CN105416565B - 太阳能飞机 - Google Patents

Abstract

一种太阳能飞机，包括模块主机翼和附接至主机翼的横向端部的一对相对大的模块小翼。为了收集包括相对低角辐射的太阳辐射，将太阳能电池板安装至主机翼和小翼两者。在一些实施方式中，主机翼的展弦比相对低，诸如，在9与15之间，即，与其翼展相比，主机翼相对深。在一些实施方式中，小翼相对长，诸如，在主机翼半翼展长度的0.2到0.7倍的范围内。在一些实施方式中，桁架式翼梁穿过并帮助支撑主机翼和小翼。

Description

太阳能飞机

技术领域

本公开涉及太阳能飞机。更具体地，本公开实施方式涉及这样的太阳能飞机，即，该太阳能飞机能够将有效负荷放置在地球表面上的点以上的高海拔处持续相对长的时间(诸如，数日、数月乃至数年)。

背景技术

出于各种原因，可能期望相对长时间地将有效负荷放置在地球表面上的某点之上。可能的有效负荷包括成像系统(诸如，照相机或雷达)；通信系统，供无线电信号、手机信号、微波传输、地球对卫星的链接、电视广播、互联网连接、有效负荷到有效负荷连接等使用；大气传感系统，用于测量风、温度、湿度、存在的气体、太阳光、以及其他目的。保持在地球表面上的点以上的相对固定位置能够使很多这种有效负荷系统以简单和/或有效的方式运作。

除了将有效负荷维持在相对于地球表面的固定位置以外，也期望将有效负荷维持在有利的海拔高度。如果有效负荷所在的海拔高度过低，其效用可能会减小，原因是其视野减小了；天气影响可能增大；云的遮挡可能会更普遍，并且可能会存在有效操作的其他障碍物。如果有效负荷所在的海拔高度过高，其分辨地球表面上的目标的能力降低，电子传输信号必须更强以使得以足够强度到达有效负荷，并且从有效负荷发出的信号必须更强以使得以足够强度到达地球表面。因此，存在对于许多有效负荷可能是期望的海拔高度范围。

将有效负荷维持在地球表面上方的固定位置以及期望海拔高度的一个可能的方法是用飞机。然而，传统燃油飞机基于其燃料容量和燃料使用速率，仅可保持在高处几小时或几天。核动力飞机可能长时间可行地保持在高处，但这种方法可能存在障碍和某些风险。因此，太阳能可能是为飞机提供长时间推进力的少数可行方法中的一个方法。然而，成功实现这个目的存在着很多困难。

太阳能在能流方面非常弱，每平方英尺提供最多约100瓦特。例如，如果波音747在其整个机翼上表面上配备有完美高效的太阳能电池，其将会从太阳能电池接收最多约600千瓦，或约800马力。这与747维持巡航速度和海拔高度所需的约100,000马力是比拟的。因此，即使太阳能电池100％有效并且太阳直接在飞机上方，太阳能仅能够提供传统747所需电力的0.8％。利用典型很好的电池，太阳能仅能够提供747所需电力的0.3％。结论是需要很特别的飞机-在聚集大量太阳能的同时能够以非常低的电力飞行的飞机。

此外，为了在选择点上持续飞行，飞机必须一年四季都在飞行，并飞过大部分地球表面，特别强调的是多人居住的区域。因此，希望能够在相对大(绝对)的纬度下飞行，在这种情况下，在冬季期间白天长度缩短并且太阳光将从倾角而不是上空到达。例如，在胡德里弗，冬至时的俄勒冈州(北纬46度)有约8.3个白昼时间，并且太阳的最大高度角仅在21.5度左右。这意味着希望每天相对几个小时并从非常低的日照角有效收集太阳能，同时仍收集和提供足够能量以将飞机保持在期望海拔高度下的高处。满足这些要求的飞机的特性很可能包括，例如，小功率飞行、轻质、低气动阻力，并且能够容纳高效储能系统。

已提出甚至飞行过其他太阳能飞机。例如，之前研发的飞机一个实例包括大飞翼配置，在上翼面上安装有太阳能电池；以及储能系统，用以收集白天过剩能量并在晚上提供存储能量以求继续飞行。然而，这种飞机缺少足够的太阳能电池板区域来吸收低高度角阳光，这限制了在较高海拔高度下进行运作，尤其在冬季。出于相同的原因，在任何一个季节，许多地球上人口更密集的温带区在该飞机的到达范围之外。

已知设计的其他缺点是展弦比很高，展弦比被定义为翼展平方除以机翼面积。对于等弦机翼，展弦比也是翼展除以弦长，其中弦长是机翼的前缘与后缘之间的直线距离。因此，大展弦比机翼具有短翼弦及由此产生的浅机翼深度，这是机翼截面垂直高度上的最大厚度。例如，一个已知原型具有约250英尺的翼展，但机翼深度仅为约1.1英尺。这导致了问题，诸如，与通过机翼产生的升力相比相对重的支撑翼展、弯曲时易弯曲的机翼、以及扭转时易弯曲的机翼(易于扭转)。这些特性的结果包括复杂并有挑战的飞行控制特性，以及飞行结构上的不足。

本发明可涉及一种飞机，其包括主机翼，由翼展、机翼面积和展弦比表征；第一和第二小翼，以相对于主机翼限定的平面成60-100度之间的角度附接至主机翼的相应横向端部，每个小翼的由小翼翼展表征；以及太阳能系统，包括安装至主机翼、第一小翼以及第二小翼中的每一个的至少一个太阳能电池板；其中，小翼翼展在0.2与0.7之间。主机翼和小翼可各自包括多个模块翼片和穿过翼片的桁架式翼梁。这会改善性能并增强结构。飞机包括的各个小翼(翼梢小翼)的弦长，在小翼接触主机翼的情况下小翼的弦长可以等于主机翼的弦长。每个小翼的弦长和主机翼的弦长可以都是常数。飞机也可包括多个推进装置模块，每个推进装置模块配置在一对相邻翼片(wing panel，翼板)之间。飞机也可包括配置在一对相邻翼片之间的至少一个机身模块。展弦比可在9与15之间。

本发明可涉及一种飞机，其可以包括主机翼，由翼展、机翼面积和展弦比表征；第一和第二小翼，附接至主机翼的相应横向端部，每个小翼由0.2与0.7之间的小翼翼展表征；以及太阳能系统，包括安装至主机翼、第一小翼和第二小翼中的每一个上的至少一个太阳能电池板。这会改善性能并增强结构。每个小翼可以相对于由主机翼限定的平面成60-100之间的角度附接至主机翼。展弦比可在9与15之间。主机翼和小翼可各自包括多个模块翼片和穿过翼片的桁架式翼梁。主机翼和每个小翼可以进一步由弦长表征，并且其中每个小翼的弦长和主机翼的弦长可为常数并彼此相等。主机翼可以包括多个模块翼片以及穿过翼片的翼梁，并且其中，翼梁可包括具有基本矩形横断面的多个翼梁截面。

本发明可涉及一种改善飞机性能的方法，其可以包括提供主机翼，主机翼由翼展、机翼面积和展弦比表征；将第一和第二小翼附接至主机翼的相应横向端部，每个小翼由小翼翼展表征；以及向主机翼、第一小翼和第二小翼中的每一个安装至少一个太阳能电池板，其中，展弦比在9与15之间。小翼翼展可在约0.2与0.7之间。小翼翼展可在约0.3与0.5之间。这些特性的每一个可改善性能并增强结构。主机翼和小翼各自可以进一步由弦长表征，并且其中每个小翼的弦长和主机翼的弦长都为常数并彼此相等。小翼可以相对于由主机翼限定的平面成60-100之间的角度附接至主机翼。主机翼和小翼可各自包括多个模块翼片和穿过翼片的翼梁。翼梁可各自包括具有基本矩形横断面的至少一个翼梁截面。

类似地，其他已知太阳能飞机原型不能收集足够的低角太阳光以飞行在很多期望纬度下，不能保持足够的空速以在许多典型的天气条件中飞行，和/或不能在期望海拔高度下飞行。因此，需要改进的太阳能飞机，即，其能够在宽的纬度范围内和天气条件下维持期望海拔高度持续无限期时间。

发明内容

本公开提供太阳能飞机，包括，模块主机翼和附接至主机翼的横向端部的一对相对大的模块小翼。为了收集包括相对低角辐射的太阳辐射，将太阳能电池板安装到主机翼和小翼两者。在一些实施方式中，主机翼的展弦比相对低，诸如，在9与15之间。因此，与其翼展相比，主机翼相对深。在一些实施方式中，小翼相对长，诸如，在主机翼半翼展长度的0.2到0.7倍的范围内。在一些实施方式中，桁架式翼梁穿过并帮助支撑机翼和小翼。特征、功能、以及优点可在本公开的各种实施方式中单独实现或者在其他的实施方式中组合实现，参考下面的说明及附图可看到其进一步的细节。

附图说明

图1A是根据本公开的方面太阳能飞机的实施方式的等距视图。

图1B是根据本公开的方面太阳能飞机的另一实施方式的等距视图。

图2是图1A的太阳能飞机实施方式的部分分解的三轴测视图，图2示出实施方式的可能模块性。

图3是根据本公开的方面的模块太阳能翼片实施方式的一部分的三轴测视图。

图4是根据本公开的方面在翼片之间集成的示例性推进装置模块的三轴测视图。

图5是根据本公开的方面的翼梁截面实施方式的立体图。

图6是根据本公开的方面的另一翼梁截面实施方式的一部分的三轴测视图。

图7是根据本公开的方面的又一翼梁截面实施方式的一部分的三轴测视图。

图8是根据本公开的方面的又一翼梁截面实施方式的一部分的正视图。

图9是根据本公开的方面可被用以接合翼梁截面的螺杆和驱动螺母组件的实施方式的分解等距视图。

图10是根据本公开方面的图9中螺杆和驱动螺母组件与纵梁接合件一起用以结合来接合一对翼梁纵梁的剖视图。

图11根据本公开方面图9中的螺杆和驱动螺母组件与另一纵梁接合件一起用来接合一对翼梁纵梁的剖视图。

图12是根据本公开的方面可被用以将翼梁纵梁与间隙元件接合一起的接合结构实施方式的等距视图。

图13是图12的接合结构的一部分的部分透明俯视图。

图14是图12-图13的接合结构部分的正视图。

图15是根据本公开的方面可被用以将翼梁纵梁与间隙元件接合一起的另一接合结构实施方式的侧面正视图。

图16是根据本公开的方面包括翼片的安装点的翼梁实施方式的一部分的示意性前向正视图。

图17是图15的翼梁实施方式的一部分的放大视图。

图18是根据本公开的方面太阳能飞机的示例性储能系统的示意性前向正视图。

图19是图18的储能系统的侧面正视图。

图20是根据本公开方面的太阳能飞机的另一示例性储能系统的示意性侧视图。

具体实施方式

概述

具有相对大的小翼、相对小展弦比、模块化设计和/或桁架式翼梁的太阳能飞机的各种实施方式如下所述并在相关附图中示出。除非另有说明，否则本公开的太阳能飞机和/或其各个组件可以，但不必需，包括本文中描述、示出和/或结合的结构、组件、功能、和/或变化中的至少一个。此外，本文中描述、示出、和/或结合的与本公开太阳能飞机有关的结构、组件、功能、和/或变化可以，但不是必需，包括在其他类似的太阳能飞机中。各个实施方式的以下描述本质上仅仅是示例性的，并且决不旨在限制本发明、其应用、或使用。此外，由实施方式提供的优势，如以下描述的，本质上是说明性的，而不是所有的实施方式提供相同的优势或相同程度的优势。

定义

如在本文中使用的，下列术语具有以下提供的定义：

“主机翼截面”意指于除了小翼外整个机翼的接近水平部分。

“小翼”意指主机翼截面外侧的机翼的接近垂直部分。

“翼展”意指在翼展方向截取的机翼的最大尺寸。在具有小翼的飞机的情况下，翼展是从小翼尖到小翼尖的尺寸。

“机翼面积”意指机翼的总投影表面积，其中，自垂直方向向水平平面上进行投影。在具有小翼的飞机的情况下，机翼面积是指机翼和小翼的投影面积。

“机翼后掠角”意指机翼相对于垂直于飞机纵轴的线所成的角度，如从平面上可看出。机翼后掠角通常以机翼上沿着某个固定弦片段的线(例如，机翼四分之一弦)为基准。

“小翼后掠角”意指小翼相对于垂直横向平面所成的角度，如从垂直于小翼的平面的视图能看出。小翼后掠角通常以固定弦片段的线为基准。

“展弦比”等于翼展的平方除以机翼面积。

“小翼翼展”等于表示为主机翼半翼展的分数的真正的小翼长度，即，表示为主机翼翼展的一半的分数。

“弦长”意指机翼或小翼的前缘与后缘之间的直线距离。

“太阳能电池”意指单独的光电电池。例如，典型的电池可大致为4英寸平方并且非常薄，多半厚度为0.020英寸左右。

“太阳能电池板”意指使太阳能电池装入到电池片的组件，例如，典型的太阳能电池板尺寸可为约3.5英尺乘20英尺。厚度可为约0.025英寸左右。

“翼片”意指机翼的短翼展段(例如，大约翼展3.5英尺x弦长20.8英尺)。翼片包括太阳能电池板和支撑机翼子结构但不包括翼梁。

“翼梁”意指横过整个主机翼和小翼的翼梁。“翼梁截面”意指整个翼梁的一部分。例如，其可能与翼截面(36英尺)具有接近相同的翼展，翼截面的截面约为2.5英尺乘2.5英尺。

“翼截面”意指机翼的长翼展段。例如，其翼展可能接近36英尺，弦长接近20.8英尺。翼截面是多个翼片和翼梁截面的组件。

“推进装置模块”意指包括电动机、螺旋桨、电动机控制器和其他推进系统以及整流罩的组件。

“机身模块”意指可以包括飞机的起落架或有效负荷系统的组件。机身模块可能与推进装置模块成为一体。机身模块可以包括整流罩。

具体实例，主要部分，和可替换的实例

实例1：

该实例描述示例性太阳能飞机，其具有模块结构、相对大的小翼和相对小的展弦比；参见图1A、图1B、图2-图4。

根据本教导的方面，图1A是等距视图以及图2是描述太阳能飞机(总体上用10来表示)的部分分解的三轴测视图。飞机10包括主机翼12、附接至主机翼的相应横向端部的第一小翼14和第二小翼16，各自用18表示的多个推进装置模块、以及一对机身模块20。一般地说，可以设置任何期望数量的推进装置模块和机身模块。例如，图1B是描述可替换飞机(总体上用10’来表示)的等距视图，该飞机仅包括单个推进装置模块18’。在其他方面，飞机10’类似于飞机10，并因此在下面将不再分别描述。此外，虽然图1A、图1B、图2示出了没有机翼或小翼后掠的飞机，在其它情况下，可能期望机翼或小翼后掠。

主机翼12包括各自用22表示的多个模块翼片以及穿过翼片的翼梁(在图1A、图1B、图2中未示出)。类似地，小翼14、16也各自包括多个模块翼片22和穿过翼片的小翼翼梁(在图1A、图1B、图2中未示出)。在图5-图8中描述并如下详细描述示例性翼梁和小翼翼梁。小翼14、16以相对大角度附接至主机翼的横向端部，即，它们与主机翼几乎正交。例如，小翼可以相对于由主机翼限定的平面成60-100度之间的角度附接至主机翼，即，在此，零度角表示翼梢有效延伸的小翼。该方位使小翼暴露于相对大量的低角太阳辐射。

图3是可以包括在机翼12和小翼14、16中的示例性翼片22的放大的三轴测视图。结合本教导使用的翼片一般与在Grip等的美国专利申请公开号2013/0099063中所描述的翼片相似，通过引用将其结合于本公开。除此相似之外，根据本教导，穿过翼片的翼梁可具有不同的结构。下面将参考图5-图8详细地描述本教导构思的翼梁。一般来说，合适的翼梁将会穿过在每个翼片22中形成的互补孔24(图3所示)。在该示例性实施方式中描述的孔24基本上为矩形，但一般地说，在翼片中形成的孔可具有任何期望形状以接收具有互补形状的翼梁。

如图3所示，太阳能电池板26、28可以安装至翼片的一侧或两侧，并可共同为飞机10提供太阳能系统的能量收集部分。通常，至少一个太阳能电池板可以安装到主机翼和每个小翼。在一些情况下，一个或多个太阳能电池板可以安装至飞机10的主机翼和小翼两者的所有翼片。在主机翼12中使用的翼片的情况下，在一些情况下，太阳能电池板可以仅布置在翼片的顶面上，这是因为主机翼的底面预计不暴露于大量的太阳辐射下。在小翼14、16中使用的翼片的情况下，太阳能电池板可以布置在翼片的两侧上以最大化小翼上的面板所收集的太阳辐射量。

可以选择主机翼12和小翼14、16的尺寸以为飞机10提供各种特性，诸如，能够收集期望量的太阳能、承受特定天气条件、无限期地停在高处、和/或达到其他目的。例如，机翼的展弦比可在9与15之间。这明显小于之前研发的太阳能飞机的展弦比，之前研发的太阳能飞机通常具有至少约20的展弦比，在一些情况下展弦比为40以上。

此外，小翼翼展可能相对大，其中小翼翼展被定义为小翼长度，小翼长度被表示为主机翼的半翼展(即，主机翼总长度的一半)。例如，小翼翼展可在0.2与0.7之间，或0.3与0.5之间。换言之，例如，小翼可以是主机翼长度的0.1倍(对应0.2的小翼翼展)，高达主机翼长度的0.35倍(对应0.7的小翼翼展)。结合小翼14、16至主机翼12的高附接角度，明显背离之前研发的太阳能飞机的设计，其通常完全没有高角度小翼。

如图1A、图1B、图2-图3所述建议，对于整个飞机10，可以使用基本类似的翼片22来包含在主机翼12和小翼14、16中。因此，主机翼和小翼可各自具有固定弦，其被定义为机翼或小翼的前缘与后缘之间的直线距离。在一些情况下，每个小翼的弦长和主机翼的弦长可以都是常数并彼此相等。在其它情况下，每个小翼的弦长可以是常数但与主机翼的固定弦稍有不同，诸如，主机翼弦长的0.7倍至1.5倍。在另一些情况下，主机翼的弦长和/或每个小翼的弦长可以改变。在这些情况下，在小翼与主机翼的相接处，每个小翼的弦长仍可以等于主机翼的弦长，或在小翼与主机翼的相接处，每个小翼的弦长可以是主机翼弦长的0.7倍至1.5倍。

图4是布置于一对相邻翼片22之间的推进装置模块18的等距视图。具体地，推进装置模块18的左侧存在两个翼片22，推进装置模块的右侧存在单个翼片22。每个推进装置模块包括螺旋桨30、将螺旋桨和电动机(未示出)连接到机翼结构的吊杆或发动机吊架32、电动机控制器和其他推进系统(也未示出)、以及整流罩34，更详细地描述如下。虽然图1A和图2描述多个推进装置模块，但推进装置的数目可能改变。例如，如在图1B中所描述的，在一些情况下，仅可以使用单个推进装置。在其它情况下(未示出)，在每个主机翼和每个小翼上可以使用单个推进装置模块。

每个推进装置模块执行几个功能。例如，其将电动机和螺旋桨连接到翼梁截面。电动机和螺旋桨相对于翼面的精确定向可不同于推进装置模块之间的定向以在螺旋桨和在螺旋桨处的气流之间提供有利的关系。变形包括如在平面图可中看出的“偏转”角以及如在侧视图中可看出的“倾斜”角。螺旋桨与机翼前缘之间的距离上也可以存在偏差。推进装置模块可以包含电动机控制器和推进系统所需的其他部件，诸如，配线、传感器、冷却装置等。

推进装置模块包括整流罩34，其在不显著损害机翼的空气动力学的情况下使推进装置模块装配在翼截面之间。目的是避免干扰翼片的设计和模块性，所以推进装置模块整流罩34在任一侧上与相邻翼片22邻接(可能具有小间隙)。推进装置模块的宽度(翼展尺寸)足以包围将电动机连接到翼梁截面上的吊杆(挂架)。也可包围电动机控制器和上述其他系统。

根据本教导，可能期望飞机的翼截面包括某种程度的扭转，并且推进装置模块18可被用以帮助在翼截面中实现期望程度的扭转(twist)。更具体地，在一些实施方式中，可以对齐翼片22以提供未扭转翼截面，但在其它情况下，整体来看，机翼(或小翼)以侧对称的方式扭转是有利的。典型的扭转形式被称为“机翼负扭转”。机翼负扭转提供逐渐减小的翼倾角，从翼根移动到翼尖。该有利的扭转与非扭转翼截面提供的简易性相矛盾。

达到期望机翼扭转量的一种方法是在翼片之间的接点处提供非连续扭转增量以接近最佳渐进扭转。然而，这种提供机翼扭转的方法导致在每个扭转接点，机翼的形状间断。根据本教导，推进装置模块整流罩34能够用与每个相邻翼片22混合的平滑形状的过渡表面区域36缓解该另外的明显间断性。可以根据入射增量的严重性选择推进装置模块在翼展方向上的尺寸。即，较大的间断性可能需要较长的翼展过渡以提供可接受的空气动力特性。在推进装置模块处合适扭转增量降低到0.2°与3°之间，0.5°为标准值。

再次参考图1A、图1B和图2，示例性飞机10还包括机身模块20。在其他实施方式中，可以提供不同数量的机身模块，并且在一些情况下可能不存在机身模块。当机身模块在飞机10中存在时，它们可以布置在一对相邻翼片之间，并可被用以执行各种功能。例如，机身模块可以提供发射和回收系统结构和机构。“发射和回收”是包括起落架以及发射和回收飞机的其他方法的普通术语。机身模块的辅助功能是在地面与飞机尤其飞机螺旋桨的内侧之间提供分隔。这说明了在图1A、图1B和图2中机身模块20基本垂直的形式。在其它情况下，可以提供具有不同形状和/或相对于主机翼布置在不同角度的机身模块。

此外，在一些实施方式中，机身模块可以容纳飞机系统；可以与推进装置模块成为一体；和/或可以包括推进装置模块的上述一些特征，包括相邻翼片之间的整流罩以及相邻翼梁截面之间的结构接点以调整扭转、两面角和/或后掠角。

实例2：

根据本教导的方面，该实例描述可以在太阳能飞机中使用的各种翼梁结构，参见图5-图8。

太阳能飞机的翼梁系统是指将所有的翼片、翼截面、推进装置模块和机身模块连接在一起的主要结构元件。因此，翼梁系统跨越飞机的整个机翼/小翼系统。“翼梁”或“翼梁截面”是整个翼梁系统的子部分，并且多个这种翼梁或翼梁截面通常会接合到一起以形成整个翼梁系统。

翼梁必须以足够强度和刚度将以上列出的元件连接。在飞机操作的所有阶段期间，包括飞行、发射、回收及地面操作，翼梁强度与结构损坏有关。刚度与翼梁以彼此可接收的关系保持部件的能力有关，因此空气动力和气动弹性行为是有利的或者至少可接受的。

更具体地，存在为飞机定义的最佳空气动力外形。除那以外，存在由于紊流或超出设计飞行状态导致周期性地或偶尔出现的变形形状的可接受范围。翼梁的责任是在操作期间使形状保持在可接受的允许范围内。“气动弹性行为”与可能由紊流引起的空气动力结构相互作用有关。另一种气动弹性行为与有时已知为“鼓翼”的飞机的周期性稳定或不稳定振荡有关。这种行为总体上是不利的并且可能导致结构损坏或失去控制。

为了实现以上描述的目的，翼梁系统需要具有绕三个分离轴的一定强度和刚度。如从正视图中可以看出，机翼弯曲与对机翼上的趋向使机翼向上或向下弯曲的负荷进行提升有关。如从俯视图中可以看出，阻力和推力负荷趋向于使机翼首尾弯曲。扭转负荷趋向于使机翼绕其翼展轴扭转，从而导致不利的机翼扭转分布。本教导特定的方面是来自非常大的翼片的阻力和推力负荷可能会对主机翼翼梁施加不寻常的大扭转负荷。此外，这些面板绕机翼扭转轴的相对大的质量惯性矩可能会不利地影响机翼震动特性。合适的翼梁系统必须解决这些性能。

甚至在非工厂装配(诸如，飞机棚)中，理想的翼梁系统应当是可靠的、轻型的并且易于连接。此外，可能期望翼梁截面以方位上可以存在较小偏差的方式是可连接的。这包括二面角(如从正视图可看出，在接点处的弯曲角)、后掠角(如从俯视图可看出，在接点处的弯曲角)、以及入射角(在关于翼梁截面的纵轴的翼梁段接点处的扭转角的增量)上存在偏差。

此外，翼梁系统应当为安装其他机体构件提供合适的支点，并且从这些支点到主要结构元件的负荷途径应当是直接和轻型的。优选地，翼梁系统的翼梁制造成本低、易于维修、并且容易设计和分析。即，应当具有可预测的特性。如以下描述，根据本教导，桁架式翼梁系统被认为尤其适合用于太阳能飞机。

通常，在本文中公开的翼梁结构被配置为穿过翼片中的孔，诸如，翼片22中的孔24(参见图3)，并从而为翼片和整个机翼或小翼提供支撑结构。在一些情况下，每个翼梁结构沿其长度的大小统一，并且在飞机中使用的所有翼梁结构可能相同。例如，当飞机中所有的翼片相同或几乎相同时可能就是这样的情况。然而，在其它情况下，可能期望沿着翼展的翼梁截面的尺寸是变化的。例如，这可以是在机翼上的不同位置使用不同翼片，或者如果希望自翼梁朝向翼梢线性减少重量的情况。因此，虽然如下仅描述并在附图中示出了具有等截面的翼梁结构，本教导也设想具有变化截面的翼梁结构。

此外，为了明确起见，如下描述了具有矩形横断面的翼梁，更一般地，可以提供具有任何期望截面的翼梁，诸如，圆柱形、椭圆形、或具有许多侧面的多边形。除此之外，本教导还预期了所有这样的截面。

根据本公开的方面，图5是示例性桁架式翼梁截面(总体上用来100表示)实施方式的三轴测视图。翼梁截面100是模块化的，即，可以容易连接到相邻的一个或多个翼梁截面。该模块化特性使翼梁截面首先与其相关的翼片结合并随后连接至其相邻翼梁截面(和机翼截面)。翼梁截面100包括四个纵向元件或纵梁102以及具有各种方位并使纵梁彼此连接的多个间隙元件104。

接点(图5中未详细示出)在交叉区域(诸如，总体上用106来表示的区域)处使间隙元件连接到纵梁。在图12-图15中示出并如下详细描述了示例性连接接点。此外，通常仅在纵梁之间进行相邻翼梁截面之间的连接。在图9-图11中示出并也在下面详细描述了这种连接和示例性相关连接结构。

返回至图5，纵梁102和间隙元件104(interstitial elements)被布置为各个(和每个)元件主要以拉伸或压缩的方式而被加以负荷。即，通过元件中的拉伸或压缩分解所有负荷。这可能与其他结构形态(诸如，横梁、抗剪腹板)形成对比，在横梁的情况下，以弯曲的方式分解负荷，或在抗剪腹板，以剪应力的方式分解负荷。

设计好的桁架的一个特征在于每个元件(纵梁或间隙元件)是稳定的而不需要添加额外、负荷轻的元件，以及设计好的桁架包括图5中所示的桁架100并且还包括如下所述并在图6-图8中示出的其他示例性桁架结构。这意味着当桁架经受预期负荷时每个元件不会弯折或断裂。这与需要额外的结构元件来稳定结构的许多其他结构形态形成对比。这样的实例是其中通过纤细纵梁和横向构架稳定薄型化金属蒙皮的飞机机身。基于上述桁架结构的方面，也许可以将桁架中的每个元件负荷到使用大量或所有结构材料能力的水平。这可能会导致非常轻型的结构，这尤其适用于太阳能飞机。

在图5的桁架结构100中，示出四个纵梁102。从三个到可能多至八个的范围的备选数量的纵梁是可以的。然而，四个纵梁在间隙元件数和扭转刚度之间提供有利的平衡。四个纵梁可以形成矩形、梯形或不规则的四边桁架截面。如图5-图8中所示，矩形横断面提供了使与间隙元件接合的高重复性增加的优点。

纵梁(诸如，纵梁102)主要抵抗来自升力、阻力或推力的弯曲负荷。通过纵梁元件中的拉伸和压缩的固有(自然、自动)变形抵抗负荷。例如，桁架式翼梁100向上弯曲导致上纵梁压缩及下纵梁拉紧。可以根据预期负荷或刚度要求设计纵梁102的尺寸。几何尺寸变量包括直径或断面尺寸和壁厚。

纵梁尺寸因素包括预期压缩或张力、期望压缩或拉紧刚度、弯折和断裂。可主要通过调整纵梁元件的刚性控制弯曲刚度(来自升力、阻力或推力)，并且间隙元件的刚度在这方面效果较差。一个有利的纵梁类型是管状的(中空的)。纵梁截面形状优选地为圆柱状。这为弯折和断裂提供了有利抵抗。中空圆柱纵梁截面的另一个优点是使得相对容易进行在纵梁与纵梁间连接，更详细地描述如下。可替换形状可以是椭圆形的或矩形(包括正方形)。

可由很多不同的材料制作纵梁。一个有利的材料是环氧基体中的碳纤维(“碳-环氧”)。该材料系是强大、轻型和刚性的。其在压缩时具有特别好的性能，这使其与很多其他高级纤维区分开。可替换纵梁材料包括例如在底面桁架(诸如，起重机吊杆臂)中使用的高强度铝或钢。

间隙元件104(也可称作“网状元件”)连接纵梁102，并且在本节所描述的示例性矩形桁架截面中，间隙元件104通常布置于纵梁之间的垂直和/或水平面中。间隙元件利用由绕翼梁的纵向轴升力、阻力和扭转产生的剪应力连接纵梁。通常，由间隙元件施加的负荷使得纵梁中出现压缩和拉伸。间隙元件也解决趋向于迫使纵梁在一起的垂直与水平压缩。这有时称为“芯压碎”。

例如，当翼梁向上弯曲时，上纵梁被压缩并且下纵梁被拉伸。上纵梁将会向外弹出(向下)。下纵梁将会向内拉伸(向上)。通过纵梁上的间隙元件的力来抑制这些移动，通过这些力使间隙元件处于压缩中。类似地，机翼的向下弯曲也会导致间隙元件处于压缩中。

间隙元件的间隔与先前描述的翼片的间隔对等。这使得间隙元件用很少额外的材料就能够将翼片肋状物配件连接至翼梁。例如，如果翼片相距间隔约43.5”，在沿翼梁长度每隔43.5”递增处设置翼梁间隙元件使得翼片与翼梁之间对等。

可根据最大预期负荷或所需刚度和元件长度设计间隙元件的尺寸。可以调整的间隙元件的尺寸参数包括元件直径或断面尺寸以及元件壁的厚度。在一些实施方式中，圆断面可能是有利的。主要的一种替代方式是方形截面。在一些情况下，所有的间隙元件可以是管状的(中空的)。在其它情况下，可以提供实心的间隙元件。在一个实施方式中，仅拉伸式间隙元件(即，定位成只接收张力的间隙元件)可以是实心的，并且剩余的间隙元件可以是中空的。

间隙元件的壁厚可以是常数，或者可以沿着元件的长度或围绕元件截面改变。设计间隙元件的尺寸要考虑的一个因素是弯折。如果元件太长或具有太小的截面，其可以像撑竿跳杆那样弯折。设计间隙元件的尺寸要考虑的另一个因素是断裂。如果壁厚小，其可能倾向于小比例地局部弯折(类似于在压缩中倾角与方位未分开的方式)。随着对间隙元件的刚度的调整，可以对翼梁的扭转刚度进行调整。在这方面，纵梁的刚度没那么重要。可用与纵梁相同或类似的材料形成间隙元件，如上所述。

桁架截面100的设计本质允许通过调整纵梁和间隙元件的性能大致单独调整机翼弯曲刚度和扭转刚度。整体来看，这在解决机翼的气动弹性行为上提供期望的控制水平。这是重要的，因为气动弹性行为是本教导设想的轻型飞机类型的主要问题。气动弹性行为包括机翼震动。机翼震动会导致机翼结构损坏，这通常是灾难性的。

图5示出了桁架式翼梁截面的一个示例性形式，其中，间隙元件具有特定布置。具体地，桁架截面100的间隙元件104包括水平元件108和纵向元件110，它们与纵梁102一起限定总体上用112来表示的一系列近似立方体形的体积。对角元件114连接每个立方体形体积的六个侧面中的四个侧面的相对角。

更一般地说，间隙元件的具体设置可以采取许多形式。总的构思是间隙元件应当抵抗垂直与水平平面中的芯压碎并应当也在水平和垂直面中转移剪应力。而且，间隙元件的一个目的是它们吸引大约所有的剪应力。这意味着间隙元件通常将彼此接合或彼此非常地近。图6-图8描述了间隙元件的一些额外示例性布置，如下更详细地描述。这些可以是“混合搭配”。

图6是根据本公开的方面的总体上用120来表示的另一翼梁截面实施方式的一部分的等距视图。图6的翼梁截面120大多与图5的翼梁截面100类似，所以关于翼梁截面120的元件的合适尺寸、材料和其他性能将不会重复，所有这些与之前相对于翼梁截面100所描述的相同。

翼梁截面120包括纵梁122和间隙元件124，它们在交叉区域126接触。间隙元件124包括水平元件128和纵向元件130，它们与纵梁122一起限定总体上用132来表示的一系列近似立方体形体积。对角元件134连接每个立方体形体积的六个侧面中的四个侧面的相对角。上述所有类似于翼梁截面100。然而，与翼梁截面100不同的是，翼梁截面120的对角元件134沿着翼梁截面的长度相对反向定位。

图7是根据本公开的方面的总体上用140来表示的又一翼梁截面实施方式的一部分的等距视图。此外，翼梁截面140包括纵梁142和间隙元件144，它们在交叉区域146接触。然而，翼梁截面140中的交叉区域沿着翼梁截面的长度交错，因此纵梁和间隙元件不会限定立方体形体积。由于每个接点仅承受位于单个平面内的元件，所以在水平和垂直面中得到的分开的接点可能允许简化接合设计。

图8是根据本公开的方面的总体上用160来表示的又一翼梁截面实施方式的一部分的正视图。翼梁截面160包括纵梁162、间隙元件164、以及张索拉筋(cable bracing)对角线166。翼梁截面160可能与如从任何其他正交视图所看到的一样，或者在图8中示出的结构可与其他平面中的不同结构结合。翼梁截面160与之前所描述的布置的不同之处在于，张索拉筋对角线166本来就只能够承受张力，但由于它们的非刚性本质而不能承受压缩力。

除此之外，其他合理的桁架设计包括与对角间隙元件结合的垂直间隙元件的不同的布置、所有的对角间隙元件(即，Z字形曲折样式)、以及与X元件结合的垂直元件的不同组合(在它们的转角处连接的长方形)。

实例3：

该实例描述了根据本教导的方面可被用以将在太阳能飞机中使用的翼梁结构的纵梁连接合一起的示例性连接结构；参见图9-图11。

图9是根据本公开的方面可被用以接合翼梁截面的纵梁的螺杆和驱动螺母组件(总体上用200来表示)的实施方式的分解等距视图。组件200包括螺杆202和驱动螺母204，其细节描述如下。

螺杆202是具有相对的一半206、208的连续杆。杆202的两半分别具有左手螺纹和右手螺纹，在下面说明原因。螺杆202也包括布置在杆中段的六角驱动面210。六角驱动面210是可能与螺杆成为一体的六角实体。例如，在一些情况下，螺杆可以用六角工具旋转从而离开六角驱动。在其它情况下，可通过铜焊、焊接、粘结或其他手段将六角驱动面210固定在螺杆上。表面210的六角形状仅是示例性的。在其它情况下，驱动面可以是正方形或其他规则的或不规则的多边形、板条形(如同汽车传动轴耦接)、或可以施加扭转力的任何其他合适的形状。

驱动螺母204安装在螺杆上并耦接至六角驱动面210。其也安装在通过组件200连接的纵梁之间。因为如下描述的理由，驱动螺母一般至少比六角驱动稍微宽些。此外，驱动螺母在保持耦接至六角驱动同时能够沿着螺杆的轴滑动。驱动螺母在其外面上不必是六边形。在一些情况下，如果驱动螺母的内表面耦接到六角驱动面，可以使用允许向驱动螺母施加扭转的其他形状，而且驱动螺母的外面的形状不必与六角驱动面210的形状相同。

图10是根据本公开的方面可被用以将一对翼梁纵梁接合在一起的纵梁接合件(总体上用220来表示)的剖视图。更具体地，接合件220使用图9的螺杆和驱动螺母组件来接合一对翼梁纵梁222、224。每个纵梁已将其插入在螺纹嵌入件内，分别用226、228来表示。每个嵌入件都安装到相关联的纵梁端部内，并通过摩擦、粘结或任何其他合适的方法可附接至纵梁的内部。每个嵌入件中的螺纹与组件200的螺杆202的互补螺纹的螺纹相匹配。

接合件220将近似轴向负荷从一个纵梁转移到下一个纵梁。目的并非是转移弯曲负荷，但由于设想桁架结构的特征是具有很小的弯曲应力，所以不需要转移弯曲负荷。如下将轴向负荷从一个纵梁转移到下一个纵梁。首先，通过粘结或其他连接将轴向力从纵梁转移至其螺纹嵌入件。接下来，通过螺纹接口将力从螺纹嵌入件转移到螺杆。即使纵梁上的负荷处于受压中，该负荷也会将螺杆置于张力中。在接合件的另一侧上的负荷路径与上述的那些对称。通过压缩驱动螺母分解在螺纹嵌入件226、228两者上施加的拉伸负荷。也可抵靠驱动螺母压缩纵梁的端部。

两个四纵梁桁架的装配过程如下。以稳定的工具的某种形式安装两个桁架。使桁架的相邻端对齐并极为贴近。四个螺杆与它们的驱动螺母一起短距离地拧入翼梁截面之一。在一些情况下，在完全装配时，螺杆的一端可以比另一端长以允许这样同时使完整六角驱动被置于中心。使相邻桁架截面与四个突出螺杆啮合。

用六角驱动(或可替换)表面，同时或连续旋转螺杆以将两个相邻的翼梁截面靠拢。应当以近似相同的速率对它们进行旋转以便在所有相邻纵梁对中保持对齐。当一直将翼梁截面靠拢时，可用期望扭矩旋转每个驱动螺母。这具有拉紧螺杆的效果。目的是用足够的力夹紧驱动螺母，使得每个纵梁上没有使螺纹嵌入件与驱动螺母分开的预期张力负荷。以避免螺杆和螺纹嵌入件结构老化为目的，该预张力负荷防止螺杆经历增大和减小的张力的循环。拆卸与装配过程相反。

驱动螺母比六角驱动宽并且能够在保持耦接至六角驱动的同时沿着螺杆的轴滑动的事实，允许螺杆完全拧紧以抵靠驱动螺母压入螺纹嵌入件并拉紧螺杆。没有滑动特征，例如，如果扩大整个六角驱动，则六角驱动倾向于在另一个之前堵塞一个螺纹嵌入件，从而阻止跨接六角驱动压入并阻止拉紧螺杆。

使用接合件220能够容纳不同的纵梁截面尺寸(例如，直径)。这可仅通过为不同尺寸的纵梁提供不同的螺纹嵌入件来完成。根据本教导，在一些情况下，螺纹嵌入件的内表面可以是锥形的(楔形的)，如在如图10中所示的嵌入件226、228的情况。这会导致甚至更多的负荷从纵梁转移到嵌入件。锥形也减轻嵌入件的重量。在其它情况下，合适的螺纹嵌入件可能是非锥形的，例如，它们具有圆柱状外表面。

在一些情况下，纵梁不必如图10所示同轴，但可以以相对角度附接。这在图11中已描述，这是根据本公开的方面可被用以将一对翼梁纵梁接合在一起的另一纵梁接合件(总体上用230来表示)的剖视图。如在图10的接合件220的情况下，图11的接合件230使用图9的螺杆和驱动螺母组件200以接合一对翼梁纵梁232、234。

图11中的每个纵梁又将其插入到螺纹嵌入件内，现分别用236、238来表示。每个嵌入件都安装到相关联的纵梁端部内，并通过摩擦、粘结或任何其他合适的方法可附接至纵梁的内部。每个嵌入件中的螺纹与组件200的螺杆202的互补螺纹的螺纹相匹配。然而，在接合件230的情况下，纵梁232、234不同轴。如图11所描绘，通过在嵌入件中形成用于接收螺杆202的孔完成，其中，一个或两个孔相对于纵梁轴偏移和/或成角度以允许一个桁架绕纵向轴相对旋转。

也如图11所示，在一些情况下，可替换或除了具有锥形内表面以外，螺纹嵌入件的外表面也可以是锥形的。例如，每个嵌入件的外表面可以是锥形的一部分的表面。这可能与纵梁内锥形的孔对应。这种类型的锥形能促进控制胶层厚度和质量同时也为纵梁壁厚提供锥度，该锥度可使从纵梁更有利地向嵌入件转移负荷。

可以调整纵梁接合件(诸如，接合件220和230)的部件的尺寸以承受不同的负荷。具体地，这可包括调整螺杆的直径和长度以及螺纹嵌入件的直径和长度。在一些情况下，纵梁的最佳直径或其他尺寸是考虑到接合设计及其重量所产生的。

实例4：

该实例描述了根据本教导的方面的示例性接合结构，其也可被称作可被用以将在太阳能飞机中使用的将翼梁结构的纵梁和间隙元件接合一起的“腹板接合”；参见图12-图15。

腹板接合将间隙部件彼此接合并使间隙部件与纵梁接合。在太阳能飞机中使用的合适的腹板接合的特性包括适当的强度、可靠性、轻量、以及容易制造和组装。关于适当的强度，本领域技术人员能够自信地估计每个桁架元件中的负荷，并且这些负荷可被用于估计每个连接的所需强度。就可靠性而言，由于交通工具性能超重的严重惩罚，在本公开中提出的桁架设计冗余有限。这意味着任何单个接合的故障都可能导致整个飞机突然故障。因此，接合设计和制造工艺优选地得到可靠的接合与相容的性能。就重量而言，太阳能飞机是重量敏感的。因此，该接合设计必须是重量有效的。最后，就容易制造和组装而言，每个飞机在间隙部件之间都具有许多接头。因此，期望迅速并简单地接合部件的方法。

示例性腹板接合构思描述如下。在这个实例中，假设纵梁和间隙元件具有圆形或近似圆形断面，但在一些实施方式中情况可能不是这样的，并且可以适当地修改腹板接合。通常，可对如下所述的与任何其他截面或混合截面工作的实施方式进行改变。也可对纵梁和间隙部件的相对直径进行改变，即使在被附接至单个特定腹板接合时它们也不必相同。

图12是根据本公开的方面可被用以将翼梁纵梁与间隙元件接合一起的腹板接合实施方式的等距视图，总体上用250来表示。图13是接合件250的部分透明的俯视图，以及图14是从图13的底部方向截取的部分透明正视图。接合件250被配置为在单个平面内将纵梁与间隙元件接合，并且因此可尤其适合用于在桁架式翼梁结构中使用，诸如在图7以及上述描述的结构。

腹板接合250采取与在接合件处的管的外部形状一致的多部分“凸耳”的形式。具体地，如或许最好可在图14中看出，接合件250包括上凸耳部件252和下凸耳部件254，它们连接到一起以形成用于接收纵梁和/或间隙元件的孔256、258、260、262。例如，接合件250可被配置为接收纵梁264和间隙元件266、268，如从图12-图13中可以看出。可由预模制和预固化碳环氧层压片形成凸耳部件252、254。在向接合面涂上胶水后，可将部件接合到预装配桁架单元。

图15是根据本公开的方面可被用以将翼梁纵梁与间隙元件接合一起的另一腹板接合实施方式的侧面正视图，总体上用280来表示。接合件280被配置为将间隙元件与纵梁在彼此垂直的两个不同平面内接合，并且因此，可尤其适合用于桁架式翼梁结构，诸如，在图5-图6及上述中所描述的结构。

腹板接合280(如同，接合件250)采取与在接合件处的管的外部形状一致的多部分“凸耳”的形式。具体地，接合件280包括第一凸耳部件282和第二凸耳部件284，它们接合在一起以形成用于接收纵梁和/或间隙元件的孔，诸如，孔286、288、290。例如，接合件280可被配置为接收纵梁292和间隙元件294、296。如从图5-图6中清晰可见，一个或多个额外的间隙元件可以布置在元件294、296之后并且接收在通过接合件280形成的额外孔中。此外，可由预模制和预固化碳环氧层压片形成凸耳部件282、284，并且在接合面上涂上胶水后，部件可以连接到预装配桁架单元。

实例5：

该实例描述了根据本公开的方面可被用以将与能量储存有关的翼片、推进装置模块、机身模块和/或罐装配到翼梁截面上的示例性安装结构，参见图16-图17。

图16是根据本公开的方面用于太阳能飞机的示例性翼梁截面400的部分的示意性前向正视图。示出具有特定配置的互连纵梁402、404、垂直间隙元件406和对角间隙元件408的翼梁截面，但一般地说翼梁截面可采取各种形式，包括上述任何桁架式的形式。翼梁截面400包括针对翼片(其用412示意性地表示)的多个安装点410。例如，翼片412可与之前本公开所描述的翼片相似。

图17是图16的翼梁实施方式的一部分的放大视图，更详细地示出示例性安装点410。每个安装点可以包括例如连接到竖直间隙元件406的安装板414，其中在安装板中形成了多个紧固件孔416或其他合适的附接结构(例如，销、螺栓、焊接点等)。因此，太阳能飞机的部件可设置有允许部件被固定至翼梁的互补安装结构。安装点的类似装配可以设置在翼梁后面，因此，每个飞机组件可以安装至翼梁的前面和后面。在一些情况下，可替换或除了翼梁的前面和后面的安装点以外，可以在翼梁的顶面和底面设置额外的安装点。

如以前所述，一些太阳能飞机可优选地飞行数日。这些飞机需要某种形式的能量储存。示例性能量储存机构(在本公开中也可指“能量储存装置”)包括加压化学反应物和/或蓄电池。因此，在这个实例中所描述的安装结构的一个用途是安装反应罐或电池。这优选地应当以这样的方式完成，即，避免或至少最小化自翼梁结构转移到能量储存机构的张力，因为如果翼梁中的弯曲被转移到能量储存装置，则能量储存装置可能因弯曲而受应力、损害或老化。这可以降低能量储存装置的可靠性或导致需要加固能量储存装置，与之同时发生的是不希望的重量增加。

因为能量储存装置可能相对重(在一些情况下，为太阳能飞机的总重量的主要部分)，因此将能量储存装置定位于飞机的期望纵向(首尾)重心附近是有利的。此外，由于能量储存装置的重量，沿着飞机的翼展(横向延伸范围)分配能量储存装置也是有利的。以下的描述假设能量储存装置是以加压形式存储在轻质罐内的反应气体。该构思也可应用于其他形式的能量储存。此外，假设轻质罐采取具有半球形封头帽的圆柱体形式，但一般地说可采取任何其他合适的形式。

根据本教导，并且如下更详细地描述，将示例性能量储存罐安装在桁架式翼梁截面内。此外，以罐与翼梁的垂直弯曲引起的应力(来自上升负荷)隔离的方式将罐安装至桁架式翼梁。在一些情况下，罐也与翼梁的水平弯曲(来自阻力或推力负荷)隔离。

图18示出了太阳能飞机的示例性储能系统(总体上用500来表示)的一部分的示意性前向正视图。储能系统500包括通常由502表示的机翼桁架结构以及多个能量储存罐504、506、508。一般地说，可以使用各种数量的能量储存罐。在图18中，桁架结构502的线代表桁架单元(即，先前所描述的纵梁和间隙元件)的中心线。在多个安装点510处将每个能量储存罐安装到桁架结构，其中针对图18的前向正视图中的每个罐示出两个安装点。

图19是系统500的侧面正视图，示出了能量储存罐504如何安装至桁架结构502的一些补充细节。相同的说明应用到其他能量储存罐。通常在图19的右侧表示安装点510中的一个，并且通常在图19的左侧表示互补安装点512，对应桁架结构502的后侧。通常，将互补安装点512设置为与每个安装点510相对。因此，在这个实例中，每个罐都具有总共四个安装点，两个在桁架结构的前侧，两个在桁架结构的后侧。这些安装点以对应于桁架纵向元件的多个间隔模块的间隔而位于罐的最大宽度处。

图19示出了每个安装点510、512包括例如用胶水和螺纹的缠绕连接到桁架纵向元件516之一的可变形安装支架514。紧固件518将每个安装支架514连接至罐504的每个侧上的相应安装板520。安装板可各自固定到罐上，且弹性界面522布置于安装板与罐之间。该界面旨在允许罐内的伸缩循环通过多个加压循环以由安装板和罐壁相互作用产生很小的互应力进行。

在垂直弯曲中，紧固件518可以位于桁架式翼梁的近似中性轴处。因此，四个安装紧固件的翼展方向位置保持固定，从而避免应力从桁架式翼梁转移到罐。同时，来自罐的重量和惯性的垂直负荷有效地转移到桁架式翼梁。此外，桁架式翼梁轴的纵向位置距离期望飞机重心并不是非常远。因此，桁架式翼梁内的位置使罐比机翼内的任何其他位置都更靠近重心。因为机翼保留从根部至尖部的大弦长(因为展弦比相对低)，桁架式翼梁内存在足够的体积以包含所有反应罐。沿着主机翼的全翼展放置罐几乎是最好的。

图20示出了太阳能飞机的另一示例性储能系统的示意性侧面正视图，通常由550来表示。储能系统550与系统500的类似之处在于其包括机翼桁架结构552、以及安装到桁架结构的多个能量储存罐，用554来表示它们中的一个。然而，在该实施方式中，将罐安装到桁架结构的方式是不同的。

具体地，在这个实施方式中，沿着长度由端毂556而不是粘合附件支撑罐。用绕桁架结构552的一个或多个纵梁560缠绕的强线或电缆558将每个端毂556连接至桁架结构，并且向位于每个端毂的一个或多个装配附件562施加支撑力。所描述的电缆模式防止罐旋转(假定安装附件被固定到罐上)。也可以预防罐旋转的其他电缆模式也是可以的。

在这个实施方式中，存在分别用图20中的564、566、568、570来表示的电缆的四个部分，绕纵梁560中的特定纵梁560缠绕它们中的每个。绕纵梁缠绕电缆的点可共面，这就允许罐可以具有某些纵向摆动。可替换地，绕它们的相应纵梁缠绕电缆部分564和568的点可在一个方向上偏移，以及绕它们的相应纵梁缠绕电缆566和570的点可在沿纵梁的另一方向偏移。这提供了罐沿各个方向的位置。

在图20的实施方式中，来自桁架式翼梁弯曲的应力(升力和阻力/推力)未被转移到罐，因为在桁架的中性轴处支撑罐。链接(未示出)可以位于电缆的安装端以允许从装配附件断开。这允许罐可以从桁架式翼梁的内部移除。如从端视图中可看出，该安装装置通过防止桁架“倾斜(paralellogramming，平行四边形式倾斜)”(侧倾)使矩形桁架稳定。即，其提供对角拉条。

在上述以及图18-图20中所描述的能量储存罐安装实施方式中，在飞机重心附近并沿着机翼的翼展宽度方向安装罐有助于提供可接受的飞机重心并且由于轻型翼梁重量而减轻机翼弯曲符合。此外，避免或最小化将桁架式翼梁负荷耦接到罐，这允许轻质罐不会遭受来自机翼弯曲的循环负荷。类似地，避免将罐负荷耦接到桁架式翼梁，以便由于每个罐的几何形状根据其内部压力而改变，所以这些改变不会明显地被传输到桁架式翼梁。这允许相对较轻的桁架式翼梁。本公开的实施方式也使得罐直接、并轻型地连接到主机翼桁架式翼梁结构且几乎不需要额外的结构。

实例6

本节描述根据本公开的方面的太阳能飞机的附加方面和特征，在没有限制的情况下呈现为数字序列的段落。这些段落的每一个可与一个或多个其他段落和/或本申请其他地方公开的内容结合，包括以任何合适的方式在相关申请的交叉引用中通过引用结合的材料。以下一些段落明确引用并进一步限制其他段落，提供一些合适的组合的实例，但没有限制。

A.一种太阳能飞机，包括：

桁架式翼梁；

多个模块翼片，附接至翼梁；以及

多个推进装置模块，附接至翼片之间的翼梁；

其中，每个推进装置模块包括整流罩，该整流罩通过与第一和第二边缘具有平滑形状的过渡表面来促进相邻翼片之间的预定扭转量，其中，所述第一和第二边缘在方向上相差预定扭转量。

B.一种太阳能飞机的桁架式翼梁，包括：

多个纵梁元件；

多个间隙元件，各自可操作地连接到第一和第二并行纵梁元件；以及

多个腹板接合件，各自包括第一和第二凸耳部件，被配置为接合在一起以包围纵梁元件之一的一部分和间隙元件中的至少一个间隙元件的部分；

其中，每个间隙元件具有由第一腹板接合件包围的第一部分和由第二腹板接合件包围的第二部分，其中第一腹板接合件还包围第一纵梁的一部分，第二腹板接合件还包围第二纵梁的一部分。

C.一种用于连接太阳能飞机的桁架式翼梁的两个相邻纵梁的接合件，包括：

螺杆，具有使第一螺纹头和第二螺纹头分开的驱动面；

驱动螺母，被配置为安装在螺杆上并啮合驱动面同时保持沿着杆的长度能够移动；以及

第一和第二螺纹嵌入件，各自被配置为固定地附接在纵梁的中空端部内并接收和啮合螺杆的螺纹头之一。

D.一种将两个桁架式翼梁截面装配的方法，包括：

将螺纹嵌入件布置在翼梁截面的每个纵梁的中空端部；

使翼梁截面的相邻端部对齐并紧密接近；

将螺杆短距离地拧入一个翼梁截面的每个纵梁的螺纹嵌入件，并余留每个螺杆从纵梁突出的螺纹部分；

定位另一翼梁截面以啮合杆的突出螺纹部分；

旋转螺杆以将两个翼梁截面连接在一起。

优势、特征、益处

在本公开中描述的太阳能飞机及其部件的不同实施方式提供了优于已知太阳能飞机的几个优势以及长时间地将有效负荷放置于地球表面上相对固定的位置的其他解决方案。例如，在本文中所描述的太阳能飞机的示例性实施方式能够在宽范围的海拔高度及宽范围的天气条件下长时间并可能无限期地保持动力飞行。

此外，除了上述益处之外，在本文中所描述的太阳能飞机的示例性实施方式可包括具有预定和期望翼截面扭转量的模块结构，且没有任何明显的间断性。此外，本教导提供连接桁架式翼梁的相邻纵梁和间隙元件的坚固的结构和方法。没有已知的系统或装置能够执行这些功能。然而，并不是在本文中所描述的所有实施方式都提供相同的优点或相同程度的优势。

总结

以上阐述的本公开可以包括独立使用的多个不同的发明。尽管这些发明中的每个已经以其优选的形式公开，但如本文中公开和示出的其具体实施方式不被认为是限制意义的，因为可以进行许多变化。本发明的主题包括本文中公开的各个元件、特征、功能、和/或属性的所有的新的和非显而易见的组合和子组合。以下的权利要求具体指出被认为是新的和非显而易见的某些组合和子组合。在特征、功能、元件、和/或属性的其他组合和子组合里实施的发明可以在本申请由此或相关的申请要求优先权。这样的权利要求，无论针对不同的发明或针对相同的发明，以及与原始权利要求范围相比是否更宽、更窄、相等，或不同，也被认为是包括在本公开的本发明的主题内。

Claims (6)

1.一种飞机，包括：

主机翼，由翼展、机翼面积和展弦比表征；

第一小翼和第二小翼，所述第一小翼和所述第二小翼以相对于由所述主机翼限定的平面成60度～100度之间的角度附接至所述主机翼的相应横向端部，所述第一小翼和所述第二小翼中的每一个由小翼翼展表征；以及

太阳能系统，包括安装至所述主机翼、所述第一小翼和所述第二小翼中的每一个的至少一个太阳能电池板，其中，所述太阳能电池板设置在所述第一小翼的两侧上和所述第二小翼的两侧上；

其中，所述小翼翼展在0.2与0.7之间，

其中，在所述第一小翼和所述第二小翼与所述主机翼相接处，所述第一小翼和所述第二小翼中的每个的弦长等于所述主机翼的弦长，

其中，每个所述第一小翼和所述第二小翼的弦长和所述主机翼的弦长都是恒定的，

其中，所述展弦比在9与15之间，其中，所述主机翼和所述第一小翼和所述第二小翼各自包括多个模块翼片和穿过所述模块翼片的桁架式翼梁，

其中，所述太阳能系统包括以与所述桁架式翼梁的垂直弯曲引起的应力隔离的方式安装至所述桁架式翼梁的能量储存罐。

2.根据权利要求1所述的飞机，进一步包括多个推进装置模块，每个推进装置模块配置在一对相邻翼片之间。

3.根据权利要求2所述的飞机，进一步包括配置在一对相邻翼片之间的至少一个机身模块。

4.一种改善飞机性能的方法，包括：

提供主机翼，所述主机翼由翼展、翼面积和展弦比表征；

将第一小翼和第二小翼以相对于由所述主机翼限定的平面成60度～100度之间的角度附接至所述主机翼的相应横向端部，所述第一小翼和所述第二小翼中的每一个由小翼翼展表征，其中，所述小翼翼展在0.2与0.7之间；以及

将至少一个太阳能电池板安装至所述主机翼、所述第一小翼以及所述第二小翼中的每一个，其中，所述太阳能电池板设置在所述第一小翼的两侧上和所述第二小翼的两侧上；

其中，在所述第一小翼和所述第二小翼与所述主机翼相接处，所述第一小翼和所述第二小翼中的每个的弦长等于所述主机翼的弦长，

其中，每个所述第一小翼和所述第二小翼的弦长和所述主机翼的弦长都是恒定的，其中，所述展弦比在9与15之间，

其中，所述主机翼和所述第一小翼和所述第二小翼各自包括多个模块翼片和穿过所述模块翼片的桁架式翼梁，

所述方法还包括以与所述桁架式翼梁的垂直弯曲引起的应力隔离的方式将能量储存罐安装至所述桁架式翼梁。

5.根据权利要求4的所述方法，其中，所述小翼翼展在0.3与0.5之间。

6.根据权利要求4所述的方法，其中，所述桁架式翼梁各自包括具有矩形横断面的至少一个翼梁截面。

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