CN102530231B - 高空飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高空飞行器，尤其地平流层飞行器，其构造成软式飞船，高空飞行器带有机身(1)，机身(1)具有至少部分地填充有不同于空气的比空气轻的承载气体、尤其为氢的护罩(10)；其由此而出众，即，机身(1)设有至少一个用于承载气体的第一腔(11)；机身(1)具有至少一个第二腔(12)，其可填充有空气；在第一腔(11)和第二腔(12)之间设置有优选地由柔性的膜片形成的柔性的分离壁(13)；并且可取决于飞行高度如此控制或调节对第二腔(12)进行的优选地热的空气的充填，即，始终以绷紧的方式填充机身(1)的护罩(10)。

Description

高空飞行器

技术领域

本发明涉及一种高空飞行器 尤其地平流层飞行器，其构造成软式飞船(Prallluftschiff)。

背景技术

当今，为了保护领土不受敌人侵略的重要目的在于，如此早地发现飞向领土的飞行体 (例如导弹)，以使得有效地与该飞行体战斗是可能的。借助于卫星进行这种类型的领空监控(Luftraumüberwachung)非常昂贵且高成本。因此，定位在大的高度例如在平流层中的观察平台可为卫星的备选方案。

同样，平流层的平台可用于其它通常由卫星执行(wahrnehmen)的任务，例如作为用于无线信号传递的中继站，例如用于代替或补充通讯卫星。

从普遍的现有技术中已知无人驾驶的以气球为基础(Ballonbasis)的航空器，其可达到相当的(vergleichbar)飞行高度并且具有低的运行成本。但是，不仅在高度方面而且在水平方面都不可以需求的程度操纵该气球航空器，并且因此例如无法抵抗在该处存在的高空风 而维持预定的位置。尤其地在大的高度中存在的其走向不恒定的高速气流要求高空飞行器的合适的操作灵敏性 以便该高空飞行器可例如如此定位在高速气流之外或边缘处，即，其相对于在地表上的地点几乎静止。

此外，已知这样的传统的飞行器，即，其虽然具有需求的操作灵敏性，但是其仅仅使受限的飞行时间成为可能并且在此引起非常高的运行成本。

发明内容

因此，本发明的目的为，提供这样的高空飞行器，即，其可以几乎不受限制的飞行时间且优选地在土地(Grund)之上静止地定位在直至约38km高度的上平流层中。这种类型的飞行器应能够，载有相应的工作负荷装备(Nutzlastausrüstung)以及驱动装备、飞行调节和通讯装备以及为此所需的能量供应装备并且可自主地使这些装备运行。

该目的通过本发明实施例的高空飞行器实现。

优点：

尤其地适合作为平流层飞行器的这种类型的根据本发明的高空飞行器构造成带有这样的机身的软式飞船，即，机身具有至少部分地填充有不同于空气的比空气轻的承载气体(Traggas)的护罩。该承载气体优选地为氢。根据本发明，高空飞行器由此而出众，即，机身设有至少一个用于承载气体的第一腔，机身具有至少一个第二腔，其可填充有空气，在第一腔和第二腔之间设置有优选地由柔性的膜片形成的柔性的分离壁，并且可取决于飞行高度如此控制或调节对第二腔进行的优选地热的空气的充填(Befüllung)，即，始终以绷紧的方式(prall)填充机身的护罩。为此，第二腔可设有可控制的或可调节的充填控制装置。

该带有两个腔或两组腔的(即用于承载气体的第一腔和用于填充空气的第二腔)的设计方案具有的优点为，通过在上升时将来自第二腔中的空气给出到环境处，可仅仅通过设置在第二腔中的或第二组腔中的空气补偿在从地面上升到平流层中时作用到飞行器上的压力差，从而包含在第一腔中的承载气体通过柔性的膜片的变形可在飞行器的护罩之内膨胀，而不必将承载气体从第一腔中排出。

此外，该结构方案使压力补偿成为可能，对于高空飞行器的垂直的操作灵敏性来说必须应用该压力补偿。如果飞行器必须改变其高度，例如必须从之前占据的高度下降以用于避开高空风，则飞行器运动到土地之上的这样的高度位置中，即，在该高度位置中存在作用到 护罩上的较高的外压力。为了即使在带有较大的环境压力的该高度中也维持飞行器的外结构，必须同样提高在飞行器的护罩的内部中的压力。这可再次通过将环境空气吹入第二腔中实现。由此，充填控制装置用于，通过在不损失在第一腔中不同于空气的承载气体的情况下调节在第二腔中的空气的压力，使高空飞行器的外轮廓在每个飞行高度中在土地之上保持恒定。

尤其有利的是，可填充有不同于空气的承载气体的第一腔设置在机身的上部中，并且可填充有空气的第二腔设置在机身的下部中。

优选地，分离壁在其上侧上构造成起反射作用的，由此可减小热能到太空中的辐射。

优选地，分离壁在其下侧上构造成吸收红外线的，以使得从地面发出的红外线辐射日夜将位于下腔中的提升用空气充填物加热到明显超过存在于相应的高度中的环境温度。由此，产生附加的静态上升力，而不必消耗飞行器的系统专用的能量储备。

同样有利的是，对于第二腔设置充填控制装置，其具有至少一个排气阀，利用该排气阀使空气受控地从第二腔中选出成为可能，并且充填控制装置具有至少一个充气鼓风机，利用该充气鼓风机可将来自环境的空气泵入第二腔中。以这种方式，充填控制装置可进行存在于第二腔中的空气压力的受控的调节，并且如此将该内空气压力与在相应的飞行高度中的要求相匹配，即，始终以绷紧的方式填充飞行器的护罩，而护罩不凹陷(zusammenfallen)并且也不被置于这样的危险中，即，由于内过压而爆炸。

优选地，充填控制装置具有太阳能热交换器，其借助于撞上(auftreffen)的太阳辐射能加热流入第二腔中的空气。由此，借助于太阳能热预热从外部引入第二腔中的在大的高度中明显低于0℃的环境空气，从而以这种方式产生用于飞行器的附加的升力。

尤其地，同样有利的是，如此构造充填控制装置，即，可使包含在第二腔的内部中的空气流动地循环通过太阳能热交换器。该变型方 案使以下成为可能，即，已经包含在第二腔中的空气循环通过太阳能热交换器并且被加热，并且由此提高在第二腔中的空气的温度，这同样导致飞行器的升力的提高。

优选地，在机身之下设置至少一个容纳工作负荷的舱，其通过承载元件与机身相连接。该承载元件例如可由拉绳形成。

尤其地，同样有利的是，机身设有至少一个产生空气动力学的上升力的机翼。在构造成软式飞船的高空飞行器处的这种类型的机翼使以下成为可能，即，除了空气静力学的上升力，附加地也使用空气动力学的上升力以用于控制飞行器的垂直的位置。

在此，尤其有利的是，机翼具有在纵截面中在空气动力学方面形成(formen)的护罩，其由薄膜、优选地聚酯薄膜或尼龙薄膜(例如 膜)、或尼龙纤维织物制成，机翼在跨度(Spannweiten)方向上具有至少一个可填充有压缩气体的软管，其在填充的状态中优选地与构造成压杆的内接(einbeschrieben)在软管中且在整个跨度上伸延的栅形框架承载件 一起形成机翼的加强以抵抗在跨度方向上的压力，并且机翼的自由的端部利用优选地包括拉绳的张紧装置朝向(gegen)机身和/或设置在机身之下的舱张紧。由于其强度而尤其合适的聚酯薄膜为双轴地定向的聚酯薄膜，例如在市场上以商标 提供的聚酯薄膜。

该机翼通过其极其低的重量而出众，因为其在跨度方向上仅仅从填充有压缩气体的软管或多个填充有压缩气体的软管中获得其强度。因此，例如多个填充有压缩气体的软管可在跨度方向上伸延，其具有不同的直径，并且相互连接，并且由共同的外护罩包围，从而从该结构中得到带有产生空气动力学的上升力的轮廓的机翼。如果应用比空气轻的气体(例如氢或氦)作为用于填充软管的压缩气体，则机翼不仅具有空气静力学的上升力分量，而且在相应的环流时具有空气动力学的上升力分量。

机翼的自由的端部相对于机身和/或设置在机身之下的舱的张紧用于，在作用在机翼处的上升力的加载下机翼不向上折断。除了设置在机翼的自由端部处的拉绳，附加地，在机翼处固定有在机翼的相应的自由端部和其在机身处的安装部之间的其它拉绳，那么其同样相对于机身和/或设置在机身之下的舱张紧。

如果高空飞行器设有至少一个具有推进器的驱动件，则此外将飞行器置于这样的能力中，即，独立地、与存在的风无关地进行水平的位置改变。由此，这种类型的设有驱动件的高空飞行器既可水平地又可垂直地操纵。

尤其有利的是，驱动件布置在设置在机身之下的驱动舱中。该驱动舱同样可通过例如可由拉绳形成的承载元件与机舱和如有可能同样与工作负荷舱相连接。驱动件在独立的驱动舱中的该特别的布置方案用于，来自驱动件的振动不被传递到飞行器的机身和如有可能工作负荷舱上，以使得例如存在于工作负荷舱中的仪器不遭受来自驱动件的震动。

电驱动马达已证实为尤其合适的。优选地，借助于光电的能量供给装置实现用于飞行器的电驱动马达和同样其它电消耗器的驱动能量，能量供给装置设有：至少一个将撞上的太阳辐射能转变成电能的光电的太阳能发电机；以及至少一个用于从水中产生氢的氢发生器；至少一个水储备容器，其通过第一水管路与氢发生器相连接；至少一个优选地由第一腔形成的氢储备容器，其通过第一氢管路与氢发生器相连接；至少一个燃料电池，其通过第二氢管路与氢储备容器相连接并且通过第二水管路与水储备容器相连接；以及控制装置，其与太阳能发电机、氢发生器以及燃料电池电相连接。如果使用上腔作为氢储备容器，则在该处储存的氢同时满足上升气体和用于燃料电池的燃料的目的。

在能量供给装置中光电的太阳能发电、氢发生器和燃料电池的并联的设置使以下成为可能，即，在白天，当充分的太阳辐射能供使用 时，使用由太阳能发电机产生的电能的一部分用于从水中产生氢，之后，当夜间太阳辐射能不再供使用或不充分的太阳辐射能供使用时，在燃料电池中借助于燃料电池使氢气与环境氧重组成水以用于产生电能。以这种方式，电能始终供使用，或者直接由太阳能发电机提供该电能，或者间接地通过燃料电池产生电能。用于该系统的唯一的输入能量为太阳辐射能，因为水、氢以及氧形成回路，其具有用于水和用于氢的储备容器。

在优选的改进方案中，氢发生器具有电解制氢装置。

太阳能发电机具有至少一个设有太阳能电池的承载元件，其由板件(Paneel)形成。

备选地，可由薄膜形成承载元件，优选地由聚酯薄膜并且进一步优选地由双轴地定向的聚酯薄膜形成承载元件。该结构用于承载元件的非常小的重量，尤其地，当由双轴地定向的聚酯薄膜(例如以商标“MYLAR”已知)形成承载元件时，承载元件在小的重量时具有非常高的强度。

尤其优选的是，太阳能电池为薄层的太阳能电池，其中，在此优选地为镉碲化物电池(Cadmium-Tellurid-Zelle)。这种类型的薄层太阳能电池同样具有非常小的重量，以使得与由薄膜形成的承载元件结合时形成非常轻的太阳能发电机。

优选地，光电的能量供给装置附加地设有电能量储存器，其例如构造成蓄电池。该电能量储存器形成缓冲储存器，当在短的时间范围上未以充足的太阳辐射能加载太阳能发电机时，缓冲储存器可短期地给出电能。因此，该电能量储存器用于跨接这样的时间，即，如果未激活燃料电池，需要该时间激活燃料电池，以及用于跨接这样的时间，即，例如在短期遮住太阳光时需跨接该时间直至太阳光再次撞到太阳能发电机上。

优选地，光电的能量供给装置设有控制装置，其如此设计，即，在存在太阳辐射能时其将由太阳能发电机产生的电能输送到能量供 给装置的电消耗器接头(Verbraucheranschluss)处，并且，在不存在太阳辐射能时或当由太阳能发电机产生的电能不足够用于预定的能量需求时激活燃料电池，以用于将电能提供到消耗器接头处。由此，该控制装置用于，当不充分的或没有太阳辐射能供使用时自动地激活燃料电池。

尤其优选地，如此设计控制装置，即，在存在太阳辐射能时，将由太阳能发电机产生的电能的一部分输送到氢发生器处，并且其将来自水储备容器中的水输送到氢发生器处，以使得激活氢发生器，以用于从输送到其处的水中产生氢，将该氢储存在氢储备容器中。在该实施形式中，始终为此使用由太阳能发电机产生的电能的一部分，即，使氢发生器运行以用于产生氢，当太阳能发生器不提供或提供不充分的电能时，燃料电池需要该氢以用于产生电能。在此，控制装置可取决于已有的氢储备控制输送到氢发生器的电能的量，或同样控制氢发生器的接通时间。

同样有利的是，将由太阳能发电机和/或燃料电池产生的电能的一部分输送到能量储存器，以用于对其进行充电。由此保证，在能量储存器中始终缓存(puffern)有电能，以使得在需要时可直接从中提取电能。

优选地，太阳能发电机布置在飞行器的构造成至少局部地透明的护罩的内部中。太阳能发电机以这种方式设置在飞行器的空气动力学的外壳之内，并且不表现出附加的空气动力学的阻力。通过护罩的局部的透明的构造方案，阳光辐射可穿过护罩撞到太阳能发电机上。

尤其有利的是，太阳能发电机以万向节的方式(kardanisch)支承在飞行器的护罩之内，并且设有跟踪装置，其始终使太阳能发电机朝向太阳取向。该变型方案允许，以与飞行器的位置和飞行方向无关的方式借助于太阳能发电机最优地使用撞上的阳光以用于产生电能。

如果飞行器设有升降舵 和/或方向舵(Seitenruder)，其优选地安装在机身处，则进一步改进构造成软式飞船的飞行器的操作 灵敏性。同样该升降舵和/或方向舵可以与机翼相同的方式设计，以使得在最小的重量下实现飞行器的尤其有效的操作灵敏性。

附图说明

下面参考附图进一步描述和解释带有附加的设计细节和其它优点的本发明的优选的实施例。

其中：

图1显示了根据本发明的飞行器的示意性的透视的图示；以及

图2显示了用于根据本发明的飞行器的光电的能源供应装置的示意性的图解。

参考标号列表

1 机身

2 机翼

3 工作负荷舱

4 驱动舱

5 驱动件

6 左升降舵

6’ 右升降舵

7 方向舵

10 护罩

11 第一腔

12 第二腔

13 柔性的分离壁

13’ 分离壁的上侧

13” 分离壁的下侧

14 充填控制装置

15 位置调节及跟踪装置

20 护罩

21 第一前软管

22 第二后软管

23 前拉绳

23’ 第二前拉绳

24 前拉绳

24’ 第二前拉绳

25 后拉绳

25’ 第二后拉绳

26 后拉绳

26’ 第二后拉绳

27 前中央拉绳

27’ 前中央拉绳

28 后中央拉绳

28’ 后中央拉绳

30 护罩

31 前拉绳

32 拉绳

33 左前拉绳

33’ 左后拉绳

34 右前拉绳

34’ 右后拉绳

40 护罩

41 中央后拉绳

42 左后拉绳

43 右后拉绳

44 左前拉绳

45 右前拉绳

50 推进器

52 驱动马达

53 力传递机构

61 摆动轴承

62 下舵撑拉件(Abspannung)

63 上舵撑拉件

67 上舵撑拉件

71 前撑拉件

72 前撑拉件

73 后撑拉件

74 后撑拉件

100 能量供给装置

101 太阳能发电机

102 消耗器接头

103 控制装置

104 氢发生器

105 电能量储存器

106 水储备容器

107 氢储备容器

108 燃料电池

110 太阳能电池

112 承载元件

113 第一电流线路

114 配电器装置

120 电消耗器接头

131 第一控制线路

132 第二控制线路

133 第三控制线路

134 第四控制线路

135 第五控制线路

136 第六控制线路

137 第七控制线路

140 第二电线路

142 排气装置

144 第一氢管路

146 可电操纵的阀

150 第三电流线路

160 第一水管路

162 可电操纵的阀

164 第二水管路

166 可电操纵的阀

180 第二氢管路

182 可电操纵的阀

184 通风孔

186 第四电流线路

Q 太阳

S 辐射能

具体实施方式

在图1中示意性地以透视的图示显示了根据本发明的高空飞行器，其构造成软式飞船。其具有机身1，由护罩10限制机身1并且机身1在内部中具有上第一腔11和下第二腔12。机身1具有椭球的形状，其长度和直径形成约2.5∶1的比例。这代表小的面积、大的体积以及小的空气动力学的迎面阻力的最优的组合。

第一腔11填充有比空气轻的承载气体(氢)，而第二腔12填充有空气。在第一腔11和第二腔12之间设置有由柔性的膜片形成的柔性 的分离壁13。第二腔12设有(在图1中仅仅象征性地显示的)充填控制装置14，其取决于飞行高度如此控制或调节利用空气对第二腔12进行的充填，即，始终以绷紧的方式填充机身1的护罩10。

由飞行器的机载设备 的余热并利用太阳能热预热在第二腔12中的空气，以使得以这种方式实现附加的上升力。充填控制装置14包括鼓风机，其始终以小的过压将空气输送到第二腔12中并且由此以绷紧的方式且以护罩10的空气动力学上适宜的形状保持机身1的护罩10。

根据本发明，如此设计(bemessen)利用作为承载气体的氢对第一腔11进行的充填，即，在飞行器的工作顶点高度 时完全地利用氢填充护罩10。例如，该工作顶点高度为38km。如此设计机身1的由护罩10包围的体积，即，氢的静态上升力承载飞行器的重量的50％至60％，并且通过动态的上升力引起(erzeugen)飞行器的剩余的重量。为此，飞行器设有机翼2，其在充分的飞行速度时提供所需的上升力。例如，在320kg的飞行器重量和38km的工作顶点高度时，机身1的由护罩10包围的体积为36000m³。那么，在直径为30m时护罩的长度为76m。

机翼2具有在纵截面中在空气动力学方面形成的护罩20，其由薄膜制成，例如双轴地定向的聚酯薄膜，例如在市场上以商标 提供该聚酯薄膜。例如，该膜具有12μm的厚度。为了加强机翼2，机翼2在内部中在跨度方向上在基本上整个跨度上设有：前第一软管21，其形成翼型轮廓的前缘半径(Nasenradius)；和后第二软管22，其在优选地50％的轮廓深度(Profiltiefe)下形成优选地18％的最大轮廓厚度，第一软管21和第二软管22在直径上与护罩20的空气动力学方面的形状相匹配，其中，第二后软管22具有比第一前软管21更大的优选地轮廓深度的18％的直径。第二软管22(与第一软管21一样)同样具有(未示出的)在内部中在整个跨度上的栅形框架承载件。两个软管21，22具有同样由薄膜形成的表层，并且填充有压缩气 体、优选地氢。通过填充压缩气体加强软管21，22，并且以这种方式在跨度方向上形成机翼2的在承载方面的加强。因此，附加地，两个软管21和22中的每一个分别设有非常轻的栅管压杆承载件，其内接(einschreiben)在软管中，其可承受在跨度方向上的相应的压力，并且由此附加地加强机翼以抵抗弯折、压力、弯曲、倾覆以及扭转。此外，两个栅管压杆承载件彼此之间设有三角形的隔片，其在飞行方向上加强机翼。优选地，翼型轮廓应形成带有在第一软管21的位置处的大的前缘半径和在第二软管22的位置处的优选地18％的轮廓厚度的层流翼型(Laminarprofil)。如有可能，必须通过附加的加强件(肋部)成型出(ausformen)层流翼型形状。利用高压气体填充的且利用承载件加强的软管21，22不仅用于加强机翼2以抵抗弯折，而且此外同样还张紧机翼2的表层20，并且因此引起机翼的期望的空气动力学的异型造形。如有需要，既可在跨度方向上也可与其垂直地(即在飞行器纵向方向上)附加地设置刚性的加强元件。

在机身1之下设置有容纳工作负荷的舱3，其通过承载元件与机身1相连接。舱3具有在空气动力学方面形成的护罩30，其出于重量原因由与机身1的护罩10相同的薄膜制成。护罩30或者通过刚性的结构元件或者(如机身1那样)通过填充压缩空气保持在其空气动力学的形状中。

承载元件(工作负荷舱3利用该承载元件挂在机身1处)包括前拉绳31，其在舱3的在飞行方向上的前顶端和机身1的前缘之间延伸。另一拉绳32从机身1的前缘延伸到舱3的尾部。此外，左前拉绳33和右后拉绳34从舱3的前缘延伸到翼根的相应的前端部，也就是说，延伸到这样的前点，即，在该点处机翼2过渡到机身1中。此外，左后拉绳33’和右后拉绳34’从舱3的尾部延伸到翼根的相应的前端部。

在飞行方向上在工作负荷舱3之后设置有另一舱，即驱动舱4，其在其结构上相应于工作负荷舱3并且具有外护罩40。驱动舱4容纳用于飞行器的驱动件5，其具有设置在驱动舱4的尾部处的推进器50 以及设置在驱动舱4中的驱动马达52，驱动马达52通过已知的力传递机构53(轴、传动机构)驱动推进器50。优选地，驱动马达52为电机。

为了实现良好的推进效率和由此小的能量消耗，推进器50具有大的直径并且以小的转速运动。例如，在320kg的飞行重量(Fluggewicht)和38km的工作顶点高度以及10m/sec的期望的飞行速度时，推进器可具有15m的直径，以使得在慢的转速下实现良好的推进效率。在轻型飞行器处应用如此大的推进器仅仅当该推进器根据直升机转子叶片的类型具有连续的转子叶片时才是可能的而没有不期望的振动激励，该连续的转子叶片借助于挥舞铰链(Schlaggelenk)可倾覆地支承在轴处，以使得在不对称气流情况下旋转时(例如通过机身效应(Rumpfeinfluss))推进器可实施摇摆运动(Schlagbewegung)。由于铰链不可将扭矩传递到轴，该扭矩可将航空器置于不期望的摆动中，该摆动尤其地对于传感器(例如望远镜)的运行来说可为重要的。

工作负荷舱3以与驱动舱4机械地分离的方式挂在机身1处，以用于尽可能有效地阻止驱动件5的振动从驱动舱4传递到工作负荷舱5和包含在工作负荷舱3中的仪器(例如光学的监测仪器)上。此外，可通过相应的对于本领域技术人员已知的设备绕所有三个轴线稳定工作负荷舱3的位置。

同样驱动舱4通过承载元件与机身1相连接。该承载元件包括从驱动舱4的尾部区段延伸到机身1的尾部的后中央拉绳41、从驱动舱4的前缘延伸到机身1的尾部的另一中央拉绳46、以及左前、左后和右前、右后拉绳。左后拉绳42和右后拉绳43从驱动舱4的尾部伸延到左或右翼根的背面的端部。左前拉绳44和右前拉绳45从驱动舱4的前缘伸延到左或右翼根的后端部。通过驱动舱4的这些拉绳将由推进器50产生的推进力传递到飞行器的机身1上并且由此传递到飞行器的所有其它元件上。

此外，设置多个从机翼2到舱4张紧(verspannen)的拉绳，以下将 描述这些拉绳。

从机翼2的自由的端部起，前拉绳23，24分别从机翼2的在飞行方向上观看的前侧伸延到驱动舱4的前部(Bug)，并且后拉绳25，26分别从机翼2的后端部伸延到驱动舱4的前部。附加地，第二前拉绳23’，24’从机翼2的相应的自由的端部的前侧伸延到驱动舱4的尾部。第二后拉绳25’，26’从机翼2的相应的自由的端部的后侧伸延到驱动舱4的尾部。

此外，在机翼2的相应的自由的端部和邻近该端部的翼根之间的一个或多个部位处设置附加的拉绳。作为示例在图1中仅仅设置前和后中央拉绳27，27’以及28，28’，其从机翼前棱边或从机翼后棱边延伸到驱动舱4的前部。

此外，在图1中显示的高空飞行器在机身1的尾部处设有左升降舵 6和右升降舵6’以及方向舵7。这些舵构造成刚性的轻质结构元件。为了绕竖轴(Hochachse)稳定飞行器，在升降舵6，6’上安放(aufsetzen)刚性的方向舵7，其通过伸延到升降舵6，6’的自由的端部处的前撑拉件71，72和后撑拉件73，74保持就位。三个舵6，6’，7的组件借助于设置在机身1的尾部处的摆动轴承61以可绕横轴线Y摆动的方式支承在机身1处。由拉绳形成下舵撑拉件62，其从舵组件6，6’，7的中央后端部延伸到驱动舱4的前缘，并且由拉绳63形成上舵撑拉件，其从方向舵7的上前棱边延伸到机身1的上侧。

可通过优选地安装在自由的端部处的撑拉件(其与相应的舵机构相连接)使机翼2以及升降舵6，6’和方向舵7运动。在机翼2落下时，通过相应的撑拉件25，25’；26，26’通过与其相关联的舵机构在一侧(例如25，25’)上被拉紧并且在另一侧上(例如26，26’)被放松可使机翼2相反地扭转(verwinden)。由此实现副翼效应(Querruderwirkung)，其用于飞行器的翻滚控制(Rollsteuerung)。

使用升降舵6，6’以用于绕俯仰轴线的控制和调整飞行位置角(Fluganstellungswinkel)，升降舵6，6’可摆动地安装在机身1的尾部处， 并且可通过分别设有舵机构的下舵撑拉件62以及上舵撑拉件63操纵升降舵6，6’。

到目前所描述的构件在共同作用下形成飞行器的飞行体单元 并且可由在市场上可提供的且在应用中证实为可行的带有必要的性能的材料构建。它们结合后得到这样的飞行器，即，其保持在例如320kg飞行重量的力求的总重量范围中并且产生所需的飞行性能。

如此构造的高空飞行器可在不同的高度中飞行，而在上升时不通过溢出而损失承载气体，因为在第一腔中的承载气体(其力求的是，随着增加的飞行高度由于外部压力的下降而膨胀)由于柔性的分离壁13而具有膨胀的可能性。在机身1的由护罩10包围的体积不变的情况下，第一腔11的体积扩大，并且同时第二腔12的体积减小。为了使第二腔12的体积减小成为可能，在飞行器上升时从第二腔12中排出空气。

在飞行器从大的高度中下降时，作用到护罩10上的环境压力上升，并且为了补偿该压力升高借助于充填控制装置将环境空气吹入第二腔12中。结果，在第二腔12和第一腔11之间的柔性的分离壁13引起在第二腔12中的空气和在第一腔11中的承载气体之间的压力平衡。以这种方式保证，在从大的高度下降时护罩10保持其流线型的形状。

分离壁13在其上侧13’上构造成起反射作用的，并且在其下侧13”上构造成吸收红外线的。为此，上侧13’设有高反射的铝镀层或覆层，并且下侧染成黑色。通过该设计方案，下侧吸收由位于飞行器之下的地面给出的红外线辐射并且由此在白天和夜晚使包含在第二腔12中的空气加热升高了大于50℃超过环境温度，从而产生附加的静态上升力而不消耗能量。

机身10的护罩和同样机翼2的护罩构造成透明的或半透明的，并且在机身1和/或机翼2的由相应的护罩包围的内部中设置光电的太 阳能发电机，其用作电流发生器(Stromgenerator)并且给机载的设备、仪器以及同样驱动马达供给电能。出于重量原因，由薄层太阳能电池(例如由镉碲化物电池)构建太阳能发电机，其施加到作为承载元件的薄膜(例如25μm)上。

设置在机身1之内(例如在第一腔11中)的太阳能发电机101(其为在图2中示出的且以下描述的太阳能电源装置100的组成部分)具有例如12m的直径并且以万向节的方式挂在机身1之内。用于以万向节的方式悬挂的该太阳能发电机101的位置调节及跟踪装置15使该太阳能发电机101始终最优地朝向太阳取向并且使其跟随太阳。太阳能发电机101从射入的太阳辐射中产生电流，其通过(未显示的)电线路被引导到机载的主电流消耗器处。该电流消耗器为设置在工作负荷舱中的仪器、传感器以及导航装置、设置在驱动舱4中的用于驱动推进器50的电驱动马达52以及还将参考图2描述的电装置。

在图2中显示了形成太阳能发电机101的电流发生器，其由太阳辐射能S加载。太阳能发电机101在其朝向太阳Q指向的表面上设有太阳能电池101，其安装在承载元件112上。虽然在图中仅仅示例性地显示出设有太阳能电池110的承载元件112，显然太阳能发电机101可具有大量大面积的设有太阳能电池101的承载元件112。同样太阳能发电机可具有不同于太阳能电池的其它技术，利用该技术可能的是，从太阳辐射能中产生电能。

通过第一电流线路113将在太阳能发电机101中产生的电能输送到配电器装置102中。如此由中央控制装置103控制配电器装置102，即，将通过第一电流线路113输送的电能的一部分传输到氢发生器104处，其设计成电解制氢装置。

引入配电器装置102中的电能的另一部分被传导到能量储存器105(例如蓄电池)处，以用于如果电能量储存器105不应充分地加载时，给能量储存器105充电。输送到配电器装置102的电能的剩余部分被传导到消耗器接头120处，从该处可将由光电的能量供给装置提供的 电有效能输出到电消耗器处。

从由机身1的第一腔11形成的水储备容器106中通过第一水管路160给构造成电解制氢装置的氢发生器104供给水。在第一水管路160中设置有可电操纵的阀162，其可由控制装置103通过第一控制线路130操纵，以用于控制从水储备容器106到电解制氢装置104的进水量。

在用于应用在应达到较大的速度的低空至中空中的飞行器中，氢气可优选地以1至2bar的过压节省空间地储存在流线型的非常轻的优选地由高强的尼龙纤维膜制成的过压储存器中，这允许在小的空气阻力时携带充分的推进燃料储备。

引入电解制氢装置104中的水借助于由配电器装置102通过第二电线路140输送的电能被分解成氧和氢。氧通过鼓风装置142被排出到环境处，并且氢通过第一氢管路144被引入氢储备容器107中。

在第一氢管路144中设置有可电操纵的阀146，其可由控制装置103通过第二控制线路132控制，以用于调整通过第一氢管路144输送的氢的体积流并且用于阻止氢从氢储备容器107回流到氢发生器104中。

此外，在图2中示意性地示出了燃料电池108，通过第二氢管路180将来自氢储备容器中的氢输送到该燃料电池108处。当需要高的功率重量比时，在燃料电池的部位处可设置有带有下游的第二电流发生器的优选地配备有废气涡轮增压器和高压氢气喷射器(Hochdruckwasserstoffgaseinblasung)的氢燃烧发动机。同样在第二氢管路180中设置可电操纵的阀182，由控制装置103通过第三控制线路134控制该阀182，以用于控制通过第二氢管路180的氢的体积流。

此外，燃料电池108或氢燃烧发动机具有通风孔184，来自环境的空气和由此空气中的氧可通过该通风孔184进入。在带有电流发生器的氢燃烧发动机或燃料电池108中以已知的方式从被输送的氢和进入的空气中的氧中产生电能，其通过第四电流线路186被传导到配电 器装置114。

在燃料电池108或氢燃烧发动机中在氢和氧的重组时产生的水通过第二水管路164被引入水储备容器106中。同样在第二水管路164中设置可电操纵的阀166，可由控制装置103通过第四控制线路134操纵该阀166。

控制装置103通过(在图2中以断开的方式示出的)第五控制线路135与配电器装置114相连接，以用于控制配电器装置114并且由此控制通过第一电流线路113和第四电流线路186引入配电器装置114中的电能的分配。

此外，控制装置103通过第六控制线路136与氢发生器104相连接，以用于控制氢发生器104。第七控制线路137将控制装置103与带有发电机的氢燃烧发动机或燃料电池108相连接，以用于对其进行控制。

如可在图2中看出的那样，在氢发生器104和燃料电池108或氢燃烧发动机之间形成包括水储备容器106和氢储备容器107的封闭的氢(H₂)和水(H₂O)的回路，如通过箭头表示的那样。氧(O₂)通过开式回路穿过大气从氢发生器104输送到燃料电池108或氢燃烧发动机，如通过相应地给出的箭头象征性地示出的那样。

由此，从外部仅仅通过太阳辐射能S供给在根据本发明的高空飞行器中设置的光电的能源供给装置，其中，如此部分地使用所获得的电能，即，充填缓冲储存器(能量储存器105和氢储备容器107)，然后当峰值负载需要这样或当没有或不充分的太阳辐射能S可供使用时，可从充填缓冲储存器中提取所储存的能量并且作为电能给出到消耗器处。

具有带有在320kg的总重量时例如36000m³的体积的氢承载气体充填的非常轻的软式飞船机身的飞行器的根据本发明的结构方案与带有大的伸展和非常小的翼面荷重的非常轻的大的机翼(例如叶片面积4000m²)结合，通过作为静态上升力的氢承载气体提供总上升力的 约50％至60％，并且提供作为由机翼产生的动态上升力的其余总上升力。在这样的速度(例如10m/sec)时产生该动态的上升力，即，需要该速度以用于克服在上升到平流层中时在该处存在的高空风，以使得可保持在土地之上的静止的位置。在该设计方案中，需要尽可能小的驱动能量以用于产生整个上升力。

以这样的结构形式(即，其与滑行降落伞(Gleitfallschirm)相似，带有撑拉件和在跨度方向上的附加的以绷紧的方式充气的稳定软管)构造机翼防止机翼在涡流时折起(einklappen)。为了上升，可在被保护的环境中(例如在保护罩中)将根据本发明的飞行器牵引到大的高度中，并且在该处才在平静的空气中利用氢承载气体进行填充并且将其充气到其运行状态中并使其进入运行状态。该用于起动根据本发明的飞行器的操作方法防止通过在上升时可在较低的高度中作用到飞行器上的涡流损坏机身的轻的且薄的护罩以及承载面。

根据本发明的高空飞行器具有这样的能力，即，可任意频繁地在平流层之内变换高度，而在此不必排出承载气体或不必抛弃压舱物。这通过带有设置在两个腔之间的软的分离膜片的双腔原理实现，分离膜片将上部的填充有氢承载气体的腔和下部的可填充有空气的腔分离。第二下部的腔通过利用鼓风机吹入空气始终保持在稍微的过压下，以使得机身1的护罩10随时保持以绷紧的方式张紧，并且尤其保持其形状。优选地，将热空气吹入第二腔中。通过太阳能发电机设备以及驱动设备的余热持续再加热该热空气，这可在空气循环中实现，在该空气循环中，来自第二腔的空气被引导通过一个或多个热交换器，空气在该处加热并之后再次被吹入第二腔中。之后，该热空气用于附加的升力。

飞行器驱动件5安装在挂在机身1之下的驱动舱4处同样为有利的，其中，如此选择在机身1和驱动舱4之间的间距，即，该间距大于推进器50的直径的一半。在15m的推进器直径时，在机身1的下侧和在驱动舱的中心中伸延的推进器旋转轴线之间的间距为至少 20m。由此保证，推进器的边缘涡流绝不可碰到或损坏机身1的护罩10。

由此，根据本发明的该高空飞行器可几乎不受限制地保持在例如30km和38km之间的高度中并且在该处占据在土地之上静止的位置。因此，根据本发明的高空飞行器尤其适合作为观测平台或通讯平台。通过使用太阳能和借助于太阳能的氢重组实现该几乎不受限制的使用持续时间。

如果在时间进程中可出现氢损失(例如由于泄漏)，则这可通过以下方式补偿，即，飞行器在小的涡流时下降到较低的飞行高度(例如低于20km的高度)中，在该处空气湿度足够高，从而可利用合适的设备从潮湿的空气中获取水。以这种方式可再次补充在氢储备容器107中的水储备，以使得飞行器可几乎不受限制地保持在空气中。

由此，在根据本发明的飞行器中，白天直接由太阳能发电机101驱动用于推进器50的驱动马达52并且如此使用剩余的能量，即，在氢发生器104中使来自水储备容器106中的水分解成水和氧。白天将所产生的氢引导到第一腔11中并且储存在该处，并且由此在产生上升力时支持氢承载气体充填。在夜间，从第一腔11中提取氢气并输送到燃料电池108处，其中，产生电流，该电流给推进器50的驱动马达52以及飞行器的剩余的负载供给电能。在此，水被引导回水储备容器106中。由此产生用于氢的封闭的循环，如果可不再次补充来自水容器中的泄漏，可几乎不受限制地维持该循环。

如此获得的电能也驱动舵机构，其在所描述的形式中操纵用于翻滚控制的副翼和用于俯仰控制的升降舵。

由控制器精确地控制飞行器，控制器将差分GPS系统和惯性导航系统以及星体-位置调节系统(Sternen-Lageregelungssystem)(星体方位角参考系统)相互组合。在星体-位置调节系统中，自动地进行光学的星体定位并且将结果与携带的数字化的星图相比较。在此，以约25微弧度RMS(Microradian RMS)的精度进行该测量。通过在平流层中的 大的飞行高度使这种类型的高的精度成为可能，在平流层中，星体的可见度几乎不受大气干扰物妨碍。如此由星体传感器测得的位置和测得的航向角在卡尔曼滤波器中结合成准确的导航记录，飞行器的控制器和用于太阳能发电机101和/或工作负荷舱3的位置调节的传感器可使用(zurückgreifen)该导航记录。

通过加上(Hinzunahme)星体-位置调节系统，与纯GPS惯性导航单元相比通过传感器带来的方向测量可精确十倍。

在权利要求、说明书以及附图中的参考标号仅仅用于更好地理解本发明并不应限制保护范围。

Claims (35)

1.一种高空飞行器，带有：

机身(1)，所述机身(1)具有至少部分地填充有不同于空气的比空气轻的承载气体的护罩(10)；

工作负荷舱(3)，其布置在所述机身(1)下方并且通过拉绳连接至所述机身(1)；

驱动舱(4)，其布置在所述机身(1)下方、通过拉绳连接至所述机身(1)并且与所述工作负荷舱(3)机械地分离；以及

至少一个机翼(2)，其附连至所述机身(1)的侧方，其中，所述至少一个机翼(2)通过拉绳连接至所述驱动舱(4)；

其特征在于，

所述机身设有至少一个用于所述承载气体的第一腔(11)；

所述机身(1)具有至少一个第二腔(12)，其可填充有空气；

在所述第一腔(11)和所述第二腔(12)之间设置有柔性的分离壁(13)；并且

可取决于飞行高度如此控制或调节对所述第二腔(12)进行的充填，即，始终以绷紧的方式填充所述机身(1)的护罩(10)；

所述机翼(2)在跨度方向上具有可填充有压缩气体的多个软管(21,22)，其在填充的状态中形成所述机翼(2)在所述跨度方向上的加强，多个软管(21,22)具有不同的直径，相互连接，并且由共同的外护罩包围，以便所述机翼具有产生空气动力学的上升力的轮廓。

2.根据权利要求1所述的高空飞行器，其特征在于，

可填充有不同于空气的承载气体的所述第一腔(11)设置在所述机身(1)的上部中，并且

可填充有空气的所述第二腔(12)设置在所述机身(1)的下部中。

3.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述分离壁(13)在其上侧(13’)上构造成起反射作用的。

4.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述分离壁(13)在其下侧(13’’)上构造成吸收红外线的。

5.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，

对于所述第二腔(12)设置有充填控制装置(14)，其具有至少一个排气阀，利用所述排气阀使空气受控地从所述第二腔(12)中逸出成为可能，并且

所述充填控制装置(14)具有至少一个充气鼓风机，利用所述充气鼓风机可将来自环境的空气泵入所述第二腔(12)中。

6.根据权利要求5所述的高空飞行器，其特征在于，所述充填控制装置(14)具有太阳能热交换器，其借助于撞上的太阳辐射能加热流入所述第二腔(12)中的空气。

7.根据权利要求6所述的高空飞行器，其特征在于，如此构造所述充填控制装置(14)，即，可使包含在所述第二腔(12)的内部中的空气流动地循环通过所述太阳能热交换器。

8.根据权利要求1所述的高空飞行器，其特征在于，

所述机翼(2)具有在纵截面中在空气动力学方面形成的护罩(20)，其由薄膜制成，并且

所述机翼(2)的自由的端部利用张紧装置相对于所述机身(1)和/或设置在所述机身(1)之下的舱(4)张紧。

9.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，设置有带有至少一个推进器(50)的驱动件(5)。

10.根据权利要求9所述的高空飞行器，其特征在于，设置有光电的能量供给装置(100)以用于产生驱动能，所述能量供给装置(100)带有

至少一个将撞上的太阳辐射能(S)转变成电能的光电的太阳能发电机(101)；

至少一个用于从水中产生氢的氢发生器(104)；

至少一个水储备容器(106)，其通过第一水管路(160)与所述氢发生器(104)相连接；

至少一个氢储备容器(107)，其通过第一氢管路(144)与所述氢发生器(104)相连接；

至少一个燃料电池(108)，其通过第二氢管路(180)与所述氢储备容器(107)相连接并且通过第二水管路(164)与所述水储备容器(106)相连接；以及

控制装置(103)，其与所述太阳能发电机(101)、所述氢发生器(104)以及所述燃料电池(108)电地相连接。

11.根据权利要求10所述的高空飞行器，其特征在于，所述氢发生器(104)具有电解制氢装置。

12.根据权利要求10或11所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能发电机(101)具有至少一个设有太阳能电池(110)的承载元件(112)，所述承载元件(112)由板件形成。

13.根据权利要求10或11所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能发电机(101)具有至少一个设有太阳能电池(110)的承载元件(112)，其由薄膜形成。

14.根据权利要求12所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能电池(110)为薄层的太阳能电池。

15.根据权利要求10或11所述的高空飞行器，其特征在于，附加地设置有电能量储存器(105)。

16.根据权利要求10或11所述的高空飞行器，其特征在于，如此设计所述控制装置(103)，即，

在存在太阳辐射能时所述控制装置(103)将由所述太阳能发电机(101)产生的电能输送到所述能量供给装置的电消耗器接头(102)处，并且

在不存在太阳辐射能时或当由所述太阳能发电机(101)产生的电能不足够用于预定的能量需求时激活所述燃料电池(108)，以用于将电能提供到所述消耗器接头(102)处。

17.根据权利要求16所述的高空飞行器，其特征在于，如此设计所述控制装置(103)，即，

在存在太阳辐射能时，所述控制装置(103)将由所述太阳能发电机(101)产生的电能的一部分输送到所述氢发生器(104)处，并且

所述控制装置(103)使来自所述水储备容器(106)中的水输送到所述氢发生器(104)处，以使得激活所述氢发生器(104)，以用于从输送到所述氢发生器(104)处的水中产生氢，将所述氢储存在所述氢储备容器(107)中。

18.根据权利要求16所述的高空飞行器，其特征在于，将由所述太阳能发电机(101)和/或所述燃料电池(108)产生的电能的一部分输送到所述能量储存器(105)，以用于对所述能量储存器(105)进行充电。

19.根据权利要求10或11所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能发电机(101)布置在所述飞行器的构造成至少局部地透明的护罩(10)的内部中。

20.根据权利要求19所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能发电机(101)以万向节的方式支承并且设有跟踪装置(15)，所述跟踪装置(15)使所述太阳能发电机(101)朝向太阳(Q)取向。

21.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述高空飞行器具有安装在所述机身(1)处的升降舵(6,6’)和/或至少一个安装在所述机身(1)处的方向舵(7)。

22.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述高空飞行器为构造成软式飞船的平流层飞行器。

23.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述承载气体为氢。

24.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，所述柔性的分离壁由柔性的膜片形成。

25.根据权利要求1或2所述的高空飞行器，其特征在于，利用热的空气对所述第二腔(12)进行充填。

26.根据权利要求8所述的高空飞行器，其特征在于，所述薄膜为聚酯薄膜。

27.根据权利要求26所述的高空飞行器，其特征在于，所述聚酯薄膜为双轴地定向的聚酯薄膜。

28.根据权利要求8所述的高空飞行器，其特征在于，所述张紧装置包括拉绳(23,24,23’,24’,25,26,25’,26’)。

29.根据权利要求9所述的高空飞行器，其特征在于，所述推进器(50)带有电驱动的驱动马达(52)。

30.根据权利要求9所述的高空飞行器，其特征在于，所述驱动件布置在设置在所述机身(1)之下的驱动舱(4)中。

31.根据权利要求10所述的高空飞行器，其特征在于，所述氢储备容器由所述第一腔(11)形成。

32.根据权利要求13所述的高空飞行器，其特征在于，所述薄膜为聚酯薄膜。

33.根据权利要求32所述的高空飞行器，其特征在于，所述聚酯薄膜为双轴地定向的聚酯薄膜。

34.根据权利要求12所述的高空飞行器，其特征在于，所述太阳能电池为镉碲化物电池。

35.根据权利要求15所述的高空飞行器，其特征在于，所述电能量储存器为蓄电池。