CN1765699A - 太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船 - Google Patents

Abstract

本发明为太阳能可控浮力、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，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、本发明廉价、能源环保，安全性好。

Description

太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船

一、技术领域

本发明为属于航空技术领域的气球飞行器技术——飞艇技术，尤其是太阳能可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船。

二、背景技术

气球飞行器的最早实施可以上溯至1784年，法国罗伯特兄弟的人力推进鱼形充氢气飞行船的试飞。1852年法国工程师吉法尔设计制造了气囊为2500立方米、以蒸汽机推动螺旋浆为前进动力的可操纵充氢气飞艇。后来，软气球飞艇又被金属、木材框架复盖蒙皮的硬式飞艇所取代。至20世纪初，飞艇技术日臻成熟。德国发明家齐伯林作出重要贡献，使飞艇航空成为20世纪最初世界航空业的主导潮流。德国德莱格飞艇航空公司仅从1910年至1914年就实现了飞艇航行214万公里、安全载客35000人次的业绩。德国1936年制造成功的兴登堡号飞艇长245米、直径41米、总气囊容积为20万立方米、总重230吨，动力为4台610千瓦的发动机，载客75名，航速达130公里/小时，续航时间为200小时，内部装修的豪华和设备的舒适不亚于“泰坦尼克”号豪华客轮。该艇共进行63次商业飞行。第一次世界大战中，飞艇还被各国广泛运用于军事中，并获得突出的效果。

然而飞艇航空业的终结，也正是以1937年5月6日兴登堡号飞船在美国新泽西州降落时突然起火爆炸失事为标志。不过飞艇航空被新兴的飞机航空所取代并非偶然，其必然性在于当时充气飞艇的两大缺陷：一是大部分飞艇所充气体为可燃易爆的氡气；二是体积庞大的飞艇操纵不灵活、结构不坚固，难以抵挡风暴的袭击。特别是在民用与军用航空日益追求高航速目标的需求时，飞艇就更加无法与飞机相竞争了。

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。

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围周方位的、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。内燃机为主要动力时设有燃料箱。

本发明的气球组包括两组主气球和若干组副气球。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。飞行运动稳衡的自动控制是运用电子控制系统或计算机程序控制电动机所带动的螺旋浆的运行和气流泵喷射到外界的气流的分布、强度实现的。

本发明是一种以太阳能所转化的电能为动力电动机的能源，依靠充氦气气球产生浮力，可以按飞行需要控制浮力、自动控制飞行稳衡的，航行于大气层中的载人或载人兼载物飞行器；

飞行器运行、动力电动机运转所需的电力，由太阳能电池供应。另有蓄电池和小型内燃发电机组作为备用电源。

本发明的浮力气体容器——气球是充氦气气球，其特征是：容纳所有气球的气球舱空间具有扁平的形状，有一个大面积平顶，平顶上装设太阳能电池。

本发明的充氦气气球，其特征是：这些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。

本发明的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。本发明的各总气管、支气管，其特征是：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。

本发明的实现自控稳衡的“调控飞行气流气泵”，其特征是：它的出气端通过出气管道及支管通向分布在飞行器各个方位的、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。飞行器周围方位设有带可调控气量阀门的喷气嘴，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。

当以太阳能所转化的电能为主要动力或能源时，本发明的动力电动机，其特征是：动力电动机有3种，即主、副气球组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)。

本发明的飞行器，其特征是它的结构由管材构架和板材或薄膜蒙皮组成，以金属或塑料或复合材料制成的框架或骨架并复盖蒙皮制成硬式飞艇。并形成联为一体的3个舱室即气球舱、机舱、座舱，软体气球置于硬体气球舱内。

本发明的飞行器，其特征是：它装有固定在“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。

本发明的飞行器，其特征是它装设有自动控制系统或装备专用程序的计算机及附属控制系统，作为自动控制充气电动机、推进电动机、气流电动机及各可控气阀的控制设备。

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。

本发明较之现有技术所增加的效果如下：

(1)它将带来一种目前安全性最高的航空运输。它由数十个或更多单元气球承重，除非恶劣天气，不可能发生任何恶性空难事故。与气象信息中心密切的通信联系又使它可以回避恶劣天气。这在空难多发的当代，对人们具有重要的吸引力。

(2)它将使石油能源危机对航空业的致命威胁迎刃而解。它运用自然浮力，大大降低了能耗；它使用太阳能，使燃料消耗下降至零。

(3)它完善的可调控浮力系统、飞行稳衡的自控系统和其他的自动控制系统，坚固轻便的新型材料，使它的运行灵活性，稳定性，结构安全性优于以往的充氦气飞艇。

(4)它将有可能提供一种全新的空中家用飞行器，将有可能使家用汽车的时代变革为家用蓝天飞船时代，从而为现代人提供一种全新的生活方式，满足现代人日益更新的需求；并由此推动相关产业的发展。

(5)它的飞行速度可望超过汽车。它可以在高架航空港或高层建筑顶起、降，无需占用地面场地。它与现有飞机航速的差距，可以缩短机场和始发地、目的地的距离弥补。

(6)它座舱底具有软气垫，可以更好地防护意外情形对地面的损伤，还可以安全地降落并安全漂浮于水上。

(7)它的气球舱顶除装设太阳能电池外，还可用少部分面积，兼作为乘员观光甲板；使乘员可以获得现存航空器无与伦比的临空感受。“甲板”还可供系着安全带的乘员在空中“登陆”、走上险峰，将带来全新的空中旅游方式。

(8)它除了太阳能能源外还备有蓄电池、外电源充电接口，可以满足没有太阳的充电低速航行以及返航之用；它有小型内燃发电动机组作为备用电源，增加了电路及控制系统可靠性。它的气球有人工手动紧急放气口，在极端失电情形也可安全降落。

总而言之，本发明的创意所刻意追求的特色成效便是：

拥抱蓝天的快乐，廉价、环保的能源，万无一失的安全。

四、附图说明

图1为本发明外观：图中，1为太阳能电池；2为气球舱；3为机舱；4为座舱；5为机翼；6为螺旋浆推进器；7为软气垫囊；8为座舱后尾锥；9为尾舵。

图2为本发明外观前视图。

图3为本发明外观仰视图。

图4为不采用计算机程序而采用固定电子控制线路的“单元控制电路图”。图中IC为集成电路——电压比较器的一个回路(-、+为其两输入端口，o为其输出端)，U1为传感信号或驾驶指令信号，U0为基准信号或比较信号，R1为限流电阻、R2为分压电阻，R3为输入电阻，C为输入稳定电容，BG为3极管；JG为固态继电器；E+、EO为操作电源。控制单元或子系统(较复杂的控制单元)有：驾驶速度微调控制单元，驾驶速度档控制单元，驾驶方向控制单元，驾驶高度微调控制单元，驾驶高度档控制单元，速度稳定调控子系统、方向稳定调控子系统、高度稳定调控子系统、水平稳定调控子系统，太阳能电池调控子系统，蓄电池调控子系统。控制单元的原理为：当|U1|＞|U0|(U1＜U0＝时IC的o端输出高电平，BG有输入，通过BG放大，J导通，起动1个或多个执行机构，产生执行动作(例如电动机变速、充放气、选择切换)。

图5为本发明氦气管路示意图。10、11、12分别为主气舱A、主气舱B、副气舱，13为可控气阀，14为充气泵，15为氦气外气源补给总管。

图6为肺管型气管系统示意图，16为总气管，17为1级支级管，18为2级支气管，19为3级支级管。级数可以据具体情况设置。最底层支气管(末端支气管)接单元气球，20为最底层支气管的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(20)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(典型的为氧传感器)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(20)关闭，截止该气球的充、放气流。

五、具体实施方式

本发明的实施例如下(可对照说明书附图1至附图6)：

浮力调控：通过二组气球之间的不同密度，压力分布实现的；利用设定高度或上升、下降命令来进行，即通过设定高度或上升、下降命令控制主、副气球之间充气的充气泵电动机工作、气球充放气时间。可以通过高度传感器、PID等调节方式取得高度控制信息。

同样，其自控稳衡是运用上述倾斜传感器通过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。也就是运用电子控制系统或计算机程序控制调节实现自控稳衡的“调控飞行气流气泵”，推动调控飞行气流气泵电动机，产生“调控飞行气流。调控飞行气流气泵的出气端通过出气管道及支管通向分布在飞行器四周方位的、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，

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；气球舱顶铺设太阳能电池，总输出最大功率50-60千瓦；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按面，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。飞行器结构材料均为阻燃防火材料或经阻燃防火处理。

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电动机及其带动的螺旋浆推进器一部。螺旋浆用碳纤维或芳纶复合材料制成(可为空心壳结构)。螺旋浆在前方，电动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，每个螺旋浆电动机功率为15千瓦至20千瓦。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。

气球舱顶中心；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。

气流泵的电动机或发动机功率为15千瓦至20千瓦，气流泵的出气端还连有供给舱内交换空气的小气管。

气球舱又沿垂直方向自上而下分隔为主气球A组舱、主气球B组舱和副气球舱，这3个气球舱体积各为气球舱总体积的三分之一。

气球舱总体积为24693立方米：

主气球A舱B舱、副气球舱体积则为8231立方米，取为8000，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。飞行器静总载荷载荷不超过1480公斤。

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。蓄电池组容量为30千瓦时至50千瓦时，重量不超过120公斤。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(典型的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。高度传感器，典型的采用压力传感器(高度计)，另还设有GPS及电子地图。

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)，通过高度计设定其上浮和航行高度，一般航行高度为1000-3000米，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。备用小型内燃发电机(容量约1千瓦至3千瓦)、燃油箱从机舱尾锥空间穿入座舱尾锥空间，进油管在座舱尾锥底部(宽度中心)开口；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。

本实施例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。通过高度计(典型的为气压计)与操作设定的高度作比较，从而通过控制气球的气压分布(上浮时将气体放至自由膨胀气球，反之向压力球体中加压)来控制飞船的升或降。

本发明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(实现稳定的直线飞行)

(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，变换为推进电动机、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。

本实施例适用于载客4至5人(客货总重不超过300公斤)，飞行海拔高3000米以下。

本发明还可以有其他实施例，如：增加总体尺寸大小及功率，增加运载量；增加等容积副气球分舱及副气球组数目1个、2个，使飞行高度增至7000米，10千米左右。还可减小总体尺寸、功率做成单人飞行器。为了增加安全性，座舱内还可设置安全气囊。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。

本发明的采用燃油为能源，采用内燃机为发动机和实施例如下所述：

气舱直径为20米，高度为5米，其余尺寸同前述采用太阳能的实施例。气舱铺设少量太阳能电池。蓄电池超过20公斤、10千瓦时。左、右螺旋浆的发动机(推进发动机)多为20-30马力4冲程内燃机，它们各拖带自用电发电机一部。充气泵动力机为3-5千瓦电机。气流泵由螺旋浆发动机兼作为其动力机，由自控气阀控制其进出气，当无需以气流调控飞行时，此气泵出气通向螺旋浆正对机翼后方。其余结构与前述太阳能实施例相同。其总载高可超过900公斤，载客货不超过200公斤，载客2-3人。

Claims (9)

1、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，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。

2、由权利要求1所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是：容纳所有气球的气球舱空间具有扁平的形状，有一个大面积平顶，平顶上装设太阳能电池，设蓄电池和小型内燃发电机组作为备用电源。

3、由权利要求1所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是：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。

4、由权利要求3所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其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。

5、由权利要求3或4所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是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。

6、由权利要求1所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是所述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)。

7、由权利要求1所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是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。

8、由权利要求1所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是装有固定在“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。

9、由权利要求3或4所述的可控浮力、自控稳衡氦气蓝天飞船，其特征是最底层支气管(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。

Images