JP2019531978A - ハーネス構造が船体の周りに締結されている飛行船の建造および方法 - Google Patents

Abstract

長手方向軸（１’）および前端部（４）および後端部（５）を伴って細長い気体入り可撓性船体（２）を含む空気より軽い飛行船（１）において、ハーネス構造（３）が、船体（２）の外側に当接しており、船体（２）を混乱させることはなくかつ船体（２）を貫通して延在することはなく、ハーネス構造（３）が屈曲可能な材料で製造され、飛行船（１）の前進方向推力のためのプロペラエンジン、プロペラエンジン１０に対して電力を提供するための再充電可能バッテリ（１１）、およびバッテリ（１１）を再充電するための電力を提供するためのソーラーパネルを担持している、空気より軽い飛行船。

Description

本発明は、空気よりも軽い飛行船、特に成層圏用飛行船に関する。

軽量かつ高強度の材料の近年の開発により、成層圏飛行船の生産への関心が助長されてきている。特に、成層圏内で使用するための空気より軽い飛行船は、遠隔通信および監視におけるハブとして使用するために注目度が高まっている。しかしながら、成層圏内の条件は、材料に対しいくつかの厳しい要件を課す。その上、成層圏内で飛行船を長期使用するには、太陽光からエネルギを収集する必要があり、このことが飛行船の重量を増大させ、こうして飛行船のサイズに比較した飛行船自体の重量ならびに可能な吊り重量にいくつかの厳しい制限が加わることになる。飛行船自体の重量には表面積と共に増大する傾向がある一方、揚力は体積と共に増大することから、飛行船のサイズを増大させることでこの問題は克服される。しかしながら、大型の飛行船には、コストおよび実用性に関する問題が関与する。小型の成層圏飛行船を提供する問題は、実用上はなお未解決のままである。

飛行船についての一般的論述は、非特許文献１（Ｇ．Ａ．Ｋｈｏｕｒｙ著：「飛行船技術」（Ｃａｍｂｒｉｄｇｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ Ｐｒｅｓｓ１９９９、第２版２０１２年））中に見られる。成層圏飛行船については、例えばＲａｖｅｎ Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓ（ｈｔｔｐ：／／ｒａｖｅｎａｅｒｏｓｔａｒ．ｃｏｍ）の子会社であるＡｅｒｏｓｔａｒ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ社において、そしてＳｏｕｔｈｗｅｓｔ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ＩｎｓｔｉｔｕｔｅおよびＵＳ ＡｉｒＦｏｒｃｅ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｌａｂと共同で、さまざまな実験が進められている。別の積極的な会社は、アリゾナ州のＮｅａｒ Ｓｐａｃｅ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｎｓｃ．ａｅｒｏ）である。ＵＳ Ａｉｒ Ｆｏｒｃｅ ＩＳＩＳプロジェクトには、太陽電池を用いる成層圏飛行船が含まれている。

Ｌｏｃｋｈｅｅｄ Ｍａｒｔｉｎ Ｈｉｇｈ Ａｌｔｉｔｕｄｅ Ａｉｒｓｈｉｐプログラムの概観は、ｈｔｔｐ：／／ｅｎｕ．ｋｚ／ｒｅｐｏｓｉｔｏｒｙ／２０１３／ＡＩＡＡ−２０１３−１３６２．ｐｄｆで公開された非特許文献２（ＡｎｄｒｏｕｌａｋａｋｉｓおよびＪｕｓｙ著：２０１３インタネット刊行物「Ｈｉｇｈ Ａｌｔｉｔｕｄｅ Ａｉｒｓｈｉｐ（ＨＡＡ^TM）プログラムの現状と計画」）中で示されている。

飛行船の建造に関しては、さまざまな提案が存在する。２０世紀の大型飛行船は内部骨格を有していた一方、重量節約のために骨格を回避するというのがむしろ傾向となっている。代替案として、外側骨格が、例えば、動力装置、ゴンドラおよび尾部ユニットのために使用される外部軽量骨格を形成する螺旋卷回された引張バンドを開示する特許文献１（米国特許出願公開第２００６／１９２０４８号明細書）中で提案されている。ゴンドラを保持するための船体の周りのストラップという考えは、非常に古いものであり、すでに１９１０年から特許文献２（仏国特許発明第４１７６４９号明細書）中で開示されている。船体の周りの可撓性バンドとは対照的に、Ｂｏｉｎｇによる特許文献３（米国特許第８１４１８１４号明細書）は、上向き推力を伴うヘリコプタの原理にしたがって使用される二重ロータのための軟式飛行船の周りの剛性フレームを開示している。

しかしながら、改善の必要性がなおも存在している。特に、小型成層圏飛行船のための実用的な低コストの技術的解決法に対するニーズが存在する。

米国特許出願公開第２００６／１９２０４８号明細書 仏国特許発明第４１７６４９号明細書 米国特許第８１４１８１４号明細書

Ｇ．Ａ．Ｋｈｏｕｒｙ著：「飛行船技術」（Ｃａｍｂｒｉｄｇｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ Ｐｒｅｓｓ１９９９、第２版２０１２年） ＡｎｄｒｏｕｌａｋａｋｉｓおよびＪｕｓｙ著：２０１３インタネット刊行物「Ｈｉｇｈ Ａｌｔｉｔｕｄｅ Ａｉｒｓｈｉｐ（ＨＡＡTM）プログラムの現状と計画」

したがって、飛行船、特に小型成層圏飛行船に対し改良を加えることが本発明の目的である。この目的は、以下でより詳細に説明されている飛行船により達成される。

飛行船は、飛行船が空気よりも軽くなるようにヘリウムまたは水素ガスが充填されるタイプのものである。気体入り可撓性船体は、長手方向軸を伴い、かつ前端部を有する前方部分および尾部にある後端部を伴って細長い軟式飛行船を形成する。例えば、長手方向軸は対称軸であり、船体はこの軸を中心として回転対称である。

船体の周りのハーネス構造は、船体を混乱させずそれにより漏出のリスクを最小限に抑えるように、太陽電池、バッテリ、プロペラエンジンおよび電子機器を担持するために使用される。したがって、ハーネス構造は、船体材料を貫通して延在せず、船体の外側と当接しているにすぎない。

ハーネス構造は、屈曲可能な材料で製造されるかまたは、構造の主要構成要素として屈曲可能な材料を含み、こうしてハーネス構造は、必ずしも伸縮可能ではないものの船体の形状に可撓的に適応するようになっている。

いくつかの実施形態において、ハーネス構造は、船体の周りおよび長手方向軸の周りでリングとして延在している屈曲可能なリングベルトを含む。リングベルトは、前端部から一定の距離のところ、例えば船体の全長２５％〜５０％に対応する距離のところに具備され、この長さは長手方向軸に沿って測定されている。

いくつかの実施形態において、リングベルトは、船体および内部の気体体積に対する弾性圧力を防止するため伸縮不能であるが、他の実施形態では、リングベルトの少なくとも一部分が弾力的に伸縮可能にされていて船体のサイズが変化した場合でも船体上にぴったり適合するようになっている。異なる実施形態は、異なる目的に役立ち、所望される条件に左右される。弾性材料は冷却された場合に物性が変わることから、成層圏飛行船については、弾力的に伸縮可能なハーネスを設計するときに環境の低温を考慮に入れなければならない。

ハーネス構造、例えばリングベルトまたはサイドバンドまたはその両方共が、
− プロペラエンジンまたは多数のプロペラエンジン、
− バッテリ、
− 例えばパネル、特に可撓性パネル上に具備される太陽電池、
− システムの全体的作動を制御するための制御モジュール、
のうちの少なくとも１つを締結し支持するために使用される。

例えば、バッテリは、正常動作で配向されたとき船体の下側にある場所に具備される。例えば、制御モジュールによる制御には、充電手順、電源の機能および／または１つまたは複数のエンジンならびにステアリングの作動が含まれる。

典型的には、２つのプロペラエンジンが、船体の両側に１つずつ具備される。エンジンがハーネスに近接して、例えば船体からの距離が、エンジンの位置における船体直径の半分未満さらには４分の１未満のところに具備されていることが有利である。例えば船体から船体の一方の側にある第１のプロペラエンジンまでの距離は、第１のプロペラから船体のもう一方の側にある第２のプロペラまでの距離の半分未満、さらには４分の１未満である。例えば、船体からプロペラまでの距離は、プロペラのサイズの２倍未満である。

ステアリングは、方向性が調整可能なテールフィンまたはサイドフィンによって達成可能である。しかしながら、軽量飛行船については、フィンは任意には調整不能で方向が固定されており、それを接着により船体に締結することが可能になっている。代替的には、フィンは、ハーネス構造に取付けられている。フィンが調整不能である場合、プロペラエンジンは有利にも、前進方向に牽引しながら推力をわずかに上向きまたは下向きに導くため角度を調整することができる。

任意には、ハーネス構造は、屈曲可能なサイドバンドを含む。例えば、これらのサイドバンドはリングベルトに締結され、リングベルトから船体の尾部まで、例えば後端部まで、船体の外側に沿って延在する。典型的には、サイドバンドは、船体の相対する側に対称的に具備される。任意には、サイドバンドは、ハーネス構造の形状安定性を提供するために伸縮不能である。尾部特に後端部は、リングベルトが有利にも具備される船体の中央部分よりも狭いことから、ハーネス構造上の推進ユニットによる前進方向の牽引によって尾部はリングベルトと共に船体上を摺動させられることなく牽引されることになる。

いくつかの実施形態においては、電流を導くため、導電体がハーネス構造、例えばサイドバンドまたはリングベルトまたはその両方の材料中に統合されている。導電体は、
− 太陽電池とバッテリの間、
− バッテリとエンジンの間、
− 太陽電池とエンジンの間、
のうちの少なくとも１つのために使用される。

例えば太陽電池パネル上の太陽電池、バッテリおよび１つまたは複数のプロペラエンジンが、ハーネス構造の屈曲可能な材料中に統合されている導電体によって電気的に相互接続されていることが有利である。特に、例えばサイドバンドまたはリングベルトまたはその両方を含めたハーネス構造の材料が、任意には製織されたまたは編組されたヤーン（yarn、織り糸）を含む織物材料である場合、有利である。この場合、導電体は潜在的に材料の一部として提供され、例えばヤーンと交織されるかまたは材料中に編組または刺繍される。代替的には、導電体は、ハーネス構造、例えばサイドバンドおよび／またはリングベルトの材料上に印刷または積層される。

導電体は同様に、電子的構成要素、特に制御ユニットの間の電子信号のためにも使用され得る。任意には、導電体は同様に、１つ以上の制御ユニットと、
− バッテリ、
− 太陽電池、および
− １つまたは複数のエンジン、
との間でデジタルデータ信号を伝送するためのデジタルデータバスを含む。

デジタル信号については、導電体に対する代替案として光電子部品を使用することができる。例えばデジタル光信号の伝送のための導光材を、例えば可撓性導光材をハーネス織物材料中に交織することによって、ハーネス構造中に統合することができる。代替的には、導光材は、ハーネス構造の表面に締結される。

以下で明らかになるように、さまざまな構成要素がハーネス構造により支持されており、船体からは独立している。船体はこれらの構造により混乱されず、漏出のリスクは最小限に抑えられる。有利には、構成要素は、船体を取り囲むハーネス構造によってのみ船体に取付けられている。これにより、船体とは別個に全ての必要な構成要素と共にハーネス構造を生産することが可能となる。例えば、ハーネス構造全体が提供され、少なくとも部分的に膨張させられた船体が、飛行船の離陸前の最終段階としてハーネス構造内に挿入される。代替的には、ハーネス構造は、少なくとも部分的な膨張の後、船体の周りに締結される。

典型的には、導電体は、可撓性ワイヤであり、ハーネス構造のファブリックは、ワイヤとバッテリまたは太陽電池またはエンジンとの間に電気的接続が存在する接触場所を含む。例えば、ワイヤは、これらの接触場所において局所的にのみファブリック外に延在している。

典型的には、可撓性ワイヤは伸縮不能である。ただし、ワイヤは、伸縮可能な導電体を提供するために蛇行して形成され得る。織物材料が伸縮可能である場合、特にワイヤよりも伸縮性が高い場合、ファブリック材料と導電体の間の構造的整合の選択肢として、伸縮可能な導電体として使用される蛇行形状のワイヤが含まれる。

伸縮可能なハーネス構造が所望されるいくつかの実施形態において、ファブリックは、ハーネス構造を弾力的に伸縮可能にするためにエラストマを含む。

さらなる任意の特徴として、リングベルトには、リングベルトと協働しリングベルトの長さを短縮する方向でリングベルトに対して収縮性張力を提供するように構成されたリングベルトテンショナが具備される。この特徴は、リングベルトが船体から緩んだ状態となるリスクを最小限に抑える調整可能なメカニズムを生み出す。このようなテンショナは同様に、リングベルト自体に伸縮性材料を必要とせずに船体サイズの変化の場合にリングベルトの直径を調整することを可能にする。この特徴は同様に、日中および夜間の気体の温度変化に起因する船体の体積変動に対応するためにも有用である。

考えられる実用的実施形態において、リングベルトテンショナは、リングベルト上の第１の場所に締結された第１の剛性アーム、リングベルト上の第２の場所に締結された第２の剛性アーム、および第１の剛性アームを第２の剛性アームに連結し、リングベルト上の第１および第２の場所を互いに向かって牽引するための弾力的収縮力を提供する収縮する弾力要素を含む。

具体的な一実施形態において、第１および第２の剛性アームはリングベルトから外向きに延在し、リングベルトから遠隔したアーム連結部において手作業で連結され、こうして第１および第２の場所とアーム連結部は三角形を形成するようになっており、収縮する弾力要素はこの三角形の内側に具備されている。

任意には、エンジンは、例えばアーム連結部で第１または第２の剛性アームまたはその両方に締結されている。

有利には、太陽電池は、船体材料の表面に締結されない。むしろ、太陽電池は、ハーネス構造にのみ締結されている。例えば、太陽電池は、船体材料には締結されているものの船体材料の表面には締結されていない可撓性太陽電池パネルを形成するように、基本ファブリックに締結される。任意には、基本ファブリックは、太陽電池から船体への熱放散を最小限に抑えるため基本ファブリックと船体の間で例えば発泡材層などの断熱層に締結される。このような３重構造は同様に、有利には、ハーネス構造、特にリングベルトまたはサイドバンドまたは両方に締結されこれらにより支持される。

典型的には、ハーネス構造は、船体表面と当接し、それを少なくとも部分的に包囲するが、船体の表面材料に接着されない。こうして、ハーネス構造と船体表面の間にはいかなる接着剤も他の接着材料も使用されず、船体に対するハーネス構造の何らかの締結のために船体が混乱させられることはない。むしろ、船体がハーネス構造内に挿入されるかまたはハーネス構造が船体の周囲に敷設され、ハーネス構造は、外部船体表面とハーネス構造の内部表面の間の圧力によりハーネス構造の内側に船体を固定している。こうして、薄く軽量であることが望まれる船体材料には最小限の応力しか加わらない。これは同様に、船体をハーネス構造から容易に取外し交換することができ、ハーネス構造は給電、電力貯蔵、エンジンおよび制御ユニットと一体化されたユニットとして保たれる、ということも暗に意味している。

例えば、空気より軽い飛行船は、以下の方法にしたがって提供される。細長い船体には長手方向軸が具備され、船体は気体で膨張させられる。船体とは別個に、ハーネス構造が屈曲可能な材料で製造される。船体を膨張させた後に初めて、船体の周りにハーネス構造が位置付けされ、こうしてハーネス構造は、船体を混乱させることなくかつ船体を貫通して延在することなく船体の外側と当接していることになる。

例えば船体の周りにハーネス構造を組付ける前に、ソーラーパネルはハーネス構造にしっかり固定される。同様に、このような組付けに先立ち、または代替的には組付けの後、飛行船の前進方向推力のための１つ以上のプロペラエンジンがハーネス構造にしっかり固定される。典型的には、船体の２つの相対する側の各々の上に１つずつの２つのプロペラエンジンが使用される。ソーラーパネルの太陽電池により再充電可能なバッテリも同様に、１つまたは複数のプロペラエンジンに対して電力を提供するためにハーネス構造に取付けられる。有利にはハーネス構造の屈曲可能な材料中に統合された導電体が、太陽電池パネル、バッテリおよび１つまたは複数のプロペラエンジンを電気的に相互接続している。

いくつかの具体的実施形態において、ハーネス構造は、ベルト締結具が具備された２つの相対する端部を含む屈曲可能なリングベルトを有する。船体の膨張後、ハーネス構造は、リングベルトが船体の周りおよび船体の長手方向軸の周りでリングとして延在するような形で２つのベルト締結具を相互連結することによって船体の周りにしっかりと固定される。

ハーネス構造の組付け中における船体浮力の制御困難を回避するため、船体には、少なくとも１つが空気用で少なくとも１つがヘリウムまたは水素用である少なくとも２つの別個の体積へと船体を分割するため、船体の内部に気嚢が具備される。空気体積そして任意には同様に水素またはヘリウムについての他の体積は、船体の周りにハーネス構造をしっかり固定する前に膨張させられる。

本発明について、図面を参照しながら、さらに詳細に説明する。

ａ）船体を伴う、およびｂ）船体を伴わないハーネス構造を備えた空気より軽い飛行船を例示する。 ａ）船体を伴う、およびｂ）船体を伴わないハーネス構造を備えた代替的な空気より軽い飛行船を例示する。 プロペラおよびテンショナをより詳細に示す。 統合された導電体を伴うハーネス構造の概略図である。 ハーネスリボンの拡大図を示す。 密封されたコネクタを示す。 太陽電池パネルの概略図である。 船体上に組付ける前のハーネス構造を例示する。

図１ａは、空気より軽い飛行船１を例示する。この飛行船は、長手方向軸１’を伴う閉鎖された細長い軟式飛行船を形成する可撓性船体２を含む。飛行船１は、前端部４と、飛行船１の後端部またはその近くに安定性と任意にはステアリングをも同様に目的とするフィン６を伴う尾部とを有する。軟式飛行船は気体、典型的にはヘリウムまたは水素ガスを格納する。船体材料は、可撓的に屈曲可能であるものの伸縮不能である場合、膨張された時点で高度の安定性を船体に付与する。船体２のための典型的な材料は、気密性フィルムと組合わせた補強用繊維材料の積層品である。中でも国際特許公開第２０１４／００９３１４号、米国特許第７７１３８９０号または米国特許第６０７４７２２号中で論述されているように、さまざまな提案が存在する。

船体２は、図１ｂに分離した状態でより良く示されているハーネス構造３によって部分的に包囲されている。ハーネス構造３は、船体２の外側と当接している。ハーネス構造３は、船体２および長手方向軸１’の周りでリングとして延在する屈曲可能なリングベルト７を含む。屈曲可能なサイドバンド８がリングベルト８に締結され、リングベルト７から後端部５まで船体２の外側に沿って延在する。これらのサイドバンド８は任意であり、いくつかの実施形態においては、回避される。ハーネス構造は、任意には１つ以上のさらなるリングベルト７’も含んでいる。

任意には、リングベルト７および／またはサイドバンド８は、船体および内部の気体体積上の弾性圧力を防止するため、伸縮不能である。代替的には、リングベルト７および／またはサイドバンド８は、船体２が例えば気体の温度変化に起因してサイズを変えようとしている場合でさえ、船体２上にぴったりと適合するように、弾力的に伸縮可能にされる。異なる実施形態が異なる目的に役立ち、所望の条件により左右される。

飛行船１は同様に、電動プロペラエンジン１０によって駆動される２つの電動前進方向性プロペラ９も含んでいる。プロペラエンジン１０は、例えば、船体２の下位の場所でハーネス構造３に対し締結された再充電可能バッテリ１１からの電流によって駆動され、こうしてバッテリはその重量に起因して飛行船１の一定の配向を促進するようになっている。正常動作中は上向きであるかまたは上方に傾斜した位置になる船体２の反対側に、飛行船１は、日光が太陽電池パネル１２の太陽電池１２’上に降り注ぐ日中にバッテリ１１を充電するための太陽電池パネル１２を含む。

図２ａおよび図２ｂは、代替的なハーネス構造３を例示する。ハーネス構造３は、リングベルト７に締結されたさらなるサイドバンド８ａを含み、このサイドバンドは、プロペラエンジン１０も同様に締結されているリングベルト７上の位置から延在している。プロペラエンジン１０が前進方向に牽引する時、さらなるサイドバンド８ａは後端部５も同様に牽引し、リングベルト７を変形させる傾向があると考えられるプロペラエンジン１０のマウントからの力を最小限に抑える。さらなる潜在的安定性を得るため、任意には、リングベルト７から前端部４の周囲に延在するフロントバンド８ｂも具備される。プロペラエンジン１０が後進方向に機能する場合、このようなフロントバンド８ｂは、ハーネス構造３が船体２から摺動して外れないようしっかり固定する。

図７に例示された任意の実施形態において、太陽電池１２’は基本ファブリック１９に締結され、このファブリックは任意には、太陽電池１２’から船体２への熱放散を最小限に抑えるため、基本ファブリック１９と船体２の間の断熱発泡材層２０に締結されている。太陽電池１２’は、例えば太陽電池配線などの太陽電池パネル１２上のパネル導電体２６により電気的に相互接続されている。

太陽電池１２’からバッテリ１１へ、およびバッテリ１１からプロペラエンジン１０へ、そして任意には太陽電池１２’から直接プロペラエンジン１０への電流は、図４に最も良く例示されているように、ハーネス構造３中、例えばリングベルト７中に統合されている導電体１３を通して伝導される。例えば、リングベルト７、そして潜在的にはサイドバンド８も、製織または編組された材料で製造され、この材料中に導電体１３が交織される。可撓性導線１３’が統合され交織された製織リボンの一例が、図５に例示されている。

以下では、さらなる実用的な例示的実施形態を示す図６をさらに参照する。ワイヤ１３’に対する電気的接触が求められる場所２１には、密封型コネクタ２１が提供され、このコネクタは、ケーブル２２を伴う雄部品２１Ａと雄部品２１Ａを収容するための雌部品２１Ｂを含んでいる。雌部品２１Ｂは、ワイヤ１３’に対し電気的に接続され、密封用材料２４、典型的にはポリマ樹脂によって場所２１に密封される。雄部品２２Ａは、例えば太陽電池１２’、バッテリ１１またはプロペラエンジン１０に連結されたケーブル２３の端部を形成している。典型的には、太陽電池１２’、バッテリ１１またはプロペラエンジン１０に対するこのような連結部は、さまざまな電気的および電子的構成要素の適切な作動を保証しその相互作用を連係させるユニットを制御する目的で連結されている。

交織の代替として、導電体は例えば積層または印刷により、ハーネス構造の材料上に具備される。導電体１３がこれらの技術により材料の主に取外不能な部品となっていることから、これもまた、ハーネスの材料中に導電体を統合する一つの方法である。

図３に例示されているように、リングベルト７は、リングベルト７に対する収縮性張力のためのリングベルトテンショナ１４を含む。この力は、リングベルトの長さを短縮させて、リングベルト７を船体２の外部表面上にきつく保持する傾向をもつような力である。このようなリングベルトテンショナ１４は、温度シフトに起因する船体の体積変動を補償するのに使用される。対応する長さ変動は典型的に、リングベルトの長さのおよそ数パーセント、例えば５％未満または２％未満である。

リングベルトテンショナ３０は、リングベルト７上の第１の場所１６Ａに締結された第１の剛性アーム１５Ａとリングベルト７上の第２の場所１６Ｂに締結された第２の剛性アーム１５Ｂとを含む。第１の剛性アーム１５Ａおよび第２の剛性アーム１５Ｂは、第１の剛性アーム１５Ａを第２の剛性アーム１５Ｂに連結させリングベルト７上の第１の場所１６Ａおよび第２の場所１６Ｂを互いに向かって牽引するための弾力的収縮力を提供する弾力性収縮要素１７に連結されている。例示されているように、第１の剛性アーム１５Ａおよび第２の剛性アーム１５Ｂはリングベルト７から外向きに延在し、リングベルト７から遠隔のアーム連結部１８において相互に連結されている。第１の場所１６Ａおよび第２の場所１６Ｂおよびアーム連結部１８は三角形を形成し、ここで、収縮する弾力性要素１４はこの三角形の内部に具備される。現在の例示において、船体からのプロペラエンジン１０の距離は、およそプロペラ９の長さである。

例えば、収縮する弾力性要素１４は、ロッド１４Ｂが中に弾力的に延在するスリーブ１４Ａ内部のコイルばね（図示せず）である。スリーブ１４Ａおよびロッド１４Ｂは、それぞれ第１および第２のアーム１５Ａおよび１５Ｂに連結されている。

ハーネス構造３は、それが船体２を混乱させず船体２を貫通して延在することもなく電気システム全体を担持するという意味で、自律的構造である。例えば、ハーネス構造３は、船体の膨張後に船体上に組付けられる完全なエンティティとして提供される。利点は、船体が、船体材料とハーネス構造３の間に皺を発生させるリスクなく自由に膨張し得るという点にある。したがって、膨張後の船体２に対するハーネス構造３の取付けは、船体２に対する損傷のリスクを最小限に抑え、船体２の材料中に脆弱な点を作り出すリスクを最小限に抑える。

例えば、ハーネス構造３は、太陽電池パネル１２および導電体１３がハーネス材料中に統合されているほぼ完全な構造として提供される。図８に一例が示されている。この実施形態のハーネス構造３は、リングベルト７およびさらなるリングベルト７’を含むが、サイドバンドは一切含まない。２つのリングベルト７、７’は、間にソーラーパネルを締結しており、このソーラーパネル内には、導電性のパネル導電体２６ならびに温度および電気的負荷などのパラメータを測定するための任意の電子的構成要素２９が統合されている。バッテリおよびプロペラエンジン１０に補給を行なう電流用の、パネル導電体１６、例えば太陽電池配線は、リングベルト７内に統合される導電体１３に対して電気的に接続される。リングベルト７は同様に、プロペラエンジン、バッテリの充電および放電、および／または太陽電池パネル１２上の太陽電池１２’の電気的制御のための制御ユニット２５も担持している。例えば、制御ユニット２５は、太陽電池１２’の性能測定値および温度などのパラメータ値を受信するため電子的構成要素２９に対して導電体１３’によって電子的に接続されている。任意には、測定値用の導電体１３’は、デジタルデータバスである。さらなる選択肢として、さらなるリングベルト７’も同様に、ハーネス材料中に統合された導電体を有する。

ハーネス構造３が膨張した船体２内に締結された時点で、リングベルト７およびさらなるリングベルト７’は、船体２の周りにリングとして閉鎖される必要がある。これは、リングベルト７、７’の端部に取付けられ組合せ時に例えば相互連結用締結ストラップ２８を使用することによってリングベルトをリング構造へと閉鎖するベルト締結具２８により達成可能である。この原理は、同じく「ハーネス（装着帯）」なる用語で表現される馬に対する鞍の締結と類似するものである。

任意には、締結ストラップ２８は、特に例えば成層圏などの高高度への飛行船１の上昇中に、リングベルト７の長さを弾力的に調整するため、弾力的に伸縮可能である。このような弾力的に伸縮可能な締結ストラップ２８は、ベルトテンショナ３０に対する代替案として、またはそれに加えて使用可能である。

プロペラエンジン１０は、膨張した船体２に対するハーネス構造３の締結に先立ちベルト７に予備締結され得る。代替的には、プロペラエンジン１０は、膨張した船体２に対するハーネス構造３の締結後にリングベルト７に締結される。任意には、バッテリ１１も同様に、船体２に対するハーネス構造３の組付け後にハーネス構造３に締結される。原則として、太陽電池１２は、膨張した船体２の周りにリングベルト７、７’を締結した後にリングベルト７’、７’に対し取付け可能であるが、いくつかの実施形態においては、リング７、７’に、ソーラーパネル１２がすでにしっかり固定され電気的に接続されているハーネス構造３を提供することが好ましい。これにより、締結中のリング７、７’間の正しい距離が守られ、同時に、ソーラーパネル１２とリングベルト７間の電気的および電子的接続の提供も容易になる。

例えば、完全な組付け手順のために、船体２は完全に膨張させられ、リングベルト７、７’を含むハーネス構造３およびソーラーパネル１２は、船体に対し周囲で締結され、プロペラエンジン１０およびバッテリ１１は、任意の追加のペイロードと同様に、後続するステップにおいてリングベルトに締結され電気的に接続される。原則として、さらなるステップは全く必要でない。

飛行船１用ペイロードの例としては、カメラ、アンテナおよび送受信機であり、任意には、遠隔通信および監視用である。

１ 飛行船
１’ 飛行船の長手方向軸
２ 可撓性船体
３ ハーネス構造
４ 飛行船１の前端部
５ 飛行船１の後端部
６ 後端部５のフィン
７ ハーネス構造３のリングベルト
７’ 任意のさらなるリングベルト
８ ハーネス構造３のサイドバンド
８ａ エンジン９の位置から後端部５まで延在するさらなるサイドバンド
８ｂ リングベルト７から前端部４の周りに延在するフロントバンド
９ プロペラ
１０ プロペラエンジン
１１ バッテリ
１２ 太陽電池パネル
１２’ 太陽電池
１３ 導電体
１３’ 導電体としてのワイヤ
１３’’ データバス
１４ 収縮する弾力性要素
１４Ａ 収縮する弾力性要素のスリーブ
１４Ｂ スリーブ１４Ａ内に弾力的に延在するロッド
１５Ａ 第１の場所１５Ａに締結された第１の剛性アーム
１５Ｂ 第２の場所１６Ｂに締結された第２の剛性アーム
１６Ａ リングベルト７上の第１の場所
１６Ｂ リングベルト７上の第２の場所
１７ 第１の剛性アーム１５Ａを第２の剛性アーム１５Ｂに連結する弾力性収縮要素
１９ 太陽電池が締結される基本ファブリック
２０ 基本ファブリックが締結される断熱用発泡材
２１ 導電体１３／ワイヤ１３^*に対する電気的接触のための場所
２２ コネクタ
２２Ａ コネクタ２２の雄部品
２２Ｂ コネクタ２２の雌部品
２３ 雄部品にあるケーブル
２４ 場所２１にある密封用材料
２５ コントローラ
２６ パネル導電体、例えば太陽電池配線
２７ ベルト締結具
２８ ベルト締結具２７上のストラップ
２９ 太陽電池パネル１２上のパラメータ測定用の電子的構成要素
３０ リングベルトテンショナ

Claims (20)

1. 長手方向軸（１’）および前端部（４）および後端部（５）を伴って細長い気体入り可撓性船体（２）を含む、空気より軽い飛行船（１）において、ハーネス構造（３）が前記船体（２）を混乱させることなくかつ前記船体（２）を貫通して延在することなく前記船体（２）の外側に当接しており；前記ハーネス構造（３）が屈曲可能な材料で製造され、前記飛行船（１）の前進方向推力のためのプロペラエンジン（１０）、前記プロペラエンジン（１０）に対して電力を提供するための再充電可能バッテリ（１１）、および前記バッテリ（１１）を再充電するための電力を提供するためのソーラーパネルを担持している、空気より軽い飛行船（１）。
2. 前記太陽電池パネル（１２）、前記バッテリ（１１）、前記プロペラエンジン（１０）が、前記ハーネス構造（３）の前記屈曲可能な材料の中に統合された導電体（１３）によって電気的に相互接続されている、請求項１に記載の飛行船。
3. 前記ハーネス構造（３）の前記屈曲可能な材料が、織物材料の一部として前記導電体が間に提供されているヤーンを含む織物材料である、請求項２に記載の飛行船。
4. 前記導電体が、前記ヤーンと交織されたまたは前記織物材料中に編み込むか刺繍されたワイヤである、請求項３に記載の飛行船。
5. ファブリックが、前記ワイヤと前記バッテリまたは前記太陽電池または前記エンジンとの電気的接続が存在する接触場所を含み、これらの場所において前記ワイヤが前記ファブリック外に局所的にのみ延在している、請求項３または４に記載の飛行船。
6. 前記導電体（１３）が前記ハーネス構造（３）の前記屈曲可能な材料上に印刷されるかまたは積層されている、請求項２に記載の飛行船。
7. 前記導電体が、制御ユニット（２５）と前記バッテリ（１１）、前記太陽電池パネル（１２）および前記プロペラエンジン（１０）の間でデジタルデータを伝送するためのデジタルデータバス（１３’）も含んでいる、請求項２ないし６のいずれか１項に記載の飛行船。
8. 前記ハーネス構造（３）が、前記船体（２）の周りおよび前記長手方向軸（１’）の周りにリングとして延在し、前記太陽電池パネル（１２）を担持している屈曲可能なリングベルト（７）を含む、請求項２ないし６のいずれか１項に記載の飛行船。
9. 前記リングベルト（７）が、前記導電体（１３）が中に統合されるリングベルト材料でできており、前記導電体は、前記太陽電池パネル（１２）と前記バッテリ（１１）を電気的に相互接続している、請求項８に記載の飛行船。
10. 前記リングベルト（７）が、プロペラエンジン（１０）も担持しており、前記リングベルト材料の中に統合された前記導電体（１３）が、前記プロペラエンジン（１０）に対し電気的に接続されている、請求項９に記載の飛行船。
11. 前記ハーネス構造（３）が前記リングベルト（７）まで一定の距離のところにさらなるリングベルト（７’）を備え、前記ソーラーパネル（１２）が前記リングベルト（７）から前記さらなるリングベルト（７’）まで延在し、両方のリングベルト（７、７’）に締結される、請求項９または１０に記載の飛行船。
12. 前記リングベルト（７）には、前記船体（２）の体積変動に対応するため前記リングベルト（７）の長さを短縮させる方向で前記リングベルト材料に対して収縮性張力を自動的かつ弾力的に提供するように構成されたリングベルトテンショナ（３０）が具備されている、請求項８ないし１１のいずれか１項に記載の飛行船。
13. 前記リングベルトテンショナ（３０）が、前記リングベルト（７）上の第１の場所（１６Ａ）に締結された第１の剛性アーム（１５Ａ）と、前記リングベルト（７）上の第２の場所（１６Ｂ）に締結された第２の剛性アーム（１５Ｂ）と、前記第１の剛性アーム（１５Ａ）を前記第２の剛性アーム（１５Ｂ）に連結し、前記リングベルト（７）上の前記第１の場所（１６Ａ）および前記第２の場所（１６Ｂ）を互いに向かって牽引するための弾力的収縮力を提供する、収縮する弾力要素（１４）とを備える、請求項１２に記載の飛行船。
14. 前記プロペラエンジン（１０）が前記第１の剛性アーム（１５Ａ）または第２の剛性アーム（１５Ｂ）または両方に締結されている、請求項１３に記載の飛行船。
15. 前記第１の剛性アーム（１５Ａ）および第２の剛性アーム（１５Ｂ）が前記リングベルト（７）から外向きに延在し、前記リングベルト（７）から遠隔したアーム連結部（１８）で相互に連結され、こうして前記第１および第２の場所（１６Ａ、１６Ｂ）と前記アーム連結部（１８）が三角形を形成するようになっており、前記収縮する弾力要素（１４）はこの三角形の内側に具備されている、請求項１２または１３に記載の飛行船。
16. 前記プロペラエンジン（１０）が前記アーム連結部（１８）で前記第１および第２の剛性アーム（１５Ａ、１５Ｂ）に締結されている、請求項１４に記載の飛行船。
17. 空気より軽い飛行船を生産する方法において、長手方向軸（１’）を伴う細長い船体を提供し、前記船体を気体で膨張させるステップと；屈曲可能な材料で作られたハーネス構造（３）を提供するステップと；前記船体を膨張させた後に前記船体の周りに前記ハーネス構造（３）をしっかりと固定し、前記ハーネス構造（３）が前記船体（２）を混乱させることなくかつ前記船体（２）を貫通して延在することなく前記船体（２）の外側と当接しているようにするステップと；前記ハーネス構造（３）に対して、前記飛行船（１）の前進方向推力のためのプロペラエンジン（１０）、前記プロペラエンジン（１０）に電力を提供するための再充電可能バッテリ（１１）、および前記バッテリ（１１）を再充電するための電力を提供するためのソーラーパネルをしっかり固定するステップと、を含む方法。
18. 前記ハーネス構造（３）の前記屈曲可能な材料の中に統合された導電体（１３）を提供するステップと、前記導電体（１３）によって前記太陽電池パネル（１２）、前記バッテリ（１１）および前記プロペラエンジン（１０）を相互連結するステップと、を含む、請求項１７に記載の方法。
19. 前記船体の周りに前記ハーネス構造（３）をしっかり固定する前に、前記ハーネス構造（３）にしっかりと固定された前記ソーラーパネルを前記ハーネス構造（３）に具備するステップを含む、請求項１７に記載の方法。
20. ベルト締結具（２７）が具備された２つの相対する端部を含む屈曲可能なリングベルト（７）を前記ハーネス構造に具備するステップと、前記船体の膨張後に、前記リングベルト（７）が前記船体（２）の周りおよび前記船体の長手方向軸（１’）の周りでリングとして延在するような形で前記２つのベルト締結具を相互連結することによって前記船体の周りに前記ハーネス構造をしっかり固定するステップとを含む、請求項１９に記載の方法。

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