CN101384481A - 具有模块化铰接式机翼的飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种具有高展弦比机翼平台，可在高空对目标站进行监测的多重铰接飞行系统(空中基站)。在具体实施例中还公开了自主式模块化飞行器翼尖与翼尖结合的连接方式。这种模块化飞行器可由太阳能获取能量。所述自主式飞行器包括可独立操作或整合操控的传感器。所述空中基站可以根据外部状况进行聚集、分解、和/或再聚集。因此，本发明提供了一种“永驻站”式的飞行器。

Description

具有模块化铰接式机翼的飞机
相关申请的交叉引用
本申请要求2005年7月7日提交的申请号为60/697,497的申请的利益，该申请的全部内容通过引用合并到此文中。
技术领域
本发明所述实施例涉及飞机高空飞行领域，尤其涉及一种可获得比现有设计所能达到的结构重量更轻的大展弦比机翼平面形状的方法，降低重量将使飞机在高空飞行中获得与采用其他方式相比更高的升限和更长的续航时间。除此之外，本发明实施例中的模块化特征数据将提供更大的操作灵活性和提高系统鲁棒性。
背景技术
许多军用和商用飞机都希望拥有更高的飞行高度并在空中长时间停留，从而可以在一个更高的平台上拥有更广的视野。通常的军用和商用任务是指监视和通信，但是一个拥有高升限、长续航时间的飞机还可以用于军事信号情报工作，除此，高升限、长续航时间的飞机因其可在各行星大气层中飞行而被用于空间探测。应用于地球大气顶层的空气动力学设计同样可以适用于当行星表面大气密度较低时较低飞行高度条件下使用。
目前高空飞行中可选择的长续航时间的飞行器包括沿轨道运行的卫星和能到达空中一定高度但在此高度无法长时间停留的飞机，两者在运行和成本上都有其缺点。卫星发射和运行过程花费昂贵，地球同步卫星除外，并且不能针对地面上某一固定点巡航，从而需要组成大的卫星星座来覆盖地面，或是确保对一个地面目标或地面站更高的再访率，即短间隙覆盖。地球同步卫星在被发射至赤道上方的轨道后即固定于地面某一特定位置，从而彻底限制其地面覆盖率，尤其在高空区域。因此，可在高空飞行但无法长时间航行的飞机虽然运行效率低，但因需要其从发射基地至任务站(例如监测站、通讯站等)之间周期往复工作而被选用。举个例子，在任何时间当一架飞机飞去任务站接替第二架飞机的任务时，第三架飞机会从任务站飞回发射基地，同时第四架在发射站准备起飞。需要的机群尺寸及由此造成的全部花费随发射站到任务站之间的距离增加而增大。此外，飞机沿整个航行路径周期运行时，运行过程将受到自然界天气变化的影响(例如，暴风雪)，同样在军事任务中，敌军行动也会对整个航行造成影响。
因为两种选择都存在成本和运行方面的缺点，所以飞机设计者们的梦想就是研发出一种可在高空飞行时拥有长时间续航能力的飞机。此外，考虑到运行的响应性，也希望这样一种飞机可以尽快应用于远程运行定位，从而减少不利天气造成的影响。在一种设计中满足这些需求是一项具有很高难度的技术挑战。
因为子系统可靠性不理想，可以持续在站内运行的高空长续航时间的飞机至今未能问世。过去人们在设计飞机时认为其续航能力不受机载燃料供给与消耗的限制，这样一架飞机可以在某一高度连续几个月维护任务站，直到子系统发生故障而被迫返回基站。通常有以下三种供给方式：应用机载核子分裂反应堆的核能推进方式、地面能源引入(例如，微波或激光的能量)以及太阳能电力推进。
美国从二十世纪五十年代起开始探索核动力飞机，曾经尝试过改进的康威尔B-36调节型(Convair B-36 Peacemaker)试验台飞机和基于地面检测的飞机，但都宣告终止，其原因很可能是当下环境意识和政治敏感性不允许奉行这种观念。
依靠来自地面站的能量射束供能的小型遥控飞机已经设计并试飞成功，但其距地面站距离过远时，射束辐射使飞机可接受到的能量流减少，导致效率降低。此外，如果采取高频能量传输使射束辐射减少到最小，则通量增加的同时也会增加环境风险(例如，鸟类和其它飞机会在中间高度飞行时穿过射束)。这些局限性导致在实际应用中依靠射束供能的飞机只能在其能源中心附近范围活动，因而在大多数环境下并不适用。
太阳能电力推进对于有效的无限制飞行来说是第三种途径，事实上，无人操纵以及有人操纵的太阳能电力飞机已经用于工业应用，如空中导航器(Aerovironment Pathfinder)和希利奥士(Helios)。依靠太阳辐射而设计的太阳能电力飞机具有很低的推进功率，可以反过来促使其在空气动力学和结构学方面的设计进一步完善。此外，理论上此类飞机可在距海平面5万英尺上的高空很好的运行，从而确保不会遇到云层而减少可接收到的太阳辐射，以及最大程度避免遭遇逆风的可能性。
考虑到以上因素，目前围绕可长时间高空作业的飞行器的开发主要集中于太阳能电力飞行器，包括如下两种类型：比空气重的飞行器(例如，飞机)和比空气轻的飞行器(例如，飞船)。飞船更多的是利用空气静力学方法使其升空(例如，提升用气体产生的浮力，比如氦气)，而非利用作用于机翼的空气动力学方法。目前正在研发阶段的太阳能电力飞船是洛克希德马丁高空飞船(Lockheed-Martin High Altitude Airship)。
无论是飞机还是飞船，低功率(由于太阳能辐射限制所致)和高飞行高度的结合都将导致需要体积大但重量轻的飞机结构。对于飞机来说翼载荷(即，飞机重量与机翼面积之比)必须要低。对于飞船来说，船体比表面积的重量也要很轻。因此，无论是飞机还是飞船相对来说都不够坚固。此外，两种航空器的空速由于低能量所致而速度较慢，从而当飞机在上升或下降过程中穿越低层大气或当飞船发射下水遭遇阵风或疾风时都存在突变结构故障或受顺风向影响而无法控制的危险。
对于高空太阳能电力飞机来说，根据升阻比最高效的空气动力学构造是具有高展弦比的无后掠翼，其中展弦比是指机翼翼展的平方与基准翼面积的比值。飞翼是指仅由机翼单独组成的飞机，没有机身或尾翼。事实上，这就是空中导航器(Aerovironment Pathfinder)和希利奥士(Helios)飞机的构造。这样的构造导致的主要的空气动力学缺点是其稳定性和控制性较差，尤其在纵向间距方面，因为没有尾翼面及明显的尾力臂。重量轻、展弦比高的飞翼在结构上的主要缺点是顺翼展方向的弯曲会有一定的阻力和扭转刚度(例如，机翼扭转时的阻力)。尤其当应用太阳能电力时，机翼不携带燃料，机翼重量将用来阻抗第一翼弯曲矩。如果有效载荷没有横越机翼的跨径分散(即，跨径负载)，而是集中在飞行器的中心线，则顺翼展方向的弯曲问题将会更加严重。最终这些空气动力学及结构学方面的问题将会交织在一起造成航空结构方面的交互影响，例如因此出现的飞行器的扑翼运动和扭转振动将在飞行中导致无法控制的和潜在的发散振动。事实上，这些事件陆续出现是从2003年当空中希利奥士(Aerovironment Helios)位于太平洋上空时在飞行途中出现故障开始。
对于飞船来说，高空飞船在飞行中需要的轻重量构造存在一些问题。由于重量原因，高空飞船必须采用非刚性设计，其中环向应力和船体弯曲矩由船体结构决定，这样的结构还必须抗撕裂、防紫外线并对氦气防渗。过去，低空运行中的飞船船体结构设计的失败已不会重演，但是在高空运行中对于轻质结构的需求将使设计难度加大。最终，为获得合理的有效载荷，高空飞船必须体积很大，长度接近或大于500英尺。基于此带来的这些限制引入了地面操作的难度。
本发明所描述的具体实施例有如下前提，即研发高空飞船的科技和项目风险要大于高空飞机的风险性，提出了对于具有高展弦比飞翼飞机的航空结构限制的解决方案。此方案将机翼细分成自主模块单元，其可在飞行中结合，翼尖对翼尖，从而形成单一或多重铰接的具有空气动力学效率的飞行器表面。最佳实施例包括如上提到的一个模块化铰接翼飞机，其利用太阳能电力能量系统来提供原动力并同时满足任务系统和日常管理系统的电力需求。
原则上有两种方法将低展弦比机翼的元件重新排列而接近高展弦比机翼所能达到的空气动力学效率。第一种方法，如前所述，在翼尖处连接机翼元件，形成一个实际的连续机翼面层。第二种方法是形成一个虚拟机翼，机翼元件成V型排列，形式上类似于一群天鹅的排列。后一种方法中，空气动力学的优势来自于其位于前面有效元件上升风向的尾迹机翼元件，机翼元件挂接于前述元件上。理论上，这种虚拟机翼方法可以在很大程度上提高空气动力学效率，并且因为机翼元件是彼此独立的，因而不存在机翼弯曲的困难。但是，这种方法存在实际操作的困难。机翼元件的相对位置必须精确，机翼后方气流的旋涡状态意味着在侧面位置上的一个轻微移位将导致机翼元件处于前述元件的下降气流中，而不是上升气流中。虚拟机翼情况下元件一定是在其位置上持续不断的旋转，引导元件不能自由运动，而必须周期性的后退，正如天鹅群中的领头天鹅一样。最终，严格来说，这样一个虚拟机翼的空气动力学建模存在难度，目前结构上得到的实质的空气动力学收益存在投机性。
让飞机翼尖相连来提高空气动力学性能的想法早已有过，然而之前的技术受到不同尺寸的可提高范围和耐力的飞行器的限制多于受到同一尺寸的可达到高度要求的飞行器的限制。通常小型附带的飞行器挂接于大一些的飞行器的翼尖上(例如，战斗机挂接于轰炸机的翼尖上)，从而使其适用于超出其自身能力之外的远程应用。于此同时，一个有效的高展弦比机翼具有的空气动力学优势使大型飞行器减少燃料消耗所带来的影响。
美国空军从1949年起对组合飞行器进行飞行测试，目标是证明洲际轰炸机护送至数千里外的目标并且返回的能力，并保证以某种方式同时运载战斗机。从1949年到1950年间进行了Douglas C-47A和Culver Q-14B翼尖连接的飞行测试，这些测试的结果令人充满希望，随后，对翼尖连接有两个Republic F-84喷气式战斗机的Boeing B-29 Superfortress轰炸机进行测试，称为Tip Tow项目。不幸的是在1953年B-29和其中一个F-84连同其它一起失踪，此事认为是由一个控制翼动角的自动飞行控制系统失灵所造成，导致F-84在翼尖连接处旋转，从而撞击B-29的机翼。翼动角指连接有两个飞行器的机翼之间横向的夹角。
另一个被称为Tom Tom的空军尖端对接项目在1952到1953年间实施。这个项目是对在翼尖连接有两个F-84战斗机的Convair B-36 Peacemaker轰炸机进行飞行测试。在1953年底的一次飞行测试上，在B-36和其中一个F-84之间产生的无法控制的振动使B-36的机翼受到严重破坏，在F-84回到基地时，还带有与其翼尖连接的B-36机翼的大面积断片。
因为出现的上述困境，Tip Tow和Tom Tom项目被终止，并且美国空军也停止了对这种尖端对接组合式飞行器的进一步试验研究。当时的科技在很多领域并不发达，对于预先分析复杂流场以及可灵活连接的飞行器结构上的交互作用比较困难，甚至是不可能的。设计在尖端对接运行中所需的自动飞行控制系统对人们来说是一个巨大的挑战。需要说明的是这种附属飞行器和主飞行器组合形成的飞行装置有其自身形式的缺陷，与其组合中飞行元件的数量多少、大小及尺寸是否一致无关。可以明确的是主飞行器在体积和重量上相对于附属飞行器都要大一些，从而附属飞行器要抵御主飞行器产生的很强的尾迹翼尖旋涡，在对接或非对接飞行过程中时这种旋涡会导致灾难。
2002年，维吉尼亚工学院(Virginia Polytechnic Institute)印刷出版的S.A.Magill的博士论文，题目是组合飞行器运行研究：翼尖对接与编队飞行之比较。该论文主要对附属飞行器和主飞行器相组合类型的飞行装置采用翼尖对接方式和编队飞行方式进行了技术上的研究。后一种方式涉及如前所述的V型虚拟机翼的形成。该论文没有涉及多个同等大小飞行器的尖端对接，文中提到的组合飞机也并不以改善高空飞行中飞机云幕或性能为目的。
因此，如果可以提供克服一个或多个这些或其它缺点的方法，以及提供一种可在高空长时间运行的飞行器，将会很有价值。
在某些实施例中提供了一个可在第一高度上在感兴趣区域上空盘旋的自主式模块化飞行物。这样的飞行体由一个具有两个机翼的机载客体组成，每个机翼有一个翼尖，并且当第一种预想情况出现时机翼至少可以与一个其它的自主式模块化飞行物的机翼相连接，从而形成一个集合体，而当遇到第二种情况时，可与至少一个自主式模块化飞行物的机翼相分离。该集合体可形成一个具有高展弦比机翼平台的多重铰接飞行系统，可对地面感兴趣区域在至少与第一高度相当的高度上操作运行。
自主式模块化飞行物和/或集合体可能会进一步调整空速与主要的逆风相协调，同时/或者做大轨道运行。自主式模块化飞行物和/或集合体可能会在地球同温层有一定的高度限制，和/或在地球对流层具有结构鲁棒性。自主式模块化飞行物还可以包括一个位于至少一个翼尖上的翼尖铰链，从而使结合处的两个模块化飞行物可以围绕翼尖铰链相互振翼。
大量模块化飞行物的集合体会出现在更高的区域。第二种预设情形包括以下一种或多种情况：装载超负荷、阵风过大、多重铰接飞行系统的转向、跨度力量超极限、以及一个指令对至少其中一个模块化飞行物接近目标地区产生作用。权利要求1所述的多重铰接飞行器的表面可在第三种预设情形下重新结合。所说的第三种情形是指以下情况或其中之一：之前遇到的第二种情形不再出现并且至少一个模块化飞行物毁坏、取消和/或失去其功能。
日光照射电路可以提供每个模块化元件和/或多重铰接飞行系统能量，日光照射电路由一个光电组、一个可调控能量的电子控制器以及一个储电装置。模块化飞行器中还可能有一个飞行控制装置用来计算平衡升限，并指示自主式模块化飞行器在其平衡升限附近上升或下降。
本发明的具体实施例中提供了一种组成多重铰接飞行系统的方法，该方法拥有一个高展弦比的机翼平台，并且可在高空处对下方目标进行监测。该方法需提供至少两个自主式模块化飞行器，同时每个飞行器都有两个机翼，并在机翼上带有翼尖。当遇到第一种情形下，至少两个自主式模块化飞行器的翼尖会结合在一起。
这个方法还包括计算该自主式模块化飞行器的平衡升限，以及调整自主式模块化飞行器的高度来达到其平衡升限。同样，多重铰接飞行系统的平衡升限也被计算出来，并且该飞行系统的高度也会依据此平衡升限进行调整。
同样，单独的模块化飞行器也会得到目标地区的数据信息。当组成一个多重铰接式飞行系统时，数据就会在模块化飞行器的传感器之间传输，和/或利用传感器系统中作为基础的模块化飞行器的独立传感器间传输。
发明内容
本发明实施例提供了一种解决高空飞行设计难题的方法，确切说，是提供了一种可进入平流层达到升限的飞行器，在上述升限高度长时间徘徊的能力；以及在对流层中具有结构鲁棒性。在这之前，在一个飞行器设计中至多能同时满足以上三个条件中的两个。本实施例还兼具操作灵活的优点，能在大约几小时内抵达世界任何一个地方。
在一般意义上，本发明实施例可使具有翼展负载飞行翼的飞行器在续航力、航程、鲁棒性以及操作灵活性的设计上达到最高效。本实施例能使飞行器设计者不必受约束于顺翼展方向弯曲的瓶颈问题，不管该弯曲是缘于阵风载荷还是机动载荷。这是通过增加飞行控制的复杂性来换取结构优势，从而达到上述目的。
在宇宙空间探索领域，本实施例提供了一种探测行星雾围的方法。比如，本实施例就很适合在火星的低空飞行。大体上说，在任何行星雾围中飞行都可以体现出本实施例的优点，即使行星雾围的密度很高。本实施例的模块化方式推动了用于携带飞行器穿越星际空间并随后将其送入特定行星雾围的太空船的设计。
除了使飞行器设计人员摆脱结构问题的限制外，本方案还使飞行有效载荷的设计者们摆脱系统一体化的约束。在监测任务中，传感器的辨析度与传感器尺寸成正比，此外对于分散组装在板上的相控天线阵来说，传感器辨析度正比于间隔距离最大的元件之间的基线长度。理论上讲，本方案的翼展可以无限大，因此获得高传感器分辨率是可行的。在通信有效载荷方面，大翼展使天线单元间隙加宽，从而减少相互干扰，并有助于多个接收器和发射机同时运作。
本发明的实施例还涉及由多个独立模块化元件通过翼尖对翼尖相接而成的组合式飞行体系。所述组合飞行器被称为一个“空中基站”，其模块化元件被称为“飞行物”。这些飞行物组合起来形成具有很高的空气动力学效率的一个或多个铰接式飞行面。所述空中基站是一个模拟生物学群体或超个体的机械系统。飞行物在独立飞行时可形成一个集群。飞行物集群以不同形态接合在空中基站，从而提高系统的空气动力学性能。空中基站可随意集结或分解，这也是其在航空结构上的优势及操作灵活性所在。
附图说明
以下结合附图对具体实施例的详细描述将会更加清楚和完整的理解本发明的特征和优点。
图1是一个拥有高展弦比机翼平台的多重铰接的飞行系统图，以及组成这样一个系统的飞行器的放大图。
图2是一个空中基站的生活周期图。
图3是一个展开过程图。
图4A-4C是一个装配过程图。
图5A-5C是一个聚合过程图。
图6是每平方米瓦特的太阳能随季节和纬度变化的函数关系图。
图7A-7F是空中平衡升限在不同纬度和全年不同时间段随其连接的飞行器数目变化的函数关系图。
图8A是纬度位于北半球冬季平均风速随海拔高度变化的函数关系图。
图8B是在图8A基础上添加了空中基站性能预估的图。
图9是1958至1990年间观测到的在伊拉克巴格达上空的与风速叠加后的空中基站的空速。
图10是模块化铰接机翼飞行器的元件在一个首选实施例中的透视图(例如，组成空中基站的其中一个飞行器)。
图11是空中基站飞行器的一个可选实施例中尖端接合的机械和空气动力学辅助设备。
图12是两个飞行器在一个标准的40英尺集装箱上的安置图。
图13解释了空中基站连接及清晰度机械装置的最佳实施例。
图14是两个相连的飞行器围绕轴心振翼运动时的回复力矩，其中一个飞行器位于空中基站的外部。
图15给出了可导致不对称升力分布的实际的外侧翼尖影响。
具体实施方式
图1所示为一个具有高展弦比机翼平台的多重铰接式飞行系统，以及组成该系统的一个飞行物的放大图。飞行物102a-g以翼尖对翼尖相接的方式用一个可快速连接和快速释放的铰链式机械装置相连组成空中基站100。所述铰链式机械装置可使飞行物绕铰链相对振动，也可在上下振动方向上旋转(即绕横轴转动)。本实施例因无此方面的需要，所以在上下振动方向上的自由度有一定范围，但并不能以此限制本发明。
传统的机翼设计是用来对抗正常负载造成的顺翼展方向的弯矩，无论所述负载是源于机动还是阵风载荷。这就给结构强度进而给机翼结构重量设置了一个下限。对比之下，空中基站的铰接式机翼则被设计成在某个低负载阀值断开，例如，翼尖铰接从某种意义上来讲相当于机械结构中的熔线。在结束高负载状态后，飞行物重新结合成空中基站。每个单独的飞行物都具有相对较低的展弦比，对顺翼展方向的弯折具有一定抗力。空中基站具有高展弦比，但因其不必抵抗顺翼展方向的弯矩，因而比非铰接式机翼要轻。
在因负荷引起解体前，翼尖铰链用来调节振动程度，以此避免破坏性的解体。振动限度受密封隙几何形状的限制，该密封隙对于其在结合状态下的空气动力学性能是必须的，并分别在机翼上下两面保护铰链。
在偏航方向上的翼尖铰接自由度赋予空中基站独特的能力，即使顺翼展方向的机翼扭转来适应运行状态，比如逐渐减小飞行物入射角对空中基站中心线到其距离的函数可控制模拟器的洗出。洗出可用于改变顺翼展方向的升力分布以减少升力所致的阻力，也能减少当空中基站转向时，站内飞行物发生发动机停转的可能性。这就比传统的同等翼展的机冀能承受更大的转向速度。要获得这种优点，只需要有小幅度的偏航可变性，且该幅度能够通过对铰链密封隙的设计来获得调节。
空中基站还有另一种可操作上的转向方法。构成空中基站的单个飞行物可以分开，各自转向，再重组成一个具有新导向的空中基站。此方法类似于一群鸟的转向。这就避开了上述的问题，即当空中基站作为一个集合整体转向时，站内飞行物的发动机可能停转。
图2是一个空中基站生活周期的一个具体实施例的示意图。空中基站的生活周期可分为7个阶段：(1)部署阶段(S202)，(2)起飞阶段(S204)，(3)集结阶段(S206)，(4)空中盘旋阶段(S208)，(5)可选择的解体/分离/合体阶段(S210)，(6)解体阶段(S212)，以及(7)恢复阶段(S214)。当空中基站用于空间探索时，其生活周期中可以没有第(2)、(6)和(7)阶段。
(1)阶段涉及空中基站部署在地球另一端的战区，或应用于在另一星球的空间探索的情况。在陆地上运输时，空中基站的飞行器可以装至标准的集装箱中，这样就可以用集装箱运货船将其运输至海外的港口，随后在利用卡车运输到指定地点，最后再将飞行器取出并准备起飞。在军事应用中，由于使用集装箱这样普通的包装货运方式，有利于飞行器和相关硬件的保密工作，
在另一种军事应用的部署方式中，即使要运送到地球的任何一点都只需要几个小时。飞行器可以通过一个或多个货运飞机进行运输，每个货运飞机可以装载的飞行器的数目则取决于货运飞机的容量。货运飞机飞往作战区的过程中，其货舱可以倾斜，这样空中基站的飞行器可以依次通过降落伞牵引系统从货舱中拉出。在这种方式下，可将多个飞行器运至航空定位的集结地点，这样，阶段(2)起飞阶段则可以省略。由于采用普通的货运飞机进行运送，这种部署方式也可以以隐秘的方式进行，飞行器可以以地面探测系统无法探测到的范围内在空中起飞。当空中基站用于空间探索时，飞行器可以翼尖方向相同的方式以放射状或圆周状装载在平截头体的探测器中，在平截头体下是用于行星进入的加热区。降落伞包和其他辅助设备可以放在平截头体的上方。探测器可以注入行星雾围中并减速，挡热板脱落，降落伞得以展开。当下降速度达到足够小后，空中基站的飞行器绕飞行器翼尖连接处旋转离开平截头体。一旦脱离平截头体，飞行器进入阶段(3)，集结阶段。
阶段(2)，起飞阶段，单个或多个(取决于跑到的宽度和其他快速起飞过程的需要)飞行器从飞机场起飞。在一个较优的实施例中，飞行器不需要起落装置，但需要在机身处安装有刹车。飞行器可以采用多利(dolly)起飞方式。多利可以是有轮但没有动力系统的卡车。可将单个飞行器放在一个多利上，并将其放置在起飞跑道的尽头。多利可以利用其自身的动力加速也可以利用飞行器的动力系统加速，当速度达到飞行器的起飞速度时，多利释放飞行器，然后飞行器可以快速的上升起飞。多利接着减速并返回起点以便进行下一次的起飞。在这种方式下，飞行器上不需要携带极重的起落装置。
图3是部署阶段的一个实施例的示意图。在步骤S302中，一个浮标引出一个飞行器进行空投以以便进行迅速的部署。在步骤S304中为飞行器上的一个主要的倾斜展开过程。在步骤S306中抛弃了运输支柱，该支柱是为了避免在运输和倾斜展开过程中破坏飞行器而采用的部件。在步骤S308中，尾面和侧面力控制器使得飞行器可以正常飞行。在步骤S310中，飞行器在集合点集合形成一对或成对的装置。具体的装配过程如前所述。
在阶段(3)中，飞行器进行如图4A-4C所示的自组装过程。飞行器102a-d处于集合点，并位于彼此一旁，成对连接。这些成对的飞行器在集合点再连成四方形，一个方块还可能再加入一对飞行器形成具有6个飞行器的飞行器组，并直至达到之前对空中基站的配置要求。每当在一个空中基站中的组装的飞行器的数目增加时，其展弦比也相应的增加，同时其最高限度也增加了。这就使得在更高的海拔高度，飞行器的数目也趋于增加。这样是为了达到最佳的结构。每一个飞行器的结构都足够鲁棒，具有较低的展弦比，并且与具有较高的骤风载荷，以使其与在对流层的较低海拔处的厚空气层相适应。骤风发生在较高的海拔处，并通常与对流或山风一起出现，但是它们是可以避开的。为了到达较高的海拔高度，空中基站必须结合具有较高的展弦比的平台，但是这样的平台结构上比较脆弱。当在这样的高度遇到骤风时，传统的机翼将会折断，但是空中基站可以先分解开，然后再重新组合在一起。
原则上来讲，对组成一个空中基站的飞行器的数目并没有什么限制。但是在实际上，展弦比在空气动力学上有收益递减的曲线。在极端情况下，当空中基站的宽度宽到足够跨越不同移动速率的空气团之间的剪切面时，将会产生一些问题，这时需要空中基站在剪切面处可以分离开。这样的问题可以定义为“跨度剪切面”。
在图4A中显示了一组飞行器102a-d。这些飞行器在图4B中到达了集合点，并形成了两对组合(102a-b和102c-d)。最后，在图4C中，两对飞行器对在集合点组合成了空中基站100。
在阶段(4)中，空中基站在空中处于盘旋状态。有时，当遇到阵风时，空中基站可以分解和重新组合。如果空中基站飞入了逆风中，当其速度与逆风的风速相同时，空中基站将会相对地面达到零速度，这样其将会在空中的一点盘旋。如果，处于无风或微弱的逆风中，空中基站需要绕轨道飞行。这些轨道的弧度较小，即具有较大的越过地面的圆周，或者这些轨道的为较窄的椭圆形，当空中基站分解时，如前所述，飞行器旋转并在椭圆的末端重新组合。可以理解的是，轨道形状的好坏与特定的空中基站的载荷任务的需求相关。
在阶段(4)中，实际上，也是在所有的阶段中，空中基站的标准组件的性能将会随着单个飞行器的遗失而极大的降低，或随着其中任何飞行器内的子系统的失效而降低。空中基站系统的性能和可靠性比其组成的飞行器的性能和可靠性低得多。如果在组装过程中遗失了飞行器(如在暴风雪中飞行时)，空中基站仍然可以组装形成，但是其性能将会降低。在军用情况下，如果空中基站被地对空武器袭击，并且其中一个或多个组成的飞行器被破坏，则空中基站可能解体，放弃其无用的组件，重新组成简略版的形式。系统的某些能力可能会丧失，但是系统的功能还保留着。最终，替换的飞行器到达空中基站后，可以重建一个具有完整的系统功能的基地。在之前所述的实施例中，这种重新组成空中基站的能力称为“永驻站”，这是其他任何单一的(如，非模块化的)设计所无法达到的。
图5A-5C是一个重新聚合过程示意图。图5A所示为空中基站100，其包括飞行器102a-g.。如图5B所示，飞行器102c坠毁(例如，飞行失败，被击落，等等)。也可能是其他原因导致飞行器离开空中基站，如：飞行器被召回，被指示去测定更近的目标，等等。上述飞行器102c的离开把原有空中基站100分成两个小的空中基站100′and 100″。图5C描述了飞行器102a-b和飞行器102d-g组合形成空中基站100″＇，即重新聚合成一个功能齐全的空中基站，证明了系统的可存活性。
阶段(5)是可选的解体/分离/合体阶段。从某种意义上讲，空中基站是虚拟的空中航空母舰，飞行器行动的基地。它的标准设计支持离开主要任务站去调查特定区域的应用，这种应用也变得很有必要。在监测应用方面，空中基站分离体(如，成对分离体)从主要空中基站中分离，然后所述分离体去往更远的任务站，根据要求完成监测任务，之后返回并与空中基站重新结合。其它情况下，如果空中基站发现暂时处于云层上方会干扰监视传感器，则分离体可以降低高度转入到云层下方以确保监测不被中断。最后，分离体送至较低的高度仅为获得观测目标的更高的分辨率；分离体可以从空中基站偏移去窥视山脉后面；分离体也可以偏移，从而使各分置的传感器工作(例如，在空间分散平台上装有发送器和接收器)；或者，在信号智能化任务中，分离体偏移可在电磁发射的特定地理区域执行三角测量。
阶段(6)是解聚阶段，发生在当希望恢复完整的空中基站时。与聚合阶段相比，通常不需要解聚空中基站，直到所述空中基站降至靠近防御基地的起落航线高度时才需要解聚。如果需要解散飞行器分散到战区内不止一个防御基地时，则优先选择在高空解聚。例如，如果一些防御基地遭受到由于敌军行动或不利天气造成的飞行器重度磨损时，则维持一个平衡的力量结构是必须的。
阶段(7)是恢复阶段。飞行器顺序排列成着陆模式，分别着陆或飞行着陆。在优选实施例中，连在机身上用于起飞的降落橇被延长。每个降落橇一边连有一对小滚轮，这些滚轮允许飞行器借助自身的力量在飞机跑道上滑行，同时为接下来要着陆的飞行器清理跑道。
本发明优选实施例是一个无人操控的、太阳能转化为电能的、具有模块化铰接式机翼的飞机。随飞行高度的增加，该飞机能够通过自配的模块元素(飞行器)到达地球大气层的上游部分。随着飞行器数目的增加，具有铰接式机翼的飞行器(空中基站)的展弦比和升阻比也随之增加。
一个仅在尺寸上不同于优选实施例的可选实施例适合于在相对水平面较低高度的火星大气层中运行。
空中基站能够在高空进行长时间盘旋，根据风向情况相对于地面上的某一位置保持固定或绕其旋转。飞行器的飞行时限不受燃料限制，因为所有能量需求都来自太阳能，即太阳发光。飞行器的飞行时限也不受组件损坏的限制，因为如有需要，其它飞行器能够飞往空中基站去替换所需的已损坏的飞行器。
空中基站所需的飞行器数量是几个变量的函数。对于一个可提供站内有效载荷的给定的电功率值来说，飞行器数量越大，则在空中能达到的高度越高。同样，给定一个高度值，飞行器数量越大，可提供站内有效载荷的电功率值越大。对于任何一种方式，空中基站必须达到一定高度，该高度的风力很小可以允许只靠日照获得能量维持持久飞行。如果站内有效载荷要求最小的视线范围，则需要的最小高度(因此导致飞行器的数量)可能大于受太阳辐射限制的高度。
一个太阳能转化为电能的系统包括光电排列，用于管理系统功率流的电子控制器，用来储存电能的装置(如，电池)；和至少一个用于提供动力的电动机。为了保证连续的、不间断的运行，白天用于推动站内系统的太阳能加上储存在电池内的过剩太阳能至少需等于晚上推动站内系统运行所消耗的电能。在具体实施例中，电池提供的动力必须足够应付任何高度下遭遇逆风的情况，同时提供空中基站装配期间飞行器上升和运行的动力。
这些需要考虑的事项保证了机械组件的效率、空气动力学效率以及电池和结构重量的最小值，最后获得一个高度值，在此高度风力较小，可利用太阳能提供持久飞行。本发明将空气动力学效率最大化的同时使结构重量最小化，从而达到上述效果。
优选实施例像任何其他的太阳能电能飞机一样，因为它的绝对顶点高于其可获得最大耐久性的高度。在一些实施例中，我们称其为“永驻式”飞行能力。这里所说的极限高度可以长时间维持，被定义为平衡升限。绝对顶点由最大牵引功率决定，该牵引功率可即时从太阳能电能系统中获得。平衡升限所在的高度应是，飞行器能够从白天太阳辐射中获得的能量来平衡飞机整个白天和夜晚全部飞行中消耗的能量。飞行器可以临时在平衡高度之上运行，但是如果为了维持持续的飞行，它必须在整个夜晚生存下来直到下一个日照，因此，它必须降到平衡升限以下去平衡失去的能量。
在冬天或高纬度情况下，由于太阳日照减少的原因，平衡高度会严重降低。如果平衡高度降到通常遭遇强风(如急流)的高度，飞行将不能被维持。然而，本发明实施例有一与生俱来的能力将平衡高度的损失最小化，这一点不能享有优先权。这个过程可能与直觉不符。由于在冬天和高纬度的情况下日照少了，那么白天过程中储存的能量也少了；因此，要求的电池的容量也就小了。本实施例允许根据日照情况量身定做电池容量。例如，随着季节的改变，飞行器上使用的蓄电池能够用轻的“冬天重量”蓄电池去替代重的“夏天重量”蓄电池。这仍然会有平衡高度的损失(或多个飞行器需要维持同一个给定的平衡高度)，但是这种影响将会减小。相比较，优先权文件内的整体设计在平衡高度方面会遭受更大的损失(假定它们在夏天，近赤道的条件下能维持持续飞行)，或将被迫返回基地。
图6所示是17km高度下(大约56,000英尺)太阳能(瓦特/平方米)对季节和纬度变化的函数关系图。横轴为时间。冬至(北半球的12月22日)期间的太阳光大大少于夏至(北半球的6月22日)期间的太阳光，尤其是高纬度的情况下。在低太阳能量的条件下，空中基站可以降低高度(除非受到低空强风的阻止)，降低任何一个站内的有效载荷的电负荷，和/或增加连接的飞行器的数量。最后的选择是模块化空间基站设计的最佳操作条件，例如，能根据可利用的太阳能量身定做飞行器的尺寸。
图7A-7F是空中平衡升限在不同纬度和全年不同时间段随其连接的飞行器数目变化的函数关系图。确切的说，图7A表示夏至时位于纬度为45度飞行时空中基站的平衡升限对连接的飞行器数量的函数关系。参照图6所示的太阳能能量图可知此种情形对于太阳能飞行尽管不是最佳时机，但也是非常有利的。对于低平衡升限来讲(例如，少量的连接飞行器)，假设由于云量原因不阻拦太阳能量。上面的曲线表示在有效载荷范围内无电力负载的空中基站的平衡升限，下面的曲线表示由每个飞行器引起的143瓦特的吸电引力所致的平衡升限的减小(相当于7个飞行器组成的空中基站产生1千瓦特)。表1列出了曲线的设定参数，其中η代表效率，覆盖因数指被光电覆盖的机翼面积的比例，E代表能量，We是空机重量，Wbatt是电池重量，W0是总重量，C1max是最大上升系数，Vcrulse是巡航速率。电池尺寸取决于可利用的太阳能的多少，此时太阳能充裕，因此称为夏天重量型电池。
 
参数设定 数值
推进器η 0.85
电动机η 0.89
电池η 0.83
太阳能电池η 0.30
覆盖因数 0.92
电池持续时间 12hrs
电池E密度 350Whr/kg
机翼荷载 0.8lb/ft2
We/飞行器 166lbs.
Wbatt/飞行器 176lbs.
W0/飞行器 342lbs.
机翼面积/飞行器 208ft2
C1max 1.4
Vcrulse 33-129 KTAS
表1
在此条件下，只有三个飞行器必须达到60,000英尺的“永驻站”，在这个高度或之上，可确定低风盛行。从表中可知平衡升限相对不受有效载荷任务所致电力需求的影响。
图7B是在冬至时位于纬度为36度的平衡升限。电池重量取决于可利用的太阳光能，因此每个电池组重80磅，而不是前述情景下的176磅，这种电池被称为“冬天重量型电池”。随着技术的不断发展，如今可以使更多的飞行器到达60,000英尺的“永驻站”，同时电力吸引作用相对更加强烈。表2列出了设定的参数情况。
 
参数设定 数值
推进器η 0.85
电动机η 0.89
电池η 0.83
太阳能电池η 0.30
覆盖因数 0.92
电池持续时间 15.5hrs
电池E密度 350Whr/kg
机翼荷载 0.8lb/ft2
We/飞行器 166lbs.
Wbatt/飞行器 80lbs.
W0/飞行器 246lbs.
机翼面积/飞行器 208ft2
C1max 1.4
Vcrulse 20-63 KTAS
表2
图7C给出纬度增大到45度时的效果，仍为冬至时节并使用冬天重量型电池。这是一个具有挑战性的试验。10个或更少飞行器组成的空中基站将无法到达60,000英尺的平衡升限，除非在低空中的风力很小，否则“永驻站”形式的飞行将不可能实现。这些数据表明太阳光流量将会在多大程度上限制甚至是最高效的太阳能飞行器的运行。表3列出了设定的参数情况。
 
参数设定 数值
推进器η 0.85
电动机η 0.89
电池η 0.83
太阳能电池η 0.30
覆盖因数 0.92
电池持续时间 16.5hrs
电池E密度 350Whr/kg
机翼荷载 0.8lb/ft2
We/飞行器 166lbs.
Wbatt/飞行器 52lbs.
W0/飞行器 219lbs.
机翼面积/飞行器 208ft2
C1max 1.4
Vcrulse 16-44 KTAS
表3
图7D是一种极限条件下的效果，即在冬天飞行但使用与夏季太阳光流量相符合的电池。对于少于5个飞行器或9个飞行器的空中基站来说，平衡升限低于基态水平，并依赖于任务站的电力需求。在这种情况下，无论风向如何在任何高度都无法保持持久飞行。这也同时证明了模块化空中基站的设计优势所在。因为随季节更替冬重飞行器可绕空中基站外面轮转来替换夏重飞行器，电池总重量可不断随可利用的太阳能流量变换，飞行性能因此被最大化。这不可能由单一(例如，非模块化)设计来实现。表4列出了设定的参数。
 
参数设定 数值
推进器η 0.85
电动机η 0.89
电池η 0.83
太阳能电池η 0.30
覆盖因数 0.92
电池持续时间 55hrs
电池E密度 350Whr/kg
机翼荷载 0.8lb/ft2
We/飞行器 166lbs.
Wbatt/飞行器 176lbs.
W0/飞行器 342lbs.
机翼面积/飞行器 208ft2
C1max 1.4
Vcrulse 16-28 KTAS
表4
图7E给出了根据前述设定参数设计的空中基站的灵敏度。上面的曲线表示在与图7A同样条件下每个飞行器电力负载143瓦特的情况，下面的曲线表示低于这种标准设计的效果。可以看到多于1个的飞行器(即，总数为4)需要到达60,000英尺的平衡升限。表5是符合较低标准的设计参数。
 
参数设定 数值
机翼荷载 0.85lb/ft2
We/飞行器 177lbs.
Wbatt/飞行器 176lbs.
W0/飞行器 353lbs.
能量密度 300Whr/kg
太阳能电池η 0.27
覆盖因数 0.88
表5
图7F模仿图7C的环境，同样是冬至时空中基站位于纬度为45度的上空，配备冬季重量电池，并且每个飞行器负荷143瓦特的电力。从中可知由无严格设计标准导致的平衡升限破坏比此前任何情景都更加严重。表6是符合较低标准的设计参数。
 
参数设定 数值
机翼荷载 0.85lb/ft2
We/飞行器 177lbs.
Wbatt/飞行器 53lbs.
W0/飞行器 229lbs.
能量密度 300Whr/kg
太阳能电池η 0.27
覆盖因数 0.88
表6
图8A是纬度位于北半球冬季平均风速随海拔高度变化的函数关系。注意北方和南方的气流中心位置以及清楚为何冬季气流强于夏季气流很重要。同时还要考虑到每天在上层大气中的风速变化，而这并未在图中标示。但是这对于清楚平均风力情况是一个有用的工具。
图8B是在平均风力图8A基础上添加了空中基站性能预估的图。当太阳照射南回归线时正是南半球的夏至时间。假设飞行器按需要增加，达到最高限10架。假设每个飞行器可负荷电力143瓦特，亮区域指定飞行器可以持续运行的高度和纬度，暗区域指对飞行器来说风力过大以致于不能固定位于地面某个位置之上，即使是平衡升限条件可以满足其持久飞行。亮区和暗区的上界是平衡升限。空中基站可以在等高线上方运行，但仅是在有限的周期。通常不能到达北极圈，这是合理的，因为当北方冬至时此种情形下会保持持续黑暗状态。与此相反，南极洲在此时正是夜半太阳国。太阳能飞行器可以飞行，但太阳很低，接近于地平线，同时太阳光对光电的掠入射会降低效率和高度等性能。
在北方冬天盛行风向条件下，空中基站可以在地面某一点上空持续飞行，到达大概45纬度。
图9是1958至1990年间观测到的在伊拉克巴格达上空的与风速叠加后的空中基站的空速。它包含了由位于Asheville，NC.美国空军作战气候中心(UnitedStates Air Force Combat Climatology Center)提供的关于军事天气记录情况的公开报告。粗黑体代表盛行风向。轻阴影部分代表观测到的风向变化。假设每架飞行器需要143瓦特的电力。在空中基站中飞行器的数量允许有变化。深色阴影区域的左边界是冬至时飞行器的空速，右手边界是夏至时飞行器的空速。当深色阴影区域与浅色阴影区域相分离时，可以在57,000英尺的高空进行“永驻站”式飞行。冬至时，空中基站会需要9个飞行器，而夏至时通常需要3个飞行器。
图10举例说明了一个空中基站飞行器的最佳实施方式。该飞行器具有常规构造，具有机翼、机身、螺旋推进器和尾翼。机翼整个上表面1覆盖有一层植入的薄片状的光电排列，下表面2组成天线阵的安装面，用于通信、监测、及智能化信号等方面。
本发明的最佳实施例还包括一个监视传感器(未有图示)。一个满载飞行器的监视传感器自身可以沿翼展传播。这可以避免可导致灾难性结构故障的高集中载荷。此外，在最佳实施例的太阳能供电情况下，传感器只需要小量电能，这会造成与主动传感器相反的被动情形，例如，应用被动的辐射线测定。也可合并双模被动传感系统，例如用于辐射计(可以穿透云层)和组合的电镀光学和红外传感器(不能穿透云层，但具有比辐射计更高的灵敏度)。
在最佳实施例中，延伸至每一个飞行器的监视传感器包括一个安装在机翼2下表面的电子扫描天线阵以及与其关连的处理部件。在其它可选实施例中，可在每个飞行器机身3中安置一个轻质电光学和红外传感器。处理体系的结构被分散至最大的实用程度、最小的重量浓缩倍数和减少可能存在的冷却剂流出。每个飞行物都可以单独形成电子束，使影像形成可达到飞行器翼展的分辨率极限(对于程度稍低的要求是，达到飞行器的全长)。如果稀疏的排列是借助于首选实施例的重量和能量局限性来存取或依靠完全总装相控阵，则影像会利用干涉测量法形成。例如天线单元可沿每个飞行器的尾桁7放置来扩大每个排列的长度，也可放在延长杆的末端，裱在一个“讽刺”的位置，或被飞行器后面的风向指示筒牵引。
为了能够形成影像，进行天线阵实时校准来补偿机翼绕曲或浮标位置错误的影响。可采用光学干涉量度技术完成这项工作，或者根据飞行器结构中的光纤光学原理，或是利用自由空间的激光原理。
每个飞行器组成一个集合，并与一个或多个飞行器接合组成形成空中基站。传感系统的体系是这样的，在接合处独立的天线阵进行连接使图像在形成时具有更高的分辨率，从而利用增加的翼展。当不断扩大的飞行器上升至逐渐增高的平衡高度后，由于大型天线尺寸的作用，地面目标的分辨率从而被固定(甚至增加)。相反的，如果独立的飞行器从空中基站分离，则减小的空中基站通常会降到一个较低的平衡高度，同时传感角分辨率也减小(由于当前情况下变短的翼展)，但是地面分辨率仍旧保持，由于底瞄准线倾斜延伸至目标。与此同时，分离的飞行器可以继续依靠自身的能量去往更远的位于较低的高度，或者在一片云层下的工作站，同时保留其应用独立传感器反馈目标的能力。
空中基站飞行器之间通过各自的无线内部网络互相联系，但是这种联系由于带宽的约束，在高级别的功能中(系统状况、相对位置和任务分派)将受到限制。在具体实施方式中没有必要在飞行器之间传送所有程度的处理图像。
当组合成一个独立的、铰接结构后，连接的飞行器能通过光纤彼此通讯。内部飞行器的光学信号可以通过飞行器翼尖上的定位透镜传送到每一个飞行器的光学数据总线终端。当飞行器连接后，透镜对着透镜，翼尖对着翼尖，光学数据能够穿过一定长度的自由空间。这样飞行器可以对接在一起，同时避免了利用机械数据总线相互复杂的连接。在这种情况下，非常高的带宽是可以实现的，图形成像可以跨越整个空间基站，但是多个飞行器必须是彼此相连的。
回到图10中，飞行器机身3利用路标塔4沿飞行器机翼悬挂下来。机身的位置位于机翼的下方，可以形成一个自然的回复力抵抗那些在空间基站外侧的飞行器翼力，这就要求在空间基站飞行控制系统中形成抗翼力模块。机身的暂时位置也会促进飞行器从飞机场发动和回复，振动机翼离开地面，如果有必要，又不担心污染机翼和滑行轮的情况下，可以允许一些。机身的下面沿纵向设有多个硬点，使飞行器停留在一个发射架上。可回收的刹车安装在机身的下方可以用于在飞机场着陆。刹车的任意一边设有一个备用小轮子。机身3和路标塔4内装设有电池组(无论是夏天还是冬天)；一个电子控制电源提供能量储存和控制；一个提供推动力的电子发动机；一个用于驱动推进器5的由发动机驱动的减速箱；一个包括通信、导航设备和一个飞行控制系统的航行电子设备组件；一个任务电子设备组件包括一个天线阵的中央处理器位于机翼的下表面2。在一个可选的实施例中，一个位于机身3上的电子光学红外线传感器包括一个摄像头和回转台。
一个V字形的尾翼(尾翼6)通过尾桁7连接在每一个飞行器上。这个尾桁7从机翼中心的整流罩8中伸出。当飞行器作为一个独立的单元低空飞行时，本飞行器方案的优选实施例包含一个可以较好控制飞行器的倾斜度的尾翼面。当飞行器与空间基座连接时，尾翼也可包括一个可以减弱翼力的倾斜控制表面。当装入标准船运集装箱或者空运时，该方案的尾翼可以放平。其步骤如下：尾翼6平放，并相对于上面机翼表面1平行；然后尾翼6和尾桁7一起滑入到翼中心的整流罩8内。如图12所示，在装载过程中，尾翼6的后缘与上面机翼表面1的后缘平齐。
中心翼整流罩8也包含一个降落伞系统结合点。所述降落伞系统包括顺序打开的漏斗形减速伞和主伞，是在将飞行器从运输机体抽离时使用，即前面所描述的在空中展开的情况。
内侧襟副翼9和外侧襟副翼10提供飞行器在作为个体运作时翻转(关于纵向轴线的运动)所需的控制监管。在降落和起飞时，襟副翼9用来作为常规襟翼，襟副翼10用来作为常规副翼。当飞行器与其它飞行器连接时，这些襟副翼的控制面就会发生改变。各飞行器间襟副翼的驱动必须协调一致，通过它们之间网络连接的飞行控制系统实现。内侧襟副翼9和外侧襟副翼10此时用来作为襟翼振动控制板，用来控制邻近飞行器之间的襟翼振动。当襟副翼9在与襟副翼10相对的位置发生的偏离达到空中基地一半翼展时，会以空中基地的垂直方向为轴产生一个瞬时的摆动。而当所述摆动结合在每一个飞行器尾部的机翼后缘6由升降舵产生的一个向下的达到空中基地一半翼展的偏离时，整个空中基地会相应的朝所述摆动方向转弯。
悬挂在每一个飞行器机翼下方的是一个可伸缩的侧力控制器11，所述侧力控制器位于飞行器的纵向重心处，这样能够将力沿飞行器的侧轴分散而不产生任何不需要的瞬时摆动。所述侧力控制器11通过绕过竖轴自转将力分散。这些控制面的目的是使飞行器在集结与母体连接时尽可能简单方便。常规航空器控制面会要求飞行物通过控制副翼向相向的方向翻转来靠近，另外一种方式是通过控制方向舵使飞行物向相向的方向侧滑来靠近，这两种方式都会产生翻转，这对飞行器的集结和机械连接是不利的。而侧力控制器可以提供一种侧向的平移，这是其它方式做不到的。直接的侧向平移可以将飞行器被卷入由其它飞行器在进行翼尖与母体连接的机械操作时引起的被动的翼尖漩涡的机率降至最小。
侧力控制器11安装在较低的翼面2，如是安装在较高的翼面1可能会减少在机翼表面安装光电池的可能性，同时侧力控制器11安装在较低的翼面2可以在降落过程中起到刹车的作用以保护较低的翼表面2。所述侧力控制器在不用时可以收回至较低的翼表面2内以减少气动阻力。
如图10所示的前轮12和后轮13，所述前轮与后轮的尺寸最佳实施例中是与右舷飞行器翼尖的尺寸相适应的，同时如图13示，所述前轮与后轮是飞行器相互结合和联接装置的一部分。
集合飞行物进入空中基站的可靠性方法从操作的角度看来是至关重要的。交会和对接系统需要不论白天黑夜地在湍气流中工作。本发明可选的实施例涉及一种使集合点沿对接前位置排成一排的飞行器。到达这个位置的总航线是有一个虚拟的全球定位系统的接受设备和传输设备来执行。最终的相接方式是借助于上述测力控制器11来操作的。一个飞行器相对于另一个最终对接相位的相对位置由短射程雷达系统来定位。然而，在湍气流中，很难依靠翼尖对接飞行器，关闭阀门保持能量可能更有效。图11描述了一种空中基站飞行器的构思的优选实施例，利用机械和空气动力学阐述了翼尖对接方式的原理。图11描述了一种不产生任何适应和功能的影响的可选实施例。本优选的实施例中，杆14从飞行器的右翼伸出。一个可控制浮标16装设在一条绳15上，绳15缠绕在杆14一端的小滑轮上。第二个飞行器从后方靠近第一个飞行器，与左翼上的电磁接受片成一条直线，并位于第一飞行器的浮标16之后，以至于能被第一飞行器拖住。电磁接受片位于图上所示17的位置。浮标16与电磁接受片可电气连接，电磁接受片上通电流，以至于可以获取浮标16的电磁信号。这样绳15通过拉进两个飞行器来调整它们的飞行速度达到合闸速度。最终两个飞行器排成一排，第一个飞行器的杆14卡入前进中的第二个飞行器左翼尖上的一个槽内。杆14这时缩回到第一飞行器的机翼内，引导二个飞行器最终连接在一起(如图13所示)。
上述实施例的一个可能的缺点是，一个飞行器必须拖住另一个飞行器，虽然是在一侧边。可以想象在对接前，被拖飞行器可能遇到由引导飞行器翼尖产生的拖动涡流而被转动，遭遇到转动后很难恢复，除非损失一定的飞行高度。因此涡流控制器18适用于实施例中的每一个飞行器的翼尖。这些空气动力表面对拖动翼尖涡流的侧面撒布和核心力量有一定的影响。
如图12所示，为两个飞行器排列并被包裹在一个标准的40英尺的集装箱20内。每一个飞行器的尾翼6和尾桁7收入到中心翼的整流罩8当中。图上所示的一个飞行器的推进器5利用其上的微调控制项来离开集装箱20。飞行器上安装有运输支杆19。运输支杆19保护运输中的一些易碎飞行器，当飞行器从发射基地准备起飞时，运输支杆19则会被移开。飞行器通过降落伞从运输飞机中弹出来完成空中发射，降落伞上悬挂飞行器，一旦飞行器完全脱离运输飞机后，运输支杆19将报废。这是为了避免易碎飞行器在降落伞弹出时受到机械震动。
图13所示的实施例是一种空中基站连接和铰制机构。连接和绞制机构相对于Tip Tow和Tom Tom在1950时期的设计方案来说非常简单和重量轻。这是因为空中飞行器都很轻，导致相对于低动力的飞行器可以在对接和连接飞行中运用。
相应的实施例中，当两个飞行器开始他们最终的对接过程时，铰链搬运器21从一个飞行器的右翼尖沿A方向滑出。前球状部12和后球状部13组成铰链搬运器21。这些球状部可以沿垂直方向自由活动，同时分别插入到前垂直槽24和后垂直槽25中。当第二个飞行器的左翼尖沿方向接近第一个飞行器的右翼尖，前插槽22和后插槽23从上述左翼尖伸出，并打开将前球状部12和后球状部13收容在内。球状部和插槽紧密接触，前插槽22和后插槽23处于闭合状态。这样铰链搬运器21缩回到第一个飞行器的翼尖。最终，位于第二个飞行器左翼1的上表面的密封间隙26延伸出去。密封间隙26沿路径29贯通。当密封间隙26在本连接铰链机构中完全遍布，密封间隙26可沿前铰链27和后铰链28自由弯曲。
使用时，飞行器内部的连接机构沿纵向铰链轴翼动。翼动运动如C所示的方式运动。连接机构沿侧面轴使飞行器的相对螺距发生变化。第二飞行器位于第一飞行器的外侧，并在空中基站上集合连接，前球状部12和前插槽22沿D方向上偏移，后球状部13和后插槽23沿E方向上偏移，从而形成半翼展开的几何冲失区域。
如图14所示，回复力矩沿两个相连的飞行器的翼动轴形成，一个飞行器在空中基站的外侧。下面的方程式表示出力矩：
力矩＝L(-)(cosθ)-[W(-)(cosθ)-Wh(sinθ)]＝Wh(sinθ)
此处，L是高度，W是重力，b是飞行器的翼展，h是从机翼上分离出的垂直机身，θ是翼动角。优选的，回复力矩与h成线性关系，因此至少基于这点考虑，是值得将飞行器的机身悬挂在机翼上的。这个计算假设有一个对称高度分配越过飞行器的机翼。
图15表示现有外侧翼尖效应导致不对称的高度分配。事实上，由于外侧翼尖效应导致不对称的高度分配，将进一步导致外侧飞行器的噪音减弱。这种减弱能通过襟副翼的偏移来计算，尽管在牺牲一些纵倾阻力的情况下，通过减少飞行器的重心也可以减弱噪音。但是，减弱效应是有益的，它使两个独立的飞行器飞开而不是在聚拢，因而降低了碰撞的可能性。
需要提醒的是翼动系统是一个没有阻尼的振荡器。因此有必要利用飞行控制输入系统或者机械阻尼装置增加翼动的阻尼。前者更完美，后者可能会涉及到对重力的考虑。
优选的，翼动铰链没有在空间上固定。每一个飞行器的电动机传送扭矩给翼尖铰链装置，对于空中基站的外侧飞行器的作用是最显著的。事实上它的优点在于，发动机扭矩的变化通常与飞行控制表面操作空间基站集合的结构动力学相呼应。
本发明描述了目前认为最实用和优选的实施例，但本发明不限于揭露的实施例，任何在本发明基础上所作的改进和润饰，均属于本发明的保护范围。

Claims (23)

1、一种可在最高处运行并在目标地上空盘旋的自主式模块化飞行器，包括:
带有两个机翼的空降体，每个机翼都有一个翼尖，当遇到第一设定情形时，所述翼尖至少与一个其它的自主式模块化飞行器的翼尖相连，从而形成一个集合体；当遇到第二种情况时，所述翼尖可与至少一个自主式模块化飞行物的机翼相分离；
所述集合体可形成一个具有高展弦比机翼平台的多重铰接飞行系统，可对地面感兴趣区域在至少与第一高度相当的高度上操作运行。
2、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，其进一步调整自身空速与盛行的逆风相协调，同时/或者绕大轨道运行。
3、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，所述飞行物在地球同温层中有一定的高度限制，和/或在地球对流层中具有结构鲁棒性。
4、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，其还包括一个至少位于一个翼尖上的翼尖铰链，从而使两个连接的模块化飞行物可以围绕翼尖铰链相互振翼。
5、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，所述大量模块化飞行物的集合体出现在更高区域。
6、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，所述第二种预设情形包括以下一种或多种情况:装载超负荷、阵风过大、多重铰接飞行系统的转向、跨度力量超极限、一个对于至少其中一个模块化飞行物进行远程监视活动的指令以及一个对于至少其中一个模块化飞行物接近目标地区产生作用的指令。
7、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，所述多重铰接飞行器表面可在第三种预设情形下重新结合。
8、如权利要求7所述的自主式模块化飞行物，所述第三种情形是指以下情况中的一种或几种:之前遇到的第二种情形不再出现并且至少一个模块化飞行物毁坏、取消和/或失去其功能。
9、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，还进一步包括可提供能量给每个模块化元件和/或多重铰接飞行系统的日光照射电路。
10、如权利要求9所述的自主式模块化飞行物，其中日光照射电路包括一个光电组、一个可调控能量的电子控制器以及一个储电装置。
11、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，进一步包括一个飞行控制装置用来计算平衡升限高度，同时指示自主式模块化飞行器上升或下降，从而达到其平衡高度。
12、如权利要求1所述的自主式模块化飞行物，进一步包括一个传感器，用来搜集与目标地相关的数据信息。
13、如权利要求12所述的自主式模块化飞行物，当形成多重铰接飞行系统时，所述传感器还可作为传感器阵列中的一个元件。
14、一种组成多重铰接飞行系统的方法，所述系统拥有一个高展弦比的机翼平台，同时可在高空盘旋对地面目标进行监测，所述方法包括:
提供至少两个自主式模块化飞行器，所述飞行器有两个机翼，所述机翼上有翼尖；
当遇到第一种预设情况时，至少两个自主式模块化飞行器的翼尖会结合在一起。
15、如权利要求14所述的方法，进一步包括当遇到第二种预设情况时，至少两个自主式模块化飞行器的翼尖会分解。
16、如权利要求14所述的方法，进一步包括将多重铰接飞行系统的空速与主要风向相匹配和/或为在目标上空盘旋而沿较大轨道运行。
17、如权利要求14所述的方法，进一步包括连接的飞机翼尖可绕连接于翼尖处的翼尖铰链振动。
18、如权利要求15所述的方法，进一步包括重聚分解的自主式模块化飞行物。
19、如权利要求14所述的方法，进一步包括对所述自主式模块化飞行物和/或多重铰接式飞行系统以太阳能转化电能方式充电。
20、如权利要求14所述的方法，进一步包括计算所述自主式模块化飞行器的平衡升限以及通过调整自主式模块化飞行器的高度到其平衡高度。
21、如权利要求14所述的方法，进一步包括计算所述多重铰接飞行系统平衡升限以及根据所述平衡升限高度调整所述多重铰接飞行系统的飞行高度。
22、如权利要求14所述的方法，进一步包括搜集目标地的相关数据。
23、如权利要求22所述的方法，进一步包括当所述多重铰接飞行系统形成时，数据在所述模块化飞行器的传感器之间共享，和/或将所述模块化飞行器的独立传感器作为传感器阵列中的基本元件。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102658866A (zh) * 2012-05-25 2012-09-12 辽宁通用航空研究院 一种平直布局的联体飞机
CN103294063A (zh) * 2012-02-27 2013-09-11 通用电气航空系统有限责任公司 用于通过相对导航系统辅助的编队飞行的方法
CN106143909A (zh) * 2016-07-15 2016-11-23 北京航空航天大学 一种模块化组合式太阳能无人机设计方案
CN108216621A (zh) * 2017-12-13 2018-06-29 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种机翼翼尖连接并联式子母飞行器
CN110254745A (zh) * 2019-06-03 2019-09-20 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种模块化飞翼式多机身飞机拼接方法
CN113428341A (zh) * 2021-06-11 2021-09-24 北京航空航天大学 飞行器对接组件及具有其的飞行器和网格状连接飞行器群

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080296428A1 (en) * 2004-06-02 2008-12-04 Gaby Traute Reinhardt Air Freight Transport Method, Transport Aeroplane and Air Freight Transport System
US7789339B2 (en) 2005-07-07 2010-09-07 Sommer Geoffrey S Modular articulated-wing aircraft
US20090294573A1 (en) * 2006-05-23 2009-12-03 Wilson Samuel B Dual-Use Modular Propulsion surveillance Vehicle with Detachable Unmanned Airborne Vehicles
US8090312B2 (en) * 2006-10-03 2012-01-03 Raytheon Company System and method for observing a satellite using a satellite in retrograde orbit
US8061646B2 (en) * 2007-09-14 2011-11-22 Aurora Flight Sciences Corporation Wing tip docking system for aircraft
US20100213309A1 (en) * 2007-09-14 2010-08-26 Robert Parks Non-planar adaptive wing solar aircraft
US8042772B2 (en) 2008-03-05 2011-10-25 The Boeing Company System and method for pneumatically actuating a control surface of an airfoil
US8931739B1 (en) 2009-12-08 2015-01-13 The Boeing Company Aircraft having inflatable fuselage
US8342451B1 (en) * 2009-12-08 2013-01-01 The Boeing Company Variable pitch airfoils
US8727280B1 (en) 2009-12-08 2014-05-20 The Boeing Company Inflatable airfoil system having reduced radar and infrared observability
GB201008775D0 (en) * 2010-05-26 2010-07-14 Airbus Uk Ltd An aircraft slat assembly comprising a plurality of slats
EP2635491A4 (en) * 2010-11-03 2015-09-16 Makani Power Inc FLIGHT CONFIGURATION AND FLIGHT STRATEGY FOR WIND SPEEDS FOR FLIGHT
CN102431651A (zh) * 2011-11-02 2012-05-02 南昌航空大学 一种可长时间飞行的太阳能飞碟
SG191433A1 (en) * 2011-12-12 2013-07-31 Singapore Tech Aerospace Ltd Collapsible wing assembly
RU2511500C2 (ru) * 2011-12-19 2014-04-10 Олег Владимирович Анисимов Аэростатический летательный аппарат (варианты)
US20150203200A1 (en) * 2011-12-21 2015-07-23 George Bye Unmanned Aerial Systems
CN102591348B (zh) * 2012-03-01 2013-09-25 孟祥谦 拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法
US9010684B2 (en) * 2012-06-27 2015-04-21 The Boeing Company Automated inspection of soft-tooled hollow structure
US9266625B1 (en) * 2012-06-27 2016-02-23 The Boeing Company System and method for scanning a wing box skin
EP3590834A1 (en) * 2012-08-01 2020-01-08 Bye UAS Inc. Unmanned aerial systems
CN103523205B (zh) * 2013-04-07 2016-06-08 夏春光 一种机翼
US9085370B2 (en) * 2013-06-03 2015-07-21 General Electric Company Systems and methods for wireless data transfer during in-flight refueling of an aircraft
US9457899B2 (en) * 2013-06-24 2016-10-04 The Boeing Company Modular vehicle lift system
US9708059B2 (en) 2014-02-19 2017-07-18 The United States Of America As Represented By The Adminstrator Of The National Aeronautics And Space Administration Compound wing vertical takeoff and landing small unmanned aircraft system
US10807728B2 (en) * 2014-05-20 2020-10-20 The Boeing Company Solar powered airplane
EP3015941A1 (en) * 2014-10-27 2016-05-04 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. A system for controlling carrier with parasite flying units and a method for controlling a carrier with parasite flying units
US11480958B2 (en) * 2015-02-19 2022-10-25 Amazon Technologies, Inc. Collective unmanned aerial vehicle configurations
WO2016138173A1 (en) * 2015-02-24 2016-09-01 Karem Aircraft, Inc. Methods for providing a durable solar powered aircraft with a variable geometry wing
US9604715B2 (en) 2015-02-24 2017-03-28 Karem Aircraft, Inc. Solar powered aircraft with a variable geometry wing and telecommunications networks utilizing such aircraft
US10303415B1 (en) * 2015-03-26 2019-05-28 Amazon Technologies, Inc. Mobile display array
US9541924B2 (en) 2015-06-12 2017-01-10 Sunlight Photonics Inc. Methods and apparatus for distributed airborne transportation system
US9714090B2 (en) 2015-06-12 2017-07-25 Sunlight Photonics Inc. Aircraft for vertical take-off and landing
US11034443B2 (en) 2015-06-12 2021-06-15 Sunlight Aerospace Inc. Modular aircraft assembly for airborne and ground transport
DE102015218473A1 (de) * 2015-09-25 2017-03-30 Airbus Ds Gmbh Trennbare Tragfläche für ein Luftfahrzeug, Luftfahrzeug mit trennbarer Tragfläche und Verfahren zum Landen eines solchen Luftfahrzeugs
US10293934B2 (en) * 2016-03-10 2019-05-21 Northrop Grumman Systems Corporation Dual-aircraft system
KR101802198B1 (ko) * 2016-05-09 2017-11-28 유콘시스템 주식회사 모선과 자선으로 구성되는 무인항공장치
US10196143B2 (en) 2016-06-02 2019-02-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration System and method for modular unmanned aerial system
US10974809B2 (en) 2016-06-23 2021-04-13 Sierra Nevada Corporation Air-launched unmanned aerial vehicle
US10249200B1 (en) * 2016-07-22 2019-04-02 Amazon Technologies, Inc. Deployable delivery guidance
US10059428B2 (en) * 2016-08-10 2018-08-28 Bell Helicopter Textron Inc. Inflight connection of aircraft
USD808328S1 (en) * 2016-09-14 2018-01-23 Bell Helicopter Textron Inc. Foldable tiltrotor aircraft
US10139838B2 (en) 2016-09-27 2018-11-27 International Business Machines Corporation Methods and systems for multiple drone delivery system
US10392109B2 (en) * 2016-11-02 2019-08-27 Bell Textron Inc. Mutually symbiotic aircraft systems
US10189565B2 (en) 2016-12-02 2019-01-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Modular unmanned aerial system with multi-mode propulsion
CN106741897A (zh) * 2016-12-31 2017-05-31 曹萍 一种矩阵飞行器
WO2018144544A1 (en) * 2017-02-01 2018-08-09 Propulsive Wing, LLC Daisy-chain cross-flow fan aerial vehicle configuration
JP6580082B2 (ja) 2017-03-21 2019-09-25 ソフトバンク株式会社 通信システム、遠隔制御装置、浮揚体、及び浮揚体を使用する方法
JP6612282B2 (ja) * 2017-03-21 2019-11-27 ソフトバンク株式会社 通信システム、遠隔制御装置、及び、無線中継局を有する浮揚体を使用する方法
WO2018218370A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Romaeris Corporation Unmanned aerial vehicle with synchronized sensor network
US11046434B2 (en) * 2017-09-19 2021-06-29 The Boeing Company Methods and apparatus to align and secure aircraft
US10953984B2 (en) 2017-12-20 2021-03-23 Wing Aviation Llc Methods and systems for using an unmanned aerial vehicle (UAV) dedicated to deployment of operational infrastructure
US10894601B2 (en) * 2017-12-20 2021-01-19 Wing Aviation Llc Methods and systems for self-deployment of operational infrastructure by an unmanned aerial vehicle (UAV)
DE102018100332B4 (de) 2018-01-09 2020-02-20 Daniel Cracau Mehrkörperflugzeug und Verfahren zur Regelung der Gesamtformation eines Mehrkörperflugzeugs
US11056962B2 (en) 2018-01-26 2021-07-06 Lockheed Martin Corporation Torque transfer across an air gap
US10864988B2 (en) * 2018-04-19 2020-12-15 Textron Innovations Inc. Aircraft having split wing and monoplane configurations
US11167836B2 (en) 2018-06-21 2021-11-09 Sierra Nevada Corporation Devices and methods to attach composite core to a surrounding structure
CN108873941A (zh) * 2018-08-29 2018-11-23 芜湖翼讯飞行智能装备有限公司 无人机编队飞行中的自动补位控制装置及其使用方法
JP6663468B1 (ja) * 2018-10-15 2020-03-11 Ｈａｐｓモバイル株式会社 制御装置、プログラム、システム及び制御方法
JP6714668B2 (ja) * 2018-10-15 2020-06-24 Ｈａｐｓモバイル株式会社 飛行体及びシステム
US11724804B2 (en) * 2019-04-11 2023-08-15 Textron Innovations Inc. Aircraft coupling mechanism
IL267971B (en) * 2019-07-10 2022-05-01 Israel Aerospace Ind Ltd aircraft system
US11209573B2 (en) 2020-01-07 2021-12-28 Northrop Grumman Systems Corporation Radio occultation aircraft navigation aid system
KR102336741B1 (ko) * 2020-06-04 2021-12-07 최민준 이륙 제어장치가 구비된 무인 비행체
US11514799B2 (en) 2020-11-11 2022-11-29 Northrop Grumman Systems Corporation Systems and methods for maneuvering an aerial vehicle during adverse weather conditions
US11667376B1 (en) * 2021-11-12 2023-06-06 Beta Air, Llc System and method for flight control compensation for component degradation

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2496087A (en) * 1944-09-23 1950-01-31 Fleming Jacob Waggoner Partee Aerial train
US3161373A (en) * 1949-01-24 1964-12-15 Vogt Richard Automatic alignment mechanism for composite aircraft
US3226056A (en) * 1950-07-12 1965-12-28 Jr Raymond P Holland Multiple span aircraft
US2969933A (en) * 1951-10-02 1961-01-31 Vogt Richard Linking airplanes and wings of airplanes
US2863618A (en) * 1954-04-29 1958-12-09 Republic Aviat Corp Airplane coupling means
US3249322A (en) * 1964-04-06 1966-05-03 Jr Raymond Prunty Holland Air train
US5503350A (en) * 1993-10-28 1996-04-02 Skysat Communications Network Corporation Microwave-powered aircraft
US5810284A (en) * 1995-03-15 1998-09-22 Hibbs; Bart D. Aircraft
WO2001058756A2 (en) * 2000-02-14 2001-08-16 Aerovironment Inc. Aircraft
US7281681B2 (en) * 2000-04-03 2007-10-16 Aerovironment Inc. Hydrogen powered aircraft
US6641082B2 (en) * 2002-04-01 2003-11-04 Lockheed Martin Corporation Aircraft ferrying system and method thereof
US7789339B2 (en) 2005-07-07 2010-09-07 Sommer Geoffrey S Modular articulated-wing aircraft
US7357352B2 (en) * 2005-11-09 2008-04-15 The Boeing Company Air vehicle assembly and an associated control system and method

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103294063A (zh) * 2012-02-27 2013-09-11 通用电气航空系统有限责任公司 用于通过相对导航系统辅助的编队飞行的方法
CN102658866A (zh) * 2012-05-25 2012-09-12 辽宁通用航空研究院 一种平直布局的联体飞机
CN106143909A (zh) * 2016-07-15 2016-11-23 北京航空航天大学 一种模块化组合式太阳能无人机设计方案
CN106143909B (zh) * 2016-07-15 2019-10-29 北京航空航天大学 一种模块化组合式太阳能无人机设计方案
CN108216621A (zh) * 2017-12-13 2018-06-29 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种机翼翼尖连接并联式子母飞行器
CN110254745A (zh) * 2019-06-03 2019-09-20 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种模块化飞翼式多机身飞机拼接方法
CN113428341A (zh) * 2021-06-11 2021-09-24 北京航空航天大学 飞行器对接组件及具有其的飞行器和网格状连接飞行器群

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