CN86105611A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种吊运重物的飞行器，其升力既来自具有中间通道的圆环形气囊中的氦气，也来自能将空气向下吸过通道的螺旋桨装置。气囊上配备有水平推进器。在一种实施例中，螺旋桨装置包括由气囊支承的鞍座上的两台螺旋桨。而在另一实施例中，只采用一台螺旋桨，安装在悬挂在气囊下的吊篮上，水平推进器亦安装在吊篮上。

Description

本发明主要涉及将载荷吊起并在空中运输的工具，下文中将此类吊运工具简称为“飞行器”。

用于运输目的的所谓“比空气还轻的”飞船及气球是人所共知的。此种飞行工具利用氦气或别的比重小于空气的气体获得升力。热气球亦为人们所熟悉，它利用空气受热时密度降底空气上升这一自然规律而取得浮力。然而总的来说，此类已知的运载工具由于很难做到精确操纵，所以迄今为止在商业性的起重和运输方面尚未得到广泛应用。

在美国专利局的文献中存有许多此类用于空运载荷的先有技术的专利。例如，下列各项专利公布了将飞船和气球用于浮运木材作业的设想：

美国专利第3，221，897号（马瑟生）

美国专利第3，249，237号（斯图尔特）

美国专利第3，270，895号（斯图尔特）

美国专利第3，369，673号（莫希尔）

下列各项美国专利亦公布了轻于空气的气球的先有技术，此种气球一般呈圆形：

美国专利第3，941，384号（沃泼斯卡尔）

美国专利第1，572，187号（库柏）

美国专利第213，603号（阿普拉克辛）

美国专利第3，558，083号（康利，等）

使用喷气推进式的飞行器的设想见于美国专利第3，053，483号（斯塔默）和第3，152，777号（麦克里恩）。

埃许（美国专利第4，326，681号）公布过一种软式飞船，它既利用热空气的升力，又利用比重小于空气的气体产生的升力。

贝切勒（美国专利第3，658，278号）公布过一种货物运输系统，该系统用一个气球把一根可挠曲的电线从电源处一直拉接到一个运输装置;这个运输装置包括一个充有氦气的转子以及排放气体以产生运载能力的装置。

本发明的一个目的乃是推出一种适用于商业性载荷运输的飞行器。

本发明的飞行器具有一个大致呈圆环形的充气囊;中部是通道，位于气囊的顶面和底面之间;气囊中的气体以比重小于空气者为宜;螺旋桨装置由气囊支承，其安装的方式使其能将空气通过通道而往下排放，从而产生一个向下的矢量推力，将飞行器往上升举;螺旋桨装置能够调节，以改变向下的推力的大小，因此就能调节飞行器的飞行高度。

在一个较好的实施例中，本发明的飞行器的升力既来自气囊中比重小于空气的气体，也来自螺旋桨装置产生的推力。一般认为，这种双重升力源不但能使这种飞行器承载较重的负荷，而且在使用中还能很简便地精确控制飞行高度。据信，这种飞行器的制造和使用将是廉价的。

譬如说，可将飞行器设计成：气囊中的气体提供足以支承飞行器自重的升力，而螺旋桨装置产生的推力只须能将载荷升举到所需的高度即可。在另一种情况下，亦可让气囊中的气体直接使飞行器在空载时具有上浮力，当然这样就会须要绳索或锚定装置以固定空载时的飞行器。

气囊中的气体宜选用比空气轻的空气，如氦气，但这一点不是绝对的，例如，使用空气亦未尝不可。如果使用空气，亦可配备加热装置以取得升力。

在较好的本发明实施例中，飞行器中配备有控制螺旋桨装置产生的矢量推力的方向的装置，以控制飞行器的姿态。

另一种实施例还配备有能利用空气流过气囊顶面进入气囊的通道所产生的所谓“机翼效应”而获得额外升力的装置。

为使本发明更易于理解，现提供若干附图。图例中说明的是若干较佳的实施例，以举例说明本发明。其中：

图1是根据本发明第一实施例的一个飞行器的上视透视图;

图2是跟图1相应的下视透视图;

图3为图1和2所示之飞行器的垂直截面图;

图4是根据本发明第二实施例而设计的一架飞行器的下视透视图;

图5是与图4相应的平面图，部份为截面图;

图6为图4和图5中所示之飞行器的垂直截面图;

图7为沿图6之7-7截取的垂直截面图;

图8是根据本发明另一实施例设计的一架飞行器的视图，与图4大致图似;

图9是沿喙图8的9-9线截取的垂直截面图;

图10是图9中的一部份的放大详图;

图11是沿图9中箭头11所示之方向而绘制的仰视图;以及

图12是单独绘出的飞行器的平衡控制系统的平面图。

首先请参阅图1到图3，其中描述的一架飞行器以编号20总括，气囊22大致呈圆环形。通道以24为总编号，位于气囊的顶面26和底面28之间。气囊中充有一种比重小于空气的气体（实际上用氦气）。

图1和图3中所示的螺旋桨部件均以30标示，由气囊承载，其安装位置使其能将空气向下压过通道24，产生一向下的矢量推力，从而升举起气囊。在本实例中，配备有两架螺旋桨32和34，各以一台喷气式发动机36和38推动。发动机以常规方式控制以改变推力之大小，从而改变飞行器的飞行高度。

该飞行器还配备有一对推进器，即喷气发动机42和44，由气囊承载，发动机42和44的安装方式使其能沿着大致水平方向推进该飞行器。

现在请单独参看图3。气囊部份22主要包括一个非刚性的不透气袋46，大致呈环形。气袋一般保持充气状态，用压力充入氦气。气袋46用聚合物制成，在本实施例中使用的是商标为MYLAR的材料。鞍座部份（其形状在图1中最为清楚）横跨气袋的顶部，支承着螺旋桨32和34以及驱动螺旋桨的发动机。鞍座部份的总编号为48，包括一个细长的中间部份48a，其大致沿直径方向跨过圆环形气袋，并支承着螺旋桨32、34以及发动机36和38。48a的延长部份48b一直延伸到气袋侧面的一部份，并携带着发动机42和44。发动机的位置大约在圆环形气袋的中间平面上。鞍座部份还包括圆环形部件48c，48c复盖着气袋的顶面，事实上圆环形气袋的顶面的形状也取决于48c。这一圆环形部份48c也向下延伸到圆环形气袋的内侧面的一部份，这在图3中标示得最清楚，48c也限定了图3中边缘48d的开口部份24的形状。

与通道24邻接的第二环状体50的截面亦呈拱形，和气袋46的弯度大致相吻合。气袋跟底部件（第二环状体）50和鞍座48之间用粘合剂固定，这样，当气袋处于已充气状态时，底部件和鞍座能部份地支承气袋。

鞍座48和底部件50采用胶合结构，典型的此类结构采用环氧树脂粘结剂加上阿拉麦德（aramid）纤维（例如商标为KEVLAR者）。亦可考虑加入玻璃和/或碳纤维。其它可选择材料为铝和钛。

圆环形气囊22内部还包含另一充气袋52，52包括一闭式管道结构，，大致位于圆环形的中心线上，由支承缆索54固定其位置。气袋52内含空气，可充气亦可排气，以调节气囊的浮力，与常规飞艇原理相同。当气袋52充气时，气袋46内的氦气密度增大，浮力减低。反之，将气袋52排气，则氦气密度随之降低，升力增大。当然，飞行器中应配备对气袋52进行充气和放气用的合适的气泵、动力源和控制设备。这些设备由鞍座携带，但由于它们不属于本发明之一部份，且与常规飞艇中使用者相似，因此为简结缘故，在图中不再单独标出。

继续参看图3。由图中可见，由鞍座支撑的每一架升力螺旋桨32和34都位于一个相关的风道56，58的上部，风道56和58由鞍座向下伸展，汇聚于一个圆形气室60，后者大致位于圆环形气囊的中心部位。气室60具有两台层迭状的、旋转方向相反的、可沿着气室60的中心线自由旋转的螺旋桨62和64。这两台螺旋桨能在上述螺旋桨32和34的空气压力下作互为相反方向的旋转，从而使空气汇合成一股统一的向下定向气流;该气流进入排气管，排气管位于另一略呈圆锥形的管道66之内，其中央悬吊着一钟形管道部件68。这两个部件决定了它们之间的一圈狭窄的管道70的形状。管道70的形状大致为中空圆锥形，从而也就决定了圆环形气袋底部的排气喷嘴72的形状为一圆环形。因此，空气亦呈一圆环状气流或沿着钟形部件68的四周呈圆幕形气流从喷嘴72排放出。

部件68的顶端悬吊在在万向节74上。万向节74安装在螺旋桨62和64的旋转轴的下端。万向节74使钟形部件68能相对其外部锥形管道66作水平偏移，从而改变喷嘴72的形状，最终改变从喷嘴中喷出的圆幕状气流的形状。通过对气流形状的这种改变，就能控制飞行器的飞行姿态。这一控制过程由三台位丁喷嘴的周边位置、相互间隔120度的致动器来执行。图3中可见到其中的两台，标号均为76。请参看图3中右侧的致动器;每台致动器均安装在外部锥形管道66上，并配备有一个操纵部件78，78向内伸展与钟形件的外端相接合。每一致动器均配备一台快速起动步进电机，由鞍座48上的有关控制装置（未画出）操纵。在其它实施例中亦可能采用其它形式的致动器，例如采用液压缸。

风道总成包括风道56和58、气室60、管道66和70，均可采用粘合结构，使用与鞍座48和底部件50相同的材料。牵引缆索79使风道总成保持其相对鞍座48和底部件50的稳定状态。

两台喷气发动机36和38位于各自的机箱80和82之内，机箱则位于鞍座48的中央部份48a的下部，并配备有合适的通风口84和86。这些发动机就其本身而言本质上仍是常规飞机中使用的喷气发动机，通过适当的齿轮箱连接传动轴88和90，传动轴88和90分别与协同的螺旋桨32和34连接。传动轴与螺旋桨轴之间由适当的斜角传动装置92，94相联结。

位于钟形部件68之顶端的万向节74也可作飞行器悬吊重物用的一个连接点。如图3所示，减震器96悬挂在万向节74上，并如直线98所示由飞行器向下伸展，以连接吊在飞行器下方的重物。减震器96采用液压缸形式，吸收悬吊索上的震动。典型的减震器很短，而由一根从减震器往下引出的缆绳或其它悬吊器件进行实际吊运重物的工作。

在水平方向推进飞行器的两台发动机42和44在本质上也是常规喷气发动机，沿直径方向位于圆环形气袋的两端，用于操作飞行器。发动机为可逆式。

现在请参阅描写本发明第二实施例的图4、图5和图6。在这些视图中，图1至3中的编号加上撇（，）号后再沿用，以标示相应部件。

图4-6所示之飞行器与上述视图中所示的飞行器的主要部件相同。即包括：决定中心通道24的一圆环形气囊22′;螺旋桨装置30′;以及在这儿以编号100代表的推进器。在本实施例中，推进器是四台基本处于水平方向的喷气发动机。

请主要参看图6。由图中可见，圆环形气囊22′跟上面几张视图中的气囊22相似，但截面有所区别，且省略了上一实施例中鞍座48。圆环形本身的结构可与前一实施例相同，如有必要，亦可配备如气袋52那样的内部气袋。如图6所示，本实施例中的螺旋桨30′的位置不在圆环形气囊中间的通道的顶部，而在其底部，将空气从通道中往下抽吸。

通道24′的顶部为部件102，基本呈倒圆锥形，侧面呈凹镜形，底为平面。该部件的安装方法使其底部与圆环形气袋的顶面大致共面，这样就使得飞行器在飞行时受到的阻力降到最低限度。此部件由缆索104固定，缆索位于该部件与气囊22′之间，使部件的两个凹镜状侧面与气囊的两个相应侧面相隔开，从而使通道24′的形状实际上由气囊和部件102所限定。在水平截面上可见，通道呈环形，其直径逐渐向圆环形气囊的顶部增大，到达顶部时，通道扩展成外向喇叭状，逐渐与气囊的顶面融为一体。而部件102布置得使此环形的宽度在接近圆环形气囊的顶部时（大致在图6中箭头106所示的部位）有所减小，从而达到一种文杜里管效应，使进入通道24′的空气得到加速。这样，被螺旋桨抽入通道的空气在被吸过凸形面时（在气囊顶部以108大致标示），其速度增加，在顶面108的上面即形成一个低压区，可以增加气囊的升力。换句话说，形成了某种“机翼效应”，增加了作用于飞行器的升力。

亦可配备使部件102产生倾斜的装置，以改变通道24′的形状，从而控制飞行器的平稳和/或俯仰角度。这些装置基本上可以同上一实施例中管道部份68的致动器相类似。

在可供选择的其它实施例中，部件102亦可省略。

飞行器的螺旋桨装置30′由一“吊篮”结构110支承，后者固定在部件112的下端;部件112为一倒圆锥体，位于气囊22′的通道24′之内，圆锥形的上端的直径大于通道的最小直径（当气囊充分充气时），从而使该部件被保持在气囊的通道里，另外气囊与该部件之间还采用粘合固定。气囊伸向部件112之下端，因而在本实施例中，其形状大致象一只倒置的梨。现已发现，这样的布局结构能均匀而且直接地将应力分配在气囊表面，而不再须要象常规技术中那样在气囊的承力块面上固定钢缆。在另一可选择实施例中，气囊本身可以制成一个不完全环形，固定在部件112的上端和吊篮的最外端，如图6中的A和B两点。在这种情况下，部件112和吊篮则必须设计成能填补气囊，构成一个完整的环形。据信，这种结构具有能降低气囊表面受到的最大压力的优点，因为应力所作用的直径表面比原来扩大了。

吊篮110的中央开口处114的直径与部件112的下端基本一致。螺旋桨装置30′则为螺旋桨116的形式，其安装方式使得它的旋转轴心与部件112和通道114的轴线一致。

螺旋桨116由一个“辐式结构”120支承，辐式结构形成吊篮的内空间构架的一部份。这一构架采用常规飞机机体设计原理，因此在图中不作详细标示。构架的功能只是为吊篮各部份以及驾驶员提供支承手段而已。辐式结构120有4根臂122，相互成直角，由开口部份114的中心向外伸展，穿过吊篮110。该结构之定位由壁穿过吊篮壁而完成，见图6中吊篮的左侧。可以理解，在视图中的分割线124之左侧的吊篮部份是截面图;右侧部份则是外形图，包括一台推进器100的一部份;而中心线左侧则标示出吊篮结构的截面。视图中的该后一部份明确显示出，吊篮的内壁110a限定了开口部份114的形状，而外壁110b则由内壁110a的下端向外上方伸展而形成。辐式结构120的臂122穿过开口部份和吊篮的内外壁。如有必要，亦可配备固定该壁的固定设备（未标出）。

吊篮内外壁110a和110b之间的空间可用来安放控制装置、燃料箱、电源等，在较大的飞行器中甚至可以用来携带乘客。作为图例，窗户125也在图中标出，当然这并非是必定要有的。

吊篮和部件112为粘结剂/纤维结构，这在上文中涉及上一实施例时已提到过。

每一推进器组100均安装在辐式结构的一根臂122的外端。图7是一个典型推进器组的垂直截面图。推进器组包括机箱126，里面是一台可逆马达128，由机箱126的支杆130支承。马达的传动轴凸出于机箱的两端，传动轴两端各安上一台推进器132和134（图7），相互间成90度角。推进器的桨叶之设计使马达无论转向什么方向均能产生相同的推力。

可逆式马达可能不适用于大型飞行器，那就可用配备有可逆传动系统的燃气发动机或喷气发动机或使用双发动机的装置代替。另一可能选择是使用函道空气系统（矢量推力）。再一可能选择是使用不可逆马达或发动机，配备一个可变俯仰角推进器，可以加以控制，任意产生向前或向后的推力。

图4标出了四个推进器组100的相互方位。图中可见，围绕着飞行器的垂直中心线布置的各个推进器组相互隔开90度角，其方位使每一推进器组的推力矢量基本上跟一个以该中心线为圆心经过所有四个推进器组的假想圆圈相切。目前已知道，推进器组的这推进方向加上上述可逆性特征已经足以使飞行器在飞行中获得相当大的可操纵性。在另一可选择实施例中，也可采用围绕吊篮的三个间距相等的推进器组。

同样，对推进器组也须配备适当的控制设备，但基本上也是一些常规手段，因此不再详细赘述。

总之，上面描述之飞行器的升力既来自圆环形气囊中的气体，也来自螺旋桨的升力，后者且提供了改变飞行器的飞行高度所需要的容易控制的矢量推力。飞行器也配备了单独控制水平运动所有方向（左右和俯仰）的设备。此外，图5和图7所示之实施例也从流过圆环形气囊顶面的空气的“机翼效应”获得额外的升力。

经过实验已发现：这种飞行器是平稳而且可控制的，足以起吊和运输具有实用价值的大量有效载荷。

譬如说，已设想将本发明的飞行器制造成气囊直径140英尺，气囊高55英尺，飞行高度为4000英尺，最大前行空中速度为40英里/时。当然，这样的数字只是用作举例，实际应用时可以改变。这种飞行器甚至可以小型化而作玩具。

现在请参看图8至12。这些图中所示的是本发明又一实施例。这种飞行器基本上类似图4-7中所示者，但已作了若干改进。图8至图12中用加双撇号（″）的数字以标示以前的视图中的相应部件。

先参看图8和9，飞行器的气囊22″连在刚性圆锥形部件112″上，从部件112″又悬吊一个吊篮110″。吊篮上的辐式结构120″有四条径向臂122″，从吊篮向外伸出，并在其外端携带推进器组100″。垂直升降螺旋桨116″安装在辐式结构120″上，可将空气往下抽过圆环形气囊中间的通道24″。与以上实施例（参看图6）不同之处是，本实例中省略了图6中通道24′中的倒圆锥形部件102。除此之外，本飞行器中现已述及的主要部件与前一实例中基本一致，制造材料亦相似。

本实施例与前一实施例不同：气囊22″内部有一个箍140，位于圆环形的最大直径处。气囊与箍140周围的若干有间距的连接处使用常规的连接手段（未画出）。箍140的长度使其在圆环形的横截面上形成一个突缘或“突头”，即图9中的142。如图8所示，这个突缘围绕气囊整个周边。气囊的横截面象一个压扁的椭圆形，在突缘部位稍稍突出。这一形状使飞行器作水平飞行时，气囊呈流线型，从而减小阻力。空气流过突缘142上面的凸面时也会产生一些升力。在本实施例中，气囊的整个形状可看作“圆环形椭圆体”。

箍140还能起到把其它部件固定在气囊上的作用，其中包括四台垂直助推器，在图9中可看到其中两台，编号为144。在图8中最明显可看到实际上有四台这样的助推器，位于飞行器的周边，间距相同。图8中箭头F标示飞行器的前行方向。助推器144中的其中一台位于前行方向时飞行器的前端，其余三台分别位于后端与两侧，间距相等。水平推进器组100″亦处在其相应的位置上，因此，携带这些推进器组的辐式结构120″的四根臂122″之间彼此成直角，位于可称为飞行器的“前-后”轴线和“水平”轴线上，在图11中最明显。这条轴线分别以X和Y标示。根据常规空气动力学术语，飞行器的中心线上与轴线X和Y成直角的一条垂直轴线用Z标示（见图9）。

两条互成直角的臂上安装着被称之为“测斜器”的装置，这些常规水平测试装置可从斯皮利公司（Sperry    Corporation）购买;亦可使用其它常规的倾角探测仪（如陀螺仪）。不论使用何种仪器，在图11中，两台测斜仪的标号为146，在图9中亦可见到其中之一台。每台测斜仪对携带它的臂122″的倾斜度起反应。本实施例中具体使用的测斜仪能提供以“毫伏/度”表示的倾斜度读数。这些读数经过常规手段电子处理后用于控制气囊外部的助推器144。本实施例使用的测斜仪具有高速反应特性（极敏感），因此助推器几乎能够对测斜仪的信号作出瞬时反应。

实际上，每一台测斜仪146所测得的只是其所在的轴线X或Y的斜度。原则上，X轴线上的测斜仪控制飞行器前后两台助推器;而另一台测斜仪则控制两侧的助推器。测斜仪发出的信号被处理后，使得两条轴线上的助推器均能使飞行器保持平衡姿态。

助推器144和测斜仪146以及其附属的信号处理设备被总称为飞行器的“阻尼系统”，因为助推器144能抗御使飞行器在轴线X和Y上摇晃的力量。实际运作中，当飞行器作水平飞行时，推进器100产生的推力低于飞行器的阻力中心，使飞行器的前端产生某种程度的上倾;此时，阻尼系统只是使飞行器保持稳定的飞行姿态，并不企图强使飞行器回复到原来的水平姿态。这是因为，该阻尼系统设计得可按照飞行器的倾斜变化来反应，而不是按照相对该水平姿态的绝对偏移量来反应的。在飞行中，阻尼系统可用来控制飞行器的倾斜角（绕轴线Y）。

在本实施例中，每一台助推器144均配备有一台螺旋桨143，可绕垂直轴线旋转，由马达150驱动。马达由支杆152支承;支杆152从气囊向外伸展，并通过气囊与箍140相连接。机箱154亦从箍向外部延伸而围绕螺旋桨。

有必要提请注意，阻尼助推器并不一定要位于飞行器的前后或左右的轴线上。例如，在一可供选择的实施例中，助推器可偏离这些轴线45度。亦可采用超过四个或少至三个阻尼助推器。

跟上一个实施例相比较，图8-12所示之飞行器的另一改进是：用一台驱动马达来驱动垂直起降螺旋桨116″和水平推进助推器组100″。图10为飞行器的吊篮110″的放大视图，其中156即为这台单一驱动马达。实际使用时，驱动马达156可采用以恒速运转的汽油发动机。马达156安装在吊篮110内部。以图10中F所示之前行方向为标准，则马达位于吊篮的后部。在载人飞行器中，飞行器的前部将设一个能乘坐一名或多名飞行员的机舱，大致位于158标示的位置，以平衡马达156的重量。在无人飞行器里，可用适当的控制设备提供这一平衡功能。马达156的输出轴160沿直径方向向内伸展，伸过吊篮的内壁到达齿轮箱162。齿轮箱162位于螺旋桨116″下面飞行器的垂直中心线C上。齿轮箱162有五根输出轴：四根水平伸展，经过辐式结构的相应的臂122″到达水平推进器组100″，图10可见其中的三根，各以164标示;输出轴通过适当的常规直角传动联轴器在其外端驱动推进器组100″。齿轮箱162的第五根输出轴没有具体标出，但它是从齿轮箱162垂直向上伸展的，上面配备螺旋桨116″。

对于螺旋桨116′以及每一推进器组的推进器，将配备适当的常规伺服马达控制装置，以便根据由具体的螺旋桨或推进器产生的所要求的推力来改变俯仰角。这些控制装置均属常规设备，因此未予标出。此外，当然还会配备必要的装备以改变驱动马达156的额定恒速，以适应额外的推力要求。

与上一个实施例比较，图9-12所示之飞行器的另一改进之处在于配备了一个平衡控制系统。这在图12中最清楚，这一系统主要包括两个压舱箱166和168，分别位于飞行器的前部和后部，由管道170连结;管道上有一台泵172。泵172运转，即可将液体在两个压舱箱之间根据平衡要求而来回抽灌。该平衡系统可使用任何适当的液体，最好用水，有必要降低冰点时可加一些添加剂。

图9和图11标示出安装在飞行器上的平衡控制系统。两个压舱液箱166和168位于气囊22″之内，与箍140连接。管道170通过气囊、绕过垂直通道24″;泵172即位于通道中。当然，泵172要和飞行器的整个控制系统结合起来，才能由飞行员（假设是载人飞行器）或地面人员加以遥控。

总之，图8-12所示之飞行器较上一实施例有了若干改进，即：改进了的圆环形气囊;保持稳定飞行姿态的阻尼系统;由单一发动机驱动飞行器的助推器和水平推进器;以及一个平衡控制系统。而所有实施例都具有一个重要的共同实用特征：飞行器不依赖空气力学的控制表面来保持飞行姿态的平稳;也就是说，即使没有向前的速度，飞行器也能得到控制。

在图4-12所描写的两个实施例中，飞行器在本质上是稳定的，因为它的质量中心低于升力中心;并且还分别对在X、Y和Z轴线上的飞行方向以及绕着Z轴线（偏航）的转弯飞行均有独立的控制。在图8-12的实施例中，阻尼助推器阻止了绕X和Y轴线的转动。

当然应该明白：上述描写中述及的仅是本发明最佳实施例，在本发明的广阔的领域内可以作多种多样的改装。例如：所述及的具体材料只是作为例举而已，不应视作有限制性。在图示的实施例中，飞行器的气囊是由常规飞船使用的浸渍过氨基甲酸乙脂的涤纶（商标DACRON）材料制成的，但当然不限于该具体材料。在本发明的广阔领域中，气囊甚至可以是刚性的。

很明显可见，飞行器悬吊重物的方法亦可作一些改变。虽然最好是从飞行器的中心线悬吊，但也不排斥用其它方式。例如，在第一实施例中可从鞍座悬吊;在第二实施例中可从吊篮的圆周点上悬吊。

在图1、2和3的实施例中，飞行姿态的控制装置亦可改变，使外管道66相对内管道68移动，而不是象图中所示的相反布置方式。

飞行器中的发动机和马达亦并非必须使用上文中明确规定的型号式样。例如：第一实施例中的发动机36和38不一定非用喷气发动机。

（图4-12所示实施例中的）吊篮亦不必一定呈圆环形。长条形的吊篮（如：“雪茄”型）可能更适用于小型飞行器，因为对小型飞行器来说，将阻力降到最低限度是一个重要因素。在这种形状的吊篮中也可配备垂直通道，以容纳一台垂直升降助推器。

本文中用的术语“圆环形”可作广义解释。例如：它包括图6所示之形状，亦可表示截面呈椭圆形或压扁的椭圆形的圆环形。在后一种情况下，这个圆环形将会类似一只“飞碟”。而在图8和9（“突缘”形）中的圆环状亦可不用气囊22″中的箍这一方式;例如，可用缆索或腹板将气囊保持所要求的形状。这一形状亦不一定在平面图上呈圆形，可以在整体上与一架常规飞艇相似，但是具有一条垂直通道以获得上升推力。从广义上说，气囊事实上可采取任何形状（不必圆环形）;例如，可以使用三角翼的气囊。

Claims (21)

1、一种飞行器，其特征是它包括：

大致呈圆环形的一个气囊，位于通道的周围，该通道则位于气囊的顶面和底面之间，气囊中盛有比空气轻的气体；

安装在气囊上的螺旋桨装置，其安装方式使其能把空气向下引导穿过通道，从而产生升举该飞行器的向下矢量推力；该螺旋桨装置为可调节型，能改变推力的大小，从而改变飞行器的飞行高度；

安装在气囊上主要适用于将飞行器作水平推进的推进装置。

2、根据权利要求1所提出的飞行器，其特征在于还配备一个由上述气囊之顶面支承的鞍座;鞍座至少有一部份大致沿径向跨过气囊的该顶面，上述螺旋桨装置即安装在其上;而位于该气囊直径部位两端的鞍座部份至少向下伸展到气囊两侧面的一部份，两端各安装一台推进器组，大致位于气囊的中间水平面上;该推进器组即为该飞行器的推进装置。

3、根据权利要求2所提出的飞行器，其特征在于该鞍座还配备一圆环形部件，其伸展并复盖气囊的圆环形顶面;其截面弯曲，以吻合气囊的弯度;该鞍座的各部份联成一体，形成一个整体鞍座。

4、根据权利要求2所提出的飞行器，其特征在于，上述螺旋桨装置由并列的第一和第二螺旋桨组成，其安装方式使其能将空气向下排入风道系统;该风道系统即形成穿过气囊的通道部份。

5、根据权利要求4所提出的飞行器，其特征在于，上述风道系统包括第一和第二风道，每一风道接纳来自该螺旋桨装置之一的空气;上述风道汇聚到一共同气室;该气室中配备一对层迭安装的、沿相反方向自由转动的螺旋桨，将第一和第二风道中接受的空气混合;该风道装置且限定了排气管道的形状;该排气管道接受气室的空气，然后空气经其向下排出，以产生升举本飞行器的上述推力。

6、根据权利要求5所提出的飞行器，其特征在于：上述排气管道的截面呈圆环形，并限定在内外管道之间，在该排气管道的外端形成一个圆环状喷嘴;该内外管道之一可相对另一管道作水平移动，从而改变该喷嘴的形状，以控制飞行器的飞行姿态;飞行器还配备有致动器装置，连到上述可移动的风道管上，以便在飞行过程中根据所需要的飞行姿态来控制其位置。

7、根据权利要求6提出的飞行器，其特征在于，该内风道部件大致呈钟罩形，其顶端悬挂在该风道之内，因此内风道可侧向位移，以改变该喷嘴形状;该致动器装置包括若干单独的致动器，分布于该内外风道之间，互相间隔地围绕着喷嘴，以控制该钟罩形内风道相对外风道的位置，外风道为固定部件。

8、根据权利要求7提出的飞行器，其特征是它还配备有从该内风道向下伸展的、悬挂在内风道顶点的负荷悬吊装置。

9、根据权利要求1提出的飞行器，其特征在于，该通道在邻近上端时向外扩展成喇叭状，逐渐跟圆环形（气囊）的顶面汇成一体，这样就使进入该通道的空气向内流过该顶面;其进一步特征还在于，该飞行器还包括一个位于通道之顶端中央的部件，其形状使该通道的上部之截面呈圆环形，并且通道的上部包括一狭窄的圆环形截面，从而产生某种文杜里效应，使进入的空气在圆环形（气囊）的顶面的流速增大，从而产生升力。

10、根据权利要求9提出的飞行器，其特征在于，该中央部件为一软性可充气部件，内部的气体比重小于空气，以产生飞行器的浮升力。

11、根据权利要求10提出的飞行器，其特征在于，该中央部件大致呈倒圆锥形，侧面凹进，底面平;该底面大致跟气囊的顶面共面，以尽量减少该部件使用时的阻力。

12、根据权利要求1提出的飞行器，其特征是它还配备一个吊篮，悬挂在上述气囊上，位于通道的下端，以支承上述将空气往下吸过通道产生推力的螺旋桨装置;该吊篮限定了中央开口部份的形状;来自通道的空气即通过该中央开口部份向下排放。

13、根据权利要求12提出的飞行器，其特征在于，上述推进装置至少包括三台水平推进器，安装在吊篮的外部。

14、根据权利要求13提出的飞行器，其特征在于，配备有四台上述推进器，大致安装在以气囊的垂直中心线为圆心的一个假想圆上;其安装位置使各台推进器产生的推力矢量延伸时基本与上述圆周相切;推进器分为两对，每一对位于该圆周的一根直径的两端，该两条直径互相垂直;每对推进器的推力矢量基本平行。

15、根据权利要求14提出的飞行器，其特征是它还包括由吊篮支承的一个结构，该结构有四条臂，互相成直角，从上述中心线向外伸展;每条臂的外端各携带上述推进器中之一台;该结构还配备有上述螺旋桨装置，位于该中心线位置。

16、根据权利要求1提出的飞行器，其特征在于，上述气囊的形状使其截面具有一个被限定的突缘，突缘延伸围绕气囊的周边，以使气囊呈流线型，便于在空中飞行。

17、根据权利要求1提出的飞行器，其特征是它还配备有一个阻尼系统，该阻尼系统包括若干载于气囊外部的垂直方向助推器，以及控制助推器以防飞行器摇晃和保持平稳的装置。

18、根据权利要求17提出的飞行器，其特征在于，配备有四台间距相同的助推器，位于气囊的周边;其特征还在于，该控制装置包括二台测斜仪，测斜仪位于互相垂直并经过上述助推器的轴线上;该控制装置适用于根据上述测斜仪测出的倾斜度变化而控制助推器。

19、根据权利要求1提出的飞行器，其特征是它还配备有平衡控制装置;该装置包括位于气囊内部的压舱液箱，前后布置，以及根据飞行器所要求的飞行姿态，在压舱液箱之间将液体来回抽灌的泵送装置。

20、根据权利要求1提出的飞行器，其特征是它还配备一台驱动马达，与上述螺旋桨和推进器装置相连，以产生飞行器所要求的垂直升力和水平推力。

21、一种飞行器，其特征是它包括：

一个具有顶面和底面的气囊，以及一条位于顶面和底面之间的通气道，气囊中盛有比空气轻的气体;

安装在气囊上的螺旋桨装置，其安装方式使其能把空气向下吸过通道，从而产生一向下的矢量推力，使飞行器获得升力;螺旋桨装置可以操纵，以改变推力之大小，从而改变飞行器的飞行高度;

安装在气囊上的、适用于对飞行器作大致水平方向推进的推进装置。

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