CN103118938A - 太阳能动力飞艇的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种太阳能飞艇，具有配置用于容纳气体的船体和至少一个推进组件，所述至少一个推进组件具有推进装置和配置用于驱动推进装置的电动机。所述太阳能飞艇也可包括动力供应系统，该动力供应系统包括可操作地联接于电动机并且配置用于为电动机供应动力的太阳能板。所述动力供应系统也可包括可操作地联接于太阳能板并且配置用于接收和储存由太阳能板供应的电能的电池，所述电池进一步可操作地联接于电动机且配置用于为电动机供应动力。所述电池的每一个在飞艇的外部气囊中被定位在选为设置压舱物的位置，所述外部气囊由飞艇的船体限定。所述太阳能飞艇也可包括配置用于容纳乘客或货物的船货系统。

Description

太阳能动力飞艇的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2010年7月20日提交的美国临时申请No.61/366,125的优先权。本申请涉及太阳能飞艇飞行的系统和方法。于2007年10月18日提交的美国专利申请No.11/907,883和于2008年8月7日提交的美国专利申请No.12/222,355公开了涉及本发明实施方式的主题。每一个在前提交的申请的全部内容作为引用在此并入本文。

技术领域

本公开针对太阳能飞艇并且确切地说，针对在飞艇的船体中具有船货隔舱的太阳能飞艇。

背景技术

自1783年，空气静力学的轻于空气的飞艇已见大量的使用，接着是Montgolfier兄弟的热气球第一次成功载人飞行。从那时起已经进行了许多改进，但是载人热气球的设计和概念基本上继续保持相似。这样的设计可包括用于承载驾驶员和乘客的吊舱、加热装置（例如丙烷炬）和附加在吊舱上并且配置为充满气体的大气囊或大气袋。然后驾驶员可利用加热装置加热空气直到被加热气体的浮力在气囊上施加足够的力以提升气球和所附吊舱。这样的飞艇的航行已被证明是困难的，主要是由于风流和缺少指引气球的推进单元。

为改进轻于空气的飞行的概念，一些轻于空气的飞艇已经发展为包括推进单元，航行仪表和飞行控制。这些增加可使这样的飞艇的驾驶员能够指引推进单元的推力向这样的方向从而使飞艇如所期望的行进。利用推进单元和航行仪表的飞艇通常不用热空气作为浮升气体（虽然热空气可被使用），很多驾驶员替代地倾向于轻于空气的气体比如氢气和氦气。这些飞艇也可包括用于保存轻于空气的气体的气囊、船员区和船货区，以及其它的。所述飞艇通常是流线型的软式或齐柏林式形状，这种形状在提供减少的阻力时可使飞艇受到不利的航空效应（例如，受风浪冲击而转向的效应（weather cocking））。

除了传统的热气球，飞艇可分成若干结构等级：硬式、半硬式、非硬式和混合型。硬式飞艇通常拥有硬式骨架，所述硬式骨架包括多个不加压的气室或气球以提供升力。这样的飞艇通常不依靠气室的内部压力来维持它们的形状。半硬式飞艇通常利用气囊中的一些压力来维持它们的形状，但是也可具有沿气囊的较低部分的骨架，为的是将悬挂负载分配到气囊中并且容许较低的气囊压力，以及其它的。非硬式飞艇通常利用超过周围气压的压力水平以保持它们的形状并且与船货承载设备相关的任何负载由气囊和相关的织物支撑。常用的软式飞艇是非硬式飞艇的一个例子。

混合型飞艇可加入其它类型飞艇的元素，例如用于支撑负载的骨架和利用与浮升气体相关的压力维持它的形状的气囊。混合型飞艇也可将重于空气的飞艇（例如飞机和直升机）的特征和轻于空气的技术结合产生额外的升力和稳定性。应当注意到的是，当满载船货和燃料时，很多飞艇可重于空气并且因此可用它们的推进系统和形状以产生保持在高处必需的空气动力学升力。但是，如果是混合型飞艇，飞艇和船货的重量基本上可由升力补偿，该升力由与浮升气体例如氦气相关的力产生。这些力可施加在气囊上，而补充升力可由与船体相关的空气动力学升力产生。

与轻于空气的气体相关联的升力（即，浮力）可取决于很多因素，包括周围压力和温度，以及其它的。例如，在海平面水平，大约一立方米的氦气可平衡大约一公斤的质量。因此，飞艇可包括相应的大气囊用以保存充足的浮升气体来举起飞艇的质量。配置用于提升重船货的飞艇可为所要提升的负载利用所期望大小的气囊。

飞艇的船体设计和流线型可提供额外的升力，然而，一旦飞艇在航行中，由于这样的船体设计，先前设计的流线型的飞艇特别地可经受基于空气动力的反作用。例如，一个这样的力可以是风向鸡效应，可由周围的风作用在飞艇的各种不同的表面上而产生。术语“受风浪冲击而转向的效应（weathercocking）”来自风向标作用，风向标绕垂直轴枢转而且总是随风向校正自己。受风浪冲击而转向的效应可以是不受欢迎的效应，它可造成飞艇经历基于与风相关的速度的相当大的航向变化。因此这样的效应可导致较低的对地速度和额外的行进动力消耗。轻于空气的飞艇可能特别易受风浪冲击而转向的效应的影响，因此，理想的是设计使这样的力的效应最小化的轻于空气的飞艇。

另一方面，具有长度与宽度相似的船体形状的飞艇可展现出减少的稳定性，特别是更高速时。因此，飞艇的长对宽的长宽比（长：宽）可根据飞艇的设计用途来选择。

基于对不利的空气动力的敏感性，降落和固定轻于空气的飞艇也可表现出独特的问题。虽然很多轻于空气的飞艇可执行“垂直起飞和降落”（VTOL）的动作，但是一旦这样的飞艇到达接近地面的点，最后的降落阶段必需要接近现成的地面机组工作人员（例如，若干人）和/或用于将飞艇系到或固定到地面的入坞设备。如果无法接近这些元素，当飞艇驾驶员试图离开和操作最后的降落过程时飞艇可能会被风流或其他不可控力带走。因此，能够实现通过一个或多个驾驶员使飞艇降落和固定的系统和方法是理想的。

另外，飞艇可包括乘客隔舱和/或船货隔舱，通常悬挂在飞艇船体以下。但是，这样的乘客隔舱/船货隔舱的布置可对飞艇的空气动力学进而性能具有不利作用。例如，安装在外部的隔舱增加了在船头-船尾方向和左舷-右舷方向的阻力，从而需要更多的动力推进飞艇，并且使得飞艇对侧风更加敏感。另外，因为安装在外面的隔舱通常在飞艇底部，隔舱从飞艇的垂直中心偏移，因此可导致不稳定性，这是因为由隔舱增加的阻力以基本上切向施加于飞艇外部船体的力的形式出现，导致趋于扭转和/或不期望的翻转飞艇的瞬间。这样的不利的瞬间需要采取稳定措施，通常以推进装置和/或安定构件（例如，翼）。然而，推进装置需要动力，而安定构件在提供在一个方向的稳定性时可引发另一个方向的稳定性。例如，垂直定向的稳定件可提供横向稳定性但可致使船头-船尾阻力增加，并且也可使飞艇更易受侧风影响。使飞艇具有这样的构造会是有利的：能够承载乘客/船货但不易受到通常与上述在外部安装的隔舱相关联的不利效应的影响。

本公开意在处理一个或多个以上所讨论的要求，利用飞艇的各种典型实施方式。

简要说明

本公开针对太阳能飞艇。所述飞艇可包括配置用于容纳气体的船体和联接于飞艇的至少一个推进组件。所述至少一个推进组件可包括推进装置。所述推进组件也可包括可操作地联接于至少一个推进装置并且配置用于驱动推进装置的一个或多个电动机。此外，飞艇可包括动力供应系统，该系统可包括可操作地联接于一个或多个电动机且配置用于为驱动至少一个推进装置的一个或多个电动机供应动力的一个或多个太阳能板。另外，所述动力供应系统可包括一个或多个电池，所述一个或多个电池可操作地联接于一个或多个太阳能板并且配置用于接收和储存由一个或多个太阳能板供应的电能，所述一个或多个电池进一步可操作地联接于一个或多个电动机并且配置用于为电动机供应动力。另外，一个或多个电池的每一个可在飞艇的外部气囊中被定位在分别的设置压舱物的位置，所述外部气囊由飞艇的船体限定。此外，飞艇也可包括船货系统，所述船货系统包括至少一个配置用于容纳船货和乘客的至少其一的船货隔舱，其中所述隔舱基本上布置在飞艇的外部气囊中。

此外，本公开针对为操作飞艇提供动力的方法。该方法可包括在一个或多个电池中，接收和存储来自可操作地联接于一个或多个电池的一个或多个太阳能板的电能，所述一个或多个太阳能板进一步可操作地联接于一个或多个电动机。所述方法也可包括从一个或多个太阳能板为给一个或多个电动机供应电能。另外飞艇可包括配置用于容纳气体的船体。此外，飞艇也可包括至少一个推进组件，该推进组件联接于飞艇并且包括可操作地联接于一个或多个电动机的推进装置，所述一个或多个电动机配置用于驱动推进装置。另外，飞艇可包括船货系统，该船货系统包括至少一个配置为包括货物和乘客的至少其一的船货隔舱的船货系统，其中隔舱基本上布置在飞艇的外部气囊中。另外，一个或多个电池的每一个可在由飞艇的船体限定的飞艇的外部气囊内被定位在设置压舱物的相应位置。

可理解的是，前面的概括说明和下面的详细说明都仅是典型的和解释性的并且不限制本发明。

附图说明

图1表示根据所公开的实施方式的太阳能飞艇的示例性的实施方式；

图2表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的支撑结构；

图3表示根据所公开的实施方式的用于保存轻于空气的气体的示例性的内部气囊和外部气囊；

图4A表示根据所公开的实施方式的示例性的自封式船体；

图4B表示所公开的实施方式的示例性的自封式船体；

图5表示根据所公开的实施方式的飞艇船身的示例性的双凸透镜状的实施方式；

图6表示根据所公开的实施方式的飞艇船身的示例性的双凸透镜状的实施方式；

图7表示根据所公开的实施方式的飞艇船身的示例性的双凸透镜状的实施方式；

图8表示根据所公开的实施方式的飞艇船身的示例性的双凸透镜状的实施方式；

图9A表示所公开的实施方式的飞艇的示例性的支撑结构；

图9B表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的支撑结构；

图10表示根据所公开的实施方式的示例性的推进组件；

图11A表示根据所公开的实施方式的与飞艇相关的推进系统的底部透视的示例性的构造；

图11B表示根据所公开的实施方式的与飞艇相关的推进系统的底部透视的示例性的构造；

图12A表示根据所公开的实施方式的示例性的太阳能供应系统；

图12B表示根据所公开的实施方式的示例性的太阳能板构造；

图12C表示根据所公开的实施方式的示例性的太阳能板构造；

图12D表示根据所公开的实施方式的示例性的太阳能板构造；

图13A表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的船货系统；

图13B表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的船货系统；

图13C表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的船货系统；

图13D表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的船货系统；

图13E表示根据所公开的实施方式的飞艇的示例性的船货系统；

图14表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图15表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图16表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图17表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图18表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图19表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图20表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图21表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图22表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图23表示根据所公开的实施方式的在飞艇的船体中示例性的副气囊的布局；

图24A表示根据所公开的实施方式的示例性的尾翼组件；

图24B表示根据所公开的实施方式的示例性的尾翼组件；

图24C表示根据所公开的实施方式的示例性的后起落架组件；

图24D表示根据所公开的实施方式的用于尾翼组件的示例性的安装构造；以及

图25是根据所公开的实施方式的示例性的飞行计算机的方块图。

具体说明

现在将对附图作详细的附图标记。在附图自始至终将尽可能地使用相同的附图标记来提及相同或相似的部件。

附图描述了太阳能飞艇10的示例性的实施方式。飞艇10可配置用于VTOL以及在三维空间（例如，X、Y和Z平面）中航行。如图1中所示，例如，飞艇10可包括配置用于容纳气体的船体12。飞艇10也可包括联接于飞艇10的至少一个推进组件31、用于运送动力给推进组件31（在图12中进一步详述）的动力供应系统和用于承载乘客和/或货物（参见，例如，图13A至13E）的船货系统1100。

在各种不同的实施方式的讨论的自始至终中，术语“前面”和/或“船头”将用于提及在飞艇10的最接近向前行驶的部分中的区域，而术语“后面”和/或“船尾”将用于提及在飞艇10的最接近行驶的相反方向的部分中的区域。另外，术语“尾部”将用于提及与船体12相关联的最后面的点，而术语“鼻部”将用于提及在船体12的前部中的最向前的点。

图1为参考起见进一步表示关于示例性的飞艇10的各个轴。飞艇10可包括滚转轴5、俯仰轴6和偏航轴7。飞艇10的滚转轴5可与在从例如飞艇的尾部到鼻部的方向上贯穿船体12的假想线一致。飞艇10的偏航轴7可以是中央垂直轴，该轴与在从例如船体12的底部表面到船体12的顶部表面的方向上垂直于滚转轴5贯穿船体12的假想线一致。俯仰轴6可对应于垂直于偏航轴和滚转轴两者的假想线，从而使得俯仰轴6从飞艇10的一侧到飞艇10的另一侧贯穿船体12，如图1中所示。“滚转轴”和“X轴；”“俯仰轴”和“Y轴；”以及“偏航轴”和“Z轴”在本篇讨论自始至终可互换使用，以用于提及关于飞艇10的各个轴。本领域普通技术人员将认识到在本段所描述的术语仅是示例性的而并不意在限制性。

船体

船体12可包括支撑结构20（见图2）和基本上覆盖支撑结构20的一层或多层材料14（图3）。在一些实施方式中，飞艇10可以是“硬式”飞艇。在此使用的术语“硬式飞艇”应指的是具有硬式骨架并且包括一个或多个未加压的气室或副气囊以提供升力的飞艇，其中飞艇的船体不依靠气室的内部压力来维持它的形状。

图2表示根据本公开的一些实施方式的示例性的支撑结构20。例如，所述支撑结构20可配置用于限定与飞艇10相关联的形状，同时为与飞艇10相关联的众多系统提供支撑。这样的系统可包括，例如，船体12、推进组件31、动力供应系统1000和/或船货系统1100（图13D）。如图2中所示，支撑系统20可由一个或多个骨架构件22限定，所述骨架构件相互连接形成所期望的形状。

为了使与飞艇10相关联的浮升能力最大化，理想的是设计和制作支撑结构20从而使得与支撑结构20相关联的重量减到最小，而强度以及因此对气动力的承受力，例如，增加到最大。换言之，使与支撑结构20相关联的强度重量比最大化可为飞艇10提供更加理想的构造。例如，一个或多个骨架构件22可由重量轻但是强度高的材料构成，所述材料包括，例如，基本上碳基得材料（比如，碳纤维）和/或铝，以及其它的。

船体12可配置用于保持一定体积的轻于空气的气体。在一些实施方式中，船体12可包括至少一个由织物或材料缝制的或装配的气囊282（图3），该气囊配置用于保持轻于空气的气体。所述气囊282可由包括，例如，铝化塑料、聚氨酯、聚酯、层压乳胶、聚酯薄膜，和/或其它任何适合用于保持轻于空气的气体的材料制成。

用在船体12的气囊282中的轻于空气的浮升气体可包括，例如，氦气、氢气、甲烷和氨气，以及其它的。轻于空气的气体的升力势可取决于相对于周围空气或其它液体（例如，水）的密度的气体的密度。例如0摄氏度和101.325千帕斯卡的氦气的密度可为大约0.1786克/升，而0摄氏度和101.325千帕斯卡的空气的密度可为大约1.29g/L。忽略保持气囊的重量，下面的方程式（1）表示用于计算基于轻于空气的气体体积的浮力F浮力的简化公式，其中Df是与周围液体相关联的密度，Dlta是与轻于空气的气体相关联的密度，gc是重力常数，以及是轻于空气的气体的体积。

F浮力=（Df-Dlta）*gc*V  （1）

基于0摄氏度和101.325千帕斯卡的空气中所悬浮的氦气的体积来简化方程式，浮力可确定为大约F浮力/gc=1.11克每升（即，每立方米的氦气大约1千克）。因此，基于所选择的轻于空气的气体，可选择与船体12相关联的第一气囊282的内部体积从而使得所期望的升力数量由一定数量的轻于空气的气体产生。下面的方程式（2）可用于计算这样的空气静力学升力的所期望的体积，考虑飞艇10的质量，M。

V>M/（Df-Dlta）  （2）

此外，在一些实施方式中，船体12可由自封式材料形成。船体12的一层或多层可从已知的自封式材料选择。示例性的自封式船体材料如图4A和4B中所示。在这样的实施方式中，船体材料14可包括可变形气密层16和邻接气密层16的粘性物质18。如图4A中所示，当可变性气密层16被刺穿时，粘性物质18在穿刺物体已经被移走之后可填满和封住刺孔，如图4B中所示。

飞艇10的船体12可具有根据飞艇的预期功能性和用途所选择的三维形状。在选择飞艇的形状方面可考虑的因素可包括预期有效载荷、运行速度、范围、寿命、机动性，等等。根据这些和其它因素，很多对船体形状有影响的若干设计变量可经过考虑和平衡从而得到船体形状。这样的变量可包括，例如，轻于空气的气体的体积/容量、阻力系数（包括正面的、侧面的和垂直的阻力）、重量、稳定性等等。

在一些实施方式中，飞艇10的船体12可以是“双凸透镜状”形状，即基本上是具有长度、宽度和高度的扁球体，其中长度和宽度具有大约相同的尺寸。例如，扁球体形状的尺寸可大体上由A=B>C的表示法来描述，其中A是物体的长度尺寸（例如，沿滚转轴5）；B是物体的宽度尺寸（例如，沿俯仰轴6）；以及C是物体的高度尺寸（例如，沿偏航轴7）。换言之，扁球体可具有高度（例如，极地直径）小于圆形外形的直径（例如，赤道直径）的明显的圆形外形。举例来说，根据一些实施方式，船体12可包括如下的尺寸：A=21米；B=21米；以及C=7米。示例性的飞艇的双凸透镜状实施方式如图6中所示。

在其它实施方式中，飞艇10的船体12可基本上是椭圆形的。也就是说，船体12可有长度、宽度和高度，其中长度和宽度之间的长宽比大于1比1（1:1）。例如，在一些实施方式中船体长度与船体宽度的长宽比可在大约4:3和2:1之间。特别地，在一些实施方式中，长宽比可大约为4:3，如图6中所示。在其它实施方式中，长宽比可大约是3:2，如图7中所示。在其它实施方式中，长宽比可大约是2:1，如图8中所示。

如图9A和9B中所示，支撑结构20可包括一个或多个骨架构件，所述一个或多个骨架构件包括底盘(chassis)705。在一些实施方式中，底盘705可以是船货系统1100（图13D）的部分，例如，作为驾驶座舱的部分。在其它实施方式中，底盘705可与独立于船货系统1100的船体12整合在一起。底盘705可包括高强度重量比的材料，所述材料包括，例如，铝纤维和/或碳纤维。在一些实施方式中，底盘705的一个或多个骨架构件可建造为基本上管状的并且可包括碳纤维/碳树脂合成物和蜂窝碳夹层结构。所述蜂窝碳夹层结构可包括碳慕斯（carbon mousse）或泡沫型材料。在这样的实施方式中，单独的骨架组件可制成合适的大小和形状用于底盘705的装配。这样的构造可得到特别为了飞艇10的所期望的用于底盘705的合适的强度重量比。本领域技术人员将认识到起落架705可建造为许多构造而不脱离本公开的范围。在图9A和9B中所示的底盘705的构造仅仅是示例性的。

推进组件

图10表示推进组件31的示例性的实施方式。例如，如图10中所示，推进组件31可包括动力源410、推进装置（例如动力转换单元415）和推进单元底座430。所述动力源410可操作地联接于动力转换单元415并且配置为驱动该动力转换单元。动力源410可包括，例如，电动机、液体燃料发动机，燃气轮机和/或配置用于产生旋转动力的任何合适的动力源。动力源410可进一步包括变速和/或可逆式发动机，该发动机可在两者中的任一个方向（例如，旋转的顺时针方向或逆时针方向）上和/或基于控制信号（例如，来自计算机600（例如，如图12A中所示）的信号）以可变的旋转速度运转。动力源410可由电池、太阳能、汽油、柴油燃料、天然气、甲烷和/或任何其它合适的燃料来源提供动力。

如图10中所示，每个推进组件31可包括动力转换单元415，该动力转换单元配置用于将动力源410的旋转能量转换为适合作用于飞艇10上的推力。例如，动力转换单元415可包括推进装置，例如机翼或其它在旋转时可产生气流或推力的装置。例如，动力转换单元415可布置为轴流式风机（例如，螺旋桨，如图10中所示）、离心式风机和/或贯流式风机。这样的示例性的风机布置适于将动力源410产生的旋转能量转换为对操控飞艇10有用的推力。本领域普通技术人员将认识到可利用众多构造而不脱离本公开的范围。

动力转换单元415可调节从而使得动力转换单元415的迎角可改。这就可基于与动力转换单元415相关联的迎角而对推力强度和方向做更改。例如，当动力转换单元415配置为可调机翼（例如，可变螺距螺旋桨），动力转换单元415可被旋转90度以完成完整的推力反向。动力转换单元415可与，例如叶片、舷和/或其它设备配置，从而使得由动力转换单元415产生的推力可改并且指向所期望的方向。可替代地（或另外地），与动力转换单元415相关联的推力的方向可经由操控推进单元底座430来完成。

如图10中所示，例如，推进单元底座430可操作地连接于支撑结构20（图2）并且可配置用于牢固支持动力源410，从而使得与推进组件31相关联的力可被转移到支撑结构20（图2）。例如，推进单元底座430可包括紧固点455，所述紧固点设计用于与在船体12（图1）的支撑结构20（图2）的合适部分上的紧固位置相接。这样的紧固位置可包括用于协助抵抗与推进组件31相关的阻力（例如，推力）的支撑加强件。此外，推进单元底座430可包括一系列紧固点，所述紧固点设计用于匹配那些在特定的动力源410上的紧固点。本领域普通技术人员将认识到成排紧固件可用于牢固连接紧固点以获得推进单元底座430和紧固位置之间的所期望的连接。

根据一些实施方式，推进单元底座430可包括枢轴组件，所述枢轴组件配置用于容许推进组件31绕一个或多个轴（例如，轴465和470）的旋转，作为对于例如由计算机600（图25）提供的控制信号的响应。

图11A和11B表示与本公开一致的与飞艇10相关联的推进系统的示例性的构造（从飞艇10底部观察）。与飞艇10相关联的推进组件31可配置用于提供推进力（例如，推力）、指向特定方向（即，推力向量）、配置用于产生运动（例如，水平运动）、抵消原动力（例如，风力）和/或其它飞艇10的操控（例如，偏航控制）。例如，推进组件31既可实现偏航、俯仰和滚转控制，也提供用于水平和垂直运动的推力。这样的功能性可取决于推进组件31相关联的动力和布局。

在若干推进组件31（例如，五个推进组件31）之中，与推进系统30相关联的功能可被划分。例如，推进组件31可用于为垂直起飞提供升力，从而使得在第一气囊282中的轻于空气的气体的力在提升方面受到与推进组件31相关联的推力协助。可替代地（或另外地），推进组件31可用于为降落动作提供向下的力，从而使得在第一气囊282中的轻于空气的力被与推进组件31相关联的推力抵消。此外，水平推力也可由推进组件31提供，以产生与飞艇10相关联的水平运动（例如，飞行）。

理想的是利用推进组件31控制或协助与飞艇10相关联的偏航、俯仰和滚转的控制。例如，如图11A所示，推进系统30可包括船头推进组件532，所述船头推进组件可操作地附加于龙骨箍120（图24D）的船头部分并且基本上平行于飞艇10的滚转轴5和/或在该滚转轴上。除了船头推进组件532，推进系统30可包括右舷推进组件533和左舷推进组件534，所述右舷推进组件在相对于飞艇10的滚转轴5大约120度处（围绕偏航轴7）可操作地附加于龙骨箍120（图24D），所述左舷推进组件在相对于飞艇10的滚转轴5大约负120度处（例如，正240度）（围绕偏航轴7）可操作地附加于龙骨箍120（图24D）。这样的布局可实现与飞艇10相关联的偏航、俯仰和滚转的控制。例如，当所期望的是引起飞艇10偏航运动时，船头推进组件532可被旋转或枢转从而使得与船头推进组件532相关联的推力向量指向平行于俯仰轴6的方向并且相对于船体12向右或向左，基于所期望的偏航值。通过船头推进组件532的操作，飞艇10对于船头推进组件532相关联的被定向的推力作出反应而发生偏航。

在其它示例性的实施方式中，例如，当所期望的是引起与飞艇10相关联的俯仰运动时，船头推进组件532可被旋转从而使得与船头推进组件532相关联的推力可被指向平行于偏航轴的方向并且朝向地面（即，向下）或朝向天空（即，向上），基于所期望的俯仰值。在船头推进组件532操作时，飞艇10对于与船头推进组件532相关联的被定向的推力作出反应而发生俯仰。

根据其它实施方式，例如，当所期望的是引起与飞艇10相关联的滚转运动时，右舷推进组件533可被旋转从而使得与右舷推进组件533相关联的推力可被指向平行于偏航轴7的方向并且朝向地面（即，向下）或朝向天空（即，向上），基于所期望的滚转，并且/或左舷推进组件534可被旋转从而使得与左舷推进组件534相关联的推力可被指向到与右舷推进组件533相关联的推力的方向相反的方向。通过右舷推进组件533和左舷推进组件534的操作，然后飞艇10可对于被转向的推力作出反应而发生滚转。本领域普通技术人员将认识到，使用推进组件31的不同的组合和旋转可达到相似的结果而不脱离本公开的范围。

船头推进组件532、右舷推进组件533和左舷推进组件534也可配置用于为产生飞艇10的前进或倒退运动提供推力。例如，右舷推进单元533可安装于推进底座430（图10）并且配置为从所关联的推力被指向向下的方向（即，朝向地面）的位置枢转到所关联的推力被指向基本平行于滚转轴5且朝向飞艇10后方的方向的位置。这使得右舷组件单元533可为补充推进器提供额外的推力。可替代的是，右舷推进单元534可从所关联的推力被指向基本平行于滚转轴5且朝向飞艇10后面的方向的位置被旋转到所关联的推力被指向沿着俯仰轴6以使不利风力被抵消的方向的位置。

除了船头推进组件532、右舷推进组件533和左舷推进组件534，推进系统30可包括一个或多个右舷推进器541和一个或多个左舷推进器542，配置用于为飞艇10提供水平推力。右舷推进器541和左舷推进器542可安装在龙骨箍（图24D）、横向骨架构件、水平稳定件315（图24A）或任何其它与飞艇10相关联的合适位置。右舷推进器541和左舷推进器542可使用类似于前述的可操作的推进单元底座430来安装，或者可替代的是，右舷推进器541和左舷推进器542可被安装从而使得最小程度的旋转或枢转得以实现（例如，基本固定不动的）。例如，右舷推进器541和左舷推进器542可在垂直稳定件310（图24D）两侧的任一侧的船尾位置安装于龙骨箍120（图24D）（例如，在大约160度和负160度，如图B中所示）。在一些实施方式中，右舷推进器541和左舷推进器542可如上所述（例如，正120度和负120度）与右舷推进组件533和左舷推进组件534基本上共同定位。在这样的实施方式中，与右舷推进组件533和左舷推进组件534相关联的推进单元底座430可包括额外的紧固点从而使得与右舷推进器541和左舷推进器542相关联的推进单元底座430可操作地连接彼此。可替代的是，与右舷推进器541和左舷推进器542相关联的推进单元底座430可操作地连接于支撑结构20上的基本上类似的紧固点，如同连接于右舷推进组件533和左舷推进组件534相关联的推进单元底座430的紧固点。

在一些实施方式中，来自右舷推进器541和左舷推进器542的推力可被指向沿着基本上平行于滚转轴5的方向。基于推力的方向，这样的布局可使得与右舷推进器541和左舷推进器542相关联的推力能够驱动飞艇10前进或倒退。

在一些实施方式中，来自右舷推进器541和左舷推进器542的推力是可基于相关联的推进单元底座430配置的。本领域普通技术人员将认识到可利用另外的右舷推进器541和左舷推进器542的布局而不脱离本公开的范围。

动力供应系统

如图12中所示，动力供应系统1000可包括一个或多个布置在飞艇10上的太阳能板1010（包括光电池）。太阳能板1010可以各种不同构造布置在飞艇10的各个不同部分上，如图1和12B至12D中所示。本领域普通技术人员将认识到适于在此公开的申请的太阳能板的要求。此外，在此展示和讨论的太阳能板的所公开的构造和布置并不意在限制性的，并且本领域普通技术人员将理解另外的实施方式是有可能的。

太阳能板1010可以可操作地联接一个或多个电动机1020，并且配置用于为一个或多个驱动动力转换单元415用的电动机供应动力。此外，动力供应系统1000可包括一个或多个电池1030，所述电池可操作地联接于太阳能板1010并且配置用于接收和储存太阳能板1010供应的电能，并且可进一步可操作地联接于电动机1020以供应给电动机1020动力。

电池1030的每一个可位于由船体12限定的飞艇10外部气囊内。电池1030可布置在设置压舱物的相应位置。在一些实施方式中，电池1030可位于船体12的船尾部分，如图13D和13E中所示。此外，可利用各种轻量电池技术使由于增加的电池的重量而引起的任何飞艇性能降低被减到最小。本领域普通技术人员将容易地认识到可适用于在此公开的申请的轻量电池技术。

除了从太阳能板1010为电动机1020供应的动力之外，电池1030可配置用于供应动力给电动机1020。可替代的是，或另外的是，太阳能板1010可配置用于经由电池1030给电动机1020供应动力。

当飞艇10暴露于阳光和/或在飞艇10的特定作业过程期间的可不需要大量动力的时候，飞艇10可全部依靠来自太阳板1010的太阳能运行。在这样的情况下，由太阳能板1010转化自阳光的电能也可用于将电池1030充电。

根据前述安排，本领域普通技术人员将认识到在太阳能板1010、电池1030和电动机1020之间的合适的有效的连接。

船货系统

在此使用的“船货”意思是包括由飞艇10携带的不是飞艇10的部件的任何东西。例如，在此使用的术语“船货”，指的既是货物又是乘客。此外，术语“乘客”|意思是不仅包括搭乘的人，还包括驾驶员和机组工作人员。

如图13A至13D中所示，飞艇可包括船货系统1100，该船货系统可包括配置用于容纳乘客和/或货物并且基本布置在飞艇的由船体12限定的外部气囊中的至少一个船货隔舱1110。在一些实施方式中，飞艇10可包括多个船货隔舱1110，如附图中所示。所述船货隔舱1110可以是任何合适的大小和/或形状，并且可包括，例如，乘客隔舱1120，该乘客隔舱包括驾驶员座舱和/或商业旅客/观光客用的住处（例如，座位和/或房间）。在一些实施方式中，船货隔舱1110可包括货物隔舱1130。在一些实施方式中，飞艇10可包括乘客隔舱1120和分开的货物隔舱1130。

虽然图示船货隔舱1110一般布置在飞艇10底部并且具有与船体12所限定的气囊一致或基本上相连的下表面，但是船货隔舱1110可具有任何合适的形状。此外，船货隔舱1110可布置在除了飞艇10底部以外的位置。例如，可预见的实施方式包括靠近船体12的顶部布置的乘客座舱。这样的实施方式可是实用的，例如，如果乘客隔舱相对小到例如仅容纳机组工作人员和/或若干乘客的情况。

在一些实施方式中，相比飞艇10的整体大小，船货隔舱1110可相对较小，如图13A中所示。可替代的是，船货隔舱1110可相当大，如图13D中所示。

本领域技术人员将认识到大小、形状和位置可根据涉及飞艇预期运行的众多参数来选择，例如重量、压舱物、所期望的浮升气体体积（因为位于内部的船货隔舱损失了浮升气体体积）等等。例如，在一些实施方式中，一个或多个船货隔舱1110可布置在使得与飞艇10相关联的静力平衡可被维持的位置。在这样的实施方式中，船货隔舱1110可安装在，例如，沿滚转轴5的位置，从而使得与船货隔舱的质量（或者包括具有规定质量的内容的船货隔舱）相关联的绕俯仰轴的力矩基本上抵消与尾翼组件25的质量相关联的绕俯仰轴6的力矩。此外，在船体12的气囊中船货隔舱1110的布置，是将船货隔舱1110和其中任何内容的质量靠近滚转轴5和俯仰轴6布置，从而减少与这些轴隔一段距离的与这些质量的布局相关联的力矩。类似的是，也可考虑到船货隔舱1110相对于偏航轴7的定位。

在一些实施方式中，船货隔舱1110可包括合适的进入方法，例如梯子、台阶或斜坡。在其它实施方式中，飞艇10的至少一个船货隔舱1110可包括配置用于降低和提高至少部分船货隔舱1110以便于船货隔舱1110的装卸的输送系统1140。例如，如图13B中所示，船货隔舱1110可包括升降机1150。所述升降机1150可包括任何合适的提升机械装置。在一些实施方式中，所述升降机1150可包括可将船体12连接于部分船货隔舱1110（例如，地板/平台）并且可由附属于船体12的绞车卷起从而提升升降机1150的缆绳1160（参见，例如图13C）。这样的绞车可电驱动，使用来自动力供应系统1000的动力。本领域普通技术人员将认识到用于提升和降低部分船货隔舱1110的可替代的机械装置。

在一些实施方式中，如图13B中所示，升降机1150可配置用于降低和提高基本上小于船货隔舱1110尺寸的部分船货隔舱1110。在其它实施方式中，可被降低和提高的船货隔舱1110的部分可包括基本上整个船货隔舱1110的下部（未示出）。在其它实施方式中，基本上整个船货隔舱1110可被降低和提高，如图13C中所示。

此外，如图13B中所示，输送系统1140可配置用于将部分船货隔舱1110从飞艇10的船体12降低一段距离，该距离大于隔舱的最大高度。在这样的实施方式中，输送系统140可包括升降机1150，该升降机包括可伸缩壁部1170。

副气囊

飞艇10可包括用于容纳比空气轻的气体的在船体12内的一个或多个副气囊，如图14所示。在一些实施方式中，气艇10可包括以并排、首尾相连和/或堆叠布局的布置在船体12内的多个副气囊1200。例如，所述副气囊1200可以船头-船尾布局首尾相连地放置，如图15中所示。可替代的或另外的是，副气囊1200可并排地布置，如图16中所示。在一些实施方式中，一个或多个副气囊1200可一个在另一个里面地布置，如图17中所示。在一些实施方式中，并排或者首尾相连的布局均可实现，如图18中所示。此外，在可预见的实施方式中副气囊1200垂直堆叠（图19）或水平堆叠（图20和21）。技术人员将认识到这些副气囊布局的各种组合是可实现的。

在一些实施方式中，飞艇10可包括线形副气囊1210，例如在图22中所示。这样的线形副气囊1210可具有船体12两倍或三倍的长度，并且可布置在船体12内从而使得线形副气囊1210在船体内自己弯曲或自己折叠。在一些实施方式中，线形副气囊1210可有条理的样式布置，例如如图22中所示的螺旋形。可替代的或另外的是，飞艇10可包括在船体12内随机聚积（例如，类似意大利细面条）的线性副气囊1210，如图23中所示。

在一些实施方式中，副气囊1200可由自封式材料构成。如上所述关于船体12，本领域技术人员将认识到适合在副气囊1200中实现的自封式技术。

作为多个副气囊1200的替代或补充，与船体12相关联的气囊282可由在气囊282中的一系列“壁”或者划分结构（未示出）划分。这些壁可创造出分开的“隔舱”，每一个可单独地被充满比空气轻的浮升气体。这样的布局可减轻一个或多个隔舱故障（例如，织物的破缝或泄漏）的后果从而使得飞艇10在一个或多个隔舱故障时可仍然拥有一些空气静力学升力。在一些实施方式中，每个隔舱可与至少一个其它隔舱流动连通，并且这样的壁可由类似于那些在气囊282制造中使用的材料制成，或者，可替代的（或另外的）是，可使用不同的材料。根据一些实施方式，气囊282可使用类似用于制造气囊的织物所制造的“壁”被划分成四个隔舱。本领域技术人员将认识到可根据需求利用更多或更少的隔舱。

在气囊282中的一个或多个隔舱或副气囊1200可包括一个或多个配置为便于充气同时减少气囊282和/或副气囊1200过充气的风险的填充阀和/或减压阀（未示出）。这样的阀可设计用于既容许轻于空气的气体的进入又在内部压强达到规定值（例如，约150至400帕斯卡）时容许轻于空气的气体的逸出。本领域技术人员将认识到可根据需求使用更多或更少的填充阀/逸出阀并且认识到，减压压强可根据与气囊282和/或副气囊1200相关联的材料来选择，以及其它的。

除了由轻于空气的气体的保持所产生的空气静力学升力之外，当放置在气流中（例如，飞艇10运行中和/或风在船体12周围移动）时基于所关联的迎角和相对于飞艇的气流速度，船体12可配置用于产生至少一些空气静力学升力。

飞艇10也可包括第二气囊283（参见图3），从而限定了气囊282和第二气囊283之间的空间，该空间可用作飞艇10的辅助气囊。例如，辅助气囊既可用于补偿第一气囊282中的浮升气体和飞艇10周围的外界空气之间在压力上的差别，也用于飞艇的压舱。因此，当周围气压升高（例如，当飞艇10下降时），辅助气囊可使船体12可以维持它的形状。辅助气囊也可帮助控制在第一气囊282中轻于空气的气体的膨胀（例如，当飞艇10上升时），从而基本上防止在较高海拔时气囊282的爆炸。压力补偿可通过例如在飞艇10上升或下降时将空气充入或排出辅助气囊来实现。这样的充入和排出空气可经由气泵、通风调整片（vent tabs）或与船体12相关联的其它合适装置（例如，推进系统30的动作）来实现。例如，在一些实施方式中，飞艇10上升时，气泵（例如，空气压缩机）可将第一气囊282和第二气囊283之间的空间以空气填充从而使得压力被施加在第一气囊282上，因此限制了它响应减少的周围压力而膨胀的能力。相反地，飞艇10下降时，空气可被排出辅助气囊，从而使第一气囊282可以膨胀并且在外界压力在船体12上增加时协助船体12维持它的形状。

尾翼组件

图24A表示示例性的尾翼组件25。所述尾翼组件25可配置用于为飞艇10提供稳定性和/或航行功能性。尾翼组件25可经由托架、底座和/或其它合适的方法可操作地连接于支撑结构20。例如，在一些实施方式中，与图24B中所示的相似的尾翼底座345可用于将尾翼组件25可操作地连接于纵向骨架构件124和龙骨箍120。

图24D是突出了在尾翼25、龙骨箍120和纵向支撑件124之间利用尾翼底座345的示例性的安装布局的示意图。本领域普通技术人员将认识到众多其它安装布局可被利用并且设计为落在本公开的范围内。

根据一些实施方式，尾翼组件25可包括垂直稳定件310和水平稳定件315（图24A）。所述垂直稳定件310可配置用作机翼以提供给飞艇10稳定性和在偏航/直线飞行控制方面的协助。所述垂直稳定件310可包括前缘、后缘、枢轴组件、一个或多个加强杆，以及一个或多个垂直控制表面350（例如，方向舵）。

所述垂直稳定件310可枢转地附加在尾翼组件25的某点上。在飞艇10操作期间，垂直稳定件310可从尾翼组件25的安装点基本上向上被指向支撑结构20而垂直稳定件310的最高点保持在船体12顶部表面上的最高点以下或基本上同一水平。这样的布局可使垂直稳定件310可以维持与飞艇10相关联的各向同性。在一定条件下（例如，自由大气对接、强风等等），垂直稳定件310可配置为在垂直平面内绕枢转组件枢转从而使得垂直稳定件310在水平或向下的、垂直方向和基本上在水平稳定件315之间停止移动。这样的布局可进一步使飞艇10能够最大化相对于垂直轴的各向同性，从而最小化了不利空气动力的效应，例如关于垂直稳定件310的受风浪冲击而转向的效应（weather cocking）。在与本公开一致的一些实施方式中，当船体12包括7米的厚度尺寸并且当尾翼组件25安装在龙骨箍120和纵向骨架构件124上时，垂直稳定件310可具有范围从大约3米至大约4米的高度尺寸。

所述垂直安定组件310可包括一个或多个加强件（未示出），所述加强件配置用于既限定垂直稳定件310的外形又为垂直稳定件310相关联的蒙皮提供支撑。所述一个或多个加强件可包括基本上碳基的材料，例如，具有碳纤维慕斯（carbon fiber mousse）的碳纤维蜂窝夹层结构。所述一个或多个加强件的每一个在各个不同的位置可具有开口（例如，圆形切除部分），从而使得重量被减到最小，同时在强度方面做最小的妥协。本领域普通技术人员将认识到将所使用的加强件的数目减到最少而同时仍然确保所期望的结构支撑可使与垂直稳定件310相关联的重量减到最小。因此，一个或多个加强件可用所期望间隔沿着垂直稳定件310的跨度被隔开，该间隔配置为使支撑最大化而同时使重量最小化。

前缘322可用于限定垂直稳定件310的边缘形状，也可用于在垂直稳定件310相关联的蒙皮的安装之前固定加强件。前缘322也可包括基本上碳基的材料，例如具有碳纤维慕斯（carbon fiber mousse）的碳纤维夹层。

所述前缘322和一个或多个加强件可用基本上包住前缘322和加强件的蒙皮被对齐并且紧固到位。所述蒙皮可包括，例如，帆布、聚酯、尼龙、热塑性塑料，以及任何其它合适材料。所述蒙皮可利用粘合剂、收缩包装方法，和/或其它任何合适的将蒙皮紧固于前沿322和一个或多个加强件的方法而被固定。

例如，在一些实施方式中，帆布材料可置于一个或多个加强件和前缘322之上然后使用粘合剂和/或其它合适的紧固件固定。然后帆布材料可被覆盖上聚氨酯和/或热塑性材料以近一步增加强度以及对一个或多个加强件和前缘322的粘附。

所述垂直稳定件310也可包括一个或多个垂直控制表面350，所述一个或多个垂直控制表面配置用于操控垂直稳定件310周围的气流，为的是控制飞艇10。例如，垂直稳定件310可包括方向舵，该方向舵配置用于将侧力施加在垂直稳定件310上并且从而施加在尾翼底座345和船体12上。这样的侧力可用于产生绕飞艇10的偏航轴7的偏航运动，在飞行过程中这对于补偿空气动力可能是有用的。所述垂直控制表面350可操作地连接于垂直稳定件310（例如，经由铰链）并且可联系地连接于驾驶员座舱相关联的系统于（例如，操纵员踏板）或其它合适的位置。例如，可机械地（例如，线缆）和/或电子地（例如，电线和伺服马达346和/或灯光信号）与驾驶舱或其它合适位置（例如，远距离控制）建立联系。在一些实施方式中，垂直控制表面350可配置为经由机械联动351而被操作。在一些例子中，所述机械联动351可操作地连接于一个或多个伺服电机346，如图24A和24D中所示。

与尾翼组件25相关联的水平稳定件315可配置作为机翼并且可提供水平稳定性和在飞艇10的俯仰控制方面的协助。所述水平稳定件315可包括前缘，后缘，一个或多个加强件，和一个或多个水平控制表面360（例如，升降舵）。

在一些实施方式中，所述水平稳定件315可以下反角构型（也称作负两面角或反两面角）安装在船体12的较低侧上。换言之，水平稳定件315可相对于滚转轴5以向下的角从垂直稳定件310延伸出去。水平稳定件315的下反角布局可使水平稳定件315为飞艇10的后部充当落地和降落的支撑。可替代的是，水平稳定件315可以二面角或其它合适的布局安装。

根据一些实施方式，所述水平稳定件315可以可操作地附加于尾翼底座345和/或垂直稳定件310，所述垂直稳定件310独立于船体12。在特定条件下（例如，自由大气对接、强风等等）水平稳定件315可配置用于使垂直稳定件310可以在垂直平面中枢转，从而使得垂直稳定件310在水平稳定件315之间基本停止移动。

在一些实施方式中，取决于所期望的船体12的尺寸，与水平稳定件315相关联的跨度（即，尖端到尖端的测量尺寸）可大约是10到20米。在一些实施方式中，与水平稳定件315相关联的跨距，例如，可大约是14.5米。所述水平稳定件315可包括一个或多个配置用于既限定水平稳定件315的外形又为与水平稳定件315相关联的蒙皮提供支撑的加强件（未示出）。所述一个或多个加强件可包括基本上碳基的材料，例如具有碳纤维慕斯（carbonfiber mousse）的碳纤维蜂窝夹层结构。所述一个或多个加强件的每一个在各个不同的位置可具有开口（例如，圆形切除部分），从而使得重量被减到最小，同时在强度方面做最小的妥协。本领域普通技术人员将认识到将所使用的加强件的数目减到最少而同时仍然确保所期望的结构支撑可使与垂直稳定件310相关联的重量减到最小。因此，加强件可用所期望间隔沿着垂直稳定件310的跨距被隔开，该间隔配置为使支撑最大化而同时使重量最小化。

所述前缘352可用于限定水平稳定件315的边缘形状，也可用于在与水平稳定件315相关联的蒙皮的安装之前固定加强件。前缘352也可包括基本上碳基的材料，例如具有碳纤维慕斯（carbon fiber mousse）的碳纤维以获得理想的强度重量比。一旦前缘352和一个或多个加强件被对齐并且紧固到位，可安装基本上包住前缘322和加强件的蒙皮。所述蒙皮材料可包括，例如，帆布、聚酯、尼龙、热塑性塑料，以及任何其它合适材料。所述蒙皮可利用粘合剂、收缩包装方法和/或其它任何合适方法被固定。例如，在一些实施方式中，帆布材料可置于一个或多个加强件和前缘352之上然后使用粘合剂和/或其它合适的紧固件固定。然后帆布材料可被覆盖上聚氨酯和/或热塑性材料以近一步增加强度以及对一个或多个加强件和前缘352的粘附。

所述水平稳定件315也可包括一个或多个水平控制表面360（例如，升降舵），所述一个或多个水平控制表面配置用于操控水平稳定件315周围的气流以达到所期望的效果。例如，水平稳定件315可包括升降舵，该升降舵配置用于将俯仰力（即，向上的力或向下的力）施加在水平稳定件315上。这样的俯仰力可用于引起绕俯仰轴6的飞艇10的运动。垂直控制表面360可操作地连接到水平稳定件315上（例如，经由铰链）并且可从驾驶员座舱或其它合适位置（例如，远距离控制）机械地（例如，经由线缆）和/或电子地（例如，经由电线和伺服马达347和/或灯光信号）被控制。在一些实施方式中，水平控制表面360可配置为经由机械连杆349被操作。在一些例子中，机械连杆349可操作地连接于一个或多个伺服电机347，如图24A中所示。

图24B表示尾翼底座345的示例性的实施方式。所述尾翼底座345可配置用于可操作地连接垂直稳定件310、水平稳定件315和支撑结构20。所述尾翼345可包括讨论过的关于支撑结构20（例如，碳纤维蜂窝夹层结构）的相似的高强度低重量材料。此外，尾翼底座345可包括配置用于与支撑结构20上存在的紧固点配合的紧固点。例如，纵向骨架构件124和/或龙骨箍120可靠近龙骨箍120的后部位置（例如，绕龙骨箍120成180度）与紧固点配置。这样的紧固点可配置用于与在尾翼底座345上设置的紧固点配合。本领域普通技术人员将认识到，可利用众多紧固件组合以将尾翼底座345紧固在纵向骨架构件124和龙骨箍220的相关紧固点上。

所述尾翼底座345也可配置用于使垂直稳定件310能够枢转，从而使得当需要时垂直稳定件310可放置在水平稳定件315之间的位置。所述尾翼底座345可包括销、铰链、轴承和/或其它合适设备以使这样的枢转动作能够实现。在一些实施方式中，垂直稳定件310可安装在与尾翼底座345相关联的回转销（未示出）上并且可包括配置用于将垂直稳定件310可操作地连接于龙骨箍120和/或其它合适位置的闩锁机构（未示出）。所述闩锁机构（未示出）可包括钳式闩锁(hawksbill latch)、撞击式闩锁、弹簧加压销、撞击板，液压致动器和/或任何其它合适的机构的组合。闩锁机构（未示出）的控制和垂直稳定件310的枢转可利用机械的（例如，经由线缆）和/或电子的（例如，经由控制信号和伺服电机），或任何其它合适的控制方法（例如，经由液压）来实现。

后起落架

例如，当水平稳定件315按下反角布置（即，从船体12向下成角度远离）配置并且连接于飞艇10的下侧（如图24A-D中所示）时，水平稳定件315可起到为飞艇10后部的落地和降落支撑的作用。因此，尾翼组件25，特别是水平稳定件315可为后起落架组件377提供支撑。

所述后起落架组件377可操作地连接于与水平稳定件315相关联的每个机翼（例如，如图24C中所示）。后起落架组件377可包括一个或多个轮子378、一个或多个减震器381和安装元件379。后起落架组件377可在尖端末端和/或任何其它合适的位置（例如，水平稳定件315的中点）连接于水平稳定件315。

在一些实施方式中，后起落架组件377可包括安装在轮轴上的单轮，所述轮轴经由油气减震器在每个机翼最外部的尖端可操作地连接于水平稳定件315。这样的布局可使后起落架组件377关于输入（例如，在触地时刻和降落过程所作用的力）可提供阻尼力。基于布局和所用材料，水平稳定件315可进一步在这样的阻尼方面协助。本领域普通技术人员将认识到后起落架组件377可包括如所期望的更多或更少的元件。

后起落架组件377可配置用于执行其它功能，包括，例如，收回和伸出（例如，关于水平稳定件315）和/或调整与飞艇10相关联的负载。本领域普通技术人员将认识到对于后起落架组件377可存在许多布局并且任何这样的布局意在落在本公开范围内。

前起落架

根据一些实施方式，支撑结构20可配置用于既提供支撑又与前起落架组件777（参见图9A）可操作连接。所述前起落架组件777可包括一个或多个轮子、一个或多个减震器以及安装元件。前起落架组件777可在飞艇10静止或在地面滑行期间配置用于提供稳定性的位置连接于支撑结构20。本领域普通技术人员将认识到，可使用前起落架组件777的各种不同的定位布局（例如，在乘客隔舱1120前面）而不脱离本公开的范围。在一些实施方式中，前起落架777可包括安装在轮轴上的双轮，所述轮轴经由油气减震器可操作地连接于支撑结构20或乘客隔舱1120。

根据一些实施方式，前起落架组件777可配置用于执行其它功能，包括，例如，当在地面上、收回、伸出、调整负载等等时操纵飞艇10。例如，前起落架组件777可包括与乘客隔舱1120的可操作的连接，从而使得当在地面上移动时前起落架组件777可转动以使飞艇10朝向所期望的方向前进。这样的连接可包括齿条和齿轮、涡轮、电动机和/或其它合适的使得前起落架组件777响应操纵输入而转动的设备。

根据一些实施方式，前起落架组件777可包括与操纵控制可操作的连接，所述操纵控制与乘客隔舱1120中的横舵柄相关联。操纵员可转动横舵柄使得指示操纵力的信号发送到计算机600。然后计算机600可发动与前起落架组件777相关联的电动机从而使前起落架组件777在由来自操纵员的操纵力输入所指示的方向上转动。可替代的是，可经由机械连接（例如，线缆、液压等等）或其它任何合适的方法实现操纵。本领域普通技术人员将认识到操纵控制可联结于飞行控制、专用操纵控制和/或其它合适的控制而不脱离本公开的范围。

工业适用性

所公开的飞艇10可被实现用于大范围的应用中。例如，在一些实施方式中，飞艇10可配置用于执行涉及从一个位置行驶到另一个位置的功能。例如，飞艇10可配置用于执行与下述至少一项相关联的功能：提升物体（例如，建筑提升）、提高平台、运输项目（例如，货物）、展示项目（例如，广告）、运输人员（例如，乘客车厢和/或观光客）和/或提供娱乐。

在一些实施方式中，飞艇10可配置用于执行当飞艇保持在基本上静止的飞行时的功能。例如，飞艇10可配置用于执行包括以下至少一项的功能：结构装配、进行蜂窝通讯、进行卫星通讯、进行监测、广告、进行科学研究以及提供灾难支援服务。飞艇10可包括配置用于在特定位置上暂停通讯设备（例如，卫星继电器/接收器，发射塔，等等）的平台或其它船货运送结构。因为飞艇10可利用，例如相关联的控制表面、推进组件31以及它的形状以维持在给定位置上保持暂停和基本上静止，飞艇10可在所期望区域作为通讯前哨工作。此外，飞艇10可用于军事或其它侦察/监测行动（例如，用于边界巡逻）。

飞艇10的操作可通过远程控制和/或利用飞艇10的载人飞行来实现。可替代的或另外的是，飞艇10可通过预先编制的自动化控制来操作，特别用在涉及静止飞行的应用。

在一些实施方式中，飞艇10可配置用于在30,000英尺或更高的海拔飞行。在这样海拔飞行的能力可便于各种前述工作，例如侦察、通讯、科学研究等等。另外，如这样的高海拔飞行可使飞艇10能够利用急流，并且也能够在不利天气条件上方和/或不会出现在低海拔的湍流上方飞行。此外，在高海拔云层上方飞行可使太阳能板1010接触更多阳光。另外，在高海拔阳光可更强烈，从而进一步加强太阳能的收集。

在一些实施方式中，飞艇10可配置用在极端高海拔，例如，作为卫星的替代。飞艇10的这样的实施方式可配置用于在超过60,000英尺海拔的静止或移动的飞行。某些实施方式可有能力在超过100,000英尺的海拔正常运行。

在一些预期的应用中，飞艇10可在白天时段使用太阳能飞行而在晚上和/或在云盖之下飞行时使用电池。在飞艇10可完全使用太阳能电源飞行期间，飞艇10可储存任何多余的太阳能，通过使用这些太阳能为电池1030充电。

不论配置用于载人、无人和/或自动飞行，根据一些实施方式，飞艇10可由计算机600控制。例如，推进组件31和控制表面，以及其它的可由计算机600控制。图25是与本公开一致的计算机600的示例性的实施方式的方块图。例如，如图25中所示，计算机600可包括处理器605，盘片610、输入设备615、多功能显示器（MFD）620、可选外部设备625和接口630。计算机600可包括所期望的更多或更少的组件。在这个示例性的实施方式中，所述处理器605包括连接于随机存取存储器（RAM）单元640的CPU635、显示器存储单元645、视频界面控制器（VIC）单元650，以及输入/输出（I/O）单元655。所述处理器也可包括其它组件。

在这个示例性的实施方式中，盘片610、输入设备615、MFD620、可选外部设备625和接口630经由I/O单元655连接于处理器605。此外，盘片610可容纳可由处理器605处理的和在MFD620上显示的部分信息。输入设备615包括机构，通过该机构与飞艇10相关联的用户和/或系统可访问计算机600。可选外部设备625使计算机600可经由控制信号操控其它设备。例如，可包括电传飞控和光传飞控系统，使控制信号能够被传送到可选外部设备，所述可选外部设备包括例如与推进单元底座430相关联的伺服电机以及与水平稳定件310和垂直稳定件315相关联的控制表面。在此所用的“控制信号”可指的是任何模拟的、电子的和/或以其它形式配置用于引发涉及飞艇10控制的元件的工作的信号（例如，配置用于引发与飞艇10相关联的一个或多个控制表面的工作的信号）。在此所用的“电传飞控”指的是其中控制信号以可电传导的形式在电导材料（例如，铜线）上通过的控制系统。这样的系统可包括在操作员控制和最终控制传动装置或表面之间的计算机600，该计算机可根据预定义的软件程序更改操作员的输入。在此所用的“光传飞控”指的是其中控制信号可类似于“电传飞控”（即，包括计算机600）被传输但是可经由光在光导材料（例如，光导纤维）上被传输的控制系统。

根据一些实施方式，接口630使计算机600可以发送和/或接收信息，除了通过输入设备615。例如，计算机600可接收来自飞行控制720、遥控装置和/或任何其它合适设备的指示控制信息的信号。然后计算机600可处理这些命令并且根据与飞艇10相关联的各种不同的系统（例如，推进系统30、垂直控制表面350和水平控制表面360，等等）传输合适的信号。计算机600也可接收来自与飞艇10相关联的传感器（例如，高度计、导航无线电、皮托管，等等）的天气和/或周围条件信息并且利用该信息生成与操作飞艇10相关联的控制信号（例如，涉及配平、偏航和/或其它调整）。

根据一些实施方式，计算机600可包括能够实现其它功能性的软件和/或系统。例如，计算机可包括使飞艇10的自动驾驶控制成为可能的软件。自动驾驶控制可包括任何配置用于自动保持预设航向和/或执行其它独立于飞艇10的操作员的航行功能（例如，使飞艇10稳定，防止不希望有的操纵，自动着陆等等）的功能。例如，计算机600可接收来自飞艇10的操作员的信息，所述信息包括飞行计划和/或目的地信息。计算机600可使用该信息与自动驾驶软件协作确定对推进单元和控制表面的适当的命令，为的是根据所提供的信息导航飞艇10。其它组件或设备也可经由I/O单元655附加于处理器605。根据一些实施方式，没有计算机是可用作备用的。这些布局仅仅是示例性的，而且其它实现方式将落在本公开的范围内。

根据一些实施方式，理想的是，计算机600传输飞行信号，所述信号配置用于例如校正航向和/或协助稳定独立于飞艇10操作员的飞艇10。例如，计算机600可基于来自各种不同传感器（例如，高度计、皮托管、风速计等等）的输入计算与飞艇10周围外界条件相关联的风的速度和方向。基于该信息，计算机600可确定一组可维持飞艇10稳定性的操作参数。这些参数可包括，例如，推进单元参数、控制表面参数、压舱物参数等等。然后计算机600可传输与这些参数一致的命令，协助保持飞艇10的稳定性和/或控制。例如，计算机600可确定，随着飞艇10的海拔升高辅助气囊应当加压以避免第一气囊282的过加压。在这种情况下，计算机600可使气泵启动，从而使辅助气囊加压至所期望的压强。应当注意的是，可根据经验和/或用实验方法确定与风和其它各种对飞艇10的影响（例如，气动应力）相关联的数据，并且储存在计算机600中。这使计算机600可进行与安全驾驶飞艇10一致的各种操作。

如上所述，根据一些实施方式，在高处时，所期望的是使飞艇10基本上静止地保持在所期望区域上方和在所期望的海拔。例如，计算机600和/或操作员可将控制信号传输给推进系统30、垂直控制表面350和水平控制表面360、辅助气囊和/或与飞艇10相关联的其它系统，从而使得飞艇10保持基本上静止，即使在风的流动可造成飞艇10受到空气动力的情况。

虽然为了本公开之目的，某些所公开的特征在一些图中表示出而没有在另一些中表示，所预期的是，在尽可能的范围内在此公开的各种不同的特征可由每一个所公开的示例性的实施方式实现。相应地，在此公开的不同的特征不会被解释成与不同的实施方式互相排斥，除非在此明确地规定或者鉴于给出的特征的性质，这种互相排斥性被本领域普通技术人员容易地理解为是固有的。

当目前所公开的设备和方法关于其特定的实施方式被描述时，本领域技术人员应当注意的是，可做各种改变和等效替代而不脱离本公开的范围。此外，可进行许多更改以使特殊的情况、材料、物质组成、目标的工步或工序适应本发明的目标、实质和范围。考虑本发明的详细说明和实践，本发明的其它实施方式对于本领域技术人员将会是明显的。预期的是，详细说明和举例是仅视为示例性的。

Claims (78)

1.一种太阳能飞艇，包括：

船体，所述船体配置用于容纳气体；

至少一个推进组件，包括：

推进设备，和

一个或多个电动机，所述一个或多个电动机可操作地连接于至少一个推进设备并且配置用于驱动所述推进设备；

动力供应系统，包括

一个或多个太阳能板，所述一个或多个太阳能板可操作地连接于一个或多个电动机，并且配置用于为一个或多个用于驱动至少一个推进设备的电动机供应动力，和

一个或多个电池，所述一个或多个电池可操作地联接于一个或多个太阳能板并且配置用于接收和储存由一个或多个太阳能板供应的电能，所述一个或多个电池进一步可操作地联接于一个或多个电动机并且配置用于为电动机供应动力；

其中一个或多个电池的每一个位于由船体限定的飞艇的外部气囊中、设置压舱物的相应位置处；以及

船货系统，所述船货系统包括至少一个配置用于容纳乘客或货物的至少其一的船货隔舱，其中至少一个船货隔舱基本上布置在飞艇的外部气囊中。

2.根据权利要求1所述的飞艇，其中，除了从一个或多个太阳能板为一个或多个电动机供应的动力之外，一个或多个电池配置用于为一个或多个电动机供应动力。

3.根据权利要求1所述的飞艇，其中一个或多个太阳能板配置用于经由一个或多个电池为一个或多个电动机供应动力。

4.根据权利要求1所述的飞艇，其中至少一个推进组件包括：

第一可指向推进组件，所述第一可指向推进组件可操作地联接于飞艇的船头部分并且基本上与飞艇的滚转轴一致地被定位；

第二可指向推进组件，所述第二可指向推进组件绕船体的中央垂直轴在关于滚转轴的第一侧成120度的位置可操作地联接于飞艇；和

第三可指向推进组件，所述第三可指向推进组件绕船体的中央垂直轴在关于滚转轴的第二侧成120的位置可操作地联接于飞艇。

5.根据权利要求1所述的飞艇，进一步包括配置用于降低和提高船货隔舱的至少一部分以便于船货隔舱的装卸的输送系统。

6.根据权利要求5所述的飞艇，其中输送系统配置用于将船货隔舱的部分从飞艇的船体降低一段距离，该距离大于船货隔舱的最大高度。

7.根据权利要求6所述的飞艇，其中输送系统包括具有伸缩壁部的升降机。

8.根据权利要求5所述的飞艇，其中输送系统可配置用于降低和提高基本上整个船货隔舱或基本上整个船货隔舱的下部。

9.根据权利要求1所述的飞艇，其中至少一个船货隔舱包括乘客隔舱和分开的货物隔舱。

10.根据权利要求1所述的飞艇，其中飞艇的船体基本上是具有长度、宽度和高度的扁球体，其中长度和宽度具有大约相同的尺寸。

11.根据权利要求1所述的飞艇，其中船体基本上是椭圆形的，具有长度、宽度和高度，其中长度和宽度之间的长宽比大于1比1（1:1）。

12.根据权利要求11所述的飞艇，其中长宽比在大约4:3和2:1之间。

13.根据权利要求12所述的飞艇，其中长宽比约为4:3。

14.根据权利要求12所述的飞艇，其中长宽比约为3:2。

15.根据权利要求12所述的飞艇，其中长宽比约为2:1。

16.根据权利要求1所述的飞艇，进一步包括一个或多个在船体内的副气囊，用于容纳比空气轻的气体。

17.根据权利要求16所述的飞艇，其中一个或多个副气囊包括多个至少以如下一种布局布置在飞艇的船体内的副气囊：并排、首尾相连、被堆叠的一个在另一个之上或一个在另一个之中。

18.根据权利要求16所述的飞艇，其中一个或多个副气囊包括至少一个线形副气囊，所述线形副气囊具有船体两倍或三倍的长度，并且布置在船体内从而使得线形副气囊在船体内自己弯曲。

19.根据权利要求16所述的飞艇，其中一个或多个副气囊由自封式材料形成。

20.根据权利要求1所述的飞艇，其中船体由自封式材料形成

21.根据权利要求1所述的飞艇，进一步包括：

尾翼组件，所述尾翼组件可操作地联接于飞艇的较低表面，所述尾翼组件包括：

至少一个水平稳定件，所述至少一个水平稳定件具有第一末端和第二末端，所述至少一个水平稳定件限定下反角布局。

22.根据权利要求21所述的飞艇，其中尾翼组件进一步包括：

垂直稳定件，所述垂直稳定件具有枢转地联接于飞艇的第一末端和被定向以保持在飞艇较高表面以下的第二末端，

其中垂直稳定件配置为在垂直平面中枢转；并且

其中垂直稳定件的第一末端和至少一个水平稳定件的第二末端可操作地彼此联接。

23.根据权利要求21所述的飞艇，其中尾翼组件进一步包括：

垂直稳定件，所述垂直稳定件的第一末端和至少一个水平稳定件的第一末端可操作地彼此联接；并且

所述垂直稳定件和所述水平稳定件之间的联接独立于船体。

24.根据权利要求21所述的飞艇，其中至少一个水平稳定件为起落架组件提供支撑。

25.根据权利要求24所述的飞艇，其中起落架组件可操作地联接至少一个水平稳定件的第二末端。

26.根据权利要求24所述的飞艇，其中起落架组件关于水平稳定件是可收回的。

27.根据权利要求1所述的飞艇，其中飞艇是硬式飞艇。

28.根据权利要求1所述的飞艇，其中飞艇配置用于执行涉及从一个位置行进到另一个位置的功能。

29.根据权利要求28所述的飞艇，其中飞艇配置用于执行与下述至少一项相关联的功能：提升物体、提高平台、运输项目、展示项目以及运输人员。

30.根据权利要求1所述的飞艇，其中飞艇配置用于执行功能，在其间飞艇保持基本上静止飞行。

31.根据权利要求30所述的飞艇，其中飞艇配置用于执行包括以下至少一项的功能：结构装配、进行蜂窝通讯、进行卫星通讯、进行监测、广告、进行科学研究以及提供灾难支援服务。

32.根据权利要求1所述的飞艇，其中飞艇配置用于在30,000英尺或更高的海拔飞行。

33.根据权利要求32所述的飞艇，其中飞艇配置用于在60,000英尺或更高的海拔飞行。

34.根据权利要求33所述的飞艇，其中飞艇配置用于在100,000英尺或更高的海拔飞行。

35.根据权利要求1所述的飞艇，其中至少一个推进组件包括：

至少五个推进组件，其中：

至少五个推进组件的第一个可操作地联接于与飞艇相关联的支撑结构并且位于与飞艇相关联的外围上的船头位置；

至少五个推进组件的第二个可操作地联接于支撑结构并且位于沿着外围关于第一推进组件成120度的位置；

至少五个推进组件的第三个可操作地联接于支撑结构并且位于沿着外围关于第一推进组件成负120度的位置；

第四推进组件被配置用于将推力指向沿着基本上平行于飞艇的滚转轴的轴并且基本上与至少五个推进组件的第二个被共同定位；

第五推进组件被配置用于将推力指向沿着基本上平行于飞艇的滚转轴的轴并且基本上与至少五个推进组件的第三个被共同定位。

36.根据权利要求35所述的飞艇，其中至少五个推进组件配置用于提供恒定速度和可变推力。

37.根据权利要求35所述的飞艇，其中至少五个推进组件包括可变螺距螺旋桨。

38.根据权利要求35所述的飞艇，其中第一、第二和第三推进组件中的一个或多个包括指向组件，用于指引与一个或多个推进组件相关联的推力。

39.根据权利要求38所述的飞艇，其中指向组件可围绕与一个或多个推进组件相关联的水平轴旋转。

40.一种为操作飞艇供应动力的方法，包括：

在一个或多个电池中储存来自一个或多个太阳能板的电能，所述一个或多个太阳能板可操作地联接于一个或多个电动机；和

为来自一个或多个太阳能板的一个或多个电动机供应电能；

其中飞艇包括：

船体，所述船体配置用于容纳气体；

至少一个推进组件，所述至少一个推进组件联接于飞艇并且包括可操作地联接于一个或多个电动机的推进设备，所述一个或多个电动机配置用于驱动推进设备；以及

船货系统，所述船货系统包括至少一个船货隔舱，所述船货隔舱配置用于容纳乘客或货物的至少其中之一，其中所述隔舱基本上布置在由飞艇的船体限定的飞艇的外部气囊中；并且

其中一个或多个电池的每一个在飞艇的外部气囊中被定位在分别的设置压舱物的位置。

41.根据权利要求40所述的方法，进一步包括除了从一个或多个太阳能板为一个或多个电动机供应的动力之外，从一个或多个电池为一个或多个电动机供应动力。

42.根据权利要求40所述的方法，进一步包括从太阳能板经由一个或多个电池为一个或多个电动机供应动力。

43.根据权利要求40所述的方法，其中至少一个推进组件包括：

第一可指向推进组件，所述第一可指向推进组件可操作地联接于飞艇的船头部分并且基本上与飞艇的滚转轴一致地被定位；

第二可指向推进组件，所述第二可指向推进组件绕船体的中央垂直轴在关于滚转轴的第一侧成120度的位置可操作地联接于飞艇；和

第三可指向推进组件，所述第三可指向推进组件绕船体的中央垂直轴在关于滚转轴的第二侧成120度的位置可操作地联接于飞艇。

44.根据权利要求40所述的方法，进一步包括使用输送系统降低和提高至少部分船货隔舱，以便于隔舱的装卸。

45.根据权利要求44所述的方法，其中降低至少部分船货隔舱包括将部分船货隔舱从飞艇的船体降低一段距离，该距离大于隔舱的最大高度。

46.根据权利要求45所述的方法，其中输送系统包括具有可伸缩壁部的升降机。

47.根据权利要求44所述的方法，进一步包括降低和提高基本上整个船货隔舱或基本上整个船货隔舱的下部。

48.根据权利要求40所述的方法，其中至少一个船货隔舱包括乘客隔舱和分开的货物隔舱。

49.根据权利要求40所述的方法，其中飞艇的船体基本上是具有长度、宽度和高度的扁球体，其中长度和宽度具有大约相同的尺寸。

50.根据权利要求40所述的方法，其中船体基本上是椭圆形的，具有长度、宽度和高度，其中长度和宽度之间的长宽比大于1比1（1:1）。

51.根据权利要求50所述的方法，其中长宽比在大约4:3和2:1之间。

52.根据权利要求51所述的方法，其中长宽比约为4:3。

53.根据权利要求51所述的方法，其中长宽比约为3:2。

54.根据权利要求51所述的方法，其中长宽比约为2:1。

55.根据权利要求40所述的方法，进一步包括一个或多个在船体内的副气囊，用于容纳比空气轻的气体。

56.根据权利要求55所述的方法，其中一个或多个副气囊包括多个至少以如下一种布局布置在飞艇的船体内的副气囊：并排、首尾相连、被堆叠的一个在另一个之上或一个在另一个之中。

57.根据权利要求55所述的方法，其中一个或多个副气囊包括至少一个线形副气囊，所述线形副气囊具有船体两倍或三倍的长度，并且布置在船体内从而使得线形副气囊在船体内自己弯曲。

58.根据权利要求55所述的方法，其中一个或多个副气囊由自封式材料形成。

59.根据权利要求40所述的方法，其中船体由自封式材料形成

60.根据权利要求40所述的方法，进一步包括：

尾翼组件，所述尾翼组件可操作地联接于飞艇的较低表面，所述尾翼组件包括：

至少一个水平稳定件，所述至少一个水平稳定件具有第一末端和第二末端，所述至少一个水平稳定件限定下反角布局。

61.根据权利要求60所述的方法，进一步包括绕枢转地联接于至少一个水平稳定件的垂直稳定件的第一末端在垂直平面中枢转尾翼组件的垂直稳定件，从而使得垂直稳定件的第二末端保持在飞艇较高表面以下。

62.根据权利要求60所述的方法，其中尾翼组件进一步包括垂直稳定件，所述垂直稳定件的第一末端和至少一个水平稳定件的第一末端可操作地彼此联接，所述垂直稳定件和所述水平稳定件之间的联接独立于船体。

63.根据权利要求60所述的方法，其中至少一个水平稳定件为起落架组件提供支撑。

64.根据权利要求63所述的方法，其中起落架组件可操作地联接至少一个水平稳定件的第二末端。

65.根据权利要求63所述的方法，其中起落架组件关于水平稳定件是可收回的。

66.根据权利要求40所述的方法，其中飞艇是硬式飞艇。

67.根据权利要求40所述的方法，进一步包括利用飞艇执行涉及从一个位置行进到另一个位置的功能。

68.根据权利要求67所述的方法，其中利用飞艇执行涉及从一个位置行进到另一个位置的功能包括执行与下述至少一项相关联的功能：提升物体、提高平台、运输项目、展示项目以及运输人员。

69.根据权利要求40所述的方法，进一步包括利用飞艇在飞艇保持基本上静止飞行期间执行功能。

70.根据权利要求41所述的方法，其中利用飞艇在飞艇保持基本上静止飞行期间执行功能包括执行包括以下至少一项的功能：结构装配、进行蜂窝通讯、进行卫星通讯、进行监测、广告、进行科学研究以及提供灾难支援服务。

71.根据权利要求40所述的方法，进一步包括在30,000英尺或更高的操作飞艇。

72.根据权利要求71所述的方法，进一步包括在60,000英尺或更高的操作飞艇。

73.根据权利要求72所述的方法，进一步包括在100,000英尺或更高的海拔操作飞艇。

74.根据权利要求40所述的方法，其中至少一个推进组件包括：

至少五个推进组件，其中：

至少五个推进组件的第一个可操作地联接于与飞艇相关联的支撑结构并且位于与飞艇相关联的外围上的船头位置；

至少五个推进组件的第二个可操作地联接于支撑结构并且位于沿着外围关于第一推进组件成120度的位置；

至少五个推进组件的第三个可操作地联接于支撑结构并且位于沿着外围关于第一推进组件成负120度的位置；

第四推进组件配置用于将推力指向沿着基本上平行于飞艇的滚转轴的轴并且基本上与至少五个推进组件的第二个被共同定位；

第五推进组件配置用于将推力指向沿着基本上平行于飞艇的滚转轴的轴并且基本上与至少五个推进组件的第三个被共同定位。

75.根据权利要求74所述的方法，其中至少五个推进组件配置用于提供恒定速度和可变推力。

76.根据权利要求74所述的方法，其中至少五个推进组件包括可变螺距螺旋桨。

77.根据权利要求74所述的方法，其中第一、第二和第三推进组件的一个或多个包括指向组件，用于指引与一个或多个推进组件相关联的推力。

78.根据权利要求77所述的方法，其中指向组件可围绕与一个或多个推进组件相关联的水平轴旋转。

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