CZ20023094A3 - Způsob řízení letadla - Google Patents

Způsob řízení letadla Download PDF

Info

Publication number
CZ20023094A3
CZ20023094A3 CZ20023094A CZ20023094A CZ20023094A3 CZ 20023094 A3 CZ20023094 A3 CZ 20023094A3 CZ 20023094 A CZ20023094 A CZ 20023094A CZ 20023094 A CZ20023094 A CZ 20023094A CZ 20023094 A3 CZ20023094 A3 CZ 20023094A3
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
aircraft
communication
sub
communication sub
wing
Prior art date
Application number
CZ20023094A
Other languages
English (en)
Inventor
Paul Maccready
Bart D. Hibbs
Earl C. Cox
Derek L. Lisoski
Greg T. Kendall
Original Assignee
Aerovironment Inc.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aerovironment Inc. filed Critical Aerovironment Inc.
Publication of CZ20023094A3 publication Critical patent/CZ20023094A3/cs

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/42—Adjusting about chordwise axes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/52—Warping
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
    • B64U40/10—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration for adjusting control surfaces or rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/31—Supply or distribution of electrical power generated by photovoltaics
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0011—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement
    • G05D1/0022—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement characterised by the communication link
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/18502—Airborne stations
    • H04B7/18504—Aircraft used as relay or high altitude atmospheric platform
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/204—Multiple access
    • H04B7/2041—Spot beam multiple access
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/20—UAVs specially adapted for particular uses or applications for use as communications relays, e.g. high-altitude platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B64U2101/31—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography for surveillance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/32—Supply or distribution of electrical power generated by fuel cells
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Optical Communication System (AREA)
  • Consolidation Of Soil By Introduction Of Solidifying Substances Into Soil (AREA)
  • Mobile Radio Communication Systems (AREA)

Description

Oblast techniky
Předkládaný vynález se týká letadla. Přesněji se předkládaný vynález týká letadla majícího unikátní ovládací prvky a využití takovéhoto letadla.
Dosavadní stav techniky
Letadla jsou využívána v množství nejrůznějších aplikací, včetně cestování, transportu, hašení požárů, pozorování a boje. Různá letadla byla zkonstruována pro splnění velkého rozsahu funkčních úloh definovaných uvedenými aplikacemi. Do tohoto pojmu letadel je třeba zahrnout balóny, řiditelná tradiční letadla s pevnými křídly, létající křídla, a helikoptéry.
Jednou funkční úlohou, pro jejíž splnění bylo několik typů letadel zkonstruováno, je vytvoření výškové základny.
Při činnosti z vysokých, pod-orbitálních výšek může takové letadlo monitorovat meteorologické systémy, provádět výzkum atmosféry a pozorovat nejrůznější objekty. Většina z těchto pozoruhodných letadel má omezené trvání letu v důsledku omezeného množství paliva. Bylo ale navrženo několik letadel, která jsou poháněna sluneční energií a která mohou udržovat nepřetržitý let dokud je dostupné sluneční záření nebo dokonce déle.
Byla zkonstruována dvě taková letadla, která jsou obecně známá jako letadlo Pathfinder a letadlo Centurion, přičemž každé již dosáhlo množství letových rekordů. Základní konstrukce spojená s těmito dvěmi letadly je velice podrobně • ·
L'10 f* diskutována v US patentu č. 5,810,284, který se týká letadla typu nešípového létajícího křídla, které má velkou štíhlost a relativně konstantní hloubku křídla (tětivu) a profil křídla. Ačkoliv tato letadla jsou poměrně pozoruhodná pro jejich potenciál dlouhodobého letu, mají rovněž svá omezení, pokud se týká dosažitelného výkonu a užitečného zatížení.
Letadla Pathfinder a Centurion jsou zkonstruována jako létající křídla, která obsahují několik soběstačných křídlových úseků, z nichž každý má jeden nebo více elektrických motorů, které jsou poháněny energií generovanou v solárních článcích namontovaných v tomto úseku a z nichž každý generuje dostatečný vztlak pro nesené svojí vlastní hmotnosti. Pro minimalizování hmotnosti je konstrukce letadla vysoce ohebná a je zkonstruována pro vydržení pouze relativně malých zatížení v krutu podél svojí příčné osy. Křídlo letadla má malé nebo nulové vzepětí, když je na zemi. V důsledku vysoké ohebnosti, velké štíhlosti a konstantní hloubky křídla mají ale zatížení za letu tendenci způsobovat, že křídlo vytváří značný úhel vzepětí na konci křídla.
Pro minimalizování zatížení v krutu křídlo letadla obsahuje výškovky podél podstatné části svojí odtokové hrany (to jest podél odtokové hrany létajícího křídla). Letadlo neobsahuje směrové kormidlo nebo křidélka a výškovky nejsou zkonstruovány jako elevony (to znamená, že se nemohou pohybovat v opačných směrech v blízkostí protilehlých konců křídla). Namísto toho letadlo zatáčí (a jinak ovládá letovou odchylku) použitím proměnného tahu aplikovaného přes rozpětí křídla prostřednictvím aplikace různých výkonových úrovní u různých motorů. Výkrut (náklon) je pasivně řízen vzepětím křídla, které se vytváří za letu. Bočení (klouzání po křídle) • · ‘10
je rovněž pasivně řízeno jak prostřednictvím vzepětí křídla tak i kýlovkami, která vystupují dolů z několika křídlových segmentů ve směru kolmém k rovině křídla v místě umístění kýlovky.
Dlouhodobé výškové základny, které pracují v pod-orbitálních výškách, jako jsou letadla Pathfinder a Centurion, byly navrženy pro použití pro množství funkcí a aplikací. Jako jeden příklad výšková základna vybavená mikrovlným komunikačním vybavením by mohla zajišťovat komunikační přenosové služby mezi vzdálenými oblastmi. V jiném příkladu by výškové základny mohly měřit a studovat větry, bouře nebo znečišťující látky v atmosféře. Podobně by vlády mohly využívat tato letadla pro monitorování pohybů vojenských jednotek nebo pro monitorování výroby narkotik. Jiné typy letadel nejsou optimálně vhodné pro takovéto úlohy, protože jsou omezeny množstvím spalitelných paliv, která používají, přičemž tato paliva jsou těžká, drahá a jsou spotřebovávána velmi rychle. Obvykle tyto jiné typy letadel nemohou zůstávat nad jejich požadovaným umístěním po jakoukoliv podstatnou časovou periodu a tudíž mají velmi omezené využití při provádění takovýchto úloh.
Jedním způsobem pro obejití těchto provozních omezení je použití satelitů jako výškových základen. Satelity jsou ale velmi drahé pro vypuštění na oběžnou dráhu a obvykle zůstávají na trvalé, pevné oběžné dráze. Některé satelity mohou měnit svoji oběžnou dráhu v omezené míře, což je ale realizována pouze za cenu velkých obtíží a nákladů, přičemž i zde existuje palivové omezení pro množství změn oběžné dráhy, které satelit může provést. Pokud je například žádoucí měřit a studovat hurikán, který vzniká v Africe a postupuje směrem • ·
ke golfskému pobřeží Spojených Států Amerických, nelze po satelitech, prakticky řečeno, žádat, aby následovaly a pozorovaly takovou bouři.
& Použití satelitů je rovněž nevýhodné pro mnoho typů měření a také pozorovaní či dohledu, protože oběžná draha satelitu je vně zemské atmosféry. Jinými slovy satelity z praktických důvodů nemohou používat mnoho nástrojů, které 1 optimálně vyžadují kontakt s atmosférou. Fotografické obrazy snímané satelity jsou někdy rovněž méně než optimální, protože cíl je obvykle ve velké vzdálenosti od satelitu. Nakonec není snadné satelity dostat zpátky na zem a obnovit pro nové použití, například provedením údržby, přičemž satelity jsou obvykle používány pro jednu velmi nákladnou úlohu se speciálním účelem.
Vzhledem k širokému rozsahu funkcí, které by dlouhodobá pod-orbitální základna mohla provádět, je žádoucí zkonstruovat takové základny, které budou schopné manipulovat s větším užitečným zatížením a splňovat větší nároky na výkon. Takové základny by mohly být variantami existujících
0 základen, jako jsou letadla Pathfinder a Centurion, nebo by mohly být nově zkonstruovanými výškovými základnami.
Podobně potom při vytvoření výškové základny s rozšířenými možnostmi užitečného zatížení a výkonu je žádoucí nalézt také nová využití pro takovou základnu. Taková nová využití mohou zvyšovat poptávku po takovýchto letadlech a tudíž mohou být příčinou zvýšené výroby a tím nižších výrobních nákladů. Přirozeně nová využití rovněž mají potenciál pro dosažení nových výhod pro veřejnost.
• ·
V souhrnu tedy existuje nesporná potřeba víceúčelového letadla, které může zůstávat ve vzduchu pod dlouhé časové periody bez potřeby obnovy paliva. Výhodně by < takové letadlo mělo být schopné pracovat až ve velmi vysokých, pod-orbitálních výškách. Se značnou důležitostí je u takového letadla žádoucí, aby mělo schopnost manipulovat s větším užitečným zatížením a/nebo splňovat větší výkonové i nároky. Navíc existuje rovněž potřeba, aby takovéto letadlo bylo možné vyrábět levně a aby navíc byl možný takový jeho '10 provoz, který neznečistí životní prostředí. Rovněž existuje nesporná potřeba, aby takovéto letadlo bylo schopné provádět funkce pozorování či dohledu, testování a měření, přičemž by současně mělo být řiditelné, mobilní a schopné provádět nejrůznější lety s prodlouženým trváním. Nakonec s dostupností technických prostředků podle předkládaného vynálezu by mělo být zřejmé, že musí existovat množství různých komunikací, která taková výšková základna může provádět. Různá provedení předkládaného vynálezu mohou splňovat některé nebo všechny z uvedených potřeb a poskytovat další přidružené výhody.
Podstata vynálezu
Předkládaný vynález řeší výše zmiňované potřeby navržením sluneční energií poháněného letadla, které lze '25 levně vyrábět a které může zůstat ve vzduchu téměř bez omezení, to jest přinejmenším, dokud se jeho součásti neopotřebuji. Předkládaný vynález tudíž navrhuje letadlo, které je dokonale vhodné pro mnoho aplikací vyžadujících výškovou základnu. Například by takové letadlo mohlo být vedeno pro následování hurikánu a s využitím vybavení na • · · · · · palubě pro studium toho, jak takové bouře vznikají a jak se rozvíjejí. Alternativně letadlo podle vynálezu poskytuje pod-orbitální základnu, která může být použita pro konverzi rádiových signálů z pozemní stanice na optické signály směrované do satelitu nebo jiné kosmické lodi pohybující se nad pod-orbitálními výškami. Podobně by letadlo mohlo být spojeno s velkým počtem pozemních stanic pro vytvoření , širokopásmových a/nebo bezdrátových sítí. Letadlo podle předkládaného vynálezu je nejen mnohem méně nákladné na ‘10 výrobu než satelity, ale je obnovitelné a může být opětovně použito pro stejné nebo odlišné úlohy. Využitím sluneční energie je letadlo podle předkládaného vynálezu zcela prosté znečištění životního prostředí a tudíž poskytuje silný příslib pro vyloučení použití letadel poháněných spalováním paliv v mnoha z uvedených aplikací.
Letadlo podle předkládaného vynálezu obvykle obsahuje křídlo, zahrnující první křídlovou část a druhou křídlovou část, se soustavou slunečních článků, namontovanou na křídle. Letadlo výhodně zahrnuje závěsný mechanismus, který je spojen s první křídlovou časti a je uspořádán pro umožněni otáčeni první křídlové částí vzhledem k druhé křídlové části. Každá křídlová část je výhodně uspořádána pro vytváření dostatečného vztlaku pro nesení její vlastní hmotnosti, když letadlo letí, a otáčení je výhodně omezeno na hodnotu, která o 5 obecně umožňuje každé křídlové části pokračovat ve vytvářeni dostatečného vztlaku pro nesení její vlastní hmotnosti.
Letadlo může rovněž mít ovladač závěsu, uspořádaný pro ovládání závěsného mechanismu tak, že během letu může být měněno vzepětí první a druhé křídlové části vzájemně vůči 30 sobě. Nakonec je s ovladačem závěsu výhodně spojen řídící
4« »» • 9 4 4 • · 9 • 9 4
49 «4 44 • 4 4 4 4 4 4 • 4 4 4 9 systém, který řídí ovladač pro ovládání závěsu tak, aby vzepětí bylo větší během těch časových period, kdy větší vzepětí zvýší výkon generovaný slunečními články.
Výhodně je letadlo letadlem typu létajícího křídla, které zahrnuje množství postupně spojených, nešípových, křídlových segmentů (obzvláště výhodně pět nebo více křídlových segmentů). Rovněž výhodně ovladač závěsu obsahuje ovladač hmotnosti, uspořádaný pro přesunutí těžiště zátěže nesené křídlem, přičemž křídlo a zátěž jsou uspořádány tak, že poloha těžiště zátěže může pohánět otáčení závěsného mechanismu, když je křídlo ve stavu letu. Pro pohánění otáčení může měnění polohy těžiště zátěže deformovat křídlo, což vytváří aerodynamické síly.
Letadlo může rovněž mít příčně procházející křídlo uspořádané tak, aby mělo vzepětí během letu, a množství motorů namontovaných na křídle. Vzepětí křídla je uspořádáno tak, aby alespoň jeden motor vytvářel tah podél přímky procházející nad osou letu letadla a aby alespoň jeden motor vytvářel tah podél přímky procházející pod osou letu letadla, když je letadlo ve stavu letu, přičemž motory způsobují sestupné respektive vzestupné klopivé momenty. Letadlo rovněž obsahuje řídící systém spojený se škrtící klapkou každého motoru, který řídí alespoň jednu ze škrtících klapek pro řízení klopení letadla. Vzdálený pilot může řídit letadlo prostřednictvím použití redundantních kombinací existujících komunikačních sítí.
Další znaky a výhody předkládaného vynálezu budou zřejmé z následujícího podrobného popisu výhodných provedení ve spojení s odkazy na připojené výkresy, které prostřednictvím příkladu ilustrují principy předkládaného • 9 • 9 ♦ 99
9*9 9 • 9
99 9 vynálezu. Detailní popis určitých výhodných provedení tak, jak je uveden níže pro umožnění zkonstruování a využití provedení podle předkládaného vynálezu, není určen pro omezení připojených patentových nároků, ale spíše je určen k tomu, aby sloužil jako popis určitých neomezujících příkladů nárokovaného vynálezu.
Přehled obrázků na výkresech '10
Obr.l znázorňuje pohled v nárysu na výhodné provedení letadla v provedení podle vynálezu v poloze při nulovém namáhání;
Obr.2 znázorňuje pohled v půdorysu na letadlo podle obr. 1;
Obr.3 znázorňuje perspektivní pohled na letadlo podle obr. 1 v prohnuté pozici obvyklé pro zatížení pří ve stavu letu;
Obr.4 znázorňuje perspektivní pohled na letadlo podle obr. 1 v prohnuté pozici obvyklé pro zatížení ve stavu letadla v klidu na zemí;
Obr.5A znázorňuje perspektivní, vykrojený pohled ilustrující konstrukci jednoho segmentu křídla letadla podle obr. 1;
Obr.5B znázorňuje vykrojený pohled v půdorysu na křídlový segment podle obr. 5A s regeneračním palivovým článkem zkonstruovaným uvnitř křídla;
Obr.5C znázorňuje pohled v bokorysu a v příčném řezu na segment podle obr. 5A, přičemž řez je veden rovinou C-C na obr. 5B;
*· ♦ ft ft ft* •ft ··
4 • ♦ * • ftft · ft ft •
• • • • ft • ft ft
• • ·< • • ftftft • · « ft * ft ft • ftftft
Obr.6A znázorňuje čelní pohled v nárysu na letadlo podle obr. 1, které má pět křídlových segmentů a které je ilustrováno v poloze obvyklé pro zatížení, když je letadlo ve stavu letu;
Obr.6B znázorňuje čelní pohled v nárysu na letadlo podle obr. 6A, které má dva ovladače závěsu, které byly otočeny pro umožnění dvěma křídlovým segmentům na každé straně letadla, aby zvětšily vzepětí;
Obr.6C znázorňuje čelní pohled v nárysu na letadlo podle obr. 6A, které má dva ovladače závěsu, které byly otočeny pro umožnění jednomu křídlovému segmentu na každé straně letadla, aby zvětšil vzepětí;
Obr.6D znázorňuje čelní pohled v nárysu na letadlo podle obr. 6A, které má šest křídlových segmentů namísto pěti a které má jeden ovladač závěsu, který byl otočen pro umožnění třem křídlovým segmentům na každé straně letadla, aby zvětšily vzepětí;
Obr.6E znázorňuje perspektivní pohled na letadlo podle obr. 6B a na slunce, přičemž slunce je nízko na horizontu a mimo jeden konec křídla letadla;
Obr.6F znázorňuje perspektivní pohled na letadlo podle obr. 6A, které má čtyři křídlové segmenty namísto pěti, které má pozměněné uspořádání vertikálních kýlovek a které má ** 0«
0 0 *
0 0
0 0
0 0 «004 * '·♦ «0 4« • 0 » # * · · • 0 0 · 0 • · * 0 0 * 4 • · 0 0 ··· 0000 00 0000 tři ovladače závěsu, otočené pro umožnění čtyřem křídlovým segmentům, aby vytvořily tvar písmene W;
Obr.7A znázorňuje pohled v nárysu a v příčném řezu na závěs v letadle podle obr. 6B;
Obr.7B znázorňuje pohled v nárysu a příčném řezu na první variantu závěsu ilustrovaného na obr.
A;
Obr.7C znázorňuje pohled v nárysu a příčném řezu na druhou variantu závěsu ilustrovaného na obr. 7A;
Obr.7D znázorňuje pohled v nárysu a příčném řezu na třetí variantu závěsu ilustrovaného na obr. 7A, v prohnuté pozici a včetně uchycení pro kýlovku;
Obr.7E znázorňuje pohled v půdorysu na závěs ilustrovaný na obr. 7D;
Obr.8 znázorňuje vykrojený pohled shora na jeden úsek křídla z první varianty letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje ovladač závěsu, obsahující křidélka;
Obr.9 znázorňuje vykrojený pohled shora na jeden úsek křídla z druhé varianty letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje ovladač závěsu, obsahující příčně posunutelnou zátěž;
Obr.10 znázorňuje vykrojený pohled shora na jeden úsek křídla z alternativní druhé varianty • · letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje nádrže pro příčné posouvání zátěže;
Obr.11 znázorňuje pohled v bokorysu a příčném řezu na třetí variantu letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje ovladač závěsu, obsahující zátěž posunutelnou ve směru dozadu a dopředu;
Obr.l2A znázorňuje perspektivní pohled v řezu na alternativní třetí variantu letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje ovladač závěsu, obsahující zátěž posunutelnou ve směru dopředu a dozadu, a který znázorňuje lokální vychýlení plochy křídla, způsobené pohybující se zátěží;
Obr.l2B znázorňuje perspektivní pohled v řezu na další alternativní třetí variantu letadla ilustrovaného na obr. 6B, který znázorňuje ovladač závěsu, obsahující zátěž posunutelnou ve směru dopředu a dozadu, a který znázorňuje vychýlení segmentu křídla, způsobené pohybující se zátěží;
Obr.13 znázorňuje perspektivní pohled na variantu letadla ilustrovaného na obr. 1, v pozici obvyklé pro zatížení ve stavu letu letadla, přičemž letadlo je uspořádáno tak, že některé motory jsou umístěny nad osou letu a některé motory jsou umístěny pod osou letu;
Obr
Obr
Obr
Obr
14A znázorňuje ilustraci prvního idealizovaného ohebného letadla, které má tři osy řízení letu podle předkládaného vynálezu;
14B znázorňuje obecnější ilustraci druhého idealizovaného ohebného letadla, které má tři osy řízení letu podle předkládaného vynálezu;
14C znázorňuje blokové schéma řídícího systému realizujícího řídící příkazy pro letadlo ilustrované na obr. 14B;
znázorňuje ilustrativní pohled na provedení komunikačního systému řízení letadla pro letadlo ilustrované na obr. 1;
16A znázorňuje ilustrativní pohled na letadlu ilustrované na obr. 1, které působí jako výšková základna v komunikačním systému pro předávání signálů mezi pozemní stanicí využívající rádiové signály a satelitem využívajícím optické signály, tento obrázek dále znázorňuje uzavřenou komunikaci z jednoho satelitu do druhého satelitu;
16B znázorňuje ilustrativní pohled na komunikační systém podle obr. 16A, kde satelit je na značně odlišné zeměpisné šířce než pozemní stanice;
16C znázorňuje ilustrativní pohled na komunikační systém podle obr. 16A, kde letadlo komunikuje s množstvím pozemních • · stanic a satelit je odclonšn od jedné nebo více pozemních stanic vysokou horou;
Obr.l6D znázorňuje ilustrativní pohled na komunikační systém podle obr. 16A, kde letadlo současně komunikuje se třemi různými satelity;
Obr.l6E znázorňuje ilustrativní pohled na komunikační systém podle obr. 16A, kde satelit současně komunikuje přímo se dvěma letadly a pozemní stanicí;
Obr.l6F znázorňuje ilustrativní pohled na komunikační systém podle obr. 16A, kde jeden satelit komunikuje s množstvím letadel, z nichž každé slouží jako základnová stanice pro komunikaci s množstvím pozemních stanic;
Obr.l7A znázorňuje ilustrativní pohled na letadlo ilustrované na obr. 1, které působí jako výšková, pod-orbitální základna pro základnovou stanici v širokopásmovém, bezdrátovém přípojném nebo jiném komunikačním systému s účastnickými základnovými stanicemi a s účastnickými vzdálenými stanicemi;
0br.l7B znázorňuje pohled na účastnickou základnovou stanici pro použití s komunikačním systémem ilustrovaným na obr. 17A;
Obr.l7C znázorňuje pohled na účastnickou vzdálenou stanici pro použití s komunikačním systémem ilustrovaným na obr. 17A.
Příklady provedení vynálezu
Předkládaný vynález souhrnně popsaný výše a definovaný v připojených patentových nárocích může být lépe pochopen po pročtení následujícího detailního popisu ve 5 , spojení s odkazy na připojené výkresy. Tento detailní popis určitých výhodných provedení, poskytnutý níže za účelem umožnění vytvořit a použít určitou realizaci vynálezu, není určen pro omezení obsahu připojených patentových nároků, ale je spíše určen pro objasnění určitých příkladů předkládaného ' 10 vynálezu.
ÚVODNÍ POPIS VÝHODNÉHO PROVEDENÍ LETADLA
Podle předkládaného vynálezu má výhodné provedení letadla podle vynálezu konstrukcí podobnou jako letadla Pathfinder a Centurion, jak bylo zmiňováno výše v popisu dosavadního stavu techniky. Ačkoliv jsou výhodné konstrukce provedení letadla a jejich různé varianty popsány níže, je možné další užitečné detaily pro realizování tohoto vynálezu
2q nalézt V US patentu č. 5,810,284, jehož obsah je tímto začleněn do tohoto popisu prostřednictvím odkazu. Nicméně by mělo být zcela zřejmé, že konstrukce pro další provedení tohoto vynálezu mohou zahrnovat zařízení, která se značně liší od popisovaného letadla.
Výhodným provedením je sluneční energií poháněné, létající křídlo s palivovými články pro uchování energie pro nepřetržitý denní a noční let. Letadlo obsahuje množství příčně spojených, křídlových segmentů, které každý nese svoji celou vlastní hmotnost za letu tak, aby se minimalizovalo zatížení mezi segmenty a tím aby se také minimalizovala •ίο požadovaná zatěžovací nosnost konstrukce. Ve většině variant výhodného provedeni mají segmenty výškovky (výšková kormidla), ale ne křidélka nebo směrovky (směrová kormidla), což dále omezuje zatíženi mezi segmenty. Ačkoliv jsou tyto znaky výhodné, nejsou bezpodmínečně vyžadovány ve všech možných provedeních vynálezu.
Na obr. 1 až obr. 3 je znázorněno výhodné provedení letadla 10 typu létajícího křídla, to znamená, že nemá trup nebo ocasní plochy. Namísto toho sestává z nešípového křídla 12 majícího v podstatě konzistentní tvar profilu a rozměry podél rozpětí křídla. Výhodně šest, osm nebo čtrnáct motorů 14 je situováno v různých místech podél rozpětí křídla, přičemž každý motor 14 pohání jednu vrtuli 16 pro vytváření tahu. Výhodně dvě, čtyři nebo pět vertikálních kýlovek 18a až 18d, nebo podvěsů, vystupuje dolů od křídla s přistávacím zařízením (podvozkem) na jejich spodních koncích.
Letadlo 10 je podélně rozděleno na výhodně pět nebo šest modulárních segmentů postupně umístěných podél rozpětí křídla. Tyto segmenty zahrnují centrální segment 20, levý a pravý mezilehlý segment 24, 22 a levý a pravý koncový segment 26, 28. Tyto segmenty mají od 39 do 43 stop (11,895 až 13,115 m) na délku a mají délku tětivy přibližně osm stop (2,44 m) . Letadlo má tudíž délku přibližně osm stop (2,44 m) a výhodně má rozpětí křídla přibližně 100, 120, 200 nebo 250 stop (30,5; 36,6; 61 nebo 76,25 m) .
Centrální segment 20 má střední profilovou část 30, čtyři motory 14 s vrtulemi 16, levou a pravou vertikální kýlovku 18b, 18c a sluneční baterii 32. Dva mezilehlé segmenty 22, 24 letadla 10 mají každý dva motory 14 s vrtulemi 16 a sluneční baterii 32, ale každý má pouze jednu ·· ·♦ • · · · • · · • · · • · · • · · · · · ·· ·· « * · « · · • · · · • · · • · · · · · kýlovku 18a. 18d umístěnou vždy na vnějším konci segmentu, který přiléhá k příslušnému koncovému segmentu 26 respektive
28. Nakonec koncové segmenty 26, 28 mají každý tři motory 14 s vrtulemi 16 a jednu sluneční baterii 32.
Kýlovky 18a až 18d vystupuji dolu od křidla 12 ve spojovacích bodech mezi segmenty, přičemž každá kýlovka má na sobě namontován podvozek s předním a zadním kolečkem 34, 36. Kýlovky jsou uspořádány jako podvěsy pro umístění prvků letadla, jako je elektronika a/nebo různé užitečné zatížení.
Ί 0
Jeden z podvěsu, tak zvaný řídicí podvěs, je použit pro nesení řídící elektroniky, včetně autopilota v principu realizovaného formou softwaru, pro řízení motoru a výškovek.
Navíc podvěsy nesou snímače, včetně vybavení globálního polohovacího systému (GPS) a rovněž komunikačního vybavení,
Ί 5 testovacího vybavení, pozorovacího vybavení nebo užitečného zatížení, v závislosti na příslušné určité úloze, pro kterou je letadlo konfigurováno.
První provedení vynálezu je zkonstruováno jako letadlo s rovnoměrným zatížením na rozpětí křídel, s každým ze segmentů zkonstruovaným pro nesení v podstatě jeho vlastní hmotnosti během letu, čímž se vylučuje podstatné zatížení jakéhokoliv dalšího segmentu tímto segmentem. To umožňuje, aby každý segment byl poměrně ohebný, a rovněž to umožňuje, aby spoje mezi úseky mely určitou ohebnost, přičemž s 25 takovýmito nízkými nároky na tuhost (to jest s vysokou ohebností) je možné vytvořit konstrukci letadla s minimální hmotností.
Výhodně na výhodném provedení letadla 10 podle 3Q vynálezu nejsou směrovky nebo křidélka, což dále umožňuje, aby křídlo bylo ohebné. Jedinými aktivními řídícími povrchy • · ·· » 4 4 > 4 4 jsou výškovky 38, které jsou situovány podél velké části odtokové hrany křídla. V typickém provedení jsou výškovky ovládány v tandemu pro změnu úhlu náběhu letadla. V jiných provedeních by ale některé z výškovek mohly být uspořádány pro použití jako křidélka (to jest mohly by být uspořádány jako elevony).
Letadlo 10 řídí letovou odchylku a tudíž zatáčení s použitím rozdílového tahu z motorů s proměnným točivým momentem na vrtule 16. Další známé postupy nebo mechanismy θ pro vytváření rozdílového tahu by rovněž mohly být použity.
Pro vyloučení nestability bočení spoléhá letadlo na své velké rozpětí křídla a malou rychlost. Výkrut je řízen pasivně prostřednictvím uspořádání křídla s kladným úhlem vzepětí. Vertikální kýlovky 18a až 18d, které vystupují pod křídlem 12, slouží pro zabráněni nechteneho bočení a kymacivých pohybů během zatáčení letadla.
Obr. 1 znázorňuje výhodné provedení v nenamáhané poloze s centrálním a mezilehlými segmenty 20, 22 a 24 vzájemně srovnanými a v jedné rovině a s koncovými segmenty
26, 28 s přirozeným 6 stupňovým vzepětím. Perspektivní pohled podle obr. 3 ilustruje přirozené zakřivení segmentů křídla, ke kterému dochází během letu. Toto zakřivení způsobuje přibližně 3 stupňové vzepětí v mezilehlých segmentech 22., 24 a přibližně 9 stupňové vzepětí v koncových segmentech 26, 28, 5 které zajišťuje příčnou stabilitu konstrukce a eliminuje potřebu aktivního řízení příčné stability. Obr. 4 naproti tomu znázorňuje pohled na výhodné provedení na zemi, když jsou koncové segmenty ohnuty směrem dolů působením tíže. V každém případě je centrální segment 20 v podstatě symetrický kolem své centrální osy.
·· ·· • · · · • · ·
Jak je patrné na obr. 5A, každý z pěti segmentů 20,
22, 24, 26 a 28 má hlavní podélník 40 sloužící jako základní konstrukční prvek. Hlavní podélník 40 zajišťuje primární konstrukční spojení s ostatními segmenty, přičemž nese v podstatě veškeré zatížení mezi segmenty. Předkládané letadlo 10 se odlišuje od obou běžných konstrukcí letadla tohoto typu a obvyklých létajících křídel, jež vždy používají těžký hlavní křídlový podélník (nosník) pro nesení buď trupu letadla nebo velkého centrálního úseku (v případě létajícího křídla) během letu. Letadlo podle vynálezu neobsahuje velké centrální struktury, jako je trup nebo jako jsou ocasní plochy, a tudíž nevyžaduje takovýto relativně silný podélník pro udržení konstrukční integrity a dynamické stability křídla.
Důsledkem shora popisované konstrukce je to, že výhodné provedení letadla je lehké (méně než 1 libra na čtvereční stopu plochy křídla - což odpovídá méně než 4,88 kg na m2), pohybuje se při relativně nízkých rychlostech ve vzduchu (od 13 uzlů při nízkých výškách do 100 uzlů při vysokých výškách - což odpovídá 24,1 km/hod respektive 185,3 km/hod), a potřebuje relativně málo elektrické energie z polí slunečních článků, aby zůstalo ve vzduchu.
Jak je opět patrné z obr. 1 až obr. 3, výhodné provedení předkládaného vynálezu odvozuje svůj pohon od vrtulí 16, poháněných elektrickými motory 14, které pracují s elektřinou generovanou slunečními bateriemi 32. Letadlo výhodně generuje dostatečnou sluneční energii a obsahuje dostatečnou kapacitu pro uložení energie, aby letělo nepřetržitě, to jest ve dne i v noci. Výhodně tak letadlo létá bez znečištění okolního prostředí a bez zatížení
00 • · · 0
hmotností uložených paliv, jako jsou fosilní paliva, pro pohon. Alternativně může být letadlo podle vynálezu zkonstruováno pro získání nějaké části nebo veškerého svého výkonu z fosilních paliv nebo jiných uložených paliv, nebo z kombinací palivových zdrojů, jako je sluneční energie přes den a uložená neobnovitelná nebo částečně obnovitelná paliva přes noc.
Protože každý z pěti segmentů nese svoji vlastní hmotnost a ne hmotnost trupu, je křídlo zkonstruováno s . konstantní tětivou, spíše než s lichoběžníkovým (zužujícím se) koncem křídla. Tato konstrukce umožňuje montáž ještě většího množství slunečních článků na slunečních bateriích 32 letadla 10, než by bylo jinak možné, přičemž v podstatě celý horní povrch 42 křídla je použit pro přeměnu sluneční energie na elektřinu. Současná technologie již vyvinula určité sluneční články, které překračují 20% účinnost při přeměně a očekává se, že jak se účinnost slunečních článků ještě zvýší, sníží se požadované rozpětí křídla letadla pro nesení daného zatížení. Současné sluneční články pro výhodné provedení vynálezu obsahují články s účinností mezi 14,5% a 18,5%.
Výhodné letadlo 10 je zkonstruováno tak, aby bylo velmi energeticky hospodárné a má sluneční baterie 32 namontované v těsné blízkosti každého motoru 14 pro vrtule
16. Letadlo využívá pěti slunečních baterií 32, jedné na každém z jeho pěti segmentů, takže sluneční baterie zabírají většinu z horního povrchu 42 křídla. Kapacita těchto baterií značně překračuje okamžité energetické nároky motorů, takže se během každé denní periody generuje více elektrické energie, než je požadováno motory 14 vrtulí 16.
• 4 44 • »4
4 4
4 4 • 44 ·· 444·
Pro další zlepšení generování energie je plášť křídla transparentní jak na horním tak i na spodním povrchu a sluneční baterie 32 jsou výhodně dvoustranné. Sluneční baterie tudíž mohou generovat elektřinu ze světla, které dopadá jak na horní tak i na spodní povrchy křídla. Další energie tudíž může být generována ze světla, které je odráženo zemí.
Jak je patrné z obr. 5B a obr. 5C, letadlo 10 pro zajištění energie, když sluneční světlo není dostupné, θ například v noci, ukládá přebytečnou elektrickou energii v systému pro uložení energie, který zahrnuje množství obnovitelných palivových článků 44. výhodně na bázi palivových elementů, jako je voda, vodík a kyslík, na palubě letadla. Tato energie se využívá pro udržení letadla nepřetržitě ve vzduchu. Pro palivové články podélniky 40 v centrálním segmentu 20 a v mezilehlých segmentech 22., 24 každý udržuje plynný vodík a kyslík v hermeticky utěsněných nádržích 46 uvnitř podélníků 40. Všechny tři tyto segmenty mají podélník 40., který má přibližně dvanáct palců (zhruba θ 30,5 cm) v průměru, aby mohl obsahovat tyto nádrže. Na rozdíl od prostředních tří segmentů koncové segmenty 2 6, 28 nemají své vlastní obnovitelné palivové články a mají hlavní podélník 40 se zmenšeným průměrem. Tyto segmenty ale mohou být případně rovněž použity pro uložení plynu pro palivové články. Pokud například palivové články vytvářejí dvakrat více plynného vodíku nebo plynného kyslíku z každé jednotky vody, pak by vnější segmenty mohly být použity pro uložení plynného kyslíku, zatímco vnitřní segmenty by mohly být použity pro uložení vodíku.
·· ·· * 9 • · » • 9 ·
9 9
9« ·»··
Kromě hlavních podélníků 40 letadlo 10 má rovněž namontovánu vodní nádrž 48 a další prvky v těsné blízkosti podélníků v rozhraní mezi segmenty. Každý obnovitelný palivový článek 44. vyžaduje kombinaci 50 palivových elementů a elektrolyzéru, vodní nádrž 48, tepelnou izolaci 52 a soustavu 54 čerpadel a ventilů pro řízení ukládání a vypouštění palivových elementů. Během period slunečního světla je nadbytečný proud ze slunečních baterií 32 používán pro vytváření plynného vodíku a plynného kyslíku z vody.
Plyny jsou vytvářeny pod tlakem, potom jsou ukládány do jejich příslušných nádrží uvnitř hlavního podélníků. V noci je elektřina získávána z plynů prostřednictvím palivového článku, který umožňuje plynům jejich rekombinaci s použitím membrán pro výměnu protonů. Jediný vedlejší produkt voda je čerpána do vodní nádrže a ukládána zde pro použití v následujícím cyklu ukládání energie.
V alternativním provedení může být výhodné letadlo podle vynálezu, které je vysoce energeticky účinné, udržováno ve vzduchu po prodloužené časové periody nesením uložených o η paliv, jako je vodík, pro palivový článek. Rovněž kombinace uložených paliv a technologie sluneční energie může být využita pro prodloužený let.
Letadlo 10 je velmi dobře vhodné pro dlouhodobé mise, které vyžadují, aby letadlo udržovalo polohu ve vysoké výšce nad daným místem. Takové mise zahrnují, například, monitorování počasí, vytvoření mobilní, opětovně využitelné komunikační základny, provádění pozorování a dohledu, testování atmosférických podmínek a další takové podobné aktivity.
• · 9 9
9 »9 9999 • 9 ·· • 9 · • · · • 9 ·
9 9 «9 ··*»
ZNAKY LETADLA
Aby mohlo provádět buď výše zmiňované mise nebo nové mise, letadlo musí být schopné získat tolik energie, kolik jen je možné, ze svého denního vystavení slunci. Zvýšené generování energie umožňuje nejen použít zvýšenou dostupnou energii pro využití užitečným zatížením, ale rovněž pro tah motorů, a tudíž pro větší kapacitu užitečného zatížení. Navíc letadlo musí létat účinně a musí mít tak nízkou hmotnost, jak je možné.
Letadlo v provedeních podle předkládaného vynalezu výhodně zahrnuje jeden nebo více z následujících znaků pro realizování jednoho nebo více z uvedených předpokladů.
Nastavitelné vzepětí 15
Jak je znázorněno na obr. 6A, obr. 6B a obr. 7, jeden znak letadla 10, který zajišťuje významné zvýšení energie získávané ze slunečních baterií 32., zahrnuje použití nastavitelného vzepětí křídla. Přesněji je křídlo 12
2Q konstruováno s první křídlovou částí 100, která je spojena se zbytkem letadla prostřednictvím závěsného mechanismu 102 uspořádaného pro umožnění otáčení první křídlové části 100 kolem osy 104 otáčení vzhledem k druhé křídlové části 106 na zbytku letadla. V provedení naznačeném na obr. 6B první křídlová část 100 zahrnuje levý mezilehlý segment 22 a levý
5 koncový segment 26, zatímco druhá křídlová část 106 zahrnuje centrální segment 20.
Výhodně je závěsný mechanismus 102 uspořádán pro umožnění změny vzepětí bez změny šípovosti (zakřivení) křídla
12 ve značné míře. Závěsný mechanismus výhodně omezuje • · otočení první křídlové části 100 na hodnotu, ve které první křídlová část může ještě generovat dostatečný vztlak pro nesení její vlastní hmotnosti, zatímco jen letadlo 10 ve stavu letu. Rovněž výhodně závěsný mechanismus umožňuje odpovídající otočení pro vyvinutí postačujícího vzepětí pro významné zvýšení množství elektřiny generované slunečními bateriemi 32, když se slunce nachází v blízkosti úrovně horizontu vzhledem k letadlu.
Letadlo 10 se výhodně vyznačuje ovladačem závěsu, uspořádaným pro řízení otáčení závěsného mechanismu 102, čímž se mění vzepětí první křídlové části 100 vzhledem k druhé křídlové části 106. Ovladač závěsu je uspořádán pro vytvoření odpovídajícího kroutícího momentu pro nastaveni vzepětí během letu. Výhodně je řídící systém 108, umístěný uvnitř jednoho z podvěsů, spojen s ovladačem závěsu pro řízení vzepětí tak, aby bylo větší během časových period, ve kterých je slunce v blízkosti horizontu vzhledem k letadlu. V závislosti na nasměrování letadla vzhledem ke slunci může větší vzepětí způsobit významné zvýšení generování energie. Jak je patrné z obr. 6E, když je slunce přibližně umístěno mimo jednu stranu letadla, může spodní povrch 114 křídla na této (spodní) straně letadla přijímat značné množství dopadajícího světla, zatímco horní povrch křídla 116 na opačné straně letadla může přijímat značné množství světla, dokonce i když je určitá část křídla zastíněna.
Aby se optimalizovala účinnost letu prostřednictvím zmenšení odporu, řídí řídící systém vzepětí tak, aby bylo menší, když je slunce vysoko na obloze, nebo když je noc. To umožňuje letadlu optimalizovat sladěni mezi generováním energie a účinností letu. Pro dosažení tohoto předpokladu * «9 • 9 ·
« 9 • 9 k 9 9 · 9 řídící systému určuje uspořádání vzepětí pro zvýšení energie generované slunečními bateriemi. To může být prováděno jednoduchým čtením hodinového signálu a nastavováním vzepětí na základě předpokládaných světelných podmínek. Zvláště výhodně může řídící systém detekovat světelné podmínky bud’ prostřednictvím signálu ze zařízení měřících světlo nebo z indikací o úrovních energie, generovaných jedním nebo vícero slunečními bateriemi.
Jak je naznačeno na obr. 7A, ovladač závěsu výhodně zahrnuje ovladač závěsu výhodně zahrnuje motor 120 závěsu, uspořádaný pro ovládání závěsného mechanismu 102 a tím pro řízení otáčení první a druhé křídlové části vzájemně vůči sobě. Ovladač závěsu rovněž výhodně zahrnuje zámek 122 otáčení pro závěsný mechanismus, který může být bud’ uvnitř závěsného mechanismu nebo jej může jinak ovládat. Když je zámek otáčení v odjištěném uspořádání, ovladač závěsu umožňuje otáčení první křídlové části 100 vzhledem k druhé křídlové části 106. Když je ale zámek otáčení v zajištěném uspořádání, závěsný mechanismus je uzavřen a první křídlové části je zabráněno v otáčení vzhledem k druhé křídlové části, čímž se udržuje uspořádání vzepětí křídla.
Výhodný ovladač závěsu může být zkonstruován s motorem 124 pohánějícím hřebenový válec 125 v záběru se šnekovým kolem 126 (viz varianta znázorněná na obr. 7C). Výhodný zámek otáčení může být zkonstruován s kotouči 127 a třmeny 128 (viz varianty znázorněné na obr. 7B a obr. 7D). V alternativních provedeních letadla mohou být některé nebo všechny z kýlovek 129 namontovány na závěsech a případně s ozubenými převody pro zajištění, že obě křídlové části 131, které jsou uchyceny k závěsu, se otáčejí o stejnou velikost • 9 *9 <9 9 • 9 ·
9«·
9 9 •fc «999 *9
9
999« «9 • 9 9 · * • 99
99 «9 9999 vzhledem ke kýlovce (nebo o velikosti podle jiného poměru nebo převodového schématu).
Je výhodné, když na letadle 10 je vytvořeno symetrické uspořádání závěsných mechanismů 102. Letadlo má 5 tudíž výhodně třetí, symetricky umístěnou křídlovou cast 110, která je spojena se zbytkem letadla prostřednictvím druhého, symetricky umístěného závěsného mechanismu 112.
Zatímco výhodné provedení předkládaného vynálezu zahrnuje závěsné mechanismy 102 mezi centrálním segmentem 20 a mezilehlými segmenty 22, 24, tyto mechanismy by rovněž mohly být umístěny mezi mezilehlými segmenty a koncovými segmenty 26, 28., jak je naznačeno na obr. 6C. Podobně, pokud by letadlo mělo sudý počet křídlových částí (segmentů), mohl by být použit jeden závěsný mechanismus pro nastavení vzepětí, jak je znázorněno na obr. 6D.
Další uspořádání, jako je letadlo uspořádané pro poskládání se do tvarů písmene W nebo tvarů písmene M, jsou rovněž zcela v rozsahu předkládaného vynálezu. Taková
2q uspořádání, mající měnící se kladné a záporné vzepětí, mohou snižovat zatížení křídla. Jak je znázorněno na obr. 6F, má provedení, uspořádané pro let ve tvaru písmene W, výhodně sudý počet křídlových částí (segmentů). Výhodně jsou vertikální kýlovky 115 umístěné v blízkosti závěsných mechanismů, které vytvářejí ohyb 113 nahoru pro vytvoření kladného vzepětí, takže tyto kýlovky vystupují pod zbytek letadla. Navíc kýlovky výhodně nejsou umístěny v blízkosti závěsů, které vytvářejí ohyb 117 dolů pro vytvoření záporného vzepětí. Lze rovněž předpokládá další konstrukce letadla, které obsahují nastavitelné vzepětí, přičemž tato uspořádání spadají do rozsahu předkládaného vynálezu.
·· • · · • · * · » • · »·»<
ΒΒ
Β
Β·Β
ΒΒΒΒ ··
Β Β
ΒΒ *Β • Β
Β » • Β Β ·
ΒΒΒΒ
Jak je patrné z obr. 6B a obr. 8, na kterých je znázorněna první varianta výhodného provedení vynálezu, je ovladač závěsu zkonstruován s řídícími povrchy 130, jako jsou křidélka a elevony, které jsou schopné vytvářet točivý moment potřebný pro otočení závěsného mechanismu 102 během letových podmínek. Těmito řídícími povrchy mohou být stejné povrchy, jako jsou povrchy použité pro normální řízený let, nebo jimi mohou být řídící povrchy speciálně uspořádané pro ovládání závěsu. Ačkoliv tato možnost vyžaduje, aby křídlo 12 sneslo další zatížení v krutu, vytvářená řídícími povrchy, má zároveň tu výhodu, že eliminuje hmotnost motorů závěsů. Další výhodou tohoto systému je, že letadlo s běžnými leteckými počítači bude již uspořádáno tak, že bude mít počítače pro řízení existujících řídících povrchů a tudíž letový počítač může sloužit jako řídící systém.
Jak je patrné na obr. 9, v druhé variantě předkládaného vynálezu je ovladač závěsu zkonstruován s ovladačem 140 (rozložení) hmotnosti, uspořádaným pro příčné (to jest ve směru rozpětí) přesouvání těžiště (CG) zátěže
0 ,
142, která je nesena první křídlovou částí 100, jez ma být otočena. Příčné přesouvání CG zátěže mění CG první křídlové části a tím způsobuje otočení závěsného mechanismu 102, když je křídlo v letových podmínkách. Přesněji je zátěž posouvána tak, že CG první křídlové části je umístěno vzhledem ke
5 středu vztlaku první křídlové časti do polohy takové, aby se vytvořil kroutící moment působící na první křídlovou část.
Přirozeně, že je třeba uvažovat další síly a kroutící momenty působící na první křídlovou část ve snaze analyzovat oto ovládání. Další varianty předkládaného vynálezu by mohly zahrnovat posouvání zátěže na částech letadla jiných, než je
první křídlová část, která se má pootočit, pokud takové posunutí CG zátěže způsobí kroutící moment, který patřičně otočí závěsný mechanismus.
Zatímco obr. 9 znázorňuje zátěž 142 posouvající se podél otočně poháněného šneku 144, do rozsahu předkládaného vynálezu samozřejmě spadají i jiné ovladače schopné posouvání zátěže. Navíc zátěží může být prvek zkonstruovaný výhradně pro tento účel, nebo jí může být zátěž, která slouží pro nějaké další účely, jako je konstrukční prvek nebo část užitečného zatížení. Například, jak je patrné na obr. 10, palivové elementy, které jsou uloženy v nádržích a podélnících, mohou být čerpány mezi zásobními kontejnery pro příčné posouvání jejich CG. Přesněji čerpáním vodíku, kyslíku a/nebo vody z utěsněné nádrže 46a či podélníku do utěsněné nádrže 46b či podélníku může být příčně posouvání CG komponentů palivového článku (baterie). Přirozeně pro fungování této varianty musí být vhodně rozmístěné zásobní nádrže nebo musí být vhodně umístěné přepážky uvnitř zásobních podélníků a rovněž musí být vhodně uspořádaná čerpadla systému baterie pro zajištění možnosti přesouvání CG uvedených komponentů. Když je pro řízení čerpání uspořádán řídící systém, musí brát v úvahu různé stavy elementů (to jest zda jsou sloučeny jako voda nebo odděleny jako plynný vodík a kyslík). Navíc, protože palivový článek bude buď doplňován nebo vypouštěn po většinu času, samotný funkční provoz palivového článku může být využit jako čerpadlo pro přemísťování zátěže. Navíc v závislosti na uspořádání letadla může být využita tíže pro převádění palivových elementů (nebo jiných zátěží) z jednoho místa na jiné. S využitím této varianty může tedy řídící mechanismus baterie sloužit jako ovladač hmotnosti pro přesouvání CG palivových elementů.
Jak je patrné na obr. 11 a obr. 12A, třetí varianta výhodného provedení má podobné znaky jako druhá varianta. V ovladači závěsu u této varianty je zátěž přesouvána tak, že se její CG posouvá dopředu a/nebo dozadu. Zátěž může být umístěna uvnitř křídla 12 (jak je znázorněno na obr. 12A), nebo uvnitř nějakého jiného komponentu letadla, jako je kýlovka 18a (jak je znázorněno na obr. 11). Zatímco zátěž a její ovladač mohou mít mnoho podob, určitá zátěž znázorněná na obr. 11 je lano 146a, které se pohybuje mezi dvěma otáčejícími se navijáky 148a, a zátěž znázorněná na obr. 12A je válce 146b pojíždějící na šneku 148b.
Přesunutí zátěže ovlivňuje CG lokální oblasti uvnitř křídla kolem zátěže, což způsobuje posun CG této lokální oblasti vzhledem ke středu vztlaku lokální oblasti. Důsledkem tohoto posouvání CG dopředu a dozadu je vytvoření kroutícího momentu v lokální oblasti kolem zátěže z působení sil tíže a vztlaku.
V této variantě je křídlo 12 dostatečně pružné v krutu pro podstatnou odezvu na kroutící moment a struktura lokální oblasti 150 kolem zátěže 146 mění tvar, jak je naznačeno na obr. 12A. Při této změně tvaru lokální oblast kolem zátěže fakticky mění sklon nahoru a dolů vzhledem ke zbytku křídla ve směru kroutícího momentu. Toto řízené měnění sklonu nahoru nebo dolů lokální oblasti způsobuje zvýšení nebo snížení vztlaku generovaného v lokální oblasti, podobně jako při ovládání řídícího povrchu. Tato změna vztlaku je aerodynamickou silou, která dále vytváří kroutící moment na
závěsném mechanismu. Zátěž a ovladač zátěže tedy mohou fungovat jako ovladač závěsu změnou tvaru křídla.
Alternativně, jak je znázorněno na obr. 12B, mohou být v této variantě segmenty 20., 22., 24, 26 a 28 křídla relativně tuhé v krutu vzhledem ke spojením mezi těmito křídlovými segmenty, což zajišťuje, že křídlové segmenty se otáčejí vzájemně vůči sobě. V tomto případě se celý levý mezilehlý segment 22 naklápí nahoru nebo dolů pro vytvoření aerodynamických sil potřebných pro ovládání závěsného mechanismu. V některých konstrukcích se jak segmenty křídla tak i spojení mezi těmito křídlovými segmenty mohou ohýbat do míry umožňující značné aerodynamické výsledky.
Souhrnně tedy ovladač závěsu může mít podobu množství různých konstrukcí ať již jako ovladač hmotnosti nebo jinak. Různé ovladače (například lineární ovladače, ovladače s motorem poháněnými rameny, ovladače se šnekovými převody, kladkové ovladače, hydraulické ovladače, ovladače využívající plyn pod tlakem, aerodynamické ovladače, jako jsou klapky, a podobně) jsou známé pro mnoho použití a jejich potenciální využití pro ovladač závěsu lze předpokládat v rozsahu předkládaného vynálezu. Navíc v případech, ve kterých je to žádoucí, mohou využity být kombinace ovladačů závěsu. Například čtvrté provedení vynálezu, kterým je měnění sklonu lokálních oblastí uvnitř segmentů křídla, může být použito v míře umožněné tolerancemi pružnosti křídla v krutu a další ovládání závěsu může být zajištěno motorem závěsu.
Navíc, zatímco popsaná provedení aktivního řízení vzepětí jsou použita na letadlu majícím množství ohebných, nešípových segmentů s konstantním profilem a tětivou, mohou • ♦ · · být tato provedení podobně použita na jiných konstrukcích letadel včetně běžných letadel a dokonce dvouplošníků.
Shora popisované mechanismy zajišťují řízené vzepětí, které může být měněno během letu. Pod řízením řídícím systémem, který je citlivý na polohu slunce na obloze, jako například prostřednictvím vybavení snímače slunečního svitu nebo zajišťováním informací o času a zeměpisné šířce, může letadlo nastavovat vzepětí křídla pro optimalizování nebo zlepšení součinnosti mezi maximálním generováním energie ze slunce (to jest nakláněním slunečních článků směrem ke slunci) a maximální účinností křídla (to jest minimalizován vzepětí k přímému vztlaku proti tíži). Tento mechanismus tak poskytuje způsob řízení vystavení slunečních článků namontovaných na křídle slunečnímu světlu v různých dobách během dne.
Aktivní řízení klonění
Znakem letadla 10, který zajišťuje zlepšené řízení letu s účinným využitím výkonu, je vytvoření aktivního řízení klonění bez použití aktivních řídících povrchů (nebo s omezeným spoléháním se na aktivní řídící povrchy při aktivním řízení klonění). Přesněji tedy použití aktivního řízení klonění umožňuje řízené naklánění letadla pro účinné zatáčení a rovněž umožňuje vyvažování nechtěného klonění během normálního letu.
Aktivní řízení klonění může být dosaženo s použitím mechanismu, který je podobný mechanismu popisovanému výše pro nastavitelné vzepětí. Přesněji třetí varianta výše popisovaného výhodného provedení obsahuje ovladač hmotnosti v podobě šneku 148b, který je uspořádán pro posouvání CG zátěže
ve formě válce 146b ve směru dopředu a/nebo dozadu, jak je znázorněno na obr. 12A a obr. 12B. Část pružného křídla 12 (buď lokální oblast kolem zátěže nebo celý segment křídla) je uspořádána tak, aby byla nakláněna nahoru a/nebo dolů prostřednictvím posouvání CG, což způsobuje změnu vztlaku jako s použitím křidélka. Zjevně k tomuto působení podobnému působení křidélka dochází bez podstatné změny zkonstruovaného tvaru profilu křídla, jako by ale způsobilo vychýlení křidélka. Tento znak vynálezu může být kombinován se závěsným mechanismem pro zajištění jak aktivního řízení klonění tak i nastavitelného vzepětí.
Řízení klopeni
Stejně jako výhodné provedení předkládaného vynálezu
5 zajišťuje, že letadlo muže být řízeno bez křidélek, rovněž také výhodně zajišťuje, že letadlo je řízeno bez výškovek (výškových kormidel). Je známo, že tuhé letadlo by teoreticky mohlo řídit klopení (sklon), pokud by mělo motory pevně umístěné nad a pod osou letu letadla. Vertikální struktury
0 ale přidávají hmotnost aniž by přispívaly ke vztlaku, zejmena když musí jak nést hmotnost motoru tak i dodávat tah zbytku letadla. Proto jsou tyto struktury, jako jsou držáky motorů, konstruovány tak kompaktně, jak jen je možné.
V různých provedeních popisovaných výše, příčně 25 procházející pružné křídlo obvykle vytváří značný úhel vzepětí, dokonce i bez přidávání vzepětí působením závěsného mechanismu. Jak je patrné na obr. 13, předkládaný vynález zahrnuje příčně procházející křídlo 12 uspořádané tak, aby mělo značné vzepětí během letu spíše v důsledku pružnosti či 30 ohebnosti křídla než v důsledku tuhé podoby konstrukce.
• ·· . ·· ·· • * * ♦ · · · • 0 0» «
Každý z motorů 14 má škrtící klapku pro řízení tahu motoru. Vzepětí křídla způsobuje, že jeden nebo více z motorů vytváří tah podél přímky 200 procházející nad osou 202 letu letadla během obvyklých letových podmínek, což způsobuje klopivý moment ve směru dolů. Navíc ale vzepětí způsobuje, že alespoň jeden motor vytváří tah podél přímky 204 procházející pod osou letu letadla, když se letadlo nachází v obvyklých letových podmínkách, což tvoří klopivý moment směrem nahoru.
Letadlo rovněž obsahuje řídící systém uspořádaný pro θ řízení každé škrtící klapky motorů, přičemž tento řídící systém je uspořádán pro řízení škrtících klapek tak, že na letadlo působí řízený klopivý moment. Přesněji tedy řídící systém otevírá škrtící klapku pro motory mající přímku 200 tahu, procházející nad osou 202 letu letadla, a uzavírá
O z . , škrtící klapky motoru majících přímku 204 tahu, procházející pod osou letu letadla, aby způsobil klopivý moment ve směru dolů, když je takový klopivý moment vyžadován. Změna tahu může být obrácena pro vytvoření klopivého momentu ve směru nahoru. Výhodně jsou řídící systém a motory uspořádány s θ takovou symetrií, která umožňuje aplikaci klopivého momentu bez vytváření nadměrného kroutícího momentu (to znamená, že levá strana je zrcadlovým obrazem pravé strany).
Navíc pro dosažení určitého řízení klopení může být použito omezenějšího řízení škrtících klapek. Například motor nebo motory vytvářející tah podél přímky pod osou letu letadla mohou být ponechány s konstantní úrovní tahu, zatímco motor nebo motory vytvářející tah nad osou letu letadla mohu být řízeny pro vytvářejí klopivého momentu nahoru nebo dolů.
Zřeknutím se aktivních řídících povrchů, jako jsou výškovky, se sníží počet částí, cena a hmotnost letadla, ·· ·· * 1 · • 1 · zatímco CG letadla se pravděpodobně vhodně ovlivní (to jest posune dopředu podél křídla). Snížený počet pohybujících se částí zajišťuje zvýšenou spolehlivost systému. Použití rozdílového tahu zajišťuje rychlou časovou odezvu. Například toto řízení rozdílovým tahem vylučuje vliv doby potřebné natočení výškovek. To platí zejména tehdy, když letadlo má velké úhly vzepětí, ať již přirozené nebo způsobené letovým zatížením.
Plné řízení letadla bez nároků na řídící povrchy
Shora uvedená diskuse o řízení klopení je ve skutečnosti zjednodušením širšího konceptu v rozsahu jednoho aspektu předkládaného vynálezu. Idealizovaný náčrtek letadla za letu, jak je znázorněn na obr. 14A, prezentuje zásadnější koncepty tohoto aspektu.
Obr. 14A je idealizací pružného letadla 210 majícího čtyři motory 212, 214, 216 a 218, které budou takto označovány vztahovými značkami a které vytvářejí úrovně tahu Tx, T2, T3 respektive T4. V souřadnicovém systému na bázi osy 220 letu letadla jsou motory umístěny ve vzdálenostech v,, y2, Ayr L2 od osy letu, jak je znázorněno na obrázku v rovině x=0., a vytvářejí tak v kladném směru na ose x. Výhodně je vzepětí křídla vytvářeno v principu spíše ohebností než těžkou, tuhou konstrukcí. Každá přímka tahu motorů prochází přímo skrz podélník křídla (to jest základní osa kroucení).
Letadlo má značnou pružnost v krutu v centrálním úseku 222.
Zatáčení a klopení letadla 210 může být dosahováno prostřednictvím kroutících momentů vytvářených rozdílovým tahem. Přesněji zvýšení tahu T2 a T3 při současném snížení tahu T3 a T4 o stejnou velikost způsobí vzestupný (-y) klopivý kroutící moment při současném udržení celkového tahu, klonivého kroutícího momentu a zatáčivého kroutícího momentu. Podobně zvýšení tahu T3 a T4 při současném snížení tahu T4 a T2 o stejnou velikost způsobí zatáčivý kroutící moment (+z) na levou stranu při současném udržení tahu, klopivého kroutícího momentu a klonivého kroutícího momentu.
Klonění letadlo může být dosaženo prostřednictvím kroucení centrálního úseku 222. Přesněji zvýšení tahu T2 a T4 při současném snížení tahu T4 a T3 o stejnou velikost způsobí vzestupný (-y) klopivý kroutící moment na levém boku 224 letadla a sestupný (+y) klopivý kroutící moment na pravém boku 226 letadla při současném udržení celkového tahu, klopivého kroutícího momentu a zatáčivého kroutícího momentu. V důsledku rozdílných klopivých kroutících momentů mezi pravým a levým bokem letadla se pravý a levý bok klopí dolů respektive nahoru, přičemž centrální úsek se mezi nimi zkroutí tak, aby se přizpůsobil.
Protože levý bok 224 byl naklopen nahoru, má větší úhel náběhu a tudíž má jak zvýšený vztlak tak i část tahového vektoru, směřující ve směru nahoru. Podobně, protože pravý bok 226 byl sklopen dolů, má menší úhel náběhu a tudíž má jak zmenšený vztlak tak i část tahového vektoru, směřující ve směru dolů. S tímto rozdílem ve vertikálních silách má letadlo na pravou stranu působící (+x) klonivý kroutící moment. Opačný klonivý kroutící moment může být dosažen obrácením ve zvyšování a snižování tahu motorů.
Při dané geometrii letadla 210 může osoba v oboru znalá snadno vypočítat skutečný tah, zatáčivý kroutící moment, klopivý kroutící moment a kroutící moment zkroucení centrálního úseku 222, a to následovně:
« · · · · ·
Skutečný tah T4+T2+T3+T4
Zatáčivý kroutící moment (T,-T4) yx+ (T2-T3) y2
Klopivý kroutící moment (Τ,+TJ z4+(T2+T3) z2
Kroutící moment zkroucení centrálního úseku (různé úhly náběhu konců křídla) (T3-T4) (z1+z2)
Uspořádání těchto rovnic do maticové formy poskytne řídící zákony pro tahové úrovně čtyř motorů jako funkce celkového tahu, zatáčivého kroutícího momentu, klopivého kroutícího mementu a kroutícího momentu zkroucení (centrálního úseku), jak je patrné níže:
Tx 1 1 1 1 -1 Tah
T2 = Yl y2 -y2 -y2 Zatáčivý moment
T3 z, -z2 -z2 Z- Klopivý moment
T4 Ζχ+ z2 0 0 Zl+Z2 Moment zkroucení
Při dané aerodynamice letadla 210 a tuhosti centrálního úseku 222 v krutu je zcela v rozsahu běžných znalostí v oboru výpočet nebo odhad klonivého kroutícího momentu vyvinutého z daného momentu zkroucení, působícího na centrální úsek. V závislosti na velikosti vychýlení a na aerodynamice by klonivý kroutící moment nemusel být lineárně vztažen ke kroutícímu momentu zkroucení centrálního úseku. Nicméně s pevně zavedeným vztahem mezi kroutícím momentem zkroucení centrálního úseku a klonivým kroutícím momentem může být kroutící moment zkroucení stanoven (nebo odhadnut)
• · · · · • # · » · · ·····
• · · « ♦ · · · · jako τ funkce klonivého kroutícího momentu: τ(klonivý moment) Zavedení této funkce do výše uvedených řídících zákonů poskytuje výpočet úrovní tahu, požadovaných pro splnění souboru letových požadavků na tah, klopení, klonění, zatáčení tak, jak by mohly být přijímány letovým počítačem.
Jak je patrné na obr. 14B, shora popisovaná idealizace pružného letadla může být v rozsahu předkládaného vynálezu dále zobecněna na ohebné letadlo mající n motorů 232 nesených držáky 234 na křídle 236 pružném v krutu. Pro každý motor i (í= 1 až n) je k dispozici polohový vektor montážního bodu držáku, polohový vektor E± tahu a vektor T± tahu, a rovněž informace o geometrii, tuhosti a aerodynamice pro každý úsek 240 křídla, kde každý úsek křídla se rozprostírá mezi za sebou umístěnými motory.
Podobně jako u výpočtů, prováděných pro idealizaci znázorněnou na obr. 14A, mohou být vektory tahu sečteny (nyní ve všech třech směrech) pro získání celkového tahu, zatáčivého kroutícího momentu, klopivého kroutícího momentu a kroutícího momentu zkroucení pro každou část křídla. Protože tak motoru nepůsobí nezbytně ve směru osy x, je třeba rovněž uvažovat celkové síly ve směru osy y a z. Uspořádání uvedených vztahů do maticové formy umožní vyřešení rovnic řídících zákonů pro velikosti každého tahu Tiř to jest úrovní tahu každého motoru.
Jako předtím pro letadlo znázorněné na obr. 14A je při dané aerodynamice letadla 230 a tuhosti každého úseku křídla 236 v krutu zcela v rozsahu znalostí průměrného odborníka v oboru vypočtení nebo odhadnutí klonivého kroutícího momentu vyvinutého z daného momentu zkroucení na každém úseku k. S pevně daným vztahem mezi momenty
I zkroucení Tk a klonivým kroutícím momentem může být moment zkroucení stanoven (nebo odhadnut) jako funkce klonivého kroutícího momentu: xk(klonivý mement) . Dosazením této funkce do shora popsaných řídících zákonů pro velikosti tahu poskytne výpočet úrovní tahu, požadovaných pro splnění souboru letových požadavků, zahrnujících tah, klopení, klonění a zatáčení (společně s vertikálním pohybem a bočením) tak, jak by mohly být přijímány letovým počítačem.
Shora popisované řídící zákony mohou být realizovány prostřednictvím řrdrcrho systému vyhovujícího řídicímu blokovému schématu znázorněnému na obr. 14C. Toto blokové schéma dále uvažuje obecně známé vztahy mezi kloněním, zatáčením a kursem, a mezi klopením a letovou rychlostí.
Popis předkládaného vynálezu, poskytnutý ve spojení s 15 odkazy na o obr. 14B může být dále rozšířen přidáním použitím posunutelných zátěží pro další působení deformací křídla. Tento typ procedury byl popsán výše v odstavcích označených Nastavitelné vzepětí a Aktivní řízení klonění. Pro analyzování letadla podle obr. 14B s dalším přidáním posunutelných zátěží může být každý úsek 240 křídla, obsahující posunutelnou zátěž, uvažován jako množství úseků křídla, které jsou odděleny posunutelnými zátěžemi. Vychýlení každé posunutelné zátěže j může být kvantifikováno prostřednictvím velikosti NL posunutí zátěže, a je možné 25 3 vytvořit rovnice dávající do vztahu každou velikost Mj posunutí zátěže s výsledným kroutícím momentem Tj zkroucení.
Tyto rovnice jsou kombinovány s rovnicemi pro tah, popsanými výše, a řešeny pro matici obsahující úrovně tahu Tx motorů a velikosti posunutí zátěže. Tato maticová rovnice vytváří 30 3 řídící zákony pro řídící systém, podobně jako bylo popsáno « ♦ »* ·♦»« výše ve spojení s obr. 14C s přidáním příkazů a servo-pohonů pro posouvání zátěží.
V souhrnu s využitím tohoto aspektu předkládaného vynálezu může být udržováno plné řízení letadla bez nároků na aktivní řídící povrchy, jak je ale obvyklé u známých letadel. Deformace pružného letadla mohou být dosahovány prostřednictvím použití rozdílového tahu a/nebo prostřednictvím použití proměnných konstrukčních vlastností, jako je zátěž (rozložení hmotnosti). Zde je pozoruhodné, že proměnná tuhost, který by například mohla být dosažena s použitím trubic s kapalinou tlakovanou na proměnné úrovně, by rovněž mohla poskytovat podobnou funkci.
DÁLKOVÉ ŘÍZENÍ LETADLA BEZ LIDSKÉ POSÁDKY
V závislosti na podobě řídícího systému uvnitř letadla bez lidské posádky bude obvykle nutné letadlo řídit zkušenými piloty, techniky nebo jinými typy specialistů letového řízení. Obvyklé rádiové řízení je obecně omezeno na provoz 400 mil (zhruba 644 km) v přímém dohledu. Řízení výše popisovaného letadla, nebo vlastně jakéhokoliv letadla bez lidské posádky, by často potřebovalo být prováděno z míst za překážkami a/nebo z míst ve vzdálenostech větších, než může být realizováno prostřednictvím obvyklého řízení rádiovými signály. To má obzvláštní význam pro komerční nebo vojenské operátory, kteří si přejí řídit rozsáhlou flotilu výškových letadel s dlouhou výdrží letu s využitím omezeného množství zkušených kontrolorů letového provozu (využívajících řídící jednotku letového provozu).
Přidělená síť satelitů nebo jiného komunikačního vybavení poskytuje jedno řešení problému řízení s dalekým • · «9 •9 · ·
• »· 9* 99
9·» * * 99 ·*9« ♦ » 9 « 9
9 9 9 9 • * * 9 »·* · ♦ 9 9 9 9 dosahem. Toto řešení je ale velmi drahé a může být vystaveno selháním v síti.
Předkládaný vynález navrhuje řídící komunikační systém pro vysoce spolehlivé řízení výše popisovaných letadel bez lidské posádky nebo jakýchkoliv letadel při podstatně nižších nákladech, než je možné s přiděleným řídícím systémem. Tento aspekt předkládaného vynálezu má skutečně potenciál pro aplikace zcela mimo relevantní oblast vynálezů v oboru letadel a mohl by být použit pro komunikaci a/nebo řízení v širokém množství nejrůznějších situací.
Většina částí současného světa je propojena prostřednictvím velkého množství různých konkurenčních a doplňkových komunikačních systémů, jako je internet, pozemní telefonní sítě (pronajímané nebo veřejné), pozemní bezdrátové sítě, kabelové modemové sítě, sítě s přenosem vzduchem (sítě mobilních telefonů), satelitní sítě, a další takové systémy. Takové sítě jsou samy o sobě složité systémy a mnoho z nich je konstruováno pro zajištění řádově 99,99% spolehlivosti, přičemž spolehlivost je definována jako pravděpodobnost, že systém je funkční během jeho životnosti. Nicméně kterýkoliv z těchto systémů pravděpodobně není vhodný pro zajištění výhodné úrovně spolehlivosti pro provozování letadel.
V tomto aspektu předkládaného vynálezu je odpovídající spolehlivost udržována prostřednictvím použití množství částečně, ve velké míře nebo (obzvláště výhodně) plně redundantních komunikačních cest (to jest redundantních komunikačních pod-systémů) pro přenos a/nebo příjem signálů mezi řídící jednotkou letového provozu a letadlem. Výhodně předkládaný vynález obsahuje řídící jednotku, která řídí použití prvního, primárního komunikačního pod-systému a ♦ 9 • * » 9
9 9 • 99
999»
9-9
9 9
9 9
9 9 • · 9 •* 99·· druhého, alternativního komunikačního pod-systému, z nichž každý je obvykle sestaven z množství systémových komponentů. Aby byly plně redundantní, pod-systémy nemohou sdílet jakoukoliv kritickou (spojovací) linku. Alternativně mohou být pod-systémy částečně redundantní, přičemž mají pouze omezené množství kritických linek, které výhodně vykazují vyšší než obvyklou spolehlivost nebo jsou alespoň pod kontrolou entity mající zájem na letadle.
Je třeba věnovat péči tomu, aby zdánlivě odlišné 10 systémy ve skutečnosti nesdílely společné kritické komunikační linky. Například jedna dálková telefonní síť by ve skutečnosti mohla pronajímat linky od jiné sítě a tudíž sdílet kritickou linku. Je tudíž nejlepší zvolit takové poskytovatele služeb, kteří udržují své vlastní komunikační páteřní sítě.
Obvykle budou existovat tři třídy komponentů pod-systému: páteřní linky (které například zahrnují sítě optických vláken, sítě na bázi mikrovlnného přenosu, satelitní sítě, sítě na bázi koaxiálních kabelů, nebo sítě s rozvody měděnými kabely), přístupové linky k letadlům (jako jsou rádiové linky mezi páteřními linkami a letadly), a linky řídící jednotky letového provozu (jako jsou linky pozemních telefonů, celulární sítě (spojení mobilními telefony), mikrovlnné linky nebo přímé satelitní linky mezi páteřní sítí 25 a řídící jednotkou letového provozu (s kontrolorem letového provozu)).
Například, jak je znázorněno na obr. 15, první komunikační pod-systém by mohl zahrnovat telefonní linku 400
2Q z ovládacího stanoviště 402 do internetové brány 404, která zajišťuje internetovou linku 406 do přenosové stanice 408
99 • » ♦ 9 · 9
9 9 ♦ *9 99 99
-9 · * * * W ·
9 9 9 « « * · 9 9 9 • 9 9 « 9 ··»···· ·· 99·· telefonních signálů mezi zemí a vzduchem, která přenáší signály do letadla 10. Druhý komunikační pod-systém by mohl zahrnovat linku 412 celulárního telefonu do telefonního rozbočovače 414, který je dále spojen s nezávislým telefonním systémem 416, který dodává řídící signály do satelitní pozemní stanice 418, která vede signály do satelitní sítě 420, která může přímo komunikovat s letadlem 10. Zjevně, jak je ostatně výhodné, zde nejsou společné linky mezi těmito dvěma komunikačními pod-systémy, čímž jsou tyto pod-systémy plně redundantní.
Při volbě systémových komponentů by měla být věnována pozornost tomu, do jaké míry se překrývají s jinými systémy.
Například internet je systém decentralizované sítě, který předává pakety informací z prvního místa do druhého místa 15 prostřednictvím jakékoliv z rozsáhlého počtu různých cest a s využitím jakéhokoliv z množství různých vzájemně propojených počítačových systémů. Internet tudíž má určitou míru vlastní redundance. Selhání jakéhokoliv jednoho počítačového systému, nebo selhání, která jsou pouze regionální, by mohla ovlivnit provoz mezi jednou dvojici míst podstatně více nez mezi jmou dvojicí míst. Daný počítač uvnitř sítě by nemusel být kritickým (to jest snižujícím přístupnost pod-systému do té míry, že neumožňuje odpovídající řízení) pro oba komunikační pod-systémy. Ovšem (celo) systémové selhání internetu,
5 jakkoliv je nepravděpodobně, by mohlo rovnocenné ovlivnit internetové komunikace podél zdánlivě oddělených cest (jako je cesta procházející podél východních států a další cesta procházející podél západních států). Dva komunikační pod-systémy, které využívají internet přes dvě různé brány 30 jsou do značné míry, ale ne plně redundantní.
ftft ·'· · ftft ♦ ♦ · · ft · * ♦ ♦ · · · ft • · · · · r • ftft ftft ft* ♦ ♦·· ··· ·♦♦♦ ♦ ft ftft ft * • · ft ft ft · · •-ft· ftft · ·
Podle výše uvedené úvahy tedy do rozsahu předkládaného vynálezu spadá použití jedné decentralizované sítě pro více než jeden komunikační pod-systém, v případě ne-kritického překrývání. Nicméně v nejvýhodnějším případě jsou komunikační pod-systémy zcela oddělené a rozdílné, to jest plně redundantní, bez jakéhokoliv překrytí.
Další komunikační pod-systémy mohou být rovněž aktivně udržovány a/nebo monitorovány na dostupnost. Ve skutečnosti řídící jednotka (ovládaná kontrolorem) výhodně monitoruje dostupnost množství dosažitelných komunikačních pod-systémů, přičemž řídící jednotka výhodně má přístup k údajům o spolehlivosti každého takového pod-systému, který monitoruje. Řídící jednotka výhodně volí zda aktuálně vytvořit tyto další linky a také volí počet dalších linek pro aktivní vytvoření a/nebo monitorování na základě předpokládané spolehlivosti každého systému a dostupnosti pod-systému a/nebo jeho komponentů.
Komunikační pod-systémy mohou být předem zvolené, koncové komunikační cesty, jako jsou komunikační cesty popisované výše, nebo mohou být mnohem větším počtem pod-systémů, které mohou být tvořeny z množství dostupných systémových komponentů. V tomto posledně uvedeném případě je výhodně každý systémový komponent monitorován na spolehlivost, zatímco v předchozím případě by celá uspořádání mohla být snáze vytvořena pro jednoduché monitorování plné koncové funkčnosti (správné funkce mezi koncovými body).
Celková spolehlivost RS komunikačního systému podle vynálezu, který má N komunikačních pod-systémů, může být vypočítána jako:
«44 44
4 4 4 • · 4
4 4 • · 4
4« 4444 ·· 44 *♦ 4 4 4
4*4 4 * 4 4 4 4 «44
44*4 44 4444
RS
1-(1-RS1) * (1-RS2) * *d-RSN) kde RS1, Rs2
Rsn jsou příslušné spolehlivosti každého z N komunikačních pod-systémů. To odráží skutečnost, že systém je funkční, pokud pracuje jakýkoliv jeden pod-systém. Spolehlivost každého takového komunikačního pod-systému P, který má I systémových komponentů, může být dále vypočítána jako:
rR, •ci kde RC1, Rc2 ... RCI jsou příslušné spolehlivosti každého z I systémových komponentů. To odráží skutečnost, že pod-systém selže, když jakýkoliv jeho komponent selže.
Řídící jednotka výhodně monitoruje aktuální stav komunikace mezi řídící jednotkou letového provozu a letadlem. Řídící jednotka výhodně volí komunikační pod-systémy, které mají být použity, zvažováním výpočtů celkových spolehlivostí systému. Řídící jednotka rovněž výhodně bere do úvahy různé náklady spojené s použitím každého komunikačního pod-systému, čímž se minimalizují celkové náklady na provoz komunikačního systému.
Výhodně tento komunikační systém bude obvykle zajišťovat schopnost komunikovat s letadlem téměř po celém světě s využitím primárně existující komunikační infrastruktury, což pravděpodobně výhodně zjednoduší rozvinutí a přemístění systémů letadel. Existující systémové komponenty obvykle mají stanovené komunikační frekvence a **
9 9 9 ♦ · 9
9 9 9
9 9
9999
9 9 9 9 9
9 9 9 9 • 9 9 9 9 9
9 9 9 9
9 9 999 9 9 99 9 9 obecně mají známou spolehlivost, což zajišťuje snížené náklady na spuštění a na provoz. Vynikající spolehlivost komponentů pravděpodobně povede na účinné řízení letadel, což dále může zajistit snížené nároky na energii, což ponechá větší množství energie k volnému použití pro užitečné zatížení letadel.
LETOVÉ MISE PRO LETADLA
Jak bylo zmiňováno výše, letadlo podle výhodného IQ provedení vynálezu je ideálně vhodné pro určité typy prodloužených (dlouhotrvajících) letových misí. Tyto mise zahrnují monitorování počasí, vytvoření mobilní, opětovně použitelné komunikační základny, provádění pozorování a dohledu, testování atmosférických podmínek, a rovněž mnoho 15 dalších aktivit. Výhodné provedeni vynalezu muže být například použito pro výškové pozorování počasí a může měnit svůj kurs nebo letovou dráhu pro následování hurikánu ve vysokých výškách, ve kterých je letadlo zcela mimo nebezpečí.
Letadlo je zkonstruováno pro provádění nepřetržitých letových misí bez lidské posádky s trváním 3000 hodin nebo delším, což je více než průměrná doba mezi generálními prohlídkami pro většinu letadel. Letadlo podle vynálezu je tudíž konstruováno především s ohledem na spolehlivost. Tato spolehlivost je alespoň částečně podpořena s využitím redundance, to jest vytvořením mnoha záložních systému na palubě letadla.
Satelitní sestupný systém
2q Jak je patrné na obr. 16A, jedním typem letové mise, pro kterou je letadlo 10 podle předkládaného vynálezu
4 *♦ * 4 4 *· 4· • · * 4 44 4 4 4 4 4 • 4 · 4 4 4 4 4 • · 4 4 4 4 · 4
4 4 4 44 4444444 4» 4 44 4 obzvláště vhodné, je vytvoření širokopásmového komunikačního systému mezi zemí a kosmickým prostorem, z kosmické lodi umístěné ve výšce oběžné dráhy nebo výše, jako je satelit, do pozemní stanice. Přesněji je tedy letadlo podle vynálezu obzvláště vhodné k tomu, aby sloužilo jako součást satelitního sestupného (komunikačního) systému, který by rovněž zahrnoval satelit 302, pozemní stanici 300 a signály přenášené mezi nimi. Tento typ letové mise může být využitelný v architektuře množství různých komunikačních systémů.
Obvykle komunikace mezi pozemní stanicí a satelitem využívají nějaký typ rádiového signálu (signálu v rozsahu rádiových vln), jako je mikrovlnný signál, který bez rušení může procházet skrz různé atmosférické jevy, jako jsou mraky.
Ί 5 o , ,
Některé z těchto signálu jsou vsesmerove a nektere jsou vedeny směrem k cíli s danou šířkou paprsku. Ovšem pro danou úroveň citlivosti přijímače a šumu pozadí se intenzita signálu, která je požadována pro přenos určité šířky pásma, značně zvětšuje se vzdáleností mezi pozemní stanicí a
0 satelitem, dokonce i když přenosová anténa ma relativné uzkou šířku paprsku. Citlivost přijímače může být zvýšena s velikostí antény, to ale s sebou přináší zvýšení hmotnosti, což je nákladné pro satelitní systémy. Navíc s omezenými výjimkami geostacionárních satelitů satelity sledují pozemní
5 z o dráhu protínající tam a zpět rovník, coz způsobuje změny v jejich vzdálenosti a nasměrování od pozemní stanice a vyžaduje velké polohové nastavování ve směrových anténách (jako například periodické přepojování ze satelitu na satelit). V závislosti na pozemní dráze satelitu (nebo
O Q skupiny satelitů) mohou pozemní stanice vyžadovat obrovská • 9 «β 99 9« •9 9 9 9
9 9 9 • 9 9 9 9
9 9 «
99-99 ♦· 9999 množství energie pro udržování sestupného spojení se vzdálenými satelity.
Intenzita signálu je tudíž obvykle omezujícím faktorem pro dostupnou šířku pásma při sestupném spojení a u směrové pozemní stanice směrová anténa obvykle musí mít schopnost sledovat svůj cíl. Navíc v míře, ve které intenzita signálu může být zvýšena, zvýšení rozšiřuje geografickou oblast, která bude vykazovat značné rušení tímto signálem, zejména když signál má velkou šířku paprsku nebo je všesměrový (jako je signál používaný pro celulární komunikace). V souhrnu tedy je komunikační šířka pásma omezena výškou satelitu nad pozemní stanicí, maximální pozemní vzdáleností (to jest stupně zeměpisné šířky a zeměpisné délky) mezi pozemní stanicí a satelitem, citlivostí přijímače (která vyplývá například z velikosti antény), šířkou paprsku, a výkonovou úrovní. Navíc alespoň pro některé aplikace je komunikační šířka pásma omezena úrovněmi šumu pozadí a omezeními na přípustné rušení s dalšími lokálními signály. Navíc, pokud jsou pro snížení výkonových nároků použity v pozemní stanici antény s úzkou šířkou paprsku, mohou s tím být spojeny značné náklady a další nebezpečí selhání v důsledku nutné přesnosti požadované při sledování dráhy.
Komunikační signály mezi dvěma satelity nebo vzestupná spojení mezi satelitem a kosmickou lodí, která není na oběžné dráze, netrpí nezbytně těmito druhy omezení, protože mohou využívat vysokofrekvenční signály, například laserové nebo jiné optické signály, pro dosažení velké šířky pásma přes velké vzdálenosti s omezeným výkonem. Takovéto signály mohou ale rychle degradovat (ztrácet kvalitu), když *· 00 0 ·0 * 0
0 0 00 0000 procházejí skrz atmosférický jev, jako jsou mraky. Takovéto vysokofrekvenční komunikační signály jsou tudíž obvykle omezeny na komunikaci mezi satelity nebo na komunikaci mezi satelity a pozemními lokalitami, které nejsou ovlivňovány atmosférickými jevy.
Výhodné provedení předkládaného vynálezu může poskytnout významné zvýšení šířky pásma pro komunikaci mezi zemí a kosmickým prostorem prostřednictvím vytvoření pod-orbitální základny 304 (ve výšce nižší, než na oběžné dráze) pro transformování rádiových signálů z pozemní stanice
300, jako jsou mikrovlnné signály, na optické signály směrované k satelitu nebo jiné kosmické lodi. Ačkoliv tato komunikační linka by mohla být v jednom ze dvou směrů, výhodně je tato komunikační linka obousměrná.
Pro tuto funkci výhodné provedení pod-orbitální základny, totiž letadla 10 podle předkládaného vynálezu obsahuje mikrovlný vysílač/přijímač 310 s dolů směřující anténou pro komunikaci s mikrovlnným vysílačem/přijímačem 312 s nahoru směřující anténou v pozemní stanici a optický přijímač/vysílač 314 s nahoru směřující anténou pro komunikaci s optickým vysílačem/přijímačem 316 s dolů směřující anténou v satelitu. Letadlo je výhodně vyneseno do výšky nad obvyklými výškami s významným atmosférickým optickým rušením, jako je například rušení způsobované mraky 25
318, a výhodně dostatečně nízko pro maximalizací signálové šířky pásma mezi pozemní stanicí a letadlem. Výhodně má letadlo množství antén pro pozemní stanice, přičemž každá z těchto na zem orientovaných antén směrovatelná (zaměřitelná).
Zvláště výhodně letadlo pracuje mezi výškami 50000 stop a 70000 stop (zhruba 15250 m až 21350 m) a je v provozu
• <· ·♦
* * B · • * * « • 9 •
• • » • * • « *
*
• • • • · » •
·««« • « ····
pod bodu 200 hodin nebo déle (obzvláště výhodně pod dobu 300 hodin nebo déle). Vytvořený komunikační systém využívající tohoto letadla výhodně pracuje s mikrovlnnou výkonovou úrovní v pozemní stanici, která by vyloučila významnou komunikaci (to jest komunikaci s významnou šířkou pásma) na vzdálenost mezi zemí s výškami nízké oběžné dráhy.
Výhodně je letadlo dislokováno (umístěno) v relativně stacionární poloze vzhledem k zemi, což omezuje nebo vylučuje nutnost, aby pozemní stanice sledovala letadlo. Přesněji tedy θ letadlo výhodně pracuje uvnitř kruhu o průměru 7000 stop (zhruba 2135 m) a ve výškovém rozpětí 1000 stop (zhruba 305 m), přičemž zvláště výhodně se letadlo pohybuje uvnitř kruhu o průměru 4000 stop (zhruba 1220 m) nebo menším. Navíc letadlo výhodně pracuje uvnitř výškového vertikálního rozpětí
1000 stop (zhruba 305 m) nebo zvlaste výhodné uvnitř výškového vertikálního rozpětí 100 stop (zhruba 30,5 m) .
Když funguje jako pod-orbitální základna pro přenos rádiových signálů 306 z pozemní stanice 300 do satelitu s použitím optických signálů 308, poskytuje letadlo podle vynálezu množství výhod a může provádět množství různých letových misí. Například může být takové letadlo rychle nahrazeno, pokud na něm vzniknou mechanické obtíže. Podobně takováto letadla mohou pracovat uvnitř relativně malé vzdálenosti vzájemně od sebe s využitím frekvencí, které by 5 se mohly rušit vzájemně mezi sebou při vyšších výkonových úrovních (pro velkou šířku paprsku nebo pro všesměrové signály), protože rádiové signály do každého letadla mají podstatně nižší výkonovou úroveň, než by bylo požadováno pro θ zajištění podobné šířky pásma k satelitu na oběžné dráze. To může být ještě dále zvýrazněno s řídícím systémem intenzity
• 9 · 9· 99 9«
4 9 9 4 9 9 • 9 • 9 9
• 9 9 9 9 4 9 4
* 9 9 9 4 9 9 9 9 4
• 9 9 9 9 9 4 4
• 9 • 9 94 99 9494
signálu s uzavřenou smyčkou pro minimalizování použitého výkonu na nezbytné úrovně pro různé signály.
Prostřednictvím použití nahoru směřujících pozemních antén a/nebo dolů směřujících satelitních antén, majících omezenou šířku paprsku, může být použitý výkon dále minimalizován. Každá z těchto směrovatelných antén vymezuje oblast vzdušného prostoru, uvnitř kterého letadlo musí setrvávat. Pokud je použita jak nahoru směřující pozemní anténa tak i dolů směřující satelitní anténa, musí být obě zaměřeny tak, aby vzájemně definovaly oblast vzdušného prostoru, uvnitř kterého letadlo může udržovat letovou dráhu.
Pro udržení základny (letadla) uvnitř vymezeného vzdušného prostoru letadlo bude výhodně pomalu letícím letadlem. Letová dráha bude mít obvykle oblý tvar, to jest bude obecně kruhová s určitou velikostí vertikálních změn. Mělo by ale být zcela zřejmé, že za podmínek velkého větru se výhodná dráha letu může měnit od klikaté dráhy letu, kdy letadlo mění směr tam a zpět obecně ve směru proti větru, až k přímému letu proti větru.
Letadlo může fungovat pro usnadnění komunikace mezi jednou pozemní stanicí a jednou kosmickou lodí, jako je geostacionární (nebo jiný geosynchronní) satelit, nebo může komunikovat se skupinami satelitů na nízkých oběžných drahách, které postupně procházejí uvnitř rozsahu letadla pro optickou komunikaci, jak je naznačeno na obr. 16A. Výhodně letadlo zkonstruované pro přepojování mezi satelity bude obsahovat dvě optická komunikační zařízení 314, 320 tak, aby získalo komunikační linku s druhým satelitem 322 před přerušením komunikační linky s prvním satelitem 302.
• to • to toto to • · to to to to « ·· toto
V toto toto toto toto * · · to to • · · to · to · · · to · toto « · · <*< ···· ·· ····
Jak je znázorněno na obr. 16B, v jedné variantě letové mise může být letadlo 10 použito v severnějších nebo jižnějších zeměpisných šířkách, kde by jinak nepřetržitý a přímý přístup ke komunikačním satelitů nemohl být snadno dosažitelný. Dislokováním letadla v odpovídajících pod-orbitálních výškách letadlo může vytvořit komunikace se satelity 324, které jsou přes 80 stupňů zeměpisné šířky vzdáleny, přičemž satelit je vhodně blíže k rovníku.
Letadlo podle vynálezu může výhodně převzít výhodu θ většiny ne-rovníkových stanic (satelitů) prostřednictvím využití směrových signálů, které opětovně využívají vlnové délky, které jsou přiděleny rovníkovým satelitům. Přesněji tedy určitá pozemní stanice může směrově přenášet dva různé signály s použitím stejné vlnové délky prostřednictvím směrování jednoho signálu ke geosynchronnímu satelitu a druhého signálu k letadlu. Na rozdíl od ne-rovníkových satelitů letadlo nemusí křížit rovník a tudíž pozemní stanice nemusí periodicky přepojovat na nový směr přenosu (jako se to děje, když pozemní stanice musí přepojovat mezi satelity).
θ Přirozeně pro danou polohu letadla některé pozemní stanice nebudou schopné přenášet na stejné frekvenci jako přenášejí k satelitu, protože dva směrové signály se budou překrývat (například by se signály mohly překrývat), když je letadlo poněkud na sever od rovníku a pozemní stanice je dále na sever od rovníku).
Podobně, jak je znázorněno na obr. 16C, může být systém použit pro obejití hor 325 a jiných překážek. Tento znak může být využit pro spojení pozemní stanice k satelitu a podobně může být využit pro spojení pozemní stanice s pozemní stanicí. To je obzvláště efektivní použití systému, protože
«0 * *· «4 ··
• · • · ·· 0 0 • · •
• · • • • • · •
• · • « • Λ • · · 0
« · • • • • · •
IMt • 0 ····
ani pozemní stanice a ani satelity obvykle nejsou přemístitelné bez velkého úsilí a/nebo nákladů. Jedním potenciálně efektivním využitím takového systému je překonání účinku překážek na signály, které jsou širokopásmově přenášeny, jako jsou například televizní signály. Zdrojem těchto televizních signálů by mohla být pozemní stanice, satelit nebo dokonce jiné letadlo. Dalším potenciálně efektivním využitím je opakované využití frekvence při přenosu do množství geograficky oddělených pozemních stanic s použitím stejné frekvence. To je výhodné tím, že satelit, který je vzdálenější, by vyžadoval užší šířku paprsku, aby vytvořil oddělené komunikace se dvěma pozemními stanicemi s využitím stejné frekvence.
Další podobná letová mise pro jedno nebo více z letadel 10 je v komunikačním systému, ve kterém letadla slouží jako regionální rozbočovače přenášející komunikace mezí koncovými uživateli umístěnými v bodových paprscích a komunikačními sítěmi. Komunikační sítě mohou být buď na pozemní bázi s přístupem přes pozemní antény nebo na kosmické bázi s přístupem přes optické linky nebo linky s extrémně vysokou frekvencí.
Jednou takovou podobnou letovou misí, znázorněnou na obr. 16D, je komunikační rozbočovač komunikující současně s pozemní stanicí 326 a množství satelitů 328. V této letové misi by letadlo vyžadovalo větší počet optických vysílačů/přijímačů a muselo by generovat další energii pro provoz vysílačů/přijímačů. Alternativně, jak je znázorněno na obr. 16E a obr. 16F, dvě oblasti pokrytí jsou znázorněny s jedním letadlem zajišťujícím pokrytí pro každou z nich. Přesněji jedno nebo více takových letadel 10 může komunikovat «· ·· · ·· ·» ·» ···· ···· «·· ··· · ···· ···· · ·«··· ··· · · ···
I* ···< ··· ···· ·· ···· s jedním satelitem 330, což spojuje jednu nebo více pozemních stanic s jedním satelitem, který působí jako komunikační rozbočovač (ústředna). To potenciálně zajišťuje opětovné použití frekvencí každým letadlem (to znamená, že každé letadlo může používat stejný soubor dostupných frekvencí), což zvětšuje dostupnou šířku pásma mezi satelitem a zemí.
Tento scénář může zajišťovat zvětšenou šířku pásma mezi hustě osídlenou oblastí a satelitem (viz obr. 16E), nebo mezi satelitem a dvěma lokalitami (viz obr. 16F). Posledně zmíněný scénář zajišťuje extrémně velké objemy dat pro přenos mezi satelitem a městem. Jsou zajištěny různé cesty pro opětovné použití nižších frekvencí v blízkosti země a optické linky nebo mikrovlnné linky s extrémně vysokou frekvencí pro komunikaci mezi letadlem a satelitem. Satelit tak může dále působit jako rozbočovač a může komunikovat s jedním nebo více dalšími satelity 334, které rovněž mohou využívat pod-orbitální základny pro komunikaci se zemí. Navíc je možné rovněž využít přímé komunikace mezi letadly. Jak uvedené příklady jasně demonstrují, letadlo může sloužit jako součást architektury různých komunikačních systémů.
Zatímco výše popisované výhodné provedení vynálezu využívalo mikrovlnné a optické signály, mělo by být zcela zřejmé, že systém je možné provozovat pro velký rozsah různých signálů. Přesněji je známo, že atmosférická vlhkost významně ruší rádiové vlnové délky o velikosti přibližně jeden milimetr nebo menší (to jest vysokofrekvenční signály nad dvacet gigahertz), ale neruší tolik větší vlnové délky (to jest signály nižších frekvencí, pod dvacet gigahertz). Systém tedy může být výhodně provozován s využitím rádiového signálu mezi pozemní stanicí a letadlem, který má vlnové ·· ·· délky větší než jeden milimetr, a s využitím rádiového signálu mezi letadlem a satelitem, který má vlnové délky menší než jeden milimetr. Navíc s použitím letadla podle předkládaného vynálezu pro přesměrování a/nebo zesílení signálu může být zachován výkon, dokonce i když část systému mezi letadlem a satelitem je provozována se signálem, který by procházel skrz atmosférická rušení, jako je signál shodný se signálem použitým v části systému mezi pozemní stanicí a letadlem.
Širokopásmový distribuční systém
Na obr. 17A je znázorněn jiný typ letové mise, pro kterou je letadlo podle předkládaného vynálezu rovněž velmi vhodné a ve které je součástí bezdrátové, lokální okruhové,
Ί 5 širokopásmové a/nebo jiné komunikační sítě.
Různé formy komunikace, jako jsou mobilní a rezidenční hlasové telefony, mobilní a rezidenční internetový přístup, širokopásmový datový přístup, mají vždy odlišné přenosové nároky. Například hlasová telefonní komunikace vyžaduje relativně nízkou úroveň šířky pásma (například 4 až
KBps ) po delší časové periody (například 2 až 30 minut), internetový přístup vyžaduje větší šířku pásma (například 64 až 2000 KBps) po velmi omezené časové periody (například několik sekund) a širokopásmový přístup je založen na velké 25 šířce pásma (například 1 Mbit nebo více za sekundu) na téměř kontinuální bázi.
Pro zajištění takovýchto komunikačních nároků jsou obvykle vyvíjeny různé síťové architektury vedoucí na různé
3Q podoby sítí. Do těchto sítí spadají například pozemní telefonní sítě, celulární sítě (mobilních telefonů),
bezdrátové lokální okruhy, a různé sítě na bázi satelitů umístěných ve stratosféře.
Obvykle je vyžadováno různé vybavení pro podporu každé z těchto technologií. V některých případech ale mohou 5 takovéto sítě sloužit pro více nez jen pro jednu funkci. Například širokopásmová technologie může být přivedena k pevně umístěným koncovým uživatelům prostřednictvím použití technologie ASDL (asymetrická digitální účastnická linka) dodávané přes pozemní drátová vedení. Nicméně většina z / / těchto různých typů sítí obvykle vyžaduje rozsáhlé a nakladne infrastruktury drátů pro vzájemné propojení bud’ uživatelů nebo stožárů celulární sítě.
Pokud jsou v síti použity satelity, obvykle mají obtíže se zajišťováním vícenásobného přístupu k uživatelům v hustě osídlených oblastech. Vývoj vybavení, splňujícího přísné hmotnostní a výkonové nároky pro použití v satelitu, je nákladný. Navíc je podpora obtížná v důsledku omezeného znovupoužití frekvencí a nadměrného výkonového zisku požadovaného pro přenos do méně než ideálních míst, do kterých si mobilní uživatelé přejí se dostat. Navíc významná pásma frekvencí jsou nevyužitelná v důsledku jejich neschopnosti pronikat atmosférickou vlhkostí nebo jiným rušením.
Celulární a PCS systémy jsou vynikající při pronikání do budov a obtížně dosažitelných míst v důsledku použití nadměrného výkonu a značného znovuvyužívání frekvencí. Tyto systémy ale vyžadují značnou širokopásmovou konektivitu (propojitelnost) mezi základnovými stanicemi a/nebo
3q přenosovými stožáry.
Z podobných důvodů, jako bylo uvedeno výše, je obtížné pro komunikační společnost úvodní rozvinutí do oblastí, které postrádají existující infrastrukturu, nebo do oblastí, které mají soukromou infrastrukturu, která není dostupná pro použití. Předkládaný vynález navrhuje inventivní síťovou architekturu, která v různých provedeních řeší jeden nebo více z uvedených úkolů.
Jak je patrné na obr. 17A, toto provedení předkládaného vynálezu zahrnuje použití jedné nebo více , ~ , výškových základen, kterými by mohly být letadla (pohaněna sluneční energií nebo obvyklými způsoby, pilotovaná nebo bez lidské posádky), nebo dokonce balóny, pro zajištění širokopásmové vícebodové propojitelnosti mezi pevnými pozemními stanicemi. Alternativně by rovněž mohly být použit i 5 satelity na blízkých oběžných dráhách země (NEO). Výhodně je touto výškovou základnou letadlo 10 podle výše uvedeného popisu, které krouží nebo udržuje polohu v nebo blízko u jednoho místa vzhledem k zemi.
Letadlo slouží jako pod-orbitální základnová stanice, která udržuje výhodně širokopásmové komunikační signály s a mezi množstvím různých pozemních stanic 500, obvykle v pevným pozemních polohách, potenciálně zahrnujících střechy komerčních budov 502 účastníků a rezidenčních budov 504 účastníků. Alespoň některé z pozemních stanic jsou výhodně uspořádány jako základnové stanice pro distribuování datových nebo hlasových kanálů do jedné nebo více vzdálených účastnických stanic, které jsou lokálními pevnými nebo mobilními uživatelskými stanicemi. Kromě budov mohou být pozemní základnové stanice rovněž integrovány do nebo montovány na pouliční lampy 506, (dopravní) značky,
samostatně stojící stožáry 508, nebo jiné konstrukce. Účastnické základnové stanice (jak komerční tak i rezidenční) jsou výhodně rovněž propojeny s účastnickými přístupovými * body na domech, bud’ drátovým nebo bezdrátovým spojením.
Spojení s dalšími sítěmi, jako je PSTN (veřejná komutovaná telefonní síť), PLMN (veřejná pozemní mobilní síť) nebo Internet, mohou být zajištěna prostřednictvím samostatných pozemních stanic 510, prostřednictvím satelitních sítí 512, nebo prostřednictvím přístupu přes existující účastnické ’10 základnové stanice, kde přístupové linky k takovýmto sítím jsou dostupné v účastnických základnových stanicích.
Jak je znázorněno na obr. 17B, účastnická pozemní základnová stanice 500 je obvykle uspořádána s anténou 520 pro udržování širokopásmové nebo bezdrátové okruhové linky s
5 letadlem. Případně mohou být použity sluneční baterie 522 pro minimalizování energie spotřebované účastnickou základnovou stanicí přes výkonové spojení 524. Mohou být konfigurovány různé formy pozemních základnových stanic pro obsluhu buď individuálních účastníků nebo velkých množství účastníků. Pro
0 obsluhu dalších účastníku, ať již mobilních nebo pevných v lokální oblasti pozemní základnové stanici, je výhodně používán bezdrátový lokální okruh, ačkoliv drátová síť může být rovněž použita pro dosažení pevných lokalit. Pro komunikování s dalšími, vzdálenými účastníky má účastnická 2 5 základnová stanice výhodně anténu 526 vhodnou pro zvolený bezdrátový standard příslušných vzdálených účastnických stanic. Například by tak vzdálené účastnické stanice mohly být bezdrátovými telefony, které jsou v držení účastníků, kteří jsou jinak nespojení s účastnickou základnovou stanicí, s ní sdruženým účastníkem a budovou, ve ktere je umístěna.
• · · ♦
Velké množství různých komunikačních standardů, včetně bezdrátových lokálních okruhů, může být použito při propojování účastnických základnových stanic (nebo jiných pozemních základnových stanic) s účastníky majícími vzdálené účastnické stanice. Kompatibilní bezdrátové komunikační standardy zahrnují AMPS (zdokonalená mobilní telefonní služba), TACS (komunikační systém s úplným přístupem), NMT (severský mobilní telefonní systém), IS-95 (americký digitální celulární standard pro vícenásobný přístup s kódovým dělením), IS-54/IS-136 (americký celulární standard, rovněž známý jako D-AMPS), B-CDMA (širokopásmový vícenásobný přístup s kódovým dělením), W-CDMA (širokopásmový vícenásobný přístup s kódovým dělením), UMTS (univerzální mobilní telekomunikační služba), nebo další, jako je 3G, PHS (osobní ruční telefonní systém), DECT (digitální zdokonalený bezdrátový telefon), PACS (osobní zdokonalený komunikační systém), PDC (osobní digitální celulární systém), CDPD (celulární systém pro digitální paketová data), Mobitex (standard firmy Ericsson pro bezdrátové sítě pro přenos paketových dat), a RD-LAP (bezdrátová síť pro přenos paketových dat, vyvinutá firmou Motorola). Velké množství různých služeb tedy může být přenášeno k těmto účastníkům, včetně hlasového telefonu, e-mailu, internetového přístupu, faksimilních dat, videotelefonu a videokonference.
Jak je znázorněno na obr. 17C, účastnická vzdálená stanice 530 by výhodně zahrnovala anténu 532 vhodnou pro bezdrátový standard používaný příslušnou pozemní základnovou stanicí příslušné účastnické vzdálené stanice. Tyto účastnické vzdálené stanice by měly drátové nebo bezdrátové síťové propojení 534 k jednotlivých zařízením účastníků.
Jak může být patrné z výše uvedeného popisu tohoto distribučního systému, tento aspekt předkládaného vynálezu zajišťuje informační distribuční systém bez instalace rozsáhlé infrastruktury. Namísto toho tento systém vyžaduje pouze základnové stanice individuálních účastníků, lokalizované s účastnickými nebo jinými pozemními stanicemi, a jednu nebo více výhodně výškových, pod-orbitálních základen pro zajišťování komunikačních linek do a mezi pozemními stanicemi.
θ Zatímco byly ilustrovány a popsány určitá příkladná provedení předkládaného vynálezu, mělo by být zcela zřejmé, že je možné provést množství různých modifikací, úprav a změn, aniž by byla opuštěna podstata a překročen rozsah předkládaného vynálezu. Ačkoliv tedy byl předkládaných c vynález podrobně popsán výše pouze ve spojeni s odkazy na výhodná provedení, osoby s obvyklými znalostmi v oboru snadno nahlédnou, že různé modifikace mohou být provedeny bez opuštění podstaty vynálezu. Vynález tedy nemá být nijak omezen výše uvedenou diskuzí, ale je definován obsahem θ připojených patentových nároků.
Zastupuje :
rf?
/X 3g 57 ^ <- 2
· ····

Claims (11)

  1. PATENTOVÉ
    NÁROKY
    1. Způsob řízení letadla pro řídící jednotku provozu v pozemní stanici, vyznačující se tím, že zahrnuje:
    identifikování množství komunikačních pod-systémů mezi pozemní stanicí a letadlem, přičemž toto množství komunikačních pod-systémů je alespoň částečně redundantní;
    zřízení komunikace mezi pozemní stanice a'letadlem s využitím prvního komunikačního pod-systému z množství komunikačních pod-systémů;
    provozování prvního komunikačního pod-systému jako komunikační linky pro řídící jednotku letového provozu pro řízení letadla;
    monitorování prvního komunikačního pod-systému pro stanovení informací o alespoň jednom parametru z: dostupnosti prvního komunikačního pod-systému a spolehlivosti prvního komunikačního pod-systému;
    monitorování druhého komunikačního pod-systému z množství komunikačních pod-systémů pro stanovení informací o alespoň jednom parametru z: dostupnosti druhého komunikačního pod-systému a spolehlivosti druhého komunikačního pod-systému;
    porovnávání informací stanovených v krocích monitorování prvního a druhého komunikačního pod-systému; a provozování druhého komunikačního pod-systému jako komunikační linky pro řídící jednotku letového provozu pro řízení letadla, pokud se v kroku porovnávání zjistí, že první komunikační pod-systém splňuje jednu z následujících podmínek: je nedostupný a má méně výhodnou spolehlivost než druhý komunikační pod-systém.
    » • · · · · · l .· • *
  2. 2. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že dále zahrnuje zřízení a udržování komunikace mezi pozemní stanicí a letadlem s využitím druhého komunikačního pod-systému, zatímco v kroku porovnávání se o prvním komunikačním
    5 pod-systému zjistí, že je jak dostupný tak i má výhodnou spolehlivost ve srovnání s druhým komunikačním pod-systémem.
  3. 3. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že dále zahrnuj e:
    monitorování třetího komunikačního pod-systému z
    10 o množství komunikačních pod-systemu pro stanovenr informaci o alespoň jednom parametru z: dostupnosti třetího komunikačního pod-systému a spolehlivosti třetího komunikačního pod-systému; a provozování třetího komunikačního pod-systému jako komunikační linky pro řídicí jednotku letového provozu pro řízení letadla, pokud se v kroku porovnávání zjistí, že první a třetí komunikační pod-systém oba splňují jednu z následujících podmínek: jsou nedostupné a mají méně výhodnou spolehlivost než třetí komunikační pod-systém.
  4. 4. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že: alespoň jeden z množství komunikačních pod-systémů je tvořen z množství samostatných systémových komponentů, přičemž alespoň jeden z množství samostatných systémových
    25 komponentů má dostupné informace o alespoň jednom parametru z: dostupnosti systémového komponentu a spolehlivosti systémového komponentu; a alespoň jeden z množství samostatných systémových komponentů, který má dostupné informace o alespoň jednom on parametru z dostupnosti systémového komponentu a • 4 4 · • * « 4 • 4 4 • · 4 • · 44 · 4 • · 4 · spolehlivosti systémového komponentu, je rovněž částí dalšího z množství komunikačních systémů.
  5. 5. Způsob podle nároku 4, vyznačující se tím, že:
    alespoň dva z množství samostatných systémových 5 komponentu mají dostupné informace o alespoň jednom parametru z: dostupnosti tohoto systémového komponentu a spolehlivosti tohoto systémového komponentu; a alespoň dva z množství samostatných systémových komponentů, které mají dostupné informace o alespoň jednom parametru z dostupnosti tohoto systémového komponentu a spolehlivosti tohoto systémového komponentu, jsou rovněž částí dalšího z množství komunikačních systémů.
  6. 6. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že v kroku provozování druhého komunikačního pod-systému je cena využití alespoň jednoho z prvního a druhého komunikačního pod-systému parametrem při stanovování, který komunikační pod-systém má menší spolehlivost.
  7. 7. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že první a druhý komunikační podsystém jsou alespoň významné redundantní.
  8. 8. Způsob podle nároku 7, vyznačující se tím, že dále zahrnuje zřízení a udržování komunikace mezi pozemní stanicí a letadlem s využitím druhého komunikačního pod-systému, zatímco v kroku porovnávání se o prvním komunikačním pod-systému zjistí, že je jak dostupný tak i má výhodnou spolehlivost ve srovnání s druhým komunikačním pod-systémem.
  9. 9. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že první a
    30 druhý komunikační pod-systém jsou plně redundantní.
    • · · · » ·« • ·« · « 0 * · • · * · » • · « · * »· ♦ • « 1
  10. 10. Způsob podle nároku 9, vyznačující se tím, že dále zahrnuje zřízení a udržování komunikace mezi pozemní stanicí a letadlem s využitím druhého komunikačního pod-systému, zatímco v kroku porovnávání se o prvním komunikačním
    5 pod-systému zjistí, že je jak dostupný tak i má výhodnou spolehlivost ve srovnání s druhým komunikačním pod-systémem.
  11. 11. Způsob podle kteréhokoliv z předcházejících nároků, vyznačující se tím, že:
    množství komunikačních pod-systémů, identifikovaných v kroku identifikování, nesdílí jakoukoliv kritickou komunikační linku;
    v kroku monitorování prvního komunikačního pod-systému se monitoruje dostupnost prvního komunikačního pod-systému; a v kroku monitorování druhého komunikačního pod-systému 5 se monitoruje dostupnost druhého komunikačního pod-systemu.
CZ20023094A 2000-02-14 2001-02-12 Způsob řízení letadla CZ20023094A3 (cs)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US18216500P 2000-02-14 2000-02-14
US52754400A 2000-03-16 2000-03-16

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CZ20023094A3 true CZ20023094A3 (cs) 2003-03-12

Family

ID=26877844

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20023097A CZ20023097A3 (cs) 2000-02-14 2001-02-07 Letadlo
CZ20023094A CZ20023094A3 (cs) 2000-02-14 2001-02-12 Způsob řízení letadla

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20023097A CZ20023097A3 (cs) 2000-02-14 2001-02-07 Letadlo

Country Status (12)

Country Link
US (2) US6931247B2 (cs)
EP (2) EP1257466A2 (cs)
JP (3) JP2003523870A (cs)
KR (2) KR20020086538A (cs)
CN (2) CN1420829A (cs)
AU (3) AU2001262907A1 (cs)
BR (2) BR0108782A (cs)
CA (3) CA2400022A1 (cs)
CZ (2) CZ20023097A3 (cs)
MX (1) MXPA02007883A (cs)
RU (2) RU2002124855A (cs)
WO (3) WO2001058756A2 (cs)

Families Citing this family (141)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7802756B2 (en) * 2000-02-14 2010-09-28 Aerovironment Inc. Aircraft control system
US7281681B2 (en) 2000-04-03 2007-10-16 Aerovironment Inc. Hydrogen powered aircraft
EP1152614A2 (en) * 2000-05-03 2001-11-07 Hughes Electronics Corporation Digital over-the-air entertainment and information
US6990338B2 (en) * 2001-06-11 2006-01-24 The Boeing Company Mobile wireless local area network and related methods
JP3989707B2 (ja) * 2001-10-17 2007-10-10 シャープ株式会社 ロボットシステム、それに用いられる羽ばたき装置および羽ばたき飛行制御装置
FR2831264B1 (fr) * 2001-10-19 2003-12-12 Commissariat Energie Atomique Dispositif de mesure, incluant au moins un capteur, apte a fonctionner dans des conditions difficiles
AU2003272190A1 (en) * 2002-04-17 2004-01-19 Aerovironment, Inc. High altitude platform deployment system
GB0312353D0 (en) 2003-05-30 2003-07-02 Qinetiq Ltd Launching aerial vehicles
DE10356012A1 (de) * 2003-11-27 2005-06-30 Airbus Deutschland Gmbh Anordnung sowie Verfahren zur Erzeugung von Wasser an Bord eines Luftfahrzeuges
EP1553472A1 (en) * 2003-12-31 2005-07-13 Alcatel Remotely controlled vehicle using wireless LAN
CN1934562B (zh) * 2004-03-25 2010-10-06 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于交通工具的控制系统
US7093789B2 (en) * 2004-05-24 2006-08-22 The Boeing Company Delta-winged hybrid airship
US7137592B2 (en) * 2004-05-24 2006-11-21 The Boeing Company High-aspect ratio hybrid airship
US7302316B2 (en) * 2004-09-14 2007-11-27 Brigham Young University Programmable autopilot system for autonomous flight of unmanned aerial vehicles
US8603805B2 (en) 2005-04-22 2013-12-10 Hyclone Laboratories, Inc. Gas spargers and related container systems
US7275973B2 (en) 2005-06-03 2007-10-02 Mattel, Inc. Toy aircraft
US7789339B2 (en) * 2005-07-07 2010-09-07 Sommer Geoffrey S Modular articulated-wing aircraft
CN101283318B (zh) * 2005-09-05 2010-06-16 依尔库特科技生产股份公司 用于飞行器领航的方法和一套设施
US7510142B2 (en) * 2006-02-24 2009-03-31 Stealth Robotics Aerial robot
US7631834B1 (en) 2006-02-24 2009-12-15 Stealth Robotics, Llc Aerial robot with dispensable conductive filament
US8133089B2 (en) 2006-05-03 2012-03-13 Mattel, Inc. Modular toy aircraft with capacitor power sources
US7918707B2 (en) 2006-05-03 2011-04-05 Mattel, Inc. Toy aircraft with modular power systems and wheels
US7811150B2 (en) 2006-05-03 2010-10-12 Mattel, Inc. Modular toy aircraft
US20090294573A1 (en) * 2006-05-23 2009-12-03 Wilson Samuel B Dual-Use Modular Propulsion surveillance Vehicle with Detachable Unmanned Airborne Vehicles
US7929908B2 (en) * 2006-05-24 2011-04-19 The Boeing Company Method and system for controlling a network for power beam transmission
US20090322877A1 (en) * 2006-06-07 2009-12-31 Benjamin Tigner Cellular Control of Airborne Equipment
JP2010504249A (ja) * 2006-09-25 2010-02-12 アギラール，ミシェル 回転翼を有しない垂直離着陸機
CN100382040C (zh) * 2006-10-24 2008-04-16 北京航空航天大学 一种用于微小型飞行器导航、制导与控制系统的冗余方法
FR2908107B1 (fr) * 2006-11-06 2008-12-19 Airbus France Sa Procede et dispositif pour estimer les forces s'exercant sur une surface de controle d'un aeronef.
WO2008153597A1 (en) 2006-12-06 2008-12-18 Honeywell International, Inc. Methods, apparatus and systems for enhanced synthetic vision and multi-sensor data fusion to improve operational capabilities of unmanned aerial vehicles
US8128031B2 (en) * 2007-06-13 2012-03-06 Aurora Flight Sciences Corporation Spar for sailwings
US8348198B2 (en) * 2007-06-13 2013-01-08 Aurora Flight Sciences Corporation Sail wing with high span efficiency and controlled pitching moment
US20090314886A1 (en) * 2007-06-13 2009-12-24 Aurora Flight Sciences Corporation Deployment of telescoping aircraft structures by drogue parachute riser tension
US8720822B2 (en) * 2007-06-13 2014-05-13 Aurora Flight Sciences Corporation Wing load alleviation structure
US8002216B2 (en) * 2007-06-15 2011-08-23 Darwin Kent Decker Solar powered wing vehicle using flywheels for energy storage
WO2009036465A1 (en) * 2007-09-14 2009-03-19 Aurora Flight Sciences Corporation Non-planar adaptive wing solar aircraft
US8061646B2 (en) 2007-09-14 2011-11-22 Aurora Flight Sciences Corporation Wing tip docking system for aircraft
US7885717B2 (en) * 2008-03-31 2011-02-08 Sikorsky Aircraft Corporation Fast control law optimization
US20090280367A1 (en) * 2008-05-12 2009-11-12 Clearedge Power, Inc. Extraction of Energy From Used Cooking Oil
FR2931456B1 (fr) * 2008-05-26 2010-06-11 Snecma Aeronef a alimentation en energie hybride.
US20100021778A1 (en) * 2008-07-25 2010-01-28 Lynntech, Inc. Fuel cell emergency power system
CN101532841B (zh) * 2008-12-30 2010-09-08 华中科技大学 基于地标捕获跟踪的飞行器导航定位方法
US8690096B2 (en) * 2009-06-04 2014-04-08 Alberto Alvarez-Calderon F. Aircraft with dual flight regimes
EP2437980A4 (en) * 2009-06-05 2016-03-23 Aerovironment Inc FLIGHT MECHANISM FOR AERIAL VEHICLE AND CONTROL METHOD THEREOF
US8352099B1 (en) * 2009-07-09 2013-01-08 The Boeing Company Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry
US8614643B2 (en) * 2009-08-06 2013-12-24 Truepath Holdings Llc System and methods for antenna optimization for wireless broadband communication
FR2952771B1 (fr) * 2009-11-13 2011-12-02 Thales Sa Systeme de telecommunications comprenant un noeud de communication aeroporte, noeud de communication aeroporte et noeud radio tactique
WO2011146021A1 (en) 2010-05-18 2011-11-24 Pipistrel Podjetje Za Alternativno Letalstvo D.O.O. Self-powered yaw control and anti-spin device for fixed wing aircraft
US8629788B1 (en) * 2010-08-10 2014-01-14 Rockwell Collins, Inc. Sensing, display, and dissemination of detected turbulence
US9218004B2 (en) * 2011-03-31 2015-12-22 The Boeing Company Flight path control system for aircraft
US9376655B2 (en) 2011-09-29 2016-06-28 Life Technologies Corporation Filter systems for separating microcarriers from cell culture solutions
IN2014DN02477A (cs) 2011-09-30 2015-05-15 Life Technologies Corp
CN103249151B (zh) * 2012-02-08 2016-04-27 深圳信息职业技术学院 一种haps通信信道分配方法、装置及系统
CN102602527B (zh) * 2012-03-18 2014-06-18 西北工业大学 一种临近空间无人飞行器
US8448898B1 (en) * 2012-04-30 2013-05-28 Sunlight Photonics Inc. Autonomous solar aircraft
GB2504132A (en) * 2012-07-20 2014-01-22 Andrew Charles Elson A solar powered UAV launched from a high altitude balloon
US20150021442A1 (en) * 2012-08-29 2015-01-22 John William Hunter Solar relay aircraft powered by ground based solar concentrator mirrors in dual use with power towers
US20170137138A9 (en) * 2012-08-29 2017-05-18 John William Hunter Solar relay aircraft powered by ground based solar concentrator mirrors in dual use with power towers
DE102012025026A1 (de) * 2012-12-20 2014-06-26 Astrium Gmbh Hilfsvorrichtung für hochfliegendes Flugzeug
US8849571B1 (en) * 2012-12-26 2014-09-30 Google Inc. Methods and systems for determining fleet trajectories with phase-skipping to satisfy a sequence of coverage requirements
US9195938B1 (en) 2012-12-27 2015-11-24 Google Inc. Methods and systems for determining when to launch vehicles into a fleet of autonomous vehicles
FR3001075B1 (fr) * 2013-01-15 2016-07-01 Airbus Operations Sas Systeme d'enregistrement de vol dans un aeronef integrant la fonction de gestion audio
US8781727B1 (en) * 2013-01-15 2014-07-15 Google Inc. Methods and systems for performing flocking while executing a long-range fleet plan
US9290269B2 (en) 2013-03-15 2016-03-22 CyPhy Works, Inc. Spooler for unmanned aerial vehicle system
US10040561B2 (en) * 2013-04-04 2018-08-07 Sunlight Photonics Inc. Airborne kinetic energy conversion system
KR101316484B1 (ko) * 2013-05-03 2013-10-08 한국항공우주연구원 태양광 추진 항공기 구조 및 태양 전지판 제어 방법
CN103287569B (zh) * 2013-05-15 2015-04-22 西北工业大学 非跑道场地起降和可悬停的升推式大尺度太阳能无人机
FR3006989B1 (fr) * 2013-06-12 2015-07-17 Sagem Defense Securite Systeme de commande de vol electrique pour aeronef
US9957037B2 (en) 2013-07-10 2018-05-01 X Development Llc High altitude aircraft with integrated solar cells, and associated systems and methods
CN103587687A (zh) * 2013-08-14 2014-02-19 西北工业大学 一种π型全翼式太阳能无人机
JP6525337B2 (ja) * 2013-10-31 2019-06-05 エアロバイロメント, インコーポレイテッドAerovironment, Inc. 遠隔検知した標的地帯の画像を表示する双方向兵器照準システム
CN103600846B (zh) * 2013-12-04 2016-07-13 新誉集团有限公司 太阳能飞机用最大功率跟踪电池阵机构及跟踪方法
CN103847964B (zh) * 2014-03-20 2016-01-20 西北工业大学 一种可螺旋飞行的弧形翼飞行器
US10807728B2 (en) 2014-05-20 2020-10-20 The Boeing Company Solar powered airplane
EP2957977B1 (en) 2014-06-20 2018-01-31 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. Method and system for compensation of an asymmetric configuration of an all-wing carrier for flying units
EP2957979B1 (en) 2014-06-20 2018-09-26 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. Method and system for supporting maneuvers of an all-wing carrier aircraft by its parasite flying units
EP2957976B1 (en) 2014-06-20 2018-01-31 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. Method and system for compensation of an asymmetric configuration of an all-wing carrier for flying units
EP2957978B1 (en) 2014-06-20 2018-09-26 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. Method and system for supporting maneuvers of an all-wing carrier aircraft by its parasite flying units
US9079690B1 (en) 2014-06-26 2015-07-14 Advanced Scientifics, Inc. Freezer bag, storage system, and method of freezing
US9481450B2 (en) * 2014-07-01 2016-11-01 The Boeing Company Active strut apparatus for use with aircraft and related methods
DE112015003310B4 (de) 2014-07-17 2024-10-24 Japan Aerospace Exploration Agency Motorisiertes Flugzeug und Verfahren zum Bestimmen der Leistung und Anzahl von Elektromotoren in dem motorisierten Flugzeug
GB2544944B (en) * 2014-08-29 2021-07-07 Zunum Aero Inc System and methods for implementing regional air transit network using hybrid-electric aircraft
EP3006334B1 (en) 2014-10-06 2018-07-18 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. A system and a method for connecting an all-wing carrier with parasite flying units
EP3015941A1 (en) 2014-10-27 2016-05-04 Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. A system for controlling carrier with parasite flying units and a method for controlling a carrier with parasite flying units
CN104554706B (zh) * 2014-11-24 2017-02-08 北京航空航天大学 一种大展弦比飞翼布局太阳能飞机的新操控方式
EP3261924A4 (en) * 2015-02-24 2018-07-25 Karem Aircraft, Inc. Solar powered aircraft with a variable geometry wing and telecommunications networks utilizing such aircraft
WO2016138173A1 (en) * 2015-02-24 2016-09-01 Karem Aircraft, Inc. Methods for providing a durable solar powered aircraft with a variable geometry wing
GB2536014A (en) * 2015-03-03 2016-09-07 Stratospheric Platforms Ltd High altitude aircraft wing geometry
CN104811234A (zh) * 2015-03-27 2015-07-29 联想(北京)有限公司 一种无线信号转发、接收方法及电子设备
WO2017003542A2 (en) 2015-04-21 2017-01-05 Aurora Flight Sciences Solar-powered aircraft
CN105752317A (zh) * 2015-07-03 2016-07-13 苏州峰通光电有限公司 一种太阳能飞行器及其控制器的控制方法
KR101599423B1 (ko) * 2015-10-16 2016-03-15 배종외 드론 충전 플렛폼 시스템
CN105460201A (zh) * 2015-11-13 2016-04-06 中国人民解放军国防科学技术大学 一种多功能太阳能飞行器的机翼前缘
CN105501432A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 无锡觅睿恪科技有限公司 太阳能一体式无人机机翼
US10103812B2 (en) * 2016-01-27 2018-10-16 The Boeing Company Satellite communication system
US10457391B2 (en) 2016-03-15 2019-10-29 Selex Galileo Inc. Method and system for a small unmanned aerial system for delivering electronic warfare and cyber effects
RU2018143894A (ru) * 2016-05-18 2020-06-18 А^3 Бай Эйрбас Ллк Самопилотируемый летательный аппарат для пассажирских и грузовых перевозок
US10196143B2 (en) * 2016-06-02 2019-02-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration System and method for modular unmanned aerial system
CN106081062B (zh) * 2016-07-02 2018-01-19 朱幕松 太阳能无人机
DE102016212150A1 (de) * 2016-07-04 2018-01-04 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zum Betrieb eines zumindest zeitweise unbemannten Luft- oder Raumfahrzeugs sowie ein derartiges Luft- oder Raumfahrzeug
US10511091B2 (en) * 2016-07-15 2019-12-17 Qualcomm Incorporated Dynamic beam steering for unmanned aerial vehicles
GB201615399D0 (en) * 2016-09-09 2016-10-26 Univ Brunel Blade or wing
CN106656298B (zh) * 2016-11-16 2020-12-25 航天恒星科技有限公司 一种通信链路规划方法及系统
GB2556092B (en) 2016-11-18 2019-03-06 Ge Aviat Systems Ltd Electrical power system for aircraft using fuel cells and an energy storage device
EP3548599A1 (en) 2016-12-01 2019-10-09 Life Technologies Corporation Microcarrier filter bag assemblies and methods of use
US10189565B2 (en) * 2016-12-02 2019-01-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Modular unmanned aerial system with multi-mode propulsion
US10707961B2 (en) * 2017-01-30 2020-07-07 Space Systems/Loral, Llc Adaptive communication system
JP6464212B2 (ja) * 2017-02-06 2019-02-06 Kddi株式会社 飛行システム、操縦装置及びプログラム
US10928837B2 (en) * 2017-04-13 2021-02-23 Facebook, Inc. Banked yet straight flight
FR3065567B1 (fr) * 2017-04-24 2021-04-16 Airbus Operations Sas Procede de transmission de parametres de vol d'un aeronef meneur vers un aeronef intrus
CN110719874B (zh) * 2017-06-01 2023-07-04 罗马里斯公司 带有同步传感器网络的无人驾驶飞机
JP6653684B2 (ja) 2017-07-14 2020-02-26 ソフトバンク株式会社 無線中継装置、遠隔制御装置及び通信システム
US20210171185A1 (en) 2018-01-18 2021-06-10 Fleck Future Concepts Gmbh Space-efficiently Stowable, Automatably Deployable, Condensable Airplane Wing
FR3077269A1 (fr) * 2018-02-01 2019-08-02 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure a l'aide d'une liaison boulonnee
US11453513B2 (en) * 2018-04-26 2022-09-27 Skydio, Inc. Autonomous aerial vehicle hardware configuration
JP6643409B2 (ja) * 2018-06-22 2020-02-12 Ｈａｐｓモバイル株式会社 無線通信サービスを提供する飛行体の編隊飛行及び通信エリア等制御
IT201800007202A1 (it) * 2018-07-13 2020-01-13 Velivolo senza pilota, metodo di controllo, piattaforma associata e turbina ad alta quota
JP6804494B2 (ja) * 2018-07-24 2020-12-23 Ｈａｐｓモバイル株式会社 飛行体
JP2020037362A (ja) * 2018-09-05 2020-03-12 俊一郎 玉田 飛行機
JP6654676B1 (ja) * 2018-09-21 2020-02-26 Ｈａｐｓモバイル株式会社 システム、制御装置及びモジュール
CN111654326B (zh) * 2018-11-07 2021-09-07 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种基于多轨道卫星的激光通信系统
JP6698889B2 (ja) * 2019-01-07 2020-05-27 Kddi株式会社 飛行システム
GB2582963A (en) * 2019-04-11 2020-10-14 Bae Systems Plc Method of flying an aircraft
JP7177747B2 (ja) * 2019-04-24 2022-11-24 Ｈａｐｓモバイル株式会社 制御装置、システム、プログラム、及び制御方法
JP7177746B2 (ja) * 2019-04-24 2022-11-24 Ｈａｐｓモバイル株式会社 制御装置、システム、プログラム、及び制御方法
WO2021011045A2 (en) * 2019-04-25 2021-01-21 Aerovironment, Inc. Ground support equipment for a high altitude long endurance aircraft
CN110244752B (zh) * 2019-06-24 2022-03-11 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速飞行器专家智能控制方法及飞行器
JP7134927B2 (ja) * 2019-07-18 2022-09-12 Ｈａｐｓモバイル株式会社 飛行体
US11711137B2 (en) * 2019-12-27 2023-07-25 Hughes Network Systems Llc Satellite beam determination
CN111452971A (zh) * 2020-05-07 2020-07-28 临海市启致灯具有限公司 一种用于更换灯泡的无人机
US20230331408A1 (en) * 2020-05-19 2023-10-19 Aigen, Inc. Weather-resistant unmanned aerial vehicles, and associated systems and methods
CN111959746B (zh) * 2020-08-31 2022-10-11 哈尔滨工业大学 一种平行连杆式变形翼骨架
GB2601153A (en) * 2020-11-19 2022-05-25 Voltitude Ltd Method and apparatus for dropsonde deployment
GB2604138A (en) * 2021-02-25 2022-08-31 Airbus Operations Ltd Aircraft wing with fuel tank and fuel cell
US12105528B2 (en) 2021-04-26 2024-10-01 Aigen, Inc. Walking VTOL drone and related systems and methods
WO2023022680A1 (en) * 2021-08-20 2023-02-23 Kalyon Gunes Teknolojileri Uretim Anonim Sirketi An unmanned air vehicle
NL2030268B1 (en) * 2021-12-23 2023-06-29 Deltaquad B V Fixed-wing aircraft
US12145712B2 (en) * 2022-05-12 2024-11-19 Herns Louis High-altitude wind turbine aircraft system and method of use
CN115408771B (zh) * 2022-08-18 2024-07-19 西北工业大学 一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法
US11891164B1 (en) * 2022-09-30 2024-02-06 Wing Aviation Llc UAV with distributed propulsion for short takeoffs and landings
US12091173B2 (en) * 2022-09-30 2024-09-17 Wing Aviation Llc UAV with distributed propulsion and blown control surfaces

Family Cites Families (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1288384A (en) 1917-09-04 1918-12-17 Henry L Coakley Aeroplane.
US1815341A (en) * 1928-04-18 1931-07-21 Zaharoff Basil Aeroplane machine
US2626348A (en) * 1945-08-08 1953-01-20 Westinghouse Electric Corp Airborne radio relay and broadcast system
US2496087A (en) 1944-09-23 1950-01-31 Fleming Jacob Waggoner Partee Aerial train
US3161373A (en) 1949-01-24 1964-12-15 Vogt Richard Automatic alignment mechanism for composite aircraft
US2969933A (en) 1951-10-02 1961-01-31 Vogt Richard Linking airplanes and wings of airplanes
US3165280A (en) * 1962-08-27 1965-01-12 Lee Shao-Tang Amphibious convertijet aircraft
BE652447A (cs) * 1963-08-29
DE1215222B (de) * 1964-03-18 1966-04-28 Schmidt Dipl Ing Karl Heinz Funkfernsteuerung fuer Fahrzeuge
FR1446609A (fr) * 1965-09-07 1966-07-22 Ryan Aeronautical Co Dispositif de commande du roulis d'un avion à aile souple
US3839860A (en) * 1972-07-21 1974-10-08 United Aircraft Corp Automatic engine pressure ratio equalization system
US3937424A (en) 1973-11-16 1976-02-10 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh Electrically powered aircraft
US3972490A (en) * 1975-03-07 1976-08-03 Mcdonnell Douglas Corporation Trifan powered VSTOL aircraft
US4354646A (en) 1978-09-20 1982-10-19 Rockwell International Corporation Variable dihedral angle tail unit for supersonic aircraft
US4566657A (en) 1979-05-21 1986-01-28 Grow Harlow B Span loaded flying wing control
GB2082995B (en) * 1980-08-27 1984-02-08 Mcnulty John Anthony Airborne relay station
US4375697A (en) 1980-09-04 1983-03-01 Hughes Aircraft Company Satellite arrangement providing effective use of the geostationary orbit
US4415133A (en) 1981-05-15 1983-11-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Solar powered aircraft
US4781341A (en) 1981-10-02 1988-11-01 Kasper Witold A Flying wing aircraft
US4601443A (en) * 1982-09-30 1986-07-22 Jones Andrew W Free flyable structure
US4492353A (en) * 1982-09-30 1985-01-08 Phillips Bryan D Aircraft capable of vertical short takeoff and landing
US4568043A (en) 1983-10-21 1986-02-04 Schmittle Hugh J Ultra-light aircraft with freely rotating rigid wing
US4697761A (en) 1985-09-16 1987-10-06 Long David E High altitude reconnaissance platform
US4768738A (en) 1986-10-08 1988-09-06 Friedrich Weinert Flexible solar skin in combination with an airplane
US5356094A (en) 1987-03-04 1994-10-18 Rick Sylvain Scorpion wing
US5099245A (en) * 1987-10-23 1992-03-24 Hughes Aircraft Company Vehicle location system accuracy enhancement for airborne vehicles
FR2622754B1 (fr) 1987-10-29 1990-01-12 Alcatel Espace Systeme de transmission radiofrequence-optique, notamment dans le domaine des telecommunications spatiales
US4907764A (en) 1988-06-08 1990-03-13 Long David E Infrared radiation powered lightweight aircraft
DE3917970A1 (de) * 1988-06-17 1989-12-21 Gen Electric An der tragflaeche befestigtes, mantelloses geblaesetriebwerk
US4958289A (en) * 1988-12-14 1990-09-18 General Electric Company Aircraft propeller speed control
US5106035A (en) 1989-12-29 1992-04-21 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage
US5078338A (en) 1990-01-19 1992-01-07 Neill Terrence O Means for maintaining a desired relationship between roll and yaw stability in a swept-wing aircraft by varying dihedral as a function of lift coefficient
JPH04325395A (ja) * 1991-04-24 1992-11-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機
US5131605A (en) * 1991-06-12 1992-07-21 Grumman Aerospace Corporation Four engine VTOL aircraft
US5379969A (en) 1992-01-30 1995-01-10 The Boeing Company Hydraulic actuator with mechanical lock and installation
US5710652A (en) 1992-08-27 1998-01-20 Trex Communications Laser communication transceiver and system
JPH0820510B2 (ja) 1993-01-19 1996-03-04 株式会社エイ・ティ・アール光電波通信研究所 光通信機光学系のアライメント調整システム
DE4308758A1 (de) * 1993-03-19 1994-09-22 Peter Erb Steuerhilfe für Hängegleiter und Ultraleichtflugzeuge (Trikes)
PL180378B1 (pl) * 1993-07-30 2001-01-31 Internat Multi Media Corp Sposób i system bezprzewodowej lacznosci suborbitalnej PL PL PL PL PL
US5374010A (en) * 1993-09-23 1994-12-20 E.G.R. Company Deflected slipstream vertical lift airplane structure
WO1995012237A1 (en) * 1993-10-28 1995-05-04 Skysat Communications Network Corporation Long-duration, remotely powered aircraft system
US5544847A (en) 1993-11-10 1996-08-13 The Boeing Company Leading edge slat/wing combination
US5678783A (en) 1994-05-05 1997-10-21 Wong; Alfred Y. System and method for remediation of selected atmospheric conditions and system for high altitude telecommunications
FR2721458B1 (fr) * 1994-06-15 1996-09-13 Aerospatiale Système d'observation par aéronef télépilote.
US5518205A (en) 1994-09-06 1996-05-21 Rockwell International Corporation High altitude, long duration surveillance system
US5810284A (en) 1995-03-15 1998-09-22 Hibbs; Bart D. Aircraft
US5531402A (en) * 1995-03-23 1996-07-02 Dahl; Robert M. Wireless flight control system
US5652750A (en) 1995-08-28 1997-07-29 Ericsson Inc. Optical satellite feeder links
US5991345A (en) * 1995-09-22 1999-11-23 Qualcomm Incorporated Method and apparatus for diversity enhancement using pseudo-multipath signals
WO1997033790A1 (en) * 1996-03-15 1997-09-18 Wong Alfred Y High-altitude lighter-than-air stationary platforms including ion engines
US5918176A (en) * 1996-05-23 1999-06-29 Motorola, Inc. Method and apparatus for controlling link quality in a wireless communication system
DE29616989U1 (de) * 1996-07-26 1996-12-05 Wolf, Georg, 79843 Löffingen Solarantrieb für Fluggeräte, insbesondere Flugdrachen
US5808472A (en) 1996-09-17 1998-09-15 Hughes Electronics Corporation Apparatus and methods for positioning optical fibers and other resilient members
WO1998035506A2 (en) * 1997-02-10 1998-08-13 Stanford Telecommunications, Inc. A very high data rate communications gateway for ground-space-ground communications
US5842666A (en) * 1997-02-21 1998-12-01 Northrop Grumman Coporation Laminar supersonic transport aircraft
AU9380298A (en) * 1997-09-08 1999-03-29 Angel Technologies Corporation Wireless communication using atmospheric platform
US6061562A (en) * 1997-10-30 2000-05-09 Raytheon Company Wireless communication using an airborne switching node
US6070833A (en) 1998-04-09 2000-06-06 Hughes Electronics Corporation Methods for reducing solar array power variations while managing the system influences of operating with off-pointed solar wings
JPH11348894A (ja) * 1998-06-09 1999-12-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 全翼航空機
US6076766A (en) 1998-07-01 2000-06-20 Mcdonnell Douglas Corp. Folding wing for an aircraft
US6126111A (en) * 1998-07-08 2000-10-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Emergency flight control system using one engine and fuel transfer
US6643509B1 (en) * 1999-03-17 2003-11-04 Robert Palmer Crow Civil aviation communication system
US6364251B1 (en) 2000-05-19 2002-04-02 James H. Yim Airwing structure
AT410548B (de) 2000-12-14 2003-05-26 Intumex Brandschutzprodukte Ag Intumeszierende zweikomponenten-polyurthananstriche
US7077643B2 (en) 2001-11-07 2006-07-18 Battelle Memorial Institute Microcombustors, microreformers, and methods for combusting and for reforming fluids

Also Published As

Publication number Publication date
US20050118952A1 (en) 2005-06-02
US7198225B2 (en) 2007-04-03
WO2001058758A2 (en) 2001-08-16
AU2001260982A1 (en) 2001-08-20
EP1257465A2 (en) 2002-11-20
RU2002124855A (ru) 2004-02-10
JP2003523870A (ja) 2003-08-12
BR0108781A (pt) 2002-11-19
AU2001260981A1 (en) 2001-08-20
CZ20023097A3 (cs) 2003-03-12
US6931247B2 (en) 2005-08-16
KR20020086538A (ko) 2002-11-18
RU2002124856A (ru) 2004-02-10
MXPA02007883A (es) 2004-10-15
EP1257466A2 (en) 2002-11-20
CN1420828A (zh) 2003-05-28
KR20020086532A (ko) 2002-11-18
WO2001058757A2 (en) 2001-08-16
CA2400022A1 (en) 2001-08-16
WO2001058756A3 (en) 2002-01-03
JP2003523871A (ja) 2003-08-12
US20030141409A1 (en) 2003-07-31
WO2001058757A3 (en) 2002-05-02
WO2001058756A9 (en) 2002-10-31
CA2400041A1 (en) 2001-08-16
BR0108782A (pt) 2003-07-01
CN1420829A (zh) 2003-05-28
JP2003522509A (ja) 2003-07-22
CA2400048A1 (en) 2001-08-16
AU2001262907A1 (en) 2001-08-20
WO2001058756A2 (en) 2001-08-16
WO2001058758A3 (en) 2002-05-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ20023094A3 (cs) Způsob řízení letadla
KR100878646B1 (ko) 통신 시스템
Karapantazis et al. Broadband communications via high-altitude platforms: A survey
US7997532B2 (en) Airborne power station
US20120091267A1 (en) adaptive tail assembly for solar aircraft
US20170033458A1 (en) Multi-Beam Antenna System
KR20030016248A (ko) 액티브 안테나 통신 시스템
US20090230237A1 (en) Apparatus and method for making optimal use of a photovoltaic array on an airborne power system
EP1364872A2 (en) Aircraft
Ilcev Stratospheric communication platforms as an alternative for space program
Lisoski et al. Aircraft control system
Relekar et al. Airships as a low cost alternative to communication satellites
Ilcev et al. Development of stratospheric communication platforms (SCP) for rural applications
Chabbouh et al. UAV-Assisted HAPS in Intelligent Transportation Systems under Wind Disturbances