CN109050866A - 一种飞艇 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空技术领域，提供一种飞艇。该所述艇体内部设置有主气囊和副气囊，所述主气囊中充入有密度小于空气的气体，所述副气囊中充入有高温气体，且所述副气囊的充气量可调节。本发明的飞艇，主气囊和副气囊充入不同气源，进而解决传统单一升力下升降效率、操控性和安全性均较差的问题。此外，利用飞艇的副气囊，通过调节副气囊中高温气体的充气量，为飞艇提供动态浮力调整能力，飞艇无需携带压舱物、无须改变艇内气体压力，即可实现高效率的浮力控制，无须携带空气压缩装置，不影响艇体结构强度，不改变艇体受力状态，飞艇的主体结构件较传统飞艇结构件可以更加轻便，使得飞行更加安全、经济，解决了传统飞艇浮力重力再平衡问题。

Description

一种飞艇

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞艇。

背景技术

飞艇是一种依靠浮升气体提供静升力、依靠推进系统和控制系统实现操纵飞行，轻于空气的浮空器。飞艇早于飞机半个世纪面世，是人类最早使用的航空器。1852年9月24日法国人Giffard(吉法德)驾驶第一艘动力载人飞艇升空，开创了人类可控动力飞行的新纪元，1909年齐柏林创办了世界上第一家民用航空公司——德莱格飞艇公司，开始了航空史上的飞艇时代。1929年8月，齐柏林伯爵号飞艇的洲际飞行，标志着飞艇技术达到了全盛时期。1937年5月6日，兴登堡号飞艇失事使得飞艇技术走向低谷，航空史上的飞艇时代戛然而止。

随着航空科学技术的发展，尤其是蒙皮材料、推进、飞行控制技术的突破，飞艇特有的应用优势日益凸显，其应用价值得到重新认识和评价。飞艇具有定点驻留、滞空时间长、能耗低、效费比高等优势，适合作为中低空承载平台，通过搭载不同载荷来完成各类特定任务，具有巨大的应用潜力和广阔的应用前景。飞艇这一古老的飞行器，在新世纪又焕发出新的活力。

随着我国经济的高速发展，从城市到农村，地面交通的实现方式已基本涵盖全面，从不同重量、不同时效以及不同的交互方式，均有相应的解决方案。但随着城市的发展，城镇人口和车辆日益增加，对地面交通形成的压力与日俱增，出现了较为严重的拥堵问题，尤其是具有时效性、多次传递性的物品，难以实现高效率传递。农村因路网建设不全、地形复杂，难以有效递送。故而，传统的地面交通方式难以达到预期的效果。

近年，因城镇居民网络购物及同城网络销售的兴起，快递、配送行业迅猛发展，每日物品吞吐量呈现稳步提高态势。但传统快递的取件、投送方式还是以单人单点的的方式进行，加上城市较为复杂的地面交通环境，往往难以把控货物取送的时效性和便利性的要求。

2016年，国务院办公厅发文，明确低空开放提至3000米，并逐步放开通用航空的审批要求，促进通用航空业进一步发展，将通用航空定位为战略性新型产业。飞艇作为通用航空中一种较为低成本、低风险、高效率的低空通航载体，可以极大程度的使用户更加高效、更加便利的递送货品，获得更加良好的交互体验，解决货物递送“最后一公里”的难题，有望为我国公共航空以及通用航空所包含的物流运输、侦察观测、抢险救灾、通信中继、特种施工、土地勘测、农业植保等领域的发展做出重大贡献。

然而现有技术的飞艇存在的问题是：

现有的飞艇，只具备较为单一的升力方式，大多为利用轻于空气的气体产生升力，未能将多种升力有效在同一个平台上运用，其升降效率和操控性差。进一步的，由于采用单一的升力，飞艇在升力气体泄漏或爆炸后急剧坠落，易发生事故，安全性能较差。

此外，由于绝大部分艇体充满轻于空气的气体，为控制升降，在起飞时需保证载重低于艇体浮力。现有技术通过携带或抛弃压舱物、压缩或排放浮力气体、将副气囊充放空气等方式进行浮力调整，以上浮力调整方式操作复杂、成本高、起降效率低下，难以解决浮力重力再平衡问题。

大型飞艇由于需要在艇体内部预留副气囊，而通过充放空气来控制主气囊压力的副气囊不能为飞艇提供动态浮力，且需占据飞艇内部约30％的空间。在充气放气时，副气囊自身和主气囊会产生大幅度的张力变化，并对艇体造成巨大压力。而为了使得艇体能承载巨大的压力，艇体的重量相应也会增加。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。

本发明的其中一个目的是：提供一种飞艇，解决现有技术中存在的单一升力方式下升降效率、操控性和安全性均较差，难以实现浮力重力再平衡，以及艇体受到巨大压力和重量增加的问题。

为了实现该目的，本发明提供了一种飞艇，包括艇体，所述艇体内部设置有主气囊和副气囊，所述主气囊中充入有密度小于空气的气体，所述副气囊中充入有高温气体，且所述副气囊的充气量可调节。

本发明的技术方案具有以下优点：本发明的飞艇，主气囊和副气囊充入不同气源，进而解决传统单一升力下升降效率、操控性和安全性均较差的问题。此外，利用飞艇的副气囊，通过调节副气囊中高温气体的充气量，为飞艇提供动态浮力调整能力，飞艇无需携带压舱物、无须改变艇内气体压力，即可实现高效率的浮力控制，无须携带空气压缩装置，不影响艇体结构强度，不改变艇体受力状态，飞艇的主体结构件较传统飞艇结构件可以更加轻便，使得飞行更加安全、经济，解决了传统飞艇浮力重力再平衡问题。

优选的，所述飞艇设置有引擎，所述引擎的排气口和所述副气囊的充气口连接，所述副气囊上还设置有排气阀。

优选的，所述飞艇还包括设置在所述艇体两侧的螺旋桨，两侧的所述螺旋桨可分别相对所述艇体转动。

优选的，所述螺旋桨相对所述艇体的水平转角不小于90°，竖直转角不小于180°。

优选的，所述飞艇设置有引擎，所述螺旋桨与引擎通过万向传动装置连接。

优选的，所述螺旋桨为涵道式矢量螺旋桨。

优选的，所述艇体的尾部设置有尾翼，所述尾翼包括位于所述艇体下侧的第一组尾翼，以及位于所述艇体上侧的第二组尾翼；所述第一组尾翼与水平面呈第一设定角度，所述第二组尾翼与竖直面呈第二设定角度；所述第一组尾翼的前端与后端形成设定迎角。

优选的，所述第一设定角和第二设定角均为45°。

优选的，所述艇体包括上拱形部和下拱形部，所述上拱形部的曲率半径小于所述下拱形部的曲率半径，且所述上拱形部和所述下拱形部之间平滑过渡连接。

优选的，所述艇体的横截面从中间往两端逐渐减小。

优选的，所述主气囊的数量为多个，且沿着所述艇体的纵轴分区设置在所述艇体的中部，所述副气囊设置在所述主气囊的两侧。

优选的，所述主气囊由内至外依次包括聚酯薄膜层、阻燃隔热层和热反射层。

优选的，在所述艇体的顶部开设有所述主气囊的应急窗口，用于在应急状态下所述主气囊从所述应急窗口弹出，所述主气囊与所述艇体之间通过应急导索连接。

优选的，所述艇体上设置有定速滑轮，所述应急导索绕过所述定速滑轮之后连接所述主气囊。

优选的，所述艇体包括硬质板材以及沿着所述艇体纵轴方向分布的多个支撑架；所述硬质板材的两端分别伸入相邻所述支撑架的中空部分以连接相邻所述支撑架。

优选的，所述飞艇包括吊舱，所述吊舱设置有交互平台，用于包括无人机在内的航空器的停靠；所述交互平台上设置有传送装置，所述传送装置连接所述飞艇以及所述航空器，并在所述飞艇和所述航空器之间进行货物或者人员传送。

优选的，所述飞艇的所述交互平台处设置有导向限位结构，用于引导所述航空器停靠所述交互平台。

优选的，所述导向限位结构为沿着远离所述飞艇呈放射状的多根导向架。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是实施例中飞艇的立体结构示意图；

图2是实施例中飞艇的正面的透视结构示意图；

图3是实施例中飞艇的艇体的正视结构示意图；

图4是实施例中支撑架和硬质板材的装配结构示意图；

图5是实施例中飞艇和无人机的对接过程示意图；

图6是设置有摄像头和自走轮的无人机的局部结构示意图；

图7是飞艇的货仓内标准货箱的放置示意图；

图8是无人机停靠在飞艇的交互平台时的状态示意图；

图中：1、艇体；2、引擎；3、吊舱；4、螺旋桨；5、第一组尾翼；6、第二组尾翼；7、燃料容器；8、主气囊；9、副气囊；11、支撑架；111、竖直支撑板；112、支撑梁；12、硬质板材；13、交互平台；14、无人机；15、导向限位结构；16、摄像头；17、自走轮；18、标准货箱；19、货仓；20、传送装置；21、盖板；22、进气阀；23、排气阀；24、停靠对接机构。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

请参见图1和图2，本实施例的飞艇，包括艇体1，艇体1内部设置有主气囊8和副气囊9，其中主气囊8中充入有密度小于空气的气体，副气囊9中充入有高温气体，且副气囊9的充气量可调节。

本实施例的飞艇，主气囊8和副气囊9充入不同气源，进而解决传统单一升力下升降效率、操控性和安全性均较差的问题。此外，利用飞艇的副气囊9，通过调节副气囊9中高温气体的充气量，为飞艇提供动态浮力调整能力，飞艇无需携带压舱物、无须改变艇内气体压力，即可实现高效率的浮力控制，无须携带空气压缩装置，不影响艇体1结构强度，不改变艇体1受力状态，飞艇的主体结构件较传统飞艇结构件可以更加轻便，使得飞行更加安全、经济，解决了传统飞艇浮力重力再平衡问题。

其中，主气囊8中充入的密度小于空气的气体主要包括氢气或者氦气。高温气体指代的是温度高于周围环境的气体，或者也可以将高温气体称之为热空气。

本实施例中，飞艇还设置有引擎2，从而引擎2可以为飞艇提供推力。并且，当飞艇设置有吊舱3的时候，将该引擎2可以安装在吊舱3的后方。其中，吊舱3可以为载人吊舱3，也可以为无人载货吊舱3。

为了向副气囊9中提供高温气体，优选将副气囊9的充气口和引擎2的排气口连接。引擎2由外部吸入冷空气，经燃烧后，废气(也即高温气体)由充气口注入副气囊9，其中在充气口处可以设置进气阀22。热空气进入副气囊9后，产生升力，作为飞艇的第二浮力源。该种情况下，不仅无需额外设置高温气源，还可以避免引擎2尾气排放对大气带来的环境污染。当然，除了将引擎2的尾气作为副气囊9的气源，还可以额外设置高温气源，以满足副气囊9需求。并且，引擎可选择向副气囊注入热空气，还可选择向外排气。其中，为了对副气囊9的充气量进行调节，在副气囊9上设置有排气阀23，进而可以根据升力需要排出高温气体，实现升力调整。

在起飞前，引擎2启动，引擎2为副气囊9充入高温气体，可协同主气囊8提高飞艇载重能力，进一步提高推重比。在飞艇降落前，关闭进气阀22，打开排气阀23，排出高温气体，通过调节飞艇的浮力水平，使得飞艇可以灵活改变飞行高度，无需改变艇体1内部气囊(主气囊8和副气囊9)状态及气体压力，无需携带压舱物。

本实施例中，飞艇可以根据不同的任务需求，在长航时和高负载应用中选择调整飞艇的主副气囊9比。

进一步的，飞艇还包括设置在艇体1两侧的螺旋桨4，两侧的螺旋桨4可分别相对艇体1转动。通过调整两侧螺旋桨4的角度，使得两侧推进器以不同功率和角度对飞艇起飞及降落提供推力，同时在空中调整飞行姿态，抵抗自然风对飞艇造成的位移。

传统固定式螺旋桨4推动存在以下问题：以固定的传统螺旋桨4以单一方向反方向产生推力，无法高效控制艇体1升降和空中姿态。本实施例中螺旋桨4优选但是不必须采用涵道式矢量螺旋桨4，涵道式矢量螺旋桨4对飞艇施加矢量推力。涵道式矢量螺旋桨4作为推力源，可推动飞艇进行垂直起降，并能协同控制飞艇的空中姿态。相比于传统螺旋桨4，涵道式矢量螺旋桨4桨尖诱导阻力小，具有更大的推力；涵道对来风和送风具有指向性，可以提高飞艇的姿态调整效率；涵道式矢量螺旋桨4的噪音更小；此外涵道式矢量螺旋桨4在涵道中高速旋转，可进一步提高飞艇的安全性。

其中，涵道式矢量螺旋桨4面对艇体1后方的垂直转体角度不小于180°，水平转体角度不小于90°。也即，涵道式矢量螺旋桨4以水平面内轴线为转轴转动时，其朝一个方向的转动角度不小于90°；涵道式矢量螺旋桨4以竖直面内轴线为转轴转动时，其朝一个方向的转动角度不小于180°。为了满足以上要求，涵道式矢量螺旋桨4与引擎2之间可以由万向传动装置连接。具体的，引擎2依次通过传动轴、减速器以及万向传动装置连接涵道式矢量螺旋桨4。当然，螺旋桨4与引擎2之间除了采用万向传动装置进行传动连接，还可以采用皮带、钢带等传动装置连接。此处的万向传动装置可以采用万向节。

值得一提的是，现有的飞艇，水平及垂直尾翼的布局和功能无法兼具抗侧风能力以及为飞艇提供升力，并存在飞行高度受限及航向调节效率低的问题。

有鉴于此，本实施例对艇体1的尾翼进行改进。其中，对水平尾翼进行更改，得到位于艇体1下侧的第一组尾翼5；对垂直尾翼进行更改，得到位于艇体1上侧的第二组尾翼6。其中，第一组尾翼5与水平面呈第一设定角度，第二组尾翼6与竖直面呈第二设定角度；第一组尾翼5的前端与后端形成设定迎角。

本实施例中，第一组尾翼5和第二组尾翼6均倾斜设置在艇体1上。倾斜安装的尾翼(第一组尾翼5和第二组尾翼6)有助于在减少侧向风对飞艇的影响的同时，且能尽可能大的增加尾翼面积，并提高飞艇的操纵性和气动升力。

其中，第二组尾翼6可以增加飞艇在前进过程中的飞行稳定性；此外，第一组尾翼5在增加飞行稳定性的同时，为前进中的飞艇提供升力。

优选但是不必须第一组尾翼5和第二组尾翼6均倾斜45度角安装于艇体1上，此时第一设定角和第二设定角均为45°。此外，两组尾翼延伸线优选呈十字形交叉，

第一组尾翼5前端与后端形成设定迎角，使得飞艇在向前飞行中，可获得来自前方流经艇体1的自然风以及涵道式矢量螺旋桨4产生吹向第一组尾翼5产生的升力，且该部分升力可作为艇体1的结构升力源。其中，设定迎角可以根据不同情况、不同需求进行选择。

本实施例的飞艇，由于对其尾翼进行以上特殊设计，使得飞艇可以在空中根据需要即时调整浮力，控制飞行高度，并能在空中更高效地改变高度和方向。

请参见图3，本实施例的飞艇，其艇体1包括上拱形部和下拱形部。其中，上拱形部的曲率半径小于下拱形部的曲率半径，且上拱形部和所述下拱形部之间平滑过渡连接。

该种艇体1的侧方气流可被艇体1两侧过渡连接部分分开，使得气流向艇体1上下两侧流过。由于上拱形部的曲率半径小于下拱形部的曲率半径，则侧方气流在流经艇体1下侧的下拱形部的时候对飞艇形成较大气压，侧方气流在流经艇体1上侧的上拱形部的时候对飞艇形成相对小的气压，进而艇体1上下侧的气压差为飞艇提供部分向上升力，保证飞艇在遭遇强侧风情况下不会出现高度损失。

此外，艇体1的横截面从中间往两端逐渐减小。该种情况下，艇体1采用流线型设计，飞艇头部的迎风面面积最小，气流可高速从飞艇正面流经艇体1。当然，此处的“从中间往两端逐渐减小”中的“中间”，只是相对艇艏和艇尾而言，并不要求是严格意义上的中间。

本实施例的飞艇，其艇体1外形具有空气动力学特性，且使得飞艇的抗风阻性能得到优化。优化后的艇体1气动外形，在于最大程度降低从正面、侧面吹向艇体1的自然风对飞艇形成的飞行阻力和偏移，减少飞艇正面、侧面的迎风面面积。

综上，本实施例的飞艇，其实际上是一种混合升力飞艇，具体为同时利用轻于空气的气体、高温气体、涵道式矢量螺旋桨4、艇体1升力结构为飞艇提供包括浮力、推力、结构升力三种作用力组成的混合升力。该种飞艇，其可最大限度提高飞艇的升降效率与浮重比，兼顾升降效率和操控性。即使在浮力气体缺失的情况下，依然可以控制艇体1下降速度，继续平稳飞行，安全降落，因此可以进一步提高飞艇的安全性。此外，该飞艇可以较低成本实现较长的滞空时间并达到可观载荷的低空通航载体，并可承担载人、载物、巡航、观测等多种航空任务。

本实施例的飞艇，在副气囊9气体温度控制和引擎2推力控制下，装卸和升降全程无需考虑浮力重力再平衡问题。其中，飞艇在地面锚泊状态下，其艇体1浮力小于艇体1自重，各方向来风对艇体1姿态影响较小，地面无需繁杂的锚泊措施。此外，由于该种飞艇的滞空能力，使得其可通过与多旋翼无人机14协同工作实现货物空中交互和在地面精准高效递送。

为了安全起见，本实施例的主气囊8的数量为多个。多个主气囊8互相独立，进而，即使飞行过程中部分气囊出现故障，其余气囊仍然可以提供升力，保障飞行安全。

其中，优选主气囊8分为若干段且进行分区布置。主气囊8内由轻于空气的气体(氢气或氦气)构成飞艇第一浮力源，主气囊8由艇艏至艇尾沿中轴线(也即纵轴)布设。

在此基础上，副气囊9设置在主气囊8的两侧。

本实施例中，每个主气囊8由独立的三层包裹层组成，每个包裹层镶嵌在艇体1主体结构中。其中，优选主气囊8由内至外依次包括聚酯薄膜层、阻燃隔热层和热反射层。其中，聚酯薄膜层优选为高密度聚酯薄膜层，以防止主气囊8内部气体泄漏；阻燃隔热层只要具备阻燃、隔热的效果即可，例如其可以通过在聚酯薄膜层和热反射层之间放置填充物得到；热反射层主要用于反射外界的热量，尤其是副气囊9中高温气体带来的热辐射，并增强主气囊8的散热性能，例如可以金属箔片制作得到。

在主气囊8内部设置有压力传感器用于监测主气囊8的气压。每个主气囊8均具备至少一个充气口，在每次飞行前必须对主气囊8进行压力调试，使得主气囊8内外压力达到平衡。

本实施例中，在艇体1的顶部开设主气囊8的应急窗口。进而，在应急状态下主气囊8从应急窗口弹出。并且，为了保证主气囊8与艇体1之间的连接，艇体1与主气囊8之间设置有应急导索。

如飞艇主气囊8内充入氢气并发生飞行故障或起火隐患时，艇体1上方预留的应急窗口开启，主气囊8(氢气囊)迅速弹出，并由应急导索牵引，继续对飞艇提供升力，可最大化安全利用氢气，并提高飞艇的安全性能。

其中，优选应急导索安装在艇体1隔舱下端，和艇体1之间通过多个连接点进行连接。并且，为了防止应急导索触碰电线引燃内部气体，最好应急导索的材质为绝缘材质。此外，应急导索配有定速滑轮，在遇紧急情况下(如发动机失火、艇体1受压、氢气泄漏等)，位于主气囊8上部的顶部盖板21打开，此时主气囊8可通过应急窗口弹出。并且，定速滑轮通过控制应急导索控制主气囊8的弹出速度，保证飞艇运行的平稳性。

其中，主气囊8离开艇体1之后，在应急导索的控制下，悬停于飞艇上方20米以上位置(其它位置也可以)，进而可防止氢气发生爆炸或氦气泄漏，同时为飞艇继续提供浮力。

其中，多个主气囊8可同时通过其上方的应急窗口离开艇体1，也可以在不同情况下，选择部分主气囊8离开艇体1。

值得一提的是，传统采用单一的升力的飞艇，例如飞艇采用氢气作为升力气体，当升力体泄漏或爆炸，则飞艇无法紧急避险，进而容易发生事故。本实施例中，通过设置应急窗口，使得紧急情况下主气囊8可以离开艇体1并在艇体1上方继续为飞艇提供浮力，进而保证了飞艇紧急避险能力，防止事故的发生。

本实施例中，艇体1包括沿着所述艇体1纵轴方向分布的多个支撑架11以及硬质板材12，请参见图4。其中，支撑架11要求具有一定的横、纵向力学稳定性，其材质最好为具有低重量、高强度的结构材料，如航空铝、石墨烯、碳纤维、玻璃纤维以及多种纤维复合材料等。为了进一步保证支撑架11的结构强度，在主气囊8舱外侧连接两条交叉的支撑梁112，进一步保证艇体1的结构稳定性。

优选但是不必须支撑架11的特定位置形成有中空部分，并且硬质板材12的两端分别伸入相邻支撑架11的中空部分以连接相邻支撑架11，进而高强度的支撑架11可对伸入的硬质板材12起到多方面固定支撑作用。其中，硬质板材12最好具有低重量、阻燃、高强度的物理特性。并且，硬质板材12与支撑架11之间在接口处卯合。

支撑架11和硬质板材12两者结合构成艇体1的主要结构体，起到支撑飞艇，增加艇体1结构强度的作用。

为使得艇体1底部均匀承受重力并减小浮升气体净升力对艇体1结构产生的影响，硬质板材12之间，以及硬质板材12与支撑架11之间需由数条钢索连接，并合理分配张力。

在硬质板材12外侧铺设一层薄质包裹层，如凯夫拉板、高强度聚酯板或者高强度混合纤维板，使得艇体1外围达到一定的结构强度和气密性，并作为飞艇的副气囊9包裹层。

艇体1框架搭建完毕后，可以在艇体1外层铺设高密度聚芳酯纤维织物、聚氟乙烯薄膜或聚酯蒙皮，用于保护艇体1，增加艇体1强度。其中，当铺设有蒙皮的时候，蒙皮外铺设一层荧光反射薄膜，抵抗紫外线辐射对蒙皮和结构体造成的损伤。

进一步的，本实施例的飞艇，在艇体1下方设置有吊舱3。其中吊舱3可以吊挂在支撑架11的竖直支撑板111下方。其中，竖直支撑板与副气囊接触的部分加装隔热。

吊舱3可以为载物货仓或者载人客舱。在吊舱3的舱体后部安装至少一台引擎2，其中引擎2的燃料可以是汽油、甲醇或者乙醇，且可以将燃料装置在燃料容器7内。

请参见图5，吊舱3设置有交互平台13，用于包括无人机14在内的航空器的停靠。交互平台13上设置有传送装置20，传送装置20连接飞艇以及航空器，并在飞艇和航空器之间进行货物或者人员传送。

本实施例的飞艇，其可以与其它航空器同步协作进行递送交互。例如，其可以与多旋翼无人机14配合，实现货物的空中转接，实现大容量、长航时的货物持续收发。

其中，飞艇在吊载货舱时，不仅可以单次运送较重的货物，而且可以利用飞艇滞空时间长的优势，与多旋翼无人机14进行零散货物的空中交互，在空中实现货物的高频次收发传递。

本实施例的传送装置20，其具体形式不限，只要能够实现货物或者人员传送即可。

其中一种情况，传送装置20包括载货机构和货物转递机构。其中，载货机构具有收发功能，采用轮转载货机构形式，并实现货物在货仓19内装载的功能。轮转载货机构的载货机制类似于滚动的坦克履带，货物在一个可以滚动的椭圆形载货机构上进行轮转。统一规格的货箱依次排列于载货机构内部。进一步的，位于两侧的轮转载货机构中间，设置一个货物转递机构。

请参见图7和图8，货物转递机构将标准货箱18由轮转载货机构提取出来，平行传送到无人机14载货仓上方，再将标准货箱18放入无人机14载货仓。反之，需要将货物从无人机14运转至飞艇的时候，由货物转递机构将无人机14内的货物提送至轮转载货机构，之后工作原理和上述相同，此处不再赘述。

或者，本实施例的传送装置20还可以采用机械手抓取的形式。具体的，在飞艇的货仓内设置货柜；对应的，在无人机上也设置货柜。进而，通过机械手在飞艇的货柜和无人机的货柜之间传送货物。该种情况下，可以提高传送效率，以及更充分利用无人机和飞艇货仓的空间。

此外，交互平台13用于防止转接过程中载货箱意外掉落。并且，飞艇的交互平台13处设置有导向限位结构15，用于引导所述航空器停靠交互平台13。例如，导向限位结构15为沿着远离飞艇呈放射状的多根导向架，或者，导向限位结构15为限位接驳器。

该种情况下，货物转递机构前后连接无人机14停靠对接机构24(也即导向限位结构15)，与货物转接板同时辅助无人机14停靠货仓19。无人机14停靠对接机构24可以采用上下平行排列的、带有两侧凸起的铝板，尺寸略大于无人机14端的停靠对接机构24，铝板下侧与交互平台13连接，作为无人机14的降落支撑，铝板上侧板高度略高于无人机14，向斜上方呈放射状延伸，对无人机14停靠起逐步引导和限位作用。

无人机14的旋翼边缘安装四个铝制支架状对接引导机构，通过远程飞行控制，完成与飞艇空中对接及后续交互。无人机14在载货后在交互平台13上起飞后沿着其停靠对接机构24飞出交互平台13，可防止无人机14在起飞时动力输出不稳定产生的坠落隐患。

多旋翼无人机14由四组或六组旋翼系统组成，中央设置载货仓19，标准货箱18落入后自动锁紧。无人机14下方安装四个可进行地面行驶的自走轮17，例如电动轮，无人机14机身安设可180°回转的飞行摄像头16两枚，请参见图6。安设语音通话系统一套，无人机14可通过无线网络，实现远程操控。在飞抵目标点投递时，可精确调整降落地点，行驶至收货人附近，并与收货人进行语音通话，实现物品递送。

当然，以上举例的无人机14，其并不构成本申请中与飞艇进行空中交互的航空器的限制。

值得一提的是，本实施例的附图中的艇体不构成对艇体结构的限制。例如，艇体结构尽可能采用平滑过渡的结构，而非形成有尖角的结构。

下面以400立方级艇体1的飞艇为例，对本申请的飞艇举例说明。该飞艇在载货时，浮力配比和载重配比及浮力、重力调节机制如下：

在飞艇长18米，艇宽6米，艇高4米的情况下，立方体体积为430m³，飞艇的实际内腔体积约为370m³。主气囊8长18米，宽3米，高4米时，主气囊8体积约为180立方米。副气囊9体积约为190m³。除去结构组件体积，主气囊8与副气囊9的总占比约为1:1。

飞艇在主气囊8充满氢气的情况下，氢气总浮力为220Kg(每立方米氢气浮力为1.26Kg，氦气升力为每平方1.18Kg)，热空气升力为80Kg(每立方米热空气浮力为0.4Kg)。在两台涵道式矢量螺旋桨4推力为90Kg的前提下，氢气的升力占比约为57％，热空气升力占比约为20％，涵道螺旋桨4推力占比约为23％。

飞艇的自重包括飞艇艇体1结构件重量、飞艇引擎2系统重量、燃料重量。载重飞艇在起飞前净重为艇体1结构160Kg、引擎2系统40Kg、燃料30Kg，总重230Kg。

飞艇在系舶状态下，内存主气囊8氢气，飞艇静态重量为10Kg。

飞艇在起飞准备状态下，副气囊9充入热空气(也即高温气体)，副气囊9冷空气转变为热空气并产生80Kg浮力，此时飞艇的总浮力为300Kg，飞艇净重约230Kg，浮力大于自重约90Kg，此时飞艇的悬停载重约为90Kg，加上涵道式螺旋桨4提供的推力约为90Kg，载重飞艇的最大载货重量为180Kg。此时飞艇在引擎2系统推动下，可进行正常飞行，并在飞行中获得艇体1带来的部分升力。

当飞艇在空中卸载180KG最大载重量后，飞艇净重230Kg，飞艇在氢气和热空气提供浮力的情况下，总浮力300KG，此时存在多余的70Kg浮力，飞艇无法使净重大于浮力实现下降。此时，飞艇可打开副气囊9排气阀23，排出部分热空气，副气囊9空气温度下降后，副气囊9不再为飞艇提供浮力，飞艇可根据所需下降速率，调整排气阀23排气量，实现降落。飞艇在排掉80KG热空气浮力后，飞艇浮力小于净重，可使飞艇实现缓慢降落，由涵道式矢量螺旋桨4引导飞艇下降。

相应体积的传统飞艇性能分析：

传统飞艇在艇长18米，艇宽6米，艇高4米的前提下，立方体体积为430m³，飞艇的实际内腔体积约为370m³，排除副气囊930％体积，可储存浮力气体约为260m³。在储存氢气的情况下，可提供330Kg浮力。去除飞艇280公斤自重(传统飞艇由于承压要求较高，艇体1结构重量较大)，净浮力为50Kg，在获得引擎2系统提供的90Kg推力后，最大起飞载重为140Kg，为调整卸载后的浮力重力平衡，副气囊9只可调整约60Kg浮力，卸载后的飞艇存在270Kg空余浮力，在返程不携带压舱物的情况下，传统飞艇的实际最大起飞载重为副气囊9可调浮力与引擎2系统推力之和，即为150Kg。

综上，本实施例的飞艇，在吊载载人舱时，可根据艇体1升力调整载人数量和布局，载人舱可提供360°观景视野，可以广泛用于旅游观光、土地勘测、电路巡线、紧急救援、定点监控、农业植保等领域，具备起降方便、航程长、滞空时间长、成本低廉等优势。

以上实施方式仅用于说明本发明，而非对本发明的限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行各种组合、修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (18)

1.一种飞艇，其特征在于，包括艇体，所述艇体内部设置有主气囊和副气囊，所述主气囊中充入有密度小于空气的气体，所述副气囊中充入有高温气体，且所述副气囊的充气量可调节。

2.根据权利要求1所述的飞艇，其特征在于，所述飞艇设置有引擎，所述引擎的排气口和所述副气囊的充气口连接，所述副气囊上还设置有排气阀。

3.根据权利要求1所述的飞艇，其特征在于，所述飞艇还包括设置在所述艇体两侧的螺旋桨，两侧的所述螺旋桨可分别相对所述艇体转动。

4.根据权利要求3所述的飞艇，其特征在于，所述螺旋桨相对所述艇体的水平转角不小于90°，竖直转角不小于180°。

5.根据权利要求3所述的飞艇，其特征在于，所述飞艇设置有引擎，所述螺旋桨与引擎通过万向传动装置连接。

6.根据权利要求3所述的飞艇，其特征在于，所述螺旋桨为涵道式矢量螺旋桨。

7.根据权利要求1所述的飞艇，其特征在于，所述艇体的尾部设置有尾翼，所述尾翼包括位于所述艇体下侧的第一组尾翼，以及位于所述艇体上侧的第二组尾翼；所述第一组尾翼与水平面呈第一设定角度，所述第二组尾翼与竖直面呈第二设定角度；所述第一组尾翼的前端与后端形成设定迎角。

8.根据权利要求7所述的飞艇，其特征在于，所述第一设定角和第二设定角均为45°。

9.根据权利要求1所述的飞艇，其特征在于，所述艇体包括上拱形部和下拱形部，所述上拱形部的曲率半径小于所述下拱形部的曲率半径，且所述上拱形部和所述下拱形部之间平滑过渡连接。

10.根据权利要求9所述的飞艇，其特征在于，所述艇体的横截面从中间往两端逐渐减小。

11.根据权利要求1至10中任意一项所述的飞艇，其特征在于，所述主气囊的数量为多个，且沿着所述艇体的纵轴分区设置在所述艇体的中部，所述副气囊设置在所述主气囊的两侧。

12.根据权利要求1至10中任意一项所述的飞艇，其特征在于，所述主气囊由内至外依次包括聚酯薄膜层、阻燃隔热层和热反射层。

13.根据权利要求1至10中任意一项所述的飞艇，其特征在于，在所述艇体的顶部开设有所述主气囊的应急窗口，用于在应急状态下所述主气囊从所述应急窗口弹出，所述主气囊与所述艇体之间通过应急导索连接。

14.根据权利要求13所述的飞艇，其特征在于，所述艇体上设置有定速滑轮，所述应急导索绕过所述定速滑轮之后连接所述主气囊。

15.根据权利要求1至10中任意一项所述的飞艇，其特征在于，所述艇体包括硬质板材以及沿着所述艇体纵轴方向分布的多个支撑架；所述硬质板材的两端分别伸入相邻所述支撑架的中空部分以连接相邻所述支撑架。

16.根据权利要求1至10中任意一项所述的飞艇，其特征在于，所述飞艇包括吊舱，所述吊舱设置有交互平台，用于包括无人机在内的航空器的停靠；所述交互平台上设置有传送装置，所述传送装置连接所述飞艇以及所述航空器，并在所述飞艇和所述航空器之间进行货物或者人员传送。

17.根据权利要求16所述的飞艇，其特征在于，所述飞艇的所述交互平台处设置有导向限位结构，用于引导所述航空器停靠所述交互平台。

18.根据权利要求17所述的飞艇，其特征在于，所述导向限位结构为沿着远离所述飞艇呈放射状的多根导向架。