CN1718505A - 安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船 - Google Patents

Abstract

安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，它采用氢气产生浮力，并使用氢能作为产生动力的燃料；浮力气球采用的比重轻于大气的氢气球，与飞行器的其他部分之间设置有隔离燃烧、高温的防火屏障，并且装备有氢气球燃烧引起高温情形氢气球自动脱离飞行器其余部分的自动保护装置；除了具有产生浮力的氢气球之外，还具有在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构。并且装备有氢气球燃烧引起高温情形氢气球自动脱离飞行器其余部分的自动保护装置。本发明采用氢气取代氦气作为浮力气体，采用氢能作能源，不仅降低成本，而且为航空业运用绿色、可再生能源开辟了前景。

Description

安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船

一、技术领域

本发明为安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，属于航空技术领域的气球飞行器技术——飞艇技术。

二、背景技术

在飞机航空兴起和完全占领航空业的年代中，从20世纪70年代起，充气飞行器——飞艇航空又开始复苏。这一方面是由于新的材料技术与控制技术可以改进历史上飞艇的缺陷，从而使飞艇在载重量、航运成本、安全性上具备了与飞机航空竞争的能力；更重要的深层原因则是：世界能源、石油紧缺日益严重，消耗巨量石油的飞机航空业也就面临严重的危机。一旦石油枯竭，现有的一切飞机将成为一堆废物。

正在复苏的充气飞艇几十年来发展速度并不快，远没有大量进入民用航空及其他实用航空领域，是因为在安全性、实用性上还存在一些缺点，特别是灵活自如地控制空中各个方向的运动尚不完善，以及所消耗的能源基本上仍然是石油产品。

三、发明内容

本发明的目的就是要设计制造一种较现有同类产品更加安全、经济、控制灵活的充气飞行器，使它在实用用途上对飞机航空具有更强的竞争力：使它的空难事故率远低于现有飞机航空，客货运成本大大低于飞机空运，在运输效率、实用性上也可以和飞机空运媲美；从而使它有条件大量进入民用航空业，以及成为普及到民众的家用飞行器。本发明所指的飞行器即是一种相比于历史上、现有的飞艇有着重大技术更新的新的飞艇——在本发明中又将飞艇称为蓝天飞船。因为船与艇是同义词，前面加蓝天二字表示它航行于大气层中，有别于目前流行的宇宙飞船的称谓。

以氦气球取代氢气球作为气球飞行器浮力的来源，曾是安全的需要。而重新以氢气球部分或全部取代氦气球，则不仅可以大大降低气球飞行器的成本(氢气远比氦气廉价并且更易于制取)；而且便于采用储能率极高的氢能作为燃料，可以大大提高飞行器的续航时间与航速，大大提高气球飞行器的实用效能。

本发明目的是为了解决重新以氢气球取代氦气球带来的安全问题，本发明不仅采用了两种防火屏障——空间分隔，或防火灭火间隔墙；而且装备有在氢泄漏或氢燃烧引起高温时，迅速解脱氢气球与飞行器其余连接的自动保护装置。当氢气球与飞行器其余部分因故障自动脱离后，飞行器其余部分可依靠剩余的其他产生浮力的充气机构(氦气球或备用充气伞形囊)继续飘浮或滑翔，实现安全降落。

本发明建立在包括发明“太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船”在内的现有技术基础之上。

可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，设有轻于空气的气球产生浮力的浮力装置、动力装置、载人或载人兼载物装置。动力装置：以电动机或内燃机带动螺旋浆或气流泵喷气机为动力。浮力装置及浮力控制装置：至少设有两组浮力气体容器——软体气球或软体、硬体气球，不同气球组之间由管道连接，在管道上串联压力泵、即充气泵和充放气阀门，依靠充气气球产生浮力，浮力气体在充气泵压力作用下实现在不同气球组的不同压力、密度分布，从而自动控制浮力；浮力装置下部连接载人或载人兼载物容器，其特征是：浮力调控是运用电子控制系统或计算机程序控制调节浮力气体在各组气球之间的不同密度，压力分布实现的；设有实现自控稳衡的“调控飞行气流气泵”，它的出气端通过出气管道及支管通向分布在飞行器周围方位的、带可调控气量阀门的喷气嘴，它的进气端通过进气管道通向对外界开口的进气口；其自控稳衡是运用电子控制系统或计算机程序控制“调控飞行气流气泵”喷射到外界的气流的分布、强度实现的。

容纳所有气球的气球舱空间具有扁平的形状。浮力气体容器气球均为弹性膜制作的软体气球，这些气球分为多组，即主气球A组与主气球B组与副气球若干组；每组气球组由若干个气球组成，简称单元气球，采用类似动物肺部气管的肺管式气管将单元气球联接到总气管。肺管式气管与总气管有两套，一套是充气气管，另一套是排气气管。

所有支气管末端与气球的联接，均采用类似自行车、汽车胎的鸡肠气门芯联接。凡是气进入气球的通道，气门芯出口在气球内；凡是气流出气球的通道，气门芯出口在气球外。充气泵进口还有一根带可控气阀的分支管，作为外界气源进气的管道。

各单元气球及其相连的末端支气管，其特征是：每个单元气球内都装有对一定浓度空气成分气体敏感的空气气敏传感器；每个单元气球相连末端支气管均有可自控开闭的截止气阀，截止气阀的开闭受飞行器自动控制系统和驾驶指令控制。

动力装置中的电动机有3种，即主、副气球之间充气的充气泵电动机(以下简称充气电动机)、推动螺旋浆推进器的电动机(以下简称推进电动机)，推动产生“调控飞行气流”的气泵的电动机(以下简称气流电动机)。

其结构由管材构架和板材或薄膜蒙皮组成，并形成联为一体的3个舱室即气球舱、机舱、座舱，软体气球置于气球舱内。飞行器外壳有防静电涂层。

装有固定在“飞行器的骨架外壳”或“与飞行器骨架、外壳相连接的附属结构”上的螺旋浆推进器。

最底层支气管(末端支气管)接单元气球，最底层支气管设可自控开闭的截止气阀，截止气阀的开闭受飞行器自动控制系统和驾驶指令控制。每个单元气球内都装有对一定浓度空气成分气体敏感的空气气敏传感器。控制截止气阀开闭的原则是：同一组气球充、放气各气球气压应均匀；气球破裂时空气进入气球，单元气球的空气气敏传感器发出信息，此信息通过自动控制系统控制该气球的末端支气管截止气阀关闭，截止该气球的充、放气流。

本发明的目的是这样实现的：安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船(以下简称本发明)是一种采用比重轻于大气的气体产生浮力，航行于大气屋中的飞行器，其特征是：它采用的比重轻于大气的氢气球和飞行器的其他部分之间设置有隔离燃烧、高温的防火屏障，并且装备有氢气球燃烧引起高温情形氢气球自动脱离飞行器其余部分的自动保护装置。除了具有产生浮力的氢气球之外，还具有在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构。

本发明的飞行器的在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构，其特征是：它既可以是常设的充氦气气球；又可以是在氢气球脱离飞行器情形可被相对上升的空气流自然鼓起的备用充气伞形囊，伞形囊球带形下底面固定在飞行器圆周骨架上，球带形下底面内圆之间有较大面积作为伞形囊内部和外界空气相通的孔洞，伞形囊球冠上顶盖平时折叠在下底面上、处于不充气状态。固定伞形囊球带形下底面的飞行器圆周骨架，和飞行器机舱、座舱骨架连为一体。

本发明的飞行器的产生浮力的氢气球，其特征是：它既可是以悬挂于飞行器其余部分顶部上空由若干氢气球组合而成的独立氢气舱；又可是与飞行器其他部分邻接的、由若干氢气球组合而成的相连氢气舱。

本发明的飞行器的产生浮力的氢气球和飞行器的其他部分之间设置的隔离燃烧、高温的防火屏障，其特征是：当氢气球是以悬挂于飞行器其余部分顶部上空由若干氢气球组合而成的独立氢气舱时，以氢气舱与飞行器其他部分之间的分隔空间为隔离燃烧、高温的防火屏障；当氢气球是与飞行器其他部分邻接的、由若干氢气球组合而成的相连氢气舱时，以氢气舱与飞行器其他部分之间的、用防火灭火材料组成的间隔墙体作为防火屏障。

本发明的飞行器的氢气球与飞行器其余部分之间的高温自动脱离保护装置，其特征是：当氢气球与飞行器其余部分以分隔空间作为一个保护屏障情形，采用一定温度可燃，在高温时可自动切断的材料，作为氢气球与其他部分的连接绳索；当氢气球组成氢气舱与飞行器其余部分以防火隔墙作相互屏障情形，采用以氢敏、热敏元件起动的脱扣机构，用以在氢敏、热敏起动时，解除氢气舱与飞行器其余部分的整体连接。

本发明飞行器的在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构，其特征是：当它为常设的充氦气气球情形，氦气球由两组主气球、一组副气球构成，由自动控制系统调节各组气球之间的气量分配；当它为备用充气伞形囊情形，氢气球由两组主气球、一组副气球构成，由自动控制系统调节各组气球之间的气量分配。

本发明的飞行器所使用的作为产生动力的燃料的氢能，其特征是：氢能作为燃料的利用方式可以是将氢气用作内燃机的燃料；或将氢能经氢燃料电池变挽为电能；或除使用氢气球中的氢能作动力燃料外，还利用太阳能变换的氢能或电能为能源。

本发明的飞行器所使用的作为产生动力的燃料的氢能的利用方式，其特征是：发动机可采用氢气喷气发动机；或为采用内燃机，燃料电池、电动机为发动机，带动螺旋浆作为航行的推进器。调控浮力气体在不同气球之间分布的充气泵，由内燃发电机组和燃料电池所发的电力驱动的电动机带动。当航行推进器采用内燃机推动时，飞行器的调控飞行气流的气流泵，由另设的氢能内燃机带动。

本发明中当充气泵用于调控氢气分布时，该充气泵及其电动机装在机舱内，由机舱内的内燃发电机组供电，受飞行器自动控制系统或驾驶指令控制。

本发明中，在氢气球脱离飞行器情形，可产生浮力的充气机构为备用充气伞形囊时，氢气舱的最大直径骨架圈以下部分不再设主要承重骨架。

飞行器结构材料均为阻燃防火材料。飞行器外壳有防静电涂层。

本发明的飞行器所的氢气舱，其特征是：氢气舱内的所有控制电路及其它电路均为防爆等级，开关电器为无触点开关，导线接头为焊接，控制电机为无火花感应电机。

本发明因装载大量可燃气体，故起降、停泊场地应远离居民、闹市区，或采用高架起降、停泊空港。

本发明沿用现有发明“太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船”中的可调控浮力，自控稳衡技术。即：采用充气泵调控浮力气体在气球间的分布以实现调控浮力；以计算机或电子控制系统调控气流泵喷出气流的位置、强度以自动控制飞行的稳衡。

本发明的充气泵在两组主气球之间调配气体是为着调控升降，在主气球和副气球之间调配气体是为着调控与飞行海拔高度相适应的浮力气体体积。

四、附图说明

图1为本发明外观主视图，图2为本发明图1外观前视图

图3本发明图1的外观仰视图

图4为本发明采用独立氢气舱、备用充气伞形囊，空间分隔屏障，推进器使用喷气发动机的外观主视图

图5为图4的外观仰视图

五、具体实施方式

本发明的第一实施例为：采用围绕在飞行器其他部分周围的、由若干氢气球组合而成的氢气舱，除氢气球外的其他产生浮力的充气机构是充氦气气球，以氢气舱与氦气球之间的、用防火灭火材料组成的间隔墙体作为防火屏障。

本发明的第一实施例沿用现有发明“太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船”的结构为：

氦气球浮力调控是运用电子控制系统或计算机程序控制调节氦气在不同氦气球之间的不同密度，压力分布实现的；其自控稳衡是运用电子控制系统或计算机程序控制“调控飞行气流气泵”喷射到外界的气流的分布、强度实现的。

充氦气气球均为弹性膜制作的软体气球，这些气球分为多组，即主气球A组与主气球B组与副气球若干组。每组气球组由若干个气球组成(以下简称单元气球)，采用类似动物肺部气管的肺管式气管将单元气球联接到总气管。肺管式气管与总气管有两套，一套是充气气管，另一套是排气气管。

各总气管、支气管的特征是：所有支气管末端与气球的联接，均采用类似自行车、汽车胎的鸡肠气门芯联接。凡是气进入气球的通道，气门芯出口在气球内；凡是气流出气球的通道，气门芯出口在气球外。充气泵进口还有一根带可控气阀的分支管，作为外界气源进气的管道。

本发明的各单元气球及其相连的末端支气管，每个单元气球均有各自的电子气压计；每个单元气球相连的末端支气管均有可自控开闭的截止气阀，截止气阀的开闭受飞行器自动控制系统和驾驶指令控制。每个单元气球内都装有对一定浓度空气成分气体敏感的空气气敏传感器。控制截止气阀(JF)开闭的原则是：同一组气球充、放气各气球气压应均匀；气球破裂时空气进入气球，单元气球的空气气敏传感器发出信息，此信息通过自动控制系统控制该气球的末端支气管截止气阀(JF)关闭，截止该气球的充、放气流。

气球舱的外形为上直径30米，下直径6米，厚5米的倒置球台；气球舱底与上部长5米、下部长4米、宽2米、高1米的机舱相连接；机舱下底与上部长4米，下部长3.5米，宽2米、高2米的座舱相连接。座舱下底沿长度前3米范围，另附设装有长宽同座舱下底，高0.5米的软气垫囊。机舱、座舱沿长度方向的两端分别定义为飞行器前、后端(本说明书中的“前”“后”的含义都与此一致)。机舱上顶前、后端与气球舱前、后侧面的连接面，机舱上顶与下底的连接面，座舱上顶与下底的连接面均为光滑曲面；其中机舱上顶前、后端与气球舱前、后侧面连接的过渡曲面上缘，延伸至气球舱直径10米截面位置。此外，在上述结构基础上，机舱、座舱再另外做出沿长度方向向后延伸的锥形尾1米长(机舱后端上部的延伸过渡曲面不再重复向后延伸)；机舱与座舱后端的锥形尾后缘装有可用电信号控制的尾舵。

气球舱、机舱、座舱采用碳纤维复合材料管材或芳纶纤维复合材料管材制作一体化的整体骨架，以同样材料的板材作为机舱、座舱外壁，气球舱表面、分舱间间隔采用聚酯薄膜或其他高强度膜作蒙皮。气球舱顶部分面积铺设板材。沿机舱、座舱宽度方向，从机舱、座舱左、右侧面各伸出2米长的机翼，亦由与机舱骨架、外壁相同的材料制作其骨架、外壳。机翼端部与气球舱侧面经过过渡曲面相连。机翼厚0.3米、宽1米，横截面的前后部为曲线并与上、下成光滑连接(截面成飞机翼流线型)。机翼长和机舱、座舱长度方向垂直，机翼宽度中心面对齐机舱长度中心面，机翼厚度中心面对齐机舱、座舱交界面。两机翼后方均装有可用电信号控制的升降舵。

左右机翼各装有推进内燃机及其带动的螺旋浆推进器一部。螺旋浆用碳纤维或涤沦复合材料制成(为空心壳)。螺旋浆在前方，内燃机及其螺旋浆置于左右机翼的圆柱体发动机室之中；发动机室嵌在左右机翼沿机翼长中心位置，经光滑过渡曲面与机翼表面相连。发动机室尾部呈锥形。发动机室的骨架、蒙皮材料与机翼相同。螺旋浆旋转直径为1.4米至1.8米。左、右发动机室至左、右机翼沿机翼长远端之间的机翼段的前方、后方、上方、下方位置以及机翼端与气球舱相连的过渡曲面上，各设置有带可控气阀的喷气嘴(两个机翼、5个方位共10个机翼喷气嘴)。机翼左、右各喷气嘴的可控气阀另一端和左、右机翼的调控气流管道联接，左、右调控气流管道汇合后通向机舱内的“调控飞行气流”气泵(简称气流泵)的出气端；该气流泵的进气端由管道通向进气口，进气口开在机舱前端、后端两处，通过可控气阀切换。

气球舱前、后侧面侧面与机舱前、后侧面相连的过渡曲面上；亦各有一个带可控气阀的喷气嘴(气球舱顶及侧面喷气嘴共合有3个)，都分别与各自的调控气流喷气管道联接，各喷气管道汇合后通向气流泵的出气端。气流泵的两个进气口也做成喷气嘴，通过气流泵可控气阀切换进气或喷气。气球舱顶喷气嘴向上喷气，气球舱侧面前、后喷气嘴向下喷气。

气流泵的内燃机功率为20马力，气流泵的出气端还连有供给舱内交换空气的小气管。

主气球A舱B舱、副气球舱，这3个气球分舱中的每1个都容纳27个单元气球，它们的充气体积相等，大部分气球充气后为立方体形，少部分分舱边界附近的气球形状可随边界呈不规则形状。单元气球膜用高强度高弹性低密度薄膜材料制作。各气球分舱内除装设有保证舱室机械强度的舱内支撑构件(用管材充当)外；还装设有分隔单元气球空间的气球安装构件(用截面较细的管材充当)，每个单元气球均悬挂于相应所分隔的空间顶部的构件上。一部分单元气球具有平时严格密封紧急时可以人工手动打开的紧急放气嘴。各气球分舱在水平方向的中心均有一正方截面通道，所有通道连为一体、并进入机舱，在座舱顶开口，作为管道、电路、人员通过的空间；该通道再用纵向间隔分开，分别供管道、电路和人员通过该通道(以下简称通道)。通道与各舱、分舱之间均有向通道内开启的门。

座舱底的软气垫囊为上端固定于座舱底的软气囊，容积为3×2×0.5＝3立方米，容纳两层共8个长方体形单元空气袋，它们采用类似于气球组与充气泵连接的方式，通过肺管式气管系统及总管可控气阀与气流泵相连；其气管系统亦分为充气管系统、排气管系统，其总气管绕过座舱尾部夹层进入机舱。

飞行器结构的非整体构件之间的联接主要采用铆钉联接，在必要时少数联接采用螺检联接。飞行器结构的构件密度、构件管材截面、结构蒙皮的截面，铆钉、螺检截面均由飞行器载荷(静载荷、动载荷、偶然分布载荷)以及材料机械性能，由工程力学计算确定。飞行

气球舱中充氦气的主气球A舱、B舱、副气球舱，这3个气球分舱中的每1个都容纳27个单元气球，它们的充气体积相等，大部分气球充气后为立方体形，少部分分舱边界附近的气球形状可随边界呈不规则形状。单元气球膜用高强度高弹性低密度薄膜材料制作。各气球分舱内除装设有保证舱室机械强度的舱内支撑构件(用管材充当)外；还装设有分隔单元气球空间的气球安装构件(用截面较细的管材充当)，每个单元气球均悬挂于相应所分隔的空间顶部的构件上。一部分单元气球具有平时严格密封紧急时可以人工手动打开的紧急放气嘴。各气球分舱在水平方向的中心均有一正方截面通道，所有通道连为一体、并进入机舱，在座舱顶开口，作为管道、电路、人员通过的空间；该通道再用纵向间隔分开，分别供管道、电路和人员通过该通道(以下简称通道)。通道与各舱、分舱之间均有向通道内开启的门。

座舱底的软气垫囊为上端固定于座舱底的软气囊，容积为3×2×0.5＝3立方米，容纳两层共8个长方体形单元空气袋，它们采用类似于气球组与充气泵连接的方式，通过肺管式气管系统及总管可控气阀与气流泵相连；其气管系统亦分为充气管系统、排气管系统，其总气管绕过座舱尾部夹层进入机舱。

飞行器结构的非整体构件之间的联接主要采用铆钉联接，在必要时少数联接采用螺检联接。飞行器结构的构件密度、构件管材截面、结构蒙皮的截面，铆钉、螺检截面均由飞行器载荷(静载荷、动载荷、偶然分布载荷)以及材料机械性能，由工程力学计算确定。

气球舱顶可兼作为供乘员观光的甲板，甲板边缘有可遥控的自动升降护栏杆，登甲板者均配有安全带固定于“甲板“。

机舱内主要设备有气流泵，充气泵，气阀，蓄电池组，控制柜设备，通信设备，计算机、空调机。充气泵电动机功率为1千瓦至3千瓦。空调机用气流泵管道系统引出的2根分支气管进气和出气。

本发明的飞行器还装备以下传感设备：前后、左右水平倾斜度传感器(均采用连通管液面继电器)，飞行速度及方向传感器，若干个加速度传感器(采用应力敏感材料将加速度产生的应力变换为电信号)，若干个距地面高度或距各个方向邻近障碍物距离传感器(采用激光测距或超声波测距装置)，若干个环境气压与风速传感器(风速传感器装在机翼端与气球舱联接段、机舱前端、尾端等处)，若干个环境静电传感器、机电设备状态传感器、若干个外景摄象头录音头。

座舱前部为驾驶位，驾驶员操纵基本设备为方向盘(方向盘上抬、下压控制飞行器上升、下降运动)，控制屏控制屏上有：多个控制键，调速手轮(切换多用)，仪表和脚踏刹车器，若干个平板显示屏，视频头，话筒，扬声器；控制屏抽届中有可以抽出的计算机键盘、鼠标。

座舱内物品尽量用非金属弹性材料。座舱内容积(未包含锥形尾)为长2.5米，宽1.8米，高1.8米。沿长度方向设置3排座椅。前排为驾驶位及两旁可翻起式座椅。中排为乘客座位及可翻起式座椅；后排为卧席，卧席底部为食物、水、水笼头、高空工作服等用具贮藏箱。中排座椅靠背与椅下前侧板结构相同，均可翻动为靠背(带与翻起座椅相应的，可翻开、收起的延长靠背)、侧板、床板，中排座椅还可整体前后移。舱左、右壁有可翻起桌面。座舱密封，空调机的内连、排气孔在座舱顶部前、后端开口。后排卧席之后有门通向座舱锥形尾部分空间的门，由门可进入座舱锥形尾空间(长1米，高1.8米，宽由2米收缩至零)中的卫生间，卫生间马桶直接向空中排放。卫生间的门与马桶应分别在宽度方向的两端。小型内燃发电机(容量约1千瓦至3千瓦)、从机舱尾锥空间穿入座舱尾锥空间，外界气源进气管道，外界充电电源及给水亦在此接口。座舱并附有软梯。

本发明的飞行器采用装备专用应用软件的计算机进行控制(但电气设备再备用一套不经计算机的直控系统)，执行器采用多级固态继电器，固态继电器与计算机I/O接口之间用专用编码器(集成电路)、译码器(集成电路)、信道连接。终端固态继电器控制各电动机，各电动可控气阀，各辅助操纵的伺服微电动机。各种传感器信号采用信息处理器，将模拟信息变为数字信号的信息处理电路变为数字信号，再经编码器编码后，进入计算机I/O接口。编码器、译码器、信息处理器、固态继电器均在控制柜中。

本发明的飞行器装备有无线电遥控器，遥控器可以代替驾驶操纵设备使驾驶员处在飞行器的任何部位进行驾驶操作。

本发明的飞行器驾驶控制与自动控制的主要控制系统如下：

(1)速度控制：由驾驶员的飞行速度指令(或预设程序)和传感器的飞行速度信息，变换为推进电动机的调速指令(加速、减速、停止)。

(2)方向控制：由驾驶员的飞行方向指令(或预设程序)和传感器的飞行方向信息，变换为尾舵运动指令。

(3)直行自控：由传感器的加速度信息，变换为左、右推进电动机的差异调速指令(实(4)高度控制：由驾驶员的飞行高度指令(或预设程序)和传感器的飞行高度信息，变换为充气电动机的起动指令和相应可控气阀的开、关指令。

(5)平稳自控：由传感器的飞行倾斜信息、风速信息，变换为气流泵的起动指令及相应可控气阀的开、关指令(实现平稳飞行)和水平舵运动指令。

(6)避让(又分为避让、刹车)自控：由传感器的距障碍物信息(包括地面)和整定的安全距离信息，变换为推进内燃机、气流泵、充气泵的起动调速指令及相应可控气阀的开关指令，即对原来运动速度、方向的合理修改指令。当驾驶指令及电气设备直控指令与避让指令不一致时控制系统机制保证服从后者。(7)电气设备电流、电压、热保护，及其他安全保护自动控制系统。

(8)无人驾驶自动飞行控制：

在无驾驶指令时，自动将驾驶指令信道切换到自动飞行信息整定设备(也是一种信息处理器)，这时飞行器按原行方向、速度、高度飞行并进行直行自控，平稳飞行自控、避让自控。若方向、速度、高度发生漂移，则有两种方式：消除漂移，跟随漂移。

本发明的第一实施例运用本发明技术特征的结构则可参照图1、图2、图3：

QC为氢气舱；HC为氦气舱；J为机舱；Z为座舱；Y为机翼；L为螺旋浆推进器；R为软气垫囊；W为座舱后尾锥；D为尾舵。C为气球舱(包括氢气舱、氦气舱)。

气球舱由氢气舱(图中为QC)，氦气舱(图中为HC)组成；氦气舱由氦气主气球A舱，氦气主气球B舱，氦气副气球舱组成。气球舱为上大下小的倒置圆台形，其中氢气舱位置在气球舱圆台的高2.5米，直径24米内接圆柱体侧面外的一圈边缘区域；气球舱其余区域，则按高度由上至下布置：氦气主气球A舱，氦气主气球B舱，氦气副气球舱。动力为氢能内燃发动机推动的螺旋桨推进器(L)。

本实施例的氢气球与飞行器其余部分的故障时自动脱离机构如下所述，参照附图1：

在氦气舱顶面，沿径向按圆周均匀分布伸出4根管材构件，即附图1中的CL，挡在氢气舱顶，作为平时使氢气舱、氦气舱连为一体的结合承力部件(以下简称为承力梁)。每个承力梁均有一个可转动轴，平时被锁住而无法自由转动。一旦氢气球发生燃烧，漏气、高温时，布置在氢气舱若干地点的热敏元件、烟敏元件、氢敏元件将发出故障信息。并经控制器将此信息转变为承力梁转动轴套锁扣释放指令，使平时被锁住的承力梁变为可自由转动，从而使承力梁在浮力作用下发生翻起的转动，进而放开整个氢气舱，实现氢气舱上浮，脱离氦气舱和飞行器其余部分。

本实施例在氢气舱顶部中心设置一个可向上喷气的备用喷气发动机。该喷气发动机既可通过遥控设备受机舱自动控制系统和驾驶控制指令控制，由微型可充电电池、小型氢能燃料电池供给该喷气发动机电火、起动、运行控制、停机控制所需的能量；又可用无触点开关、焊接接线端有线电路，供给电能和进行控制。

第二实施例采用独立氢气舱、备用充气伞形囊，空间分隔屏障，推进器使用喷气发动机，参照附图4(外观主视图)、附图5(外观仰视图)：

图中气球舱即是氢气舱，QC为氢气舱；J为机舱；Z为座舱；R为软气垫囊；SN为伞形囊；SG为伞形囊底面固定骨架；SS为悬氢气舱绳索；P为燃烧氢气的喷气发动机。

本施例为以悬挂于飞行器其余部分顶部上空的、由若干氢气球组合构成的独立氢气舱(QC)为产生主要浮力的机构：除氢气球外的其他产生浮力的备用充气机构是下部与外界有连通气道的伞形囊，伞形囊上顶面为球冠、下底面为球带；以悬挂于伞形囊底面固定骨架(SG)上的气球舱和伞形囊的分隔空间作为防火屏障。

伞形囊底面固定骨架的外形同第一实施例的气球舱侧面骨架。氢气舱的形状为上部为直径30米、高3米的球缺，下部为大底直径30米、高5米、小底直径6米的倒置球台，其下底面和伞形囊底面固定骨架面相同。氢气舱悬在伞形囊及伞形囊底面固定骨架上方，用悬舱绳索(S)悬挂于伞形囊顶面与底面交界处的环形固定骨架上。氢气舱分为氢气主气球A舱，氢气主气球B舱，氢气副气球舱，由氢气管道系统与机舱中的充气泵相通。氢气管道系统的结构和第一实施例氦气管道系统结构相似；但可以远比其氦气管道系统结构简单。

悬挂氢气舱的绳索为不耐高温可燃性材料，当氢气球发生燃烧、发生高温故障时它可自动燃断；但在工作温度下该索具有足够的机械强度。悬挂氢气舱的绳索虽然有多个受力绳索段和悬挂点；但却是由一根连续绳索穿过许多吊环连接而成为一个简单闭合线，只要有一处断开就会整个解开。

为了防止无燃烧、高温故障时因绳索意外机械断裂丢失氢气舱，氢气舱下底中心再增加悬挂一根保险绳索，保险绳索另一端从小孔穿过伞形囊上底中心，绕在机舱内的保险绳索卷扬机上。当无燃烧、高温故障时氢气舱边缘悬挂绳索意外机械断裂时，保险绳索卷扬机可在自控或人控作用下收卷保险绳索，拉回氢气舱，然后修复氢气舱边缘悬挂绳索。

本实施例在第一实施例的基础上，将机舱(图中为J)、座舱(图中为Z)由长形改为圆盘形。即：机舱为上直径7米、下直径5米、高1米的倒置圆台；座舱为上直径5米，下直径4米、高2米的倒置圆台；软气垫(图中为R)为直径4米，高0.5米的圆柱体。气球舱、机舱、座舱之间以光滑过渡曲通连接，使整个飞行器成为平顶、弧底的碟形物体。飞行器不再设机翼、尾锥；发动机为机舱侧面均匀分布的若干个(例如3至4个)燃烧氢气的喷气发动机(图5中为P)，喷气发动机的喷嘴为可自动控制、改变喷气流强度、方向的自控喷嘴。每个发动机动率为20至40马力。它可使用氢气球中的绝大部分氢气为能源。

本实施例的调控氢气在不同氢气球间分布的充气泵由电动机带动，充气泵及其电动机在机舱内，充气泵电动机的电力由机舱中的氢能内燃机发电机组供给。本实施例不设气流泵，但在氢气舱顶部中心设置一个可向上喷气的备用喷气发动机。该喷气发动机既可通过遥控设备受机舱自动控制系统和驾驶控制指令控制，由微型可充电电池、小型氢能燃料电池供给该喷气发动机电火、起动、运行控制、停机控制所需的能量；又可用无触点开关、焊接接线端有线电路，供给电能和进行控制。

本发明的第三实施例为：将第一实施例中作为“在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构”的常设氦气球改变为“下部与外界有连通气道的备用充气伞形囊”。气球舱由相连氢气舱和伞形囊组成。

本实施例的氢气舱形状同第二实施，其最大直径外径略小于“伞形囊顶面与底面交界处的环形固定骨架”的内径，刚好放进后者之中。在“伞形囊顶面与底面交界处的环形固定骨架”上，沿径向按圆周均匀分布伸出若干根管材构件，即附图4中的CL，挡在氢气舱的外径骨架上，作为平时使氢气舱、氦气舱连为一体的结合承力部件(以下简称为承力梁)。每个承力梁均有一个可转动轴，平时被锁住而无法自由转动。一旦氢气球发生燃烧，漏气、高温时，布置在氢气舱若干地点的热敏元件、烟敏元件、氢敏元件将发出故障信息。并经控制器将此信息转变为承力梁转动轴套锁扣释放指令，使平时被锁住的承力梁变为可自由转动，从而使承力梁在浮力作用下发生翻起的转动，进而放开整个氢气舱，实现氢气舱上浮，脱离氦气舱和飞行器其余部分。

本实施例氢气舱分为氢气主气球A舱，氢气主气球B舱，氢气副气球舱。氢气管道系统的结构和第一实施例氦气管道系统结构相似；但可以远比其氦气管道系统结构简单。动力为氢能内燃发动机推动的螺旋桨推进器。其余结构基本上和第一实施例相同。

本发明的第四实施例为：气球舱和第二实施例相同，即气球舱包括独立氢气舱和伞形囊，飞行器其余部分则和第一实施例相同。

本发明的第五实施例为：气球舱和第一实施例相同，即气球舱由氢气舱，氦气主气球A舱，氦气主气球B舱，氦气副气球舱组成；飞行器其余部分则和第二实施例相同，即采用圆盘形机舱、座舱和喷气发动机。

本发明的第六实施例为：气球舱和第三实施例相同，即气球舱由相连氢气舱和伞形囊组成；飞行器其余部分则和第二实施例相同，即采用圆盘形机舱、座舱和喷气发动机

第七实施例方案是在前述实施例的基础上，将第一、第三实施例的螺旋桨及其内燃机换为同一位置的机翼喷气发动机主机，将各调控飞行气流的气流泵喷嘴换为小型喷气发动机(含原先的飞行器顶部的备用喷气发动机)，但每个机翼的小型喷气发动机合并为机翼喷气发动机辅机，从原气流泵、喷嘴位置分流喷气；所有喷气发动机的喷嘴均为可自动控制、改变喷气流强度、方向的自控喷嘴。其余结构不变

第八实施例方案则是在前述实施例的基础上，在飞行器最上部的舱顶铺设太阳能电池60千瓦，或太阳能—氢能转换器：若是铺设太阳能电池，则发动机改为相应功率电动机，气流泵电动机单独设置，氢气球中的氢气不再作为能源。若是铺设太阳能—氢能转换器，则仍采用氢能内燃机作为发动机。太阳能—氢能转换器可补充氢气球中消耗的氢能。太阳能制氢时，需要将飞行器处于适当高度与气象条件下，以取得大气中的水蒸汽作为制氢原料。

第九实施方案为：将前述实施例的气球舱(指氢气舱、氦气舱、伞形囊形成的总体形体)的外观造型改变为球体，但该球体下切去一小块球缺(球缺高度远小于球的直径)，切出的截面作为飞行器机舱的上顶面。基本为球体的气球舱上部为氢气舱，下部为伞形囊或氦气舱。上部和下部的连接按第二实施例的结构。当下部为伞形囊时上部体积大于下部；当下部为氦气舱时上部体积小于下部。若采用氢气喷气发动机，机舱、座舱为圆盘形；若采用氢内燃机带动螺旋桨推进器，机舱、座舱、机翼形状同第一实施例。气球舱顶的可向上喷气的备用氢能喷气发动机及其附属设备和第一、第二实施例相同。

第十实施方案为：将前述实施例的气球舱(指氢气舱、氦气舱、伞形囊形成的总体形体)的外观造型改变为传统飞艇所采用的橄榄形，尾部有尾舵，下部连接机舱、座舱。气球舱上部为氢气舱，下部为伞形囊或氦气舱。上部和下部的连接按第一实施例的结构。当下部为伞形囊时上部体积大于下部；当下部为氦气舱时上部体积小于下部。机舱、座舱、机翼、发动机、螺旋桨、调控飞行气流喷嘴的结构、位置可以和第一实施例相似；也可以将机舱、座舱改变为传统飞艇常用的近于长方的船形舱、不设机翼，这时发动机仍采用氢内燃机带动螺旋桨推进器，螺旋桨可以装设在机舱、座舱前端或后端、或装设在气球舱尾端，调控飞行气流喷嘴可分布在机舱、座舱周围和气球舱适当位置。气球舱顶的可向上喷气的备用氢能喷气发动机及其附属设备和第一、第二实施例相同。

本发明还可以有采用不同与前述实施例外观造型的其它外观造型的实施例。本发明所有实施例的外观造型还应当通过空气动力学计算、试验后，进行一定的调整。

本发明在航空中的实际应用，一方面将因以氢气取代氦气产生浮力大大降低浮力气体的成本；但却因完善的氢气球故障脱离装置和氦气舱、伞形囊等辅助浮力装置，从根本上消除了运用氢气可能带来的因燃烧而坠落的危险；另一方面将因在飞行器中采用氢能这一方便而无污染的能源，从根本上消除飞行对大气的污染。

在目前石油紧缺并即将枯竭的形势下，运用计算机自动控制的浮力气球，蓝天船将以其高度安全、节约化石能源、消除污染，而成为一种更加优越的航空工具，使人类获得不依赖于石油能源的一个新的蓝天飞行时代。本发明在确保安全的独特技术构思下，采用氢气取代氦气作为浮力气体，则促进了一类更廉价的浮力气体蓝天飞船，从而拥有更广阔的应用前景。

本发明使用氢能作为发动机的燃料、能源，较之使用太阳能又具有航行不受天气和昼夜限制、连续航程远、航速高等显著优点。而氢能又是可以用太阳能方便制取的可在生能源。本发明采用氢能作能源，以方便的方式携带、使用氢能，为航空业运用绿色、可再生能源开辟了广阔前景。

Claims (10)

1、安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，至少设有两组浮力气体容器——软体气球或软体、硬体气球，不同气球组之间由管道连接，在管道上串联压力泵、即充气泵和充放气阀门，依靠充气气球产生浮力，浮力气体在充气泵压力作用下实现在不同气球组的不同压力、密度分布，从而自动控制浮力；浮力装置下部连接载人或载人兼载物容器，其特征是：浮力调控是运用电子控制系统或计算机程序控制调节浮力气体在各组气球之间的不同密度，压力分布实现的；其特征是：浮力气球采用的比重轻于大气的氢气球，与飞行器的其他部分之间设置有隔离燃烧、高温的防火屏障，并且装备有氢气球燃烧引起高温情形氢气球自动脱离飞行器其余部分的自动保护装置；除了具有产生浮力的氢气球之外，还具有在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构。

2、由权利要求1所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是飞行器的在氢气球脱离飞行器情形可产生浮力的充气机构的结构是：它既可以是常设的充氦气气球；又可以是在氢气球脱离飞行器情形可被相对上升的空气流自然鼓起的备用充气伞形囊，伞形囊球带下底面固定在飞行器圆周骨架上，球带形下底面内圆之间有较大面积作为伞形囊内部和外界空气相通的孔洞，伞形囊球冠上顶盖平时折叠在下底面上、处于不充气状态；固定伞形囊球带下底面的飞行器圆周骨架，和飞行器机舱、座舱骨架连为一体。

3、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是浮力气球是以悬挂于飞行器其余部分顶部上空由若干氢气球组合而成的独立氢气舱；或是与飞行器其他部分邻接的、由若干氢气球组合而成的相连氢气舱。

4、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是飞行器的产生浮力的氢气球和飞行器的其他部分之间设置的隔离燃烧、高温的防火屏障的结构是：当氢气球是以悬挂于飞行器其余部分顶部上空由若干氢气球组合而成的独立氢气舱时，以氢气舱与飞行器其他部分之间的分隔空间为隔离燃烧、高温的防火屏障；当氢气球是与飞行器其他部分邻接的、由若干氢气球组合而成的相连氢气舱时，以氢气舱与飞行器其他部分之间的、用防火灭火材料组成的间隔墙体作为防火屏障。

5、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是浮力氢气球与飞行器其余部分之间的高温自动脱离保护装置的结构是：当氢气球与飞行器其余部分以分隔空间作为一个保护屏障情形，采用一定温度可燃，在高温时可自动切断的材料，作为氢气球与其他部分的连接绳索；当氢气球组成氢气舱与飞行器其余部分以防火隔墙作相互屏障情形，采用以氢敏、热敏元件起动的脱扣机构，用以在氢敏、热敏起动时，解除氢气舱与飞行器其余部分的整体连接。

6、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是浮力气球为常设的充氦气气球情形，氦气球由两组主气球、一组副气球构成，由自动控制系统调节各组气球之间的气量分配；当它为备用充气伞形囊情形，氢气球由两组主气球、一组副气球构成，由自动控制系统调节各组气球之间的气量分配。

7、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是氢能作为燃料的利用方式可以是将氢气用作内燃机的燃料；或将氢能经氢燃料电池变换为电能；或除使用氢气球中的氢能作动力燃料外，还利用太阳能变换的氢能或电能为能源。

8、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是设调控浮力气体在不同气球之间分布的充气泵，由内燃发电机组和燃料电池所发的电力驱动的电动机带动。当航行推进器采用内燃机推动时，飞行器的调控飞行气流的气流泵，由另设的氢能内燃机带动。

9、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是飞行器结构材料均为阻燃防火材料。飞行器外壳有防静电涂层。

10、由权利要求1或2所述的安全氢气浮力、氢能燃料蓝天飞船，其特征是：氢气舱内的所有控制电路及其它电路均为防爆等级，开关电器为无触点开关，导线接头为焊接，控制电机为无火花感应电机。

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