exemplos de execução preferidos da invenção, com detalhes de execução adicionais e outras vantagens serão descritos e esclarecidos em mais detalhes, a seguir, com referência aos desenhos anexos.

Breve Descrição dos Desenhos É mostrado: na figura 1 uma representação esquemática em perspectiva de uma aeronave de acordo com a invenção; e na figura 2 um diagrama esquemático de uma instalação de alimentação de energia fotovoltaica para a aeronave de acordo com a inven- ção.

Representação de Exemplos de Execução Preferidos Na figura 1 é mostrada esquematicamente, na representação em perspectiva, uma aeronave de altitude de acordo com a invenção, que é e- xecutada como dirigível flexível. Ela apresenta uma fuselagem 1, que é limi- tada por um invólucro 10 e que apresenta, no interior, uma primeira câmara 11 superior, e uma segunda câmara 12 inferior. A fuselagem 1 possui a for- ma de um elipsóide, cujo comprimento e diâmetro formam uma relação de aproximadamente 2,5 : 1. Isto representa uma ótima combinação de superfí- cie pequena, grande volume e pequena resistência frontal aerodinâmica. A primeira câmara 11 está cheia com um gás de sustentação (hidrogênio), que é mais leve que o ar, e a segunda câmara 12 está cheia com ar. Entre a primeira câmara 11 e a segunda câmara 12 está prevista uma parede de separação 13 flexível, formada por uma membrana flexível. A segunda câmara 12 está equipada com um dispositivo de controle de en- chimento 14 (mostrado somente de maneira simbólica na figura 1), que con- trola ou regula o enchimento da segunda câmara 12 com ar, em função da altura de vôo, de tal modo que, o invólucro 10 da fuselagem 1 sempre está completamente cheio. O ar na segunda câmara 12 é preaquecido pelo calor dos apare- lhos de bordo da aeronave, e com o calor solar, a fim de obter, dessa forma, uma sustentação adicional. O dispositivo de controle de enchimento 14 compreende um ventilador, que transporta constantemente ar com pequena sobrepressão para a segunda câmara 12, e deste modo completa o invólu- cro 10 da fuselagem 1 e mantém em sua forma vantajosa aerodinâmica. O enchimento da primeira câmara 11 com hidrogênio como gás de sustentação é dimensionado de acordo com a invenção de tal modo que, durante a altura culminante de serviço da aeronave, o invólucro 10 é comple- tamente cheio com hidrogênio. Essa altura culminante de serviço é, por e- xemplo, de 38 km. O volume da fuselagem 1 incluído pelo invólucro 10 é dimensionado de tal modo que, a sustentação estática do hidrogênio tem de 50% até 60% do peso da aeronave, e que o peso restante da aeronave é gerado pela sustentação dinâmica. Para isso, a aeronave está equipada com uma asa de sustentação 2, que no caso de velocidade de vôo suficiente pro- duz a sustentação necessária. O volume da fuselagem 1 incluído pelo invó- lucro 10, por exemplo, com um peso da aeronave de 320 kg, e uma altura culminante de serviço de 38 km, é 36.000 m3. O comprimento do invólucro tem, então, 76 m com um diâmetro de 30 m. A asa de sustentação 2 possui um invólucro 20 aerodinâmico moldado na seção longitudinal de uma folha de plástico fina, por exemplo, de uma folha de poliéster orientada biaxial, como a que está disponível no mer- cado, sob o nome comercial de "MYLAR®". Essa folha possui, por exemplo, uma espessura de 12 pm. Para o reforço da asa de sustentação 2, no interi- or na direção de envergadura, através de toda a envergadura, essa asa está equipada com um primeiro tubo flexível 21, dianteiro, que forma o raio de saliência do perfil da asa, e com um segundo tubo flexível 22, traseiro, que forma a máxima espessura do perfil, de preferência, de 18% com, de prefe- rência, 50% de profundidade do perfil, que estão adaptados no diâmetro à forma aerodinâmica do invólucro 20, sendo que, o segundo tubo flexível 22, traseiro apresenta um diâmetro maior, de preferência, de 18% de profundi- dade do perfil como o primeiro tubo flexível 21, dianteiro. O segundo tubo flexível 22 possui - como também o primeiro tubo flexível 21 - do mesmo modo - um suporte da armação de grade, - não representado - no interior através de toda a envergadura. Os dois tubos flexíveis 21, 22 possuem uma casca externa, que, do mesmo modo, é formada de uma folha de plástico fina, e estão cheios com hidrogênio. Através desse enchimento com gás comprimido, os tubos flexíveis 21, 22 são reforçados e formam, dessa ma- neira, um reforço de suporte da asa de sustentação 2 na direção de enver- gadura. Adicionalmente, cada um dos dois tubos flexíveis 21 e 22, portanto, com cada um dos suportes da armação de grade muito leves, que pode ab- sorver, respectivamente, forças de pressão na direção de envergadura, e com isso reforça a asa de sustentação adicionalmente contra dobra, pres- são, flexão, tombamento e torção. Além disso, os dois suportes da armação de grade entre si estão equipados com espaçadores de forma triangular, que reforçam a asa na direção de vôo. O perfil da asa deve formar, de preferên- cia, um perfil laminado com grande raio de saliência na posição do primeiro tubo flexível 21, e uma espessura de perfil, de preferência, de 18% na posi- ção do segundo tubo flexível 22. A forma do perfil laminado precisa ser mol- dada eventualmente através de reforços (entalhes) adicionais. Os tubos fle- xíveis 21, 22 cheios com gás comprimido e reforçados com suportes provi- denciam não apenas para um reforço da asa de sustentação 2 contra o do- bramento, mas além disso, também ainda tensionam a casca 20 da asa de sustentação 2 e, desse modo, produzem a modelagem do desejado perfil aerodinâmico da asa. Caso necessário, tanto na direção de envergadura, como também em ângulo reto a ela, portanto, na direção longitudinal da ae- ronave, podem estar previstos adicionalmente elementos de reforço rígidos.

Abaixo da fuselagem 1 está prevista uma gôndola 3 que recebe a carga útil, a qual está ligada com a fuselagem 1 através de elementos de suporte. A gôndola 3 apresenta um invólucro 30 aerodinâmico moldado, que por motivos de peso é constituído da mesma folha de plástico fina, como o invólucro 10 da fuselagem 1. O invólucro 30 é mantido em sua forma aerodi- nâmica, ou através de elementos estruturais rígidos, ou - como a fuselagem 1 - através de um enchimento de ar comprimido.

Os elementos de suporte, com os quais a gôndola de carga útil 3 está suspensa na fuselagem 1 são constituídos de um cabo de tensão dian- teiro 31, que se estende entre ponta dianteira da gôndolâ 3 e a saliência da fuselagem 1 na direção de vôo. Um outro cabo de tensão 32 se estende da saliência da fuselagem 1 para trás da gôndola 3. Da saliência da gôndola 3, além disso, se estendem um cabo de tensão dianteiro esquerdo 33, e um cabo de tensão dianteiro direito 34, para respectivamente, a extremidade dianteira da raiz da asa, isto é, para um ponto dianteiro, no qual a asa de sustentação 2 passa na fuselagem 1. Além disso, se estendem um cabo de tensão traseiro esquerdo 33', e um cabo de tensão traseiro direito 34' de trás da gôndola 3 para, respectivamente, a extremidade dianteira da raiz da asa.

Na direção de vôo atrás da gôndola de carga útil 3 está prevista uma outra gôndola, ou seja, uma gôndola de acionamento 4, que em sua construção corresponde à gôndola de carga útil 3 e apresenta um invólucro 40 externo. A gôndola de acionamento 4 recebe um acionamento 5 para a aeronave, que apresenta um propulsor 50 previsto no traseiro da gôndola de acionamento 4, bem como, um motor de acionamento 52 previsto na gôndo- la de acionamento 4, o qual aciona o propulsor 50 através de meios de transmissão de força 53 bastante conhecidos (eixo, engrenagem). De prefe- rência, o motor de acionamento 52 é um motor elétrico. A fim de obter uma boa eficiência de avanço e, com isso, um consumo de energia pequeno, o propulsor 50 possui um grande diâmetro, e se movimenta com número de rotações pequeno. Por exemplo, com um pe- so de vôo de 320 kg e uma altura culminante de serviço de 38 km, bem co- mo, com uma velocidade de vôo desejada de 10 m/s, o propulsor pode ter um diâmetro de 15 m, a fim de obter uma boa eficiência de avanço com nú- mero de rotações lento. O emprego de um propulsor tão grande em aerona- ves leves sem excitação vibratória indesejada só é possível se, esse propul- sor, de acordo com o tipo de uma pá de rotor de helicóptero, apresentar uma pá de rotor contínua, que está apoiada basculante no eixo por meio de uma articulação batente, de tal modo que, durante a circulação o propulsor pode executar um movimento batente, com afluência assimétrica, por exemplo, devido à influência da fuselagem. Por meio da articulação não podem ser transmitidos quaisquer momentos para o eixo, que poderiam causar vibra- ções indesejadas no aparelho de vôo, que poderiam ser críticas em particu- lar, para a operação de sensores como, por exemplo, telescópios. A gôndola de carga útil 3 está suspensa na fuselagem 1, sepa- rada mecanicamente da gôndola de acionamento 4 a fim de eliminar uma transmissão de vibração do acionamento 5 da gôndola de acionamento 4 para a gôndola de carga útil 5, e para os instrumentos contidos nela, por e~ xemplo, instrumentos de supervisão ópticos, de modo mais eficiente possí- vel. Além disso, a gôndola de carga útil 3 pode ser estabilizada na posição em torno de todos os três eixos, por meio de aparelhos correspondentes co- nhecidos do especialista.

Também a gôndola de acionamento 4 está ligada com a fusela- gem 1 através de elementos de suporte. Esses elementos de suporte com- preendem um cabo de tensão central traseiro 41, que se estende desde a seção traseira da gôndola de acionamento 4, para o traseiro da fuselagem 1, um outro cabo de tensão central 46, que se estende da saliência da gôndola de acionamento 4, para o traseiro da fuselagem 1, bem como, cabos de ten- são dianteiros e traseiros, esquerdo e direito. O cabo de tensão traseiro es- querdo 42 e o cabo de tensão traseiro direito 43 passam do traseiro da gôn- dola de acionamento 4 para a extremidade de trás da raiz da asa esquerda ou direita. O cabo de tensão dianteiro esquerdo 44 e o cabo de tensão dian- teiro direito 45 passam da saliência da gôndola de acionamento 4, para a extremidade traseira da raiz da asa esquerda ou direita. Através desses ca- bos de tensão da gôndola de acionamento 4 a força de avanço gerada pelo propulsor 50 é transmitida para a fuselagem 1 da aeronave e, com isso, para todos os outros elementos da aeronave.

Além disso, está prevista uma infinidade de cabos de tensão que reforçam a superfície de sustentação 2 da gôndola 4, os quais serão descri- tos a seguir.

Pelas extremidades livres da asa de sustentação 2 passa, res- pectivamente, um cabo de tensão dianteiro 23, 24, do lado dianteiro da asa de sustentação 2, visto na direção de vôo, para a proa da gôndola de acio- namento 4, bem como, um respectivo cabo de tensão traseiro 25, 26, da ex- tremidade traseira da asa de sustentação 2 para a proa da gôndola de acio- namento 4. Adicionalmente, do lado dianteiro da respectiva extremidade livre da asa de sustentação 2 passa um segundo cabo de tensão dianteiro 23’, 24' para o traseiro da gôndola de acionamento 4. Um segundo cabo de ten- são traseiro 25', 26’ passa do lado traseiro, da respectiva extremidade livre da asa de sustentação 2, para o traseiro da gôndola de acionamento 4.

Além disso, em um ou em vários locais entre a respectiva extre- midade livre da asa de sustentação 2 e a raiz da asa adjacente a ela podem ser previstos cabos de tensão adicionais. Como exemplo, na figura 1 estão previstos somente cabos de tensão centrais dianteiros e traseiros 27, 27', bem como, 28, 28', que se estendem do canto dianteiro da asa de sustenta- ção ou do canto traseiro da asa de sustentação para a proa da gôndola de acionamento 4.

Além disso, a aeronave de altitude mostrada na figura 1 está e- quipada com um estabilizador 6 esquerdo e um estabilizador 6' direito, bem como, com um leme lateral 7 na parte traseira de sua fuselagem 1. Esses lemes são executados como elementos de construção leve rígidos. Para a estabilização da aeronave em torno do eixo vertical, nos estabilizadores 6, 6' está assentado o leme lateral 7, que é mantido na posição por meio de anco- ragens dianteiras 71, 72, e ancoragens traseiras 73, 74, que passam pelas extremidades livres dos estabilizadores 6, 6'. A disposição dos três lemes 6, 6', 7 está apoiada na fuselagem de forma articulável em torno do eixo trans- versal Y, por meio de um mancai de articulação 61 previsto no traseiro da fuselagem 1, Uma ancoragem do leme 62 inferior é formada por um cabo de tensão, que se estende desde a extremidade traseira central da disposição de lemes 6, 6', 7 para a saliência da gôndola de acionamento 4, e uma anco- ragem do leme superior é formada por um cabo de tensão 63, que se esten- de desde o canto dianteiro superior do leme lateral 7, para o lado superior da fuselagem 1.

Tanto a asa de sustentação 2, como também os estabilizadores 6, 6' e o leme lateral 7 podem ser movimentados através de ancoragens, que estão ligadas com uma respectiva máquina do leme, de preferência, colocadas nas extremidades livres. No caso da asa de sustentação 2, essa asa pode ser torcida no sentido contrário, pelo fato de que, a respectiva an- coragem 25, 25'; 26, 26' é puxada para um de seus lados (por exemplo, 25, 25') através de uma máquina do leme coordenada a ela, e é solta no outro lado (por exemplo, 26, 26'). Com isso, é obtido um efeito de leme transver- sal, que é empregado para o controle de rolamento da aeronave.

Para o controle em torno do eixo de corte, e para o ajuste do an- gulo de posicionamento de vôo são empregados os estabilizadores 6, 6', que são colocados, podendo girar, no traseiro da fuselagem 1, e que podem ser acionados através da ancoragem do leme 62 inferior, bem como, através da ancoragem do leme 63 superior, que estão equipadas, respectivamente, com uma máquina do leme.

Os componentes descritos até o momento formam, na atuação conjunta, a célula do corpo de vôo da aeronave, e podem ser construídos de materiais disponíveis no mercado e comprovados no emprego, com as po- tências necessárias. De modo integrado, eles resultam numa aeronave, que permanece em um contexto de peso total almejado de, por exemplo, 320 kg de peso de vôo, e fornece as potências de vôo necessárias.

Uma aeronave de altitude executada desse modo pode voar em diferentes alturas, sem perder o gás de sustentação durante a subida, atra- vés de transbordamento, porque o gás de sustentação na primeira câmara, que está empenhado em se expandir com a altura de vôo aumentando em virtude da pressão externa que abaixa, em virtude da parede de separação 13 flexível, possui uma possibilidade para a expansão. Sem que o volume da fuselagem 1 incluído pelo invólucro 10 se altere, o volume da primeira câma- ra 11 se amplia e, ao mesmo tempo, se reduz o volume da segunda câmara 12. A fim de possibilitar essa redução de volume da segunda câmara 12, durante a subida da aeronave é retirado o ar da segunda câmara 12.

Durante a descida da aeronave de grande altura, sobe a pressão do meio ambiente que atua sobre o invólucro 10, e para compensar esse aumento de pressão, por meio do dispositivo de controle de enchimento, é soprado ar do meio ambiente para a segunda câmara 12. A parede de sepa- ração 13 flexível entre a segunda câmara 12 e a primeira câmara 11 produz na seqüência uma compensação de pressão entre o ar que se encontra na segunda câmara 12, e o gás de sustentação que se encontra na primeira câmara 11. Dessa forma é assegurado que, durante a descida de grande altura, o invólucro 10 mantém sua forma favorável à corrente. A parede de separação 13 é executada refletiva, sobre seu lado superior 13', e em seu lado inferior 13" é executada absorvente de infraver- melho. Para isso, o lado superior 13' está equipado com uma vaporização ou revestimento de alumínio altamente reflexivo, e o lado inferior está colorido de preto. Através dessa configuração, o lado inferior absorve a irradiação de infravermelho fornecida pela terra que se encontra abaixo da aeronave, e aquece, com isso, o ar contido na segunda câmara 12 durante o dia, e du- rante a noite surge em torno de mais que 50° C acima da temperatura ambi- ente, de tal modo que, surge uma sustentação estática adicional, sem con- sumir energia. O invólucro da fuselagem 10 e também o invólucro da asa de sustentação 2 são executados transparentes ou translúcidos, e no interior da fuselagem 1 e/ou da asa de sustentação 2, incluído pelo invólucro corres- pondente estão previstos geradores solares fotovoltaicos, que servem como geradores de corrente, e alimentam com energia elétrica os aparelhos, ins- trumentos e também o motor de acionamento que se encontram a bordo.

Por motivos de peso, os geradores solares são formados de células solares de camada fina, por exemplo, de células de telureto de cádmio, que são a- plicadas sobre uma folha de plástico fina (por exemplo, 25 pm) como ele- mento de suporte. O gerador solar 101 previsto dentro da fuselagem 1 (por exem- plo, na primeira câmara 11), que é componente de um dispositivo de alimen- tação de energia solar 100 representado na figura 2 e descrito a seguir, a- presenta, por exemplo, um diâmetro de 12 m, e está suspenso universal- mente dentro da fuselagem 1. Um dispositivo de regulagem da posição e de rastreamento 15 para esse gerador solar 101 suspenso universalmente, ali- nha esse gerador sempre otimizado em relação ao sol, é reajusta esse ge- rador ao sol. Da irradiação incidente do sol o gerador solar 101 gera corrente elétrica, que é conduzida aos consumidores de corrente principal a bordo da aeronave através de condutores elétricos (não mostrados). Esses consumi- dores de corrente são os instrumentos, sensores e equipamentos de nave- gação previstos na gôndola de carga útil, o motor de acionamento 52 elétrico previsto na gôndola de acionamento 4, para o acionamento do propulsor 50, bem como, os equipamentos elétricos descritos ainda em relação à figura 2.

Na figura 2 é mostrado um gerador de corrente que forma o ge- rador solar 101, que é admitido por energia de irradiação solar S. O gerador solar 101 está equipado com células solares 101 sobre sua superfície dire- cionada para o sol Q, as quais estão colocadas sobre um elemento de su- porte 112. Embora na figura seja mostrado só a título de exemplo um ele- mento de suporte 112 equipado com células solares 110, naturalmente o gerador solar 101 pode apresentar uma infinidade de elementos de suporte 112 de grande superfície, equipados com células solares 101. O gerador solar também pode apresentar outras tecnologias como células solares, com as quais é possível gerar energia elétrica de energia de irradiação solar. A energia elétrica gerada no gerador solar 101 é conduzida a um equipamento distribuidor de corrente 102 através de um primeiro condutor de corrente 113. O equipamento distribuidor de corrente 102 é controlado por um equipamento de controle central 103, de tal modo que, uma parte da energia elétrica alimentada através do primeiro condutor de corrente 113 é transmitida para um gerador de hidrogênio 104, que é configurado como dis- positivo de eietrólise de hidrogênio.

Uma outra parte da energia elétrica introduzida no equipamento distribuidor de corrente 102 é conduzida a um acumulador de energia 105, por exemplo, uma batería, a fim de carregar essa batería, caso o acumulador de energia 105 elétrico não esteja carregado de modo suficiente. O resto da energia elétrica alimentada para o equipamento distribuidor de corrente 102 é conduzida a uma conexão de consumidor 120, de onde a energia elétrica útil preparada pelo equipamento de alimentação de corrente fotovoltaico po- de ser fornecida ao consumidor elétrico. O gerador de hidrogênio 104 executado como dispositivo de ele- trólise de hidrogênio é alimentado com água a partir de um de um reservató- rio de água 106, que é formado pela primeira câmara 11 da fuselagem 1, através de um primeiro condutor de água 160. No primeiro condutor de água 160 está prevista uma válvula acionável eletricamente 162, que pode ser controlada pelo equipamento de controle 103 através de um primeiro condu- tor de controle 130, a fim de controlar a alimentação de água do reservatório de água 106 para o dispositivo de eietrólise de água 104.

No caso de aeronaves para o emprego em alturas mais baixas até médias, que devem alcançar velocidades maiores, o gás de hidrogênio pode ser armazenado economizando espaço em um recipiente de sobre- pressão muito leve, em formato de linhas de corrente, de preferência, de folha de fibra de aramida, de preferência, com 0,1 a 0,2 MPa (1 a 2 bar) de sobrepressão, o que permite levar junto um estoque de combustível suficien- te com pequena resistência ao ar. A água introduzida no dispositivo de eletrólise de água 104 é se- parada em oxigênio e hidrogênio, por meio da energia elétrica alimentada pelo equipamento distribuidor de corrente 102, através de um segundo con- dutor elétrico 140. O oxigênio é fornecido através de um dispositivo de sopro 142 ao meio ambiente, e o hidrogênio é introduzido em um reservatório de hidrogênio 107, através de um primeiro condutor de hidrogênio 144.

No primeiro condutor de hidrogênio 144 está prevista uma válvu- la acionável eletricamente 146, que pode ser controlada pelo equipamento de controle 103 através de um segundo condutor de controle 132, a fim de regular a vazão do hidrogênio transportado através do primeiro condutor de hidrogênio 144, e a fim de impedir uma corrente de retorno de hidrogênio do reservatório de hidrogênio 107 para o gerador de hidrogênio 104.

Além disso, na figura 2 está representada esquematicamente uma célula de combustível 108, à qual é alimentado hidrogênio do reservató- rio de hidrogênio, através de um segundo condutor de hidrogênio 180. Se um alto peso de potência for exigido, ao invés da célula de combustível pode ser previsto um motor de combustão de hidrogênio equipado com turbo- carregador de gases de exaustão e soprador de gás de hidrogênio de alta pressão, com um segundo gerador de corrente ligado posteriormente. Tam- bém no segundo condutor de hidrogênio 180 está prevista uma válvula acio- nável eletricamente 182, a qual é controlada pelo dispositivo de controle 103 através de um terceiro condutor de controle 134, a fim de controlar a vazão do hidrogênio através do segundo condutor de hidrogênio 180. A célula de combustível 108 ou o motor de combustão de hidro- gênio apresenta, além disso, uma abertura de ventilação 184, através da qual o ar e, com isso, o oxigênio do ar do meio ambiente pode entrar. Na célula de combustível 108 ou no motor de combustão de hidrogênio com gerador de corrente é gerada energia elétrica, de forma bastante conhecida, do hidrogênio alimentado e do oxigênio do ar que entra, a qual é conduzida para o equipamento distribuidor de corrente 114 através de um quarto con- dutor de corrente 186. A água que surge na célula de combustível 108 ou no motor de combustão de hidrogênio durante a recombinação de hidrogênio e oxigênio é introduzida no reservatório de água 106 através de um segundo condutor de água 164. Também no segundo condutor de água 164 está prevista uma válvula acionável eletricamente 166, a qual pode ser controlada pelo disposi- tivo de controle 103 através de um quarto condutor de controle 134. O dispositivo de controle 103 está ligado com o dispositivo distri- buidor de corrente 114 através de um quinto condutor de controle 135 (na figura 2 representado interrompido), a fim de controlar o dispositivo distribui- dor de corrente 114 e, com isto, a distribuição de energia elétrica introduzida no dispositivo distribuidor de corrente 114 através do primeiro condutor de corrente 113 e do quarto condutor de corrente 186.

Além disso, dispositivo de controle 103 está ligado com o gera- dor de hidrogênio 104 através de um sexto condutor de controle 136, a fim de controlá-lo. Um sétimo condutor de controle 137 liga o dispositivo de con- trole 103 com a célula de combustível 108 ou com o motor de combustão de hidrogênio com gerador, a fim de controlá-lo(s).

Como pode ser reconhecido na figura 2, entre o gerador de hi- drogênio 104 e a célula de combustível 108 ou o motor de combustão de hidrogênio é formado um circuito fechado de hidrogênio (H2) e água (H20), que inclui o reservatório de água 106 e o reservatório de hidrogênio 107, como simbolizado através das setas. O oxigênio (02) é transportado, através de um circuito aberto, do gerador de hidrogênio 104 para a célula de com- bustível 108 ou para o motor de combustão de hidrogênio através da atmos- fera como está representado simbolicamente através das respectivas setas indicadas.

Com isto, a instalação de alimentação de energia fotovoltaica, prevista na aeronave de altitude de acordo com a invenção é alimentada por fora somente através da energia de irradiação solar S, sendo que, a energia elétrica obtida é usada em parte para encher os acumuladores de compen- sação (acumulador de energia 105 e o reservatório de hidrogênio 107), dos quais, então, pode ser requisitada energia armazenada e fornecida para os consumidores como energia elétrica, quando as cargas de pico exigirem isto, ou quando não está à disposição nenhuma energia de irradiação solar S, ou quando ela é insuficiente. A construção da aeronave de acordo com a invenção, com uma fuselagem de dirigível muito leve, com um enchimento de gás de sustenta- ção de, por exemplo, 36.000 m3 de volume com peso total de 320 kg, com- binado com uma grande asa de sustentação muito leve (superfície da asa, por exemplo, 4.000 m2) com alongamento grande e carga superficial muito baixa fornece aproximadamente de 50% até 60% de sustentação total por meio do gás de sustentação de hidrogênio como sustentação estática, e o resto como sustentação dinâmica gerada pela asa de sustentação. Essa sustentação dinâmica é gerada com uma velocidade (por exemplo, 10 m/s) que é necessária a fim de vencer ventos de altitude que dominam ali na es- tratosfera durante a subida, a fim de poder manter assim uma posição esta- cionária sobre o solo. No caso desse projeto é necessária a energia de acio- namento menor possível para a geração da sustentação total. A execução da asa em uma forma de construção, que é similar a de um pára-quedas deslizante, com ancoragens e com tubos flexíveis de estabilização adicionais completamente inflados na direção de envergadura impede um dobramento para dentro da asa durante turbulências. Para a su- bida, a aeronave de acordo com a invenção pode ser rebocada em um am- biente protegido, por exemplo, em um invólucro de proteção, em grande altu- ra, e só ali no ar calmo ser cheia com gás de sustentação de hidrogênio, e ser inflada para seu estado de operação e ser posta em operação. Essa forma de procedimento para a partida da aeronave de acordo com a inven- ção impede danos do invólucro leve e fino da fuselagem e das superfícies de sustentação devido a turbulências, que podem atuar sobre a aeronave em baixa altura durante a subida. A aeronave de altitude de acordo com a invenção possui a ca- pacidade de poder trocar opcionaimente muitas vezes a altura dentro da es- tratosfera, sem precisar soltar, neste caso, o gás de sustentação, ou precisar livrar-se de lastro. Isto é obtido através do princípio de duas câmaras, com a membrana de separação flácida prevista entre as duas câmaras, que separa a câmara superior cheia com gás de sustentação de hidrogênio, da câmara inferior que pode ser cheia com ar. A segunda câmara inferior é mantida a- través de assopramento de ar com um ventilador sempre abaixo de uma le- ve sobrepressão, de tal modo que o invólucro 10 da fuselagem 1 permanece completamente tensionado e, com isso, mantém sua forma. De preferência, o ar quente é soprado para a segunda câmara. Esse ar quente é reaquecido continuamente através do calor do sistema de gerador solar, bem como, do sistema de acionamento, o que pode ocorrer em uma circulação de ar, na qual o ar é conduzido para fora da segunda câmara através de um ou de vários trocadores de calor, é aquecido ali e, então, é soprado novamente para dentro da segunda câmara. Esse ar quente providencia, então, uma força de empuxo adicional. É vantajosa também a colocação do acionamento da aeronave 5 na gôndola de acionamento 4 suspensa sob a fuselagem 1, sendo que, a distância entre a fuselagem 1 e a gôndola de acionamento 4 é escolhida de tal modo que ela é maior do que a metade do diâmetro do propulsor 50. No caso de um diâmetro do propulsor de 15 m, a distância èntre o lado inferior da fuselagem 1 e o eixo de rotação do propulsor que passa no centro da gôndola de acionamento é, pelo menos, 20 m. Deste modo é assegurado que, turbulências de borda do propulsor não atingem e não podem danificar em hipótese alguma o invólucro 10 da fuselagem 1.

Com isso, essa aeronave de altitude de acordo com a invenção pode permanecer, de modo quase ilimitado, em uma altura entre, por exem- plo, 30 km e 38 km, e ali assumir uma posição estacionaria acima do solo.

Por isso, a aeronave de altitude de acordo com a invenção é particularmente apropriada como plataforma de observação ou plataforma de comunicação.

Esse período de uso quase ilimitado é obtido através da utilização da ener- gia solar e da recombinação de hidrogênio por meio da energia solar.

Se no decorrer do tempo surgirem perdas de hidrogênio, por e- xemplo, devido a vazamentos, então, essas perdas podem ser compensa- das pelo fato de que, a aeronave em tempos com pequena turbulência em pequenas altitudes de vôo pode descer, por exemplo, abaixo de 20 km de altura, onde a umidade do ar é suficientemente alta, de tal modo que, com aparelhos apropriados pode ser obtida água do ar úmido. Dessa forma, os estoques de água no reservatório de hidrogênio 107 podem ser preenchidos novamente, de tal modo que a aeronave pode permanecer no ar de modo quase ilimitado.

No caso da aeronave de acordo com a invenção, por conseguin- te, durante o dia o motor de acionamento 52 é acionado para o propulsor 50 diretamente pelo gerador solar 101, e a energia excedente no gerador de hidrogênio 104 é empregada para separar a água do reservatório de água 106 em água e oxigênio. O hidrogênio gerado durante o dia é conduzido pa- ra a primeira câmara 11, e ali é armazenado e, deste modo, apóia o enchi- mento de gás de sustentação de hidrogênio durante a geração de sustenta- ção. Durante a noite o gás de hidrogênio é retirado da primeira câmara 11, e é alimentado para a célula de combustível 108, sendo que, é gerada corren- te, a qual alimenta com energia elétrica o motor de acionamento 52 do pro- pulsor 50, bem como, os consumidores restantes da aeronave. Neste caso, a água é reconduzida para o reservatório de água 106. Deste modo, para o hidrogênio surge uma circulação fechada, que pode ser mantida quase de modo ilimitado, caso vazamentos do reservatório de água não possam ser cheios novamente. A energia elétrica obtida desse modo aciona também as máqui- nas do leme, que acionam, na forma descrita, os lemes transversais para o controle de rolamento, e o estabilizador para o controle de corte. A aeronave é controlada de modo preciso por um controle, que combina entre si um sistema de GPS diferencial e um sistema de navegação inercial, bem como, um sistema de regulagem de posição estrelar (Stelar Attitude Referende System). No caso do sistema de regulagem de posição estrelar são realizadas automaticamente marcações de estreia ópticas, e o resultado é comparado com um mapa estrelar digitalizado levado junto. A medição, neste caso, ocorre em uma precisão de aproximadamente 25 mi- cro radianos RMS. Uma alta precisão desse tipo é possibilitada devido à grande altura de vôo na estratosfera, na qual a vista para as estrelas quase não é impedida por interferências atmosféricas. A posição medida desse modo por um sensor de estrelas, e o ângulo de posição medida são reunidos em um filtro de Kalman para formar um conjunto de dados de navegação exato, ao qual o controle da aeronave e os sensores podem recorrer para a regulagem de posição do gerador solar 101 e/ou da gôndola de carga útil 3.

Devido ao fato de levar junto o sistema de regulagem de posição estrelar, a medição de direção por meio de sensores pode ser mais exata em torno de dez vezes, em comparação a uma unidade de navegação de inércia de GPS pura.

Os números de referência nas reivindicações, na descrição e nos desenhos servem somente para o melhor entendimento da invenção, e não devem restringir a abrangência de proteção.

Claims (23)

1. Aeronave de altitude, em particular, aeronave de estratosfera, que é executada como nave espacial, com uma fuselagem (1), que apresen- ta um invólucro (10) cheio, pelo menos, parcialmente com um gás de susten- tação diferente do ar, em particular, hidrogênio, que é mais leve que o ar; caracterizada pelo fato de - que, a fuselagem está equipada com, pelo menos, uma primei- ra câmara (11) para o gás de sustentação; - pelo fato de que, a fuselagem (1) apresenta, pelo menos, uma segunda câmara (12), que pode ser cheia com ar; - pelo fato de que, entre a primeira câmara (11) e a segunda câmara (12) está prevista uma parede de separação (13) flexível, formada, de preferência, por uma membrana flexível; e - pelo fato de que, o enchimento da segunda câmara (12) com, de preferência, ar quente pode ser controlado ou regulado com ar, de prefe- rência, quente, em função da altura de vôo, de tal modo que, o invólucro (10) da fuselagem (1) sempre está completamente cheio.

2. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 1, carac- terizada pelo fato de - que, a primeira câmara (11), que pode ser cheia com o gás de sustentação, diferente do ar, está prevista na parte superior da fuselagem (10), e - pelo fato de que, a segunda câmara (12), que pode ser cheia com ar está prevista na parte inferior da fuselagem (10).

3. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que, a parede de separação (13) é executada refietiva, sobre seu la- do superior (13').

4. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que, a parede de separação (13) é executada absorvente de infravermelho em seu lado inferior (13").

5. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de - que, está previsto um dispositivo de controle de enchimento (14) para a segunda câmara (12), que apresenta, pelo menos, uma válvula de sopro, com a qual é possibilitado um esvaziamento controlado de ar da segunda câmara (12), e - que, o dispositivo de controle de enchimento (14) apresenta, pelo menos, um ventilador de aeração, com o qual o ar pode ser bombeado do meio ambiente para a segunda câmara (12).

6. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 5, carac- terizada pelo fato de que, o dispositivo de controle de enchimento (14) apre- senta um trocador de calor solar, que aquece o ar que flui para a segunda câmara (12), por meio de energia de irradiação solar incidente.

7. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 6, carac- terizada pelo fato de que, o dispositivo de controle de enchimento (14) é e- xecutado de tal modo que, o ar contido no interior da segunda câmara (12), pode ser circulado fluindo através do trocador de calor solar.

8. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que, abaixo da fuselagem (1) está pre- vista, pelo menos, uma gôndola (3), que recebe uma carga útil, que está li- gada com a fuselagem (1) através de elementos de suporte formados, de preferência, de cabos de tensão (31, 32, 33, 34, 33', 34').

9. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que, a fuselagem (1) está equipada com, pelo menos, uma asa de sustentação (2) que gera sustentação aerodi- nâmica.

10. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 9, carac- terizada pelo fato de - que, a asa de sustentação (2) apresenta um invólucro (20) ae- rodinâmico moldado na seção longitudinal, de uma folha fina, de preferência, de uma folha de poliéster, de modo mais preferido, de preferência, de uma folha de poliéster orientada biaxial, - pelo fato de que, a asa de sustentação (2) apresenta, pelo me- nos, um tubo flexível (21, 22) que pode ser cheio com gás comprimido na direção de envergadura da asa, que no estado cheio forma um reforço da asa de sustentação (2) na direção de envergadura da asa, e - pelo fato de que, as extremidades livres da asa de sustentação (2) são tensionadas contra a fuselagem (1), e/ou contra uma gôndola (4) prevista sob a fuselagem (1), com dispositivos de tensão que abrangem, de preferência, cabos de tensão (23, 24, 23', 24', 25, 26, 25’, 26').

11. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que, está previsto, pelo menos, um acionamento (5) equipado com um propulsor (50), com um motor de acio- namento (52) acionado, de preferência, eletricamente, o qual está disposto, de preferência, em uma gôndola de acionamento (4) prevista sob a fusela- gem (1).

12. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 11, ca- racterizada pelo fato de que, para a geração da energia de acionamento está previsto uma instalação de alimentação de energia fotovoltaica (100) com - pelo menos, um gerador solar (101) fotovoltaico, que transfor- ma energia de irradiação solar (S) incidente em energia elétrica; - pelo menos, um gerador de hidrogênio (104) para a geração de hidrogênio da água; - pelo menos, um reservatório de água (106), que está ligado com o gerador de hidrogênio (104) através de um primeiro condutor de água (160); - pelo menos, um reservatório de hidrogênio (107), formado, de preferência, pela primeira câmara (11), que está ligado com o gerador de hidrogênio (104) através de um primeiro condutor de água (144); - pelo menos, uma célula de combustível (108), que está ligada com o reservatório de hidrogênio (107) através de um segundo condutor de hidrogênio (180), e que está ligado com o reservatório de água (106), atra- vés de um segundo condutor de água (164), e - com um equipamento de controle (103), que está ligado eletri- camente com o gerador solar (101), com o gerador de hidrogênio (104) e com a célula de combustível (108).

13. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 12, ca- racterizada pelo fato de que, o gerador de hidrogênio (104) apresenta um dispositivo de eletrólise de água.

14. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 12 ou 13, caracterizada pelo fato de que, o gerador solar (101) apresenta, pelo menos, um elemento de suporte (112) equipado com células solares (110) o qual é formado por um painel.

15. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 12 ou 13, caracterizada pelo fato de que, o gerador solar (101) apresenta, pelo menos, um elemento de suporte (112) equipado com células solares (110) o qual é formado por uma folha de plástico fina, de preferência, uma folha de poliéster, de modo mais preferido, por uma folha de poliéster orientada bia- xial.

16. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 14 ou 15, caracterizada pelo fato de que, as células solares (110) são células sola- res de camada fina, de preferência, células de telureto de cádmio.

17. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações de 12 a 16, caracterizada pelo fato de que, adicionalmente está previsto um acumulador de energia (105) elétrico, de preferência, um acumulador.

18. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações de 12 a 17, caracterizada pelo fato de que, o equipamento de controle (103) é executado de tal modo - que, no caso da existência de energia de irradiação solar, ele conduz a energia elétrica gerada pelo gerador solar (101) a uma conexão elétrica de consumidor (102) da instalação de alimentação de energia, e - que, no caso da não existência de energia de irradiação solar, ou se a energia elétrica gerada pelo gerador solar (101) não ser suficiente para uma demanda de energia predeterminada, ele ativa a célula de com- bustível (108) a fim de fornecer energia elétrica para a conexão de consumi- dor (102).

19. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 18, ca- racterizada pelo fato de que, o equipamento de controle (103) é executado de tal modo - que, no caso da existência de energia de irradiação solar, ele conduz uma parte da energia elétrica gerada pelo gerador solar (101) ao gerador de hidrogênio (104), e - que, ele conduz água do reservatório de água (106) ao gerador de hidrogênio (104), de tal modo que, o gerador de hidrogênio (104) é ativa- do, a fim de gerar hidrogênio da água alimentada para ele, o qual é armaze- nado no reservatório de hidrogênio (107).

20. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 18 ou 19, caracterizada pelo fato de que, uma parte da energia elétrica gerada pelo gerador solar (101) e/ou pela célula de combustível (108) é conduzida ao acumulador de energia (105), a fim de carregar esse acumulador.

21. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações de 12 a 20, caracterizada pelo fato de que, o gerador solar (101) está dis- posto no interior do invólucro (10) da aeronave, executado transparente, pelo menos, parcialmente.

22. Aeronave de altitude de acordo com a reivindicação 21, ca- racterizada pelo fato de que, o gerador solar (101) está apoiado universal- mente, e está equipado com um dispositivo de rastreamento (15), que alinha o gerador solar (101) em relação ao sol (Q).

23. Aeronave de altitude de acordo com uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que, a aeronave apresenta, de prefe- rência, um estabilizador (6, 6') colocado na fuselagem (1), e/ou, pelo menos, um leme lateral (7) colocado, de preferência, na fuselagem (7).