CN116829457A - 无人驾驶型混合动力可充气飞行器 - Google Patents

Abstract

描述了一种无人驾驶型的混合动力飞行器(1)，该飞行器被构造成用于将空气静力和空气动力结合且经优化地进行使用，该飞行器包括可充气本体(10)，该可充气本体(10)包括外壳体(11)和在所述外壳体(11)内部的载荷支承结构(20)，所述可充气本体(10)适于采用闭合翼操作构型。

Description

无人驾驶型混合动力可充气飞行器

技术领域

本发明涉及无人驾驶型飞行器的技术领域。

背景技术

无人驾驶型的飞行器是已知的。例如，在不引入任何限制的情况下，近年来人们对对流层和平流层的无人驾驶飞行器、特别是也称为HAPS(高空伪卫星)的平流层平台中的无人驾驶飞行器的兴趣日益浓厚。这种兴趣是由对受益于使用无人驾驶飞行器带来的优势的可能应用的分析而激发的，例如对土地安全的监测、精准农业、电信和环境监测。

对流层和平流层的可充气的飞行器型平台与复合材料或金属平台相比具有四个主要优点，即，结构重量减轻、由于结构性质导致的气动弹性问题减少、能够使用比空气轻的气体作为保持物、以及在放气时运输体积减少。

与卫星不同，HAPS平台提供了在局部尺度上持续观察地球表面的可能性，即几乎没有重访时间，以及在邻近、即从明显低于卫星的高度处观察地球表面的可能性，从而提供比由卫星感测提供的图像分辨率高得多的图像分辨率，甚至执行更少安装且成本效益负载较低。

HAPS是通常能够在地球表面上方约18km至20km(低平流层)的高度处操作的平台，并且HAPS通常能够凭借光伏能量的使用而连续地操作几个月。

飞行高度(18km至20km)是非常令人感兴趣的，因为该飞行高度远高于商业空中交通关注的高度范围，因此HAPS平台对航空公司的影响仅限于上升到任务高度和下降到着陆基地高度的阶段。另外，从气象条件的观点来看，对目前风况的统计分析显示，正是在这个高度范围内，风力最小。平流层具有随着高度的增加而升高(与对流层不同)的温度分布。这使得这部分大气稳定，从而防止了形成上升气流和湍流。

近年来，已经提出了一些关于HAPS平台的建议。这些建议可以分为三种主要平台类型。第一种类型，也是从时间的角度来看，以平流层气球为代表。第二种类型以固定翼型平台为代表，最后第三种类型以飞艇型平台为代表。

平流层气球型和飞艇型平台是基于仅利用空气静力来平衡重量(比空气轻)，而固定翼型平台仅利用空气动力(比空气高)来平衡重量。

气球型平台的有效负载重量与总重量的比率较高。另一方面，这种气球型平台通常没有推进力，也没有其他的方向控制系统，因此不提供对预定轨迹进行设置的可能性，预定轨迹因此由不同高度的风况来确定。

另一方面，固定翼型平台基于具有非常大的翼延伸部的构型来增加空气动力学效率，并且固定翼型平台的特征在于非常轻的结构。由于非常轻的结构的原因，因此固定翼型平台的总重量必须受到限制，从而将可用有效负载重量减少到几千克(5kg至25kg)。此外，这些平台的非常轻的结构可能会在低空、上升和下降阶段引起气动弹性问题。

另一方面，与固定翼型平台相比，飞艇型平台被设计成用于非常高的有效负载(>200kg)并且具有非常大的尺寸和非常高的最大起飞重量(MTOW>3000kg至5000kg)。这种MTOW主要是由于气囊的存在，气囊构成了与外壳体尺寸几乎相同的第二内壳体，是补偿高度变化时气体膨胀所必需的(在一高度处的体积可能高达在海平面处的体积的20倍)。平流层飞艇的巨大尺寸使得地面操作变得困难，特别是在恶劣的天气条件下，并且需要专用的基础设施来进行部署和遮蔽，这使得这种平流层飞艇的战术使用基本上不可能。

因此，从上述现有技术的平流层平台的分析可以看出两个主要方面：第一方面涉及此类平台的操作，这种平台强烈受到天气条件的影响，导致人们认为只能从世界上数量有限的基地对这种平台进行部署。第二方面涉及对于有效负载而言可用的重量，对于固定翼型平台而言，该重量被限制在25kg以上，而对于飞艇型平台而言真正实用的仅是大于200kg的有效负载。

发明内容

本发明的目的是提供一种相对于上述现有技术的平台的替代类型的飞行器，这种飞行器的特征在于允许有效地吸收扭转负载并允许减少空气动力阻力而无需大翼展的空气结构构型。

根据本发明的方面，作为前述目的的替代或补充，另一目的是提供一种飞行器，该飞行器相对于上面参考现有技术讨论的平台允许减少飞行器的尺寸和/或体积和/或成本和/或操作缺点。

根据本发明的方面，作为上述目的的替代或补充，另一目的是提供一种飞行器，该飞行器允许解决或至少部分地克服上面参考现有技术的平台所讨论的缺点。

根据本发明的方面，作为上述目的的替代或补充，另一目的是提供一种飞行器，该飞行器允许相对于现有技术减少对于同一有效负载而言的飞行器的重量、尺寸和成本，因此这种飞行器还可以用于战术类型的行动。

根据本发明的方面，作为前述目的的替代或补充，另一目的是提供一种飞行器，该飞行器允许相对于上述现有技术的系统具有改进的系统可靠性。

根据本发明的方面，作为上述目的的替代或补充，另一目的是提供一种能够装载如许多应用所需要的5kg至100kg范围内的有效负载的飞行器。

这些和其他目的通过如所附权利要求1的最一般形式和从属权利要求的几个具体实施方式中限定的无人驾驶型的混合动力可充气飞行器来实现。

附图说明

通过以下参考附图以示例性而非限制性的方式进行的对本发明实施方式的详细描述，将更好地理解本发明，在附图中：

-图1示出了根据当前优选实施方式的混合动力可充气飞行器的前部的示意性立体图；该图中的飞行器被示出为不存在有效负载；

-图2示出了图1中的飞行器的内部载荷支承结构的前部的示意性立体图；-图3示出了图1中的飞行器的前部的平面图；该图中还示出了有效负载；-图4示出了图1中的飞行器的后部的平面图；该图中的飞行器被示出为不存在有效负载；

-图5示出了图1中的飞行器的侧部的平面图；该图中的飞行器被示出为不存在有效负载；

-图6示出了图1中的飞行器的俯视图；该图中的飞行器被示出为不存在有效负载；

-图7示出了图1中的飞行器的底部的平面图；该图中的飞行器被示出为不存在有效负载；

-图8示出了图1中的飞行器的一部分的立体图，其中飞行器的外壳体的一部分已被移除；

-图9A至图9C是分别处于初始起飞构型、中间构型和操作任务构型的图1中的飞行器的前侧部的示意性平面图。

具体实施方式

附图中相似或等同的元件将通过相同的附图标记来指示。

还应当指出的是，在下面用于描述根据本发明的飞行器的部件的描述中所使用的术语“下部”、“上部”、“水平”、“竖向”旨在指示此类飞行器在指定任务高度的正常运行状况。再次，在下面用于描述根据本发明的飞行器的部件的描述中所使用的术语“前部”和“后部”旨在指示此类飞行器在指定任务高度的处于正常运行状况中的前进方向X1(图6)。此外，用于描述根据本发明的飞行器平台的一部分的术语“径向外部”和“径向内部”旨在指示稍后将描述的开口12的轴线(例如参见图3)，其中所述轴线相对于开口12居中且正交地布置。

首先参照图1至图7，根据当前优选实施方式的无人驾驶型的混合动力飞行器整体由附图标记1表示。根据实施方式，具体地，飞行器1是平流层平台并且更优选地是HAPS(高空伪卫星)平流层平台。此外，还应当指出的是，出于本描述的目的，用于定义飞行器的术语“混合动力”表示该飞行器被构造成用于空气静力和空气动力的优化结合和平衡应用的事实。术语“优化”是指选择浮力比(即空气静力与总力的百分比)，以使平台的总重量和占地面积最小化，固定有效负载以及仅使用空气静力即可达到的最小高度。具体地，根据本说明书的混合动力飞行器被构造为联合利用空气静浮力和升力两者。换句话说，还应当指出的是，飞行器1被方便地构造为在各个飞行阶段期间利用空气动力不仅控制飞行器1，而且还对飞行器本身的重量进行平衡。根据实施方式，飞行器1是战术型飞行器，这意味着该飞行器可以容易地在标准集装箱内被运输以及直接被部署在操作场景中。这得益于其小尺寸和MTOW(最大起飞重量)。参照图5和图6至图7，根据实施方式，具体地，飞行器1具有包括在8m至25m范围内的最大长度L1或翼展L1、包括在30kg至400kg范围内的MTOW以及在5kg至100kg范围内的有效负载60。一般而言，飞行器1适于用来陆地监测。具体地，飞行器1可以用于多种不同的应用，例如但不限于边境监测、环境监测、精准农业、电信、国土安全和紧急支持。

根据实施方式，如在本说明书中以下将更详细地理解的，飞行器1具有包含不同内部压力的可充气结构元件的组合，这些可充气结构元件优选地联接至刚性子结构(例如由复合材料、铝等制成的刚性子结构)，例如机舱、发动机安装件、可移动控制表面等。根据实施方式，将在本说明书中以下描述的飞行器1的所有可充气元件包括由气体保持层、结构层和保护层组成的层压材料件。

再次参考图1至图7，飞行器1包括可充气本体10。可充气本体10包括外壳体11或外蒙皮11以及在外壳体11内部的载荷支承结构20。方便地，可充气本体10适于采用闭合翼操作构型(图1、图3至图6、图7和图9C)。具体地，在这种闭合翼操作构型中，可充气本体10具有围绕通孔12延伸的环形构型。应当指出的是，根据实施方式，前述闭合翼操作构型对应于平台1用气体、优选地氦气充气的设计或任务构型。根据实施方式，在闭合翼操作构型中，凭借其特定的航空结构构造，飞行器1能够非常有效地产生飞行器1总重量的约60％至80％的升力和飞行器1总重量的40％至20％的空气静浮力，该飞行器1填充有比空气轻的气体，如上所述，该气体优选为氦气。

根据实施方式，在闭合翼操作构型中，可充气本体10包括第一拱形部分10A，第一拱形部分10A适于限定出具有前边缘102A和后边缘101A的拱形翼10A。优选地，拱形翼10A是半椭圆形或大致半椭圆形的翼。此外，在闭合翼操作构型中，可充气本体10包括第二直形部分10B，第二直形部分10B适于限定出具有前边缘102B和后边缘101B的直形翼10B。具体地，拱形翼10A是上部翼，而直形翼10B是下部翼。在闭合翼操作构型中，可充气本体10还包括布置在直形翼10B的相反端部处的第三连接部分10C和第四连接部分10D。连接部分10C、10D适于将拱形翼10A和直形翼10B彼此连接。换言之，连接部分10C、10D对应于翼10A、10B中的每个翼的相反端部部分或末端。实际上，凭借连接部分10C、10D，直形翼10B在结构上和空气动力学上使拱形翼10A闭合。

参照图5和图7，根据实施方式，在从处于上述操作构型的飞行器1的下方看到的平面图中，前边缘102A、102B相互对准，而后边缘101A、101B相互偏移。然而，根据替代实施方式，在从处于上述操作构型的飞行器1的下方看到的平面图中，前边缘102A、102B可以相互偏移以改进飞行器的稳定性和可控性特性。事实上，通过将拱形翼10A和直形翼10B的压力中心移位，可以例如消除相对于重心的纵向力矩。

根据实施方式，控制表面80A、80B分别与拱形翼10A和直形翼10B相关联。控制表面80A、80B执行飞行器1的控制和配平功能。根据实施方式，控制表面80A、80B还可以是由复合材料制成的刚性结构。

根据实施方式，飞行器1包括太阳能面板70，优选地为柔性太阳能面板70，太阳能面板70可以与拱形翼10A和/或直形翼10B相关联。根据实施方式，飞行器1包括用于有效负载60并且优选地还用于电池和航空电子系统的一对壳体或机舱，该壳体或机舱位于第三连接部分10C和第四连接部分10D处。

根据实施方式，飞行器1包括至少一个推进系统51、52。推进系统51、52优选地包括一对前推进器51，所述一对前推进器51相互间隔开并与拱形翼10A相关联。此外，推进系统51、52包括一对前推进器52，所述一对前推进器52相互间隔开并与直形翼10B相关联。然而，根据实施方式，可以存在多于四个的推进器51、52。根据实施方式，推进器51沿着拱形翼10A的主要延伸方向相互对准，而推进器52沿着直形翼10B的主要延伸方向对准。如例如在图6至图7中可以看出的，根据实施方式，推进器51相对更靠近在一起，而推进器52比推进器51相对更远。根据实施方式，推进器51和52包括螺旋式推进器。更具体地，根据实施方式，推进器51和52包括驱动螺旋式推进器。优选地，推进器51和52包括电动马达51、52。具体地，根据实施方式，推进系统51、52是全电力的并且发电是基于前述太阳能面板70的。更具体地，根据实施方式，飞行器1被设计成完全能量自给自足并且能够在空中停留数周。优选地，确保夜间飞行所需的能量存储基于高能量密度电池，例如锂聚合物电池(Li-Po)、锂离子电池(Li-ION)、锂硫电池(Li-S)等。

飞行器1的特定闭合翼操作构型在结构上和空气动力学上具有显著的优点。在结构上，拱形翼10A具有分布在该拱形翼上的一小部分负载(部分地由内部气体产生的空气静推力支撑)。例如，根据实施方式，分布在拱形翼10A上的负载是由于翼10A本身的重量以及优选地由于太阳能面板70和/或推进器51和/或控制元件40(在下文中将更详细地描述在图8中示出的控制元件40)的存在而产生的。然而，大部分负载将被集中在翼10A的端部部分或末端、即在连接部分10C、10D处，在连接部分10C、10D处布置有有效负载60以及优选地电池和航空电子系统。根据实施方式，凭借连接部分10C、10D中的拱形结构和特定负载构型，翼10A将须承受主要拉伸负载，该拉伸负载优选地与制造翼10A本身的材料匹配，该材料优选以织物为主。根据实施方式，直形翼10B在结构上将仅具有以下分布负载：翼10B本身的重量以及优选地推进器52和/或相应的控制元件40(将在下文中描述控制元件40)的重量。直形翼10B将贡献集中在该直形翼的端部部分或末端、即连接部分10C、10D的负载的仅一部分。根据实施方式，直形翼10B将必须主要支撑弯曲负载，该弯曲负载将通过由拱形翼10A在相应端部部分、即在连接部分10C、10D处产生的空气静浮力和空气动力负载两者而减小。再次从结构角度来看，闭合翼操作构型有效地解决了吸收扭转负载的需要，这是具有自由末端的经典固定翼的典型特征。此外，这种负载优选地被载荷支承结构20和外蒙皮11吸收。

从空气动力学的角度来看，闭合翼操作构型代表了减少诱导阻力而不必考虑宽翼展的最佳解决方案。弧形翼10A上的空气动力负载大于直形翼10B上的空气动力负载。此外，拱形翼10A由于其拱形构型，除了升力之外还产生侧向空气动力，该侧向空气动力使直形翼10B受到牵引并且有助于支撑直形翼10B的弯曲负载。

参见图2，根据实施方式，载荷支承结构20为环形结构，载荷支承结构延伸穿过拱形翼10A、直形翼10B以及前述的第三连接部10C和第四连接部10D。

根据实施方式，载荷支承结构20包括至少一个环形主翼梁201。有利地，根据实施方式，所述至少一个环形主翼梁201是可膨胀翼梁201。在示例的实施方式中，载荷支承结构20包括单个主翼梁201。根据实施方式，在闭合翼操作构型中，所述至少一个主翼梁201包括拱形主翼梁部分201A和直形主翼梁部分201B。拱形主翼梁部分201A与拱形翼10A相关联，而直形主翼梁部分201B与直形翼10B相关联。具体地，拱形主翼梁部分201A是管状部分，优选地具有圆形横截面，该管状部分从所述部分201A的中心朝向第三连接部分10C和第四连接部分10D渐缩。此外，直形主翼梁部分201B是管状部分，优选地具有圆形横截面，该管状部分从所述部分201B的中心朝向第三连接部分10C和第四连接部分10D渐缩。优选地，部分201B的截面特别地随着翼轮廓10B的厚度百分比的变化而变化。

再次参考图2，根据实施方式，载荷支承结构20包括至少一个环形辅助翼梁202-204，环形辅助翼梁具有比所述主翼梁201的横截面尺寸更小的横截面。根据实施方式，至少一个辅助翼梁202-204有利地是可膨胀翼梁。根据实施方式，所述至少一个辅助翼梁202-204包括后边缘翼梁202、前边缘翼梁204和中间翼梁203。具体地，后边缘翼梁202布置在拱形翼10A和直形翼10B的后边缘101A、101B处。前边缘翼梁204布置在拱形翼10A和直形翼10B的前边缘102A、102B处。中间翼梁203插置在至少一个主翼梁201与后边缘翼梁202之间。根据实施方式，中间翼梁203可以布置在翼10A、10B的厚度百分比最大处，并且主翼梁201布置在与后边缘翼梁202相距一距离处，该距离等于后边缘翼梁202与前边缘翼梁204之间的距离的约65％至85％处。有利地，根据实施方式，所有辅助翼梁202-204都是可充气翼梁。根据实施方式，所述至少一个主翼梁201和所述至少一个辅助翼梁202-204是相互流体连接的，并且优选地被充气至相同的压力。

再次参考图2，根据实施方式，可充气本体10包括至少一个环形室31、31A、31B、32，该环形室由外蒙皮11界定并延伸到拱形翼10A和直形翼10B中。根据实施方式，可充气本体10具体地包括多个环形室31、31A、31B、32。根据实施方式，这样的多个环形室31、31A、31B、32包括相互流体连通的室。例如，根据实施方式，外蒙皮11仅被固定、优选地被胶合至前边缘翼梁204和后边缘翼梁202，从而允许气体在环形室31、31A、31B、32之间通过。根据替代实施方式，如果存在例如设置有相应室的副翼，则外蒙皮11还可以被固定、优选地被胶合至中间翼梁203。根据实施方式，在闭合翼操作构型中，所述至少一个环形室31、31A、31B、32被充气到比所述至少一个主翼梁201被充气所处的压力低的压力、以及如果提供的话所述至少一个辅助翼梁202-204被充气所处的压力低的压力。根据便利的实施方式，所述至少一个环形室31、31A、31B、32包括一对环形室31、32。特别地，所述一对室31、32包括由外壳体11界定并限定在翼10A、10B的后边缘101A、101B与主翼梁201之间的第一环形室31。此外，所述一对环形室31、32包括由外壳体11界定并限定在主翼梁201与翼10A、10B的前边缘102A、102B之间的第二环形室32。根据另一实施方式，可以设置两个环形室31A、31B来代替环形室31。换言之，在这种情况下，可充气本体10包括三个环形室31A、31B、32，其中环形室31A由外壳体11界定并限定在翼10A、10B的后边缘101A、101B与中间翼梁203之间，而环形室31B由外壳体11界定并限定在中间翼梁203与主翼梁203之间。根据实施方式，在环形室31、31A、31B、32各自被充气到比所述至少一个主翼梁201以及如果提供的话所述至少一个辅助翼梁202-204被充气所处的压力低的压力。

参照图2，根据实施方式，拱形翼10A和直形翼10B均包括由织物制成的多个平面状肋206，肋206与所述至少一个主翼梁201相交。具体地，根据实施方式，肋206与所述至少一个主翼梁201和所述至少一个辅助翼梁202-204两者相交。根据实施方式，肋206构造成允许气体穿过所述至少一个环形室31、31A、31B、32。特别地，如果设置有多个环形室31、31A、31B、32，例如两个环形室31、32或三个环形室31A、31B、32中，则肋206被构造成允许气体穿过这些环形室31、31A、31B、32中的每个环形室。

根据实施方式，外壳体11包括径向外环形部分11A和径向内环形部分11B。根据实施方式，肋206将内环形部分11A和外环形部分11B连结，以便允许拱形翼10A和直形翼10B在闭合翼操作构型中形成预定的空气动力学轮廓。根据实施方式，翼10A、10B的这种空气动力学轮廓特别地具有透镜形状。根据实施方式，环形部分11A、11B连接至所述至少一个主翼梁201，并且更优选地还连接至所述至少一个辅助翼梁202-204。

参考图8，根据实施方式，飞行器1包括控制元件40，控制元件40与所述至少一个环形室31、31A、31B、32相关联并且被构造成改变翼10A、10B中的至少一个翼的弯曲度。根据实施方式，控制元件40特别地与室31或室31A相关联。优选地，控制元件40构造成优选地通过修改相应的控制表面80A、80B的弯曲度来改变翼10A、10B两者的弯曲度。根据实施方式，控制元件40包括软体(soft)机器人型致动器40。

参考图3，根据实施方式，可充气本体包括相互邻近的多个部段90，所述多个部段90中的每个部段被限定在其间的一对连续的肋206之间。更特别地，例如在图3中可以看出，根据实施方式，拱形翼10A、直形翼10B和连接部分10C、10D均包括相互邻近的多个部段90。根据实施方式，每个部段90包括外壳体11的一部分、所述至少一个主翼梁201的一部分、所述至少一个辅助翼梁202-204的一部分、以及将在本说明书下文中更详细地描述的柱状件205。在图3的示例中，但不由此引入任何限制，可充气本体10包括36个部段90。通常，在飞行器1的设计阶段，通过改变拱形翼10A和直形翼10B的部段90的分布，可以调节每个翼10A、10B对空气动力推力和空气静力推力两者相对于使重量平衡所需的总推力所贡献的百分比。根据有效负载60、飞行高度和指定巡航速度可以得到不同的最优解决方案。

参照图2，根据实施方式，拱形翼10A和直形翼10B各自包括相对于拱形翼10A和直形翼10B的后边缘101A、101B和前边缘102A、102B横向地布置的多个柱状件205。每个柱状件205连接至相应翼10A、10B的后边缘101A、101B和前边缘102A、102B。此外，每个柱状件205连接到所述至少一个主翼梁201和所述至少一个辅助翼梁202-204。有利地，柱状件205将所述至少一个主翼梁201和所述至少一个辅助翼梁202-204间隔开，以提供一种结构，该结构通过进入压缩而减少外蒙皮11的变形并允许将负载从外蒙皮11传递至所述至少一个主翼梁201和所述至少一个辅助翼梁202-204。有利地，根据实施方式，所述多个柱状件中的柱状件205是可充气柱状件205。根据实施方式，如果所述至少一个主翼梁201、所述至少一个辅助翼梁202-204和柱状件205都是可充气元件，则所述元件相互流体连通并且在闭合翼操作构型中优选地充气至相同的压力。

根据实施方式，飞行器1没有气囊来补偿随着高度变化而发生的气体膨胀。相对于基于飞艇型构型的已知技术，该解决方案有利地使得能够显著减小飞行器1的重量和尺寸。

根据实施方式，与固定翼平流层平台不同，飞行器1使得能够搭载5kg至100kg的有效负载。事实上，在当前技术下，由于与固定翼平流层平台必然存在的宽翼展相关的难以克服的结构和气动弹性问题，对于固定翼构型来说，这样的有效负载重量等级是不可接受的。

应当指出的是，根据另一实施方式，飞行器1适合于在对流层中使用并通过适当尺寸的电缆连接至地面。换句话说，根据实施方式，飞行器1适合用作所谓的系留平台。

在这方面，应当指出的是，当前可用的系留空气静力平台能够产生比使总重量平衡所需的空气静力更大的空气静力，以减少在有风的情况下在竖向上以及平面上的位移。为了产生这种额外的空气静力，当前可用的系留空气静力平台的体积大于使总重量平衡所需的体积。

所建议的系留版本的飞行器1可以通过产生空气动力来抵消风。由于不需要额外比率的空气静力，因此在给定相同的有效负载和风力条件的情况下，飞行器1的尺寸以及因此的总重量被减小。

已经描述了飞行器1的结构，现在考虑飞行器1是平流层平台的情况，通过非限制性示例来简要描述这种飞行器的操作模式。

应当指出的是，飞行器1的几何形状适于以预定方式从初始最小体积地面起飞形状(图9A)改变为混合动力的空气动力学的形状(例如图9C或图3)。具体地，在起飞时，飞行器1具有椭圆体形状(图9A)并且该飞行器的重量仅通过空气静推力来平衡。以这种方式，起飞是竖向进行的，而不需要空气动力推力。应当指出的是，这种竖向起飞模式允许从未准备好的表面起飞；这对于战术应用来说是一个很大的优势。因此，通过选择不受控制或至多部分受控的起飞阶段将经历初始阶段，在初始阶段中，气体膨胀直至气体完全占据该可充气本体10的所述至少一个室31、31A、31B、32中的可用容积。飞行器1的形状随着其从椭圆体形状上升到设计形状，即闭合翼操作构型(图9C或图3)而连续变换。在图9B中，示出了飞行器1的构型，该构型介于起飞构造(图9A)与设计构造(图9C)之间。飞行器1在飞行器1可以产生空气动力的预定高度(根据尺寸而在5000m至10000m)处采取闭合翼操作构型(图9C)。一旦获得空气动力学形状，即闭合翼操作构型(例如图3或图9C)，上升阶段的第二部分就开始，此时，将会利用空气静推力和由飞行器1以预定速度前进所产生的空气动力推力。在此阶段，气体的膨胀不会在结构上受到限制，并且多余的气体将被释放，升力将使重量的不再受空气静力支撑的部分平衡。

当到达所需的飞行高度(例如16000m至21000m)时，飞行器1将开始其任务。根据风力的大小可以选择两种飞行模式。第一种模式是相对于感兴趣区域的对地静止模式，并且当风速在7m/s至25m/s的范围内时是可能的。在这种模式下，平台利用相对风产生升力。对于较低强度的风，飞行器1必须在轨迹上移动，该轨迹可以是圆形的或直线的，并且将允许产生必要的升力以补偿空气静推力。显然，气动推力还能够补偿与气体泄漏相关的空气静力推力损失，这在旨在长时间保持在空中的充氦系统中是不可避免的。在下降阶段，由于高度而造成的内部压力损失将通过以受控且连续的方式将空气引入到外壳体11中来进行补偿，以保持有助于支撑和控制平台下降到着陆表面的必要形状。此外，在这个阶段，系统将由电动马达51、52辅助控制，电动马达51、52利用存储在电池中的能量储备。

飞行器1凭借其闭合翼操作构型不需要宽翼展。此外，如上所述，根据实施方式，飞行器平台1主要包括已知对气动弹性问题不太敏感的可充气元件，而气动弹性问题与复合结构相关。与传统的飞艇型构型不同，本发明的构型对象没有气囊，从而显著减小了平台的体积和尺寸。

基于前述内容，因此可以理解根据本说明书的飞行器如何能够实现上述目的。

在不损害本发明的原理的情况下，实施方式和制造细节可以相对于通过非限制性示例公开的上述描述广泛地变化，而不脱离如在所附权利要求中所限定的本发明的范围。

Claims (15)

1.一种无人驾驶型的混合动力飞行器(1)，所述飞行器(1)被构造为将空气静力和空气动力结合且经优化地进行使用，所述飞行器(1)包括可充气本体(10)，所述可充气本体(10)包括外壳体(11)和在所述外壳体(11)内部的载荷支承结构(20)，所述可充气本体(10)适于采取闭合翼操作构型。

2.根据权利要求1所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)是平流层平台(1)。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器(1)，其中，在所述闭合翼操作构型中，所述可充气本体(10)包括：第一拱形部分(10A)，所述第一拱形部分(10A)适于限定出具有前边缘(102A)和后边缘(101A)的拱形翼(10A)；第二直形部分(10B)，所述第二直形部分(10B)适于限定出具有前边缘(102B)和后边缘(101B)的直形翼(10B)；

第三连接部分(10C)和第四连接部分(10D)，所述第三连接部分(10C)和所述第四连接部分(10D)布置在所述直形翼(10B)的相反端部处，所述第三连接部分(10C)和所述第四连接部分(10D)适于将所述拱形翼(10A)和所述直形翼(10B)彼此结合，其中，所述载荷支承结构(20)是环形结构，所述环形结构延伸穿过所述拱形翼(10A)、所述直形翼(10B)以及所述第三连接部分(10C)和所述

第四连接部分(10D)。

4.根据权利要求3所述的飞行器(1)，其中，所述载荷支承结构(20)包括至少一个环形主翼梁(201)。

5.根据权利要求4所述的飞行器(1)，其中，至少一个所述主翼梁(201)是可充气翼梁(201)。

6.根据权利要求4或5所述的飞行器(1)，其中，在所述闭合翼操作构型中，至少一个所述主翼梁(201)包括主翼梁的拱形部分(201A)和主翼梁的直形部分(201B)，其中，主翼梁的所述拱形部分(201A)是从所述部分(201A)的中间朝向所述第三连接部分(10C)和所述第四连接部分(10D)渐缩的管状部分，其中，主翼梁的所述直形部分(201B)是从所述部分(201B)的中间朝向所述第三连接部分(10C)和所述第四连接部分(10D)渐缩的管状部分。

7.根据权利要求4至6中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述载荷支承结构(20)包括至少一个环形辅助翼梁(202-204)，所述辅助翼梁具有的横截面尺寸比所述主翼梁(201)的横截面尺寸小。

8.根据权利要求7所述的飞行器(1)，其中，至少一个所述辅助翼梁(202-204)是可充气翼梁。

9.根据权利要求7或8所述的飞行器(1)，其中，至少一个所述辅助翼梁(202-204)包括前边缘翼梁(204)、后边缘翼梁(202)以及中间翼梁(203)，所述前边缘翼梁(204)布置在所述拱形翼(10A)的所述前边缘(102A)和所述直形翼(10B)的所述前边缘(102B)处，所述后边缘翼梁(202)布置在所述拱形翼(10A)的所述后边缘(101A)和所述直形翼(10B)的所述后边缘(101B)处，所述中间翼梁(203)置于所述主翼梁(201)与所述后边缘翼梁(202)之间。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述拱形翼(10A)和所述直形翼(10B)各自包括多个柱状件(205)，所述柱状件(205)相对于所述拱形翼(10A)的所述前边缘(102A)和所述直形翼(10B)的所述前边缘(102B)以及所述拱形翼(10A)的所述后边缘(101A)和所述直形翼(10B)的所述后边缘(101B)横向地布置，所述柱状件(205)中的每个柱状件连接至相应的翼(10A、10B)的所述前边缘(102A、102B)和所述后边缘(101A、101B)，并且所述柱状件(205)中的每个柱状件连接至至少一个所述主翼梁(201)和至少一个所述辅助翼梁(202-204)。

11.根据权利要求3至10中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述可充气本体(10)包括至少一个环形室(31、31A、31B、32)，所述环形室(31、31A、31B、32)由所述外壳体(11)界定，并且所述环形室(31、31A、31B、32)延伸到所述拱形翼(10A)中且延伸到所述直形翼(10B)中，所述飞行器(1)包括控制元件(40)，所述控制元件(40)与至少一个所述环形室(31、31A、31B、32)相关联并且被配置为对所述拱形翼(10A)和所述直形翼(10B)中的至少一者的弯曲度进行修改。

12.根据权利要求3至11中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述拱形翼(10A)的所述前边缘(102A)和所述直形翼(10B)的所述前边缘(102B)在处于所述闭合翼操作构型的所述飞行器(1)的平面的仰视图中是相互偏移的。

13.根据权利要求3至12中的任一项所述的飞行器(1)，所述飞行器(1)包括推进系统(51、52)，所述推进系统(51、52)包括与所述拱形翼(10A)相关联的相互间隔开的一对前推进器(51)以及与所述直形翼(10B)相关联的相互间隔开的一对前推进器(52)。

14.根据权利要求3至13中的任一项所述的飞行器(1)，所述飞行器(1)包括位于所述第三连接部分(10C)和所述第四连接部分(10D)处的一对有效负载舱(60)。

15.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)的几何形状适合于以预定方式从初始的具有最小体积的地面起飞形状改变为混合动力的且空气动力学的形状(1)。