JP4870758B2 - 電気通信または他の科学目的のプラットフォームとして使用する無人航空機 - Google Patents

Description

本発明は、請求項１のプリアンブルにより、成層圏における所定の高度にて電気通信または他の科学目的のプラットフォームとして使用する無人航空機に関する。

ガス入り加圧気球を使用して、成層圏において、様々な電気通信および／または監視用のプラットフォームを配備することが、例えば、特許文献１から知られている。

いわゆる低圧気球とは違って、これらの加圧気球は、長期間にわたって成層圏にとどまることができる。第１に日中ずっと、また第２に夜間に、これらの加圧気球がさらされる温度の極端な変化から、このような加圧気球の或る特定の問題が発生する。昼間では、加圧気球の表面が直接の太陽輻射にさらされて、この加圧気球の内部にあるガスが、その太陽輻射により加熱され、それによりガス圧が上昇する。その一方、夜には、周囲温度とガス温度が下がり、それゆえ、この加圧気球内のガス圧も下がる。これにより、高圧を受ける加圧気球の材料と構造にさらに多くの要求が課せられる。このことから、地球に対して、このプラットフォームの高度および位置を維持することもさらに困難となる。

米国特許第５，１０４，０５９号

本発明は、このプラットフォームを支持するガス入り加圧気球を所望の高度と位置に最適なやり方で保つことができ、さらに、このガス入り加圧気球が長い寿命を持つような前述タイプの無人航空機を製作する問題に基づいている。

この問題は、本発明により、請求項１の特徴を持つ航空機を用いて解決される。

本発明による航空機のさらに好ましい実施態様は従属クレームの主題を形成している。

成層圏において膨らんで空気力学的な外形（aerodynamic external shape）を形成する外側気球内に加圧気球が配置され、この加圧気球を取り巻く媒体で満たされた少なくとも１つの低圧または高圧の断熱室を形成し、しかも、この断熱室内で循環する媒体に対して加熱・冷却手段が設けられている本発明による航空機では、極端な温度変化がこの加圧気球内のガス圧に及ぼすマイナスの影響がほぼ回避され、したがって、その航空機を、さらに軽く、かつさらに安価な材料で作ることができ、また、その航空機の寿命が永続的に延びるようにしており、これはまた、そのプロペラを、気球ではなくて、プラットフォームに付けていることにもよる。

地球に対するこのプラットフォームの位置は、加圧気球内のほぼ一定のガス圧と、外側気球の外部の電動式プロペラにより、長期間にわたって、できる限り安定した状態に保たれる。

外側気球は、成層圏において、あるいは地上において膨らまされて、その空気力学的な形状を与えられるだけであるので、本発明による航空機は、金属フレームを持つ公知のツェッペリン型の航空機とは違って、空気が使用され、対流圏を通って２０ｋｍ〜３０ｋｍという所望の高度まで容易に上昇できる。その場合、とりわけこのように上昇する段階では、以下でさらに詳しく説明されるいくつかの問題点を克服しなければならない。

次に、単に略示する形式で示す図面を用いて、本発明をさらに詳しく説明する。

図１は、無人航空機１、特に成層圏における無線通信用および／または他の科学目的のプラットフォーム１０、いわゆる「高高度プラットフォーム」の略図である。これによって、この航空機１は、地球に対して静止位置を採用するように制御されるか、あるいは、例えば、大気圏外の人工衛星に対して飛行静止状態に位置づけられる場合には、地球に対して移動できるようにも構成されることもある。航空機は、電気通信用の送信ステーションとして適しているだけでなく、科学測定目的として、ＴＶ局またはラジオ局用の送信ステーションとして、写真目的に、気象ステーションやさらに多くの用途に適している。航空機１は、ＧＰＳその他の制御装置を装備しており、したがって、航空機１の機内搭載自動誘導機構を使用可能にし、航空機１が、地上の管制センターにより多かれ少なかれ遠隔制御されて、電子的に連絡される。

図１により、航空機１は、すでに２０ｋｍ〜３０ｋｍのという所望の高度にある。これは、風の状態に関して有利である。対応する装置（「ペイロード飛行機（payload plane）」）を装備したプラットフォーム１０は、ガス、好ましくはヘリウムで満たされた加圧気球１１により支持される。一変形例として、気球１１の周りに延びている支持要素１７、例えばベルト、もしくはそれに類するもので、このプラットフォーム１０を支持することが可能である。

有効にカボチャの形または他の形状（「カボチャ形気球」）を取る加圧気球１１は、空気力学的な外形を持つ外側気球１２の中に位置する。外側気球１２は、媒体で満たされており、プラットフォーム１０が、加圧気球１１を用いて、まったく問題なく対流圏を通って所望の高度（特に、２０．７ｋｍの高度）まで導かれさえすれば、外側気球１２が膨らまされて空気力学的な外形を形成する。

外側気球１２は、その後端に、昇降舵ユニット１３と方向舵ユニット１４を装備している。回転する地球に対して、航空機とプラットフォームの位置を維持する手段もある。これらの手段には、航空機の前方推進のため、あるいは航空機安定化のためにも電動式プロペラ１５が含まれており、これは、プラットフォーム１０の外側に取り付けられている。ここで、プロペラ１５は、航空機を、地球表面に対して、つねに同一の中心線にとどめておくために、個別の速度で駆動される。プロペラ１５はまた、プラットフォーム１０に回動自在に設けられ、したがって、前述の目的に両方ともかなっている。本発明による航空機１はまた、コントローラと電子オートパイロット・システムも装備している。

図１と図２Ａに図式的に示されている航空機の変形例では、外側気球に入れて、外側気球を膨らませるために、媒体として外気が使用される。外気で満たされた低圧または高圧の断熱室２０が、加圧気球１１の周りに形成されていて、その断熱室２０の中に外気を送り込んで、循環させる一方、断熱室２０内で循環する空気を熱交換で加熱または冷却させる本発明による手段が備えられ、したがって、加圧気球１１が、いわば、夜間に、また日中に生じる温度差から保護され、また、そのガス圧の変化をできるだけ小さくしている。空気ではなくて、ヘリウムまたは他のガス、もしくは、高い断熱値を持つ発泡タイプの塊（例えば、Ｓｔｙｒｏｐｏｒ（Ｒ））などの媒体も使用できよう。

上記外気は、図２Ａにより、ポンプ２１を用いて、補償タンク２２に送り込まれ、また、そこから供給管路２３を介して断熱室２０に送り込まれ、さらに他のポンプ２４も空気循環のために設けられている。ポンプ２４により断熱室２０からドレン管路２５を介して引き抜かれた空気は、外側気球１２の外部に設けられた冷却ユニット３０と加熱ユニット３１（これも、外側気球１２の外部に設けられた）を通って、供給管路２３中に戻され、次に供給管路を２３を介して、断熱室２０内に戻される。それによって、この冷却ユニット３０と加熱ユニット３１が交互に使用される。

外側気球１２に作用する太陽輻射のために、昼間に断熱室２０内で暖まる空気は、冷却ユニット３０内で冷却されるが、一方、夜間に断熱室２０内で冷える空気は、加熱ユニット３１内で加熱される。このプロセスは、断熱室２０内で循環する空気の温度変動をできるだけ小さくとどめておくように制御される。この目的で、圧力測定装置２６と温度測定装置２７が備えられて、それらの測定装置が、自動調整のために、制御ユニット（さらに詳細には示されてない）に接続されている。

冷却ユニット２２は、冷却媒体として低温（−４０°Ｃ以下）の外気を利用している熱交換器である。すなわち、冷たい空気を、吸気管３０’を通って引き込み、冷却媒体として使用し、かつ、適宜、管３０”を介して再び排気する。

加熱ユニット２１は電気式のものである。太陽エネルギーを使用して電気を発生させ、その目的で、基礎材料がポリエチレンである外側気球１２は、その表面上に、太陽光捕集薄膜（solar collector film）４０を備えている。日中に太陽輻射により発生する電気エネルギーは、バッテリーに蓄積される。

外側気球１２はまた、本発明により、夜間の地球からの赤外線再放射を利用する赤外線捕集薄膜（infrared collector film）４１も備えている。太陽光捕集薄膜４０の内側の赤外線捕集薄膜４１は、好ましくは、厚さ約１２μｍの黒いアルミニウム薄膜、カラーコート、又はそれに類するものでできている。ヘリウム・タンク４３に連絡された外側気球１２と加圧気球１１は両方とも、有利には、透明な可塑材から作られ、外側気球１２のうち、地球に面する内側に赤外線捕集薄膜４１が付けられている。次に、この赤外線は、下から両方の気球を貫通することもあり、それゆえ、温度に関しては、特に夜間に発生する冷却を補償するのに役立つ。

外側でも内側でも、太陽光捕集薄膜と赤外線捕集薄膜は、合成発泡体（フォーム）、例えばポリスチレン（スチロール樹脂）の層で覆われて、この気球表面の過度の加熱がまったく発生しないようにしている。

ヘリウム・タンク４３は、管４９によって加圧気球１１の内部とつながっている。ポンプ４７により、ヘリウムを、この加圧気球１１に送り込むか、あるいは、もう１つのヘリウム入り気球５８に送り込むことができ、その場合、上記気球５８は、プラットフォーム１０に入っているか、あるいは外部にあって、航空機全体のいかなる高度調整にも補償室として役立つ。この制御ユニットに利用できる圧力計４８も管４９中に設けられる。

すでに述べられた外気用の補償タンク２２は、低圧または高圧の断熱室２０において定圧と定容積を保証し、したがって、外側気球１２の空気力学的な外形の維持も保証している。

図２Ｂによる回路図では、図２Ａによる回路図と違って、断熱ガスとして使用されるのは、空気ではなく、ヘリウムである。それゆえ、ヘリウムは、貯蔵容器２２’から断熱室２０に送り込まれる。そうでなければ、図２Ａの場合と同一のユニットが備えられる。これらのユニットには、同一の参照番号が付けられている。それゆえ、これ以上の詳細は与えられないであろう。

それぞれ図２Ａ、図２Ｂ、図３からわかるように、冷却ユニット２２や加熱ユニット２１などのようなあらゆる機器が、プラットフォーム１０に入っている。明らかに、このプラットフォーム１０には、追加の計器やユニット（さらに詳細には示されてない）、例えば、電子機器、バッテリー、制御装置、その他多くの装置のすべてを収容できる。

図３に示される無人航空機１’の変形例では、膨らんで空気力学的な外形を形成できる外側気球１２’もあるが、ただし、ここでは、加圧気球１１の周りに、低圧または高圧の断熱室が２つ（５０、５１）形成されている。外側気球１２’は、外部シース（被覆）５５と内部シース５６とを持ち、外部シース（被覆）５５と内部シース５６との間には、循環する媒体で満たされた１つの第１の断熱室５０が形成されている。この溶液中の上記媒体も、冷却ユニット３０’を用いて冷却され、また、加熱ユニット３１’を用いて加熱されることもある。図２に示されるものと同様に、ポンプ２１’付きの補償タンク２２’、圧力計と温度計も備えられている。

ヘリウムの比重は空気の比重よりも小さいので、この変形例では、媒体としてヘリウムが使用される。このヘリウムは、加圧気球１１に通じているタンク４３’とタンク４３”により供給される。これらのタンクのうち一方のタンク４３’は液体ヘリウムで満たされているが、一方、他方のタンク４３”は気体ヘリウムで満たされている。タンク４３’とタンク４３”はまた、航空機の高度を安定させるために備えられたもう１つのヘリウム入り気球５８にも連絡されている。ポンプ４４がヘリウムを、高圧のかけられたタンク４３”から気球１１に送り込むか、もしくは、気球１１からヘリウムを抜いて、このヘリウムをポンプ４４でこのもう１つの気球５８に送り込むことで、気球１１内の定圧を保証する。このようにして、追加空気を入れたり抜いたりして、航空機１の高度を変えることも原理的に可能である。超過圧力弁４５と圧力計（さらに詳細には示されてない）もある。

内部シース５６と加圧気球１１との間に形成された他の低圧または高圧の断熱室５１は、ポンプ２１’を用いて、補償タンク２２’から外気で満たされている。この外気は、断熱室５１から流出部５９を通して抜かれることもあり、したがって、断熱室５１内の圧力が一定に保たれる。よって、この場合も、その圧力、さらに海抜が測定されて、上記制御ユニット（さらに詳細には示されてない）に送られる。

図２による変形例と同様に、この場合も、外側気球１２’は、日中の太陽輻射と、夜間の地球からの赤外線再放射を効果的に利用する太陽光捕集薄膜４０と赤外線捕集薄膜４１を備えている。

図３による実施形態では、温度変化に対する加圧気球１１の保護は、図２による実施形態と比較すれば、さらに向上している。本発明による航空機１または航空機１’の加圧気球１１内のガス圧をほぼ一定に保つことができ、また、そのガス圧が日中／夜間の極端な温度差のマイナスの影響を受けないという事実により、この航空機は、かなり長い間、使用を続け、また、その航空機のプラットフォーム１０とともに、地球に対して（あるいは、地球上の特定地域に対して）、その位置をよりよく維持することができる。

図４はプラットフォーム１０の平面図を示している。プラットフォーム１０は、この場合、三角形のデザインである。このプラットフォーム１０には、電動機１５’で駆動されるいくつかのプロペラ１５（例えば、このプラットフォーム１０の後側に４つのプロペラが配置されている）が付けられている。これらのプロペラ１５は、すでに述べられたように、個別の速度で制御可能であり、さらに回動自在に配置されて、航空機１を、地球の表面に対して特定の位置と方向に、好ましくは地球の回転方向に導き、その結果、航空機１を、いつでも地球に対して同じ位置と方向に保つようにしている。プラットフォーム１０の後側には水平安定板１９も付けられていて、プラットフォーム１０の高度を自由に調整できる。

プラットフォーム１０は、図４により、好ましくは、プラットフォーム１０の「ペイロード飛行機」に付属するパラシュートとともに、独立した航空機のように地球に帰還誘導できるように、空気力学的に設計されている。

航空機１は、完全制御システムを装備していることが明らかである。したがって、航空機１が、自動的に地球の表面に対して所望の位置に置かれる。航空機１はまた、地球上の管制センターにもつながっており、地球から、データ転送や制御オプションを行えるようにしている。

航空機１が地球から飛び立つときに、有利には、図５により、追加の気球５が航空機１に付けられる。その結果、このように飛び立つ動作は、短時間に対流圏を横断できるように、敏速に行われる。航空機１が成層圏に達すると直ちに、これらの気球が放出される。しかしながら、原理的には、追加の気球５がなくとも、航空機１を所望の高度に導くこともできる。

プラットフォーム１０は、ヘリウムガスまたは他の気体を気球５８に送り込んだ後で、支持要素１７をプラットフォーム１０から切り離すことで、気球１１、気球１２から分離される。その後、プラットフォーム１０は下方に落下する。様々な高度において、様々なパラシュートが必要に応じて広げられるが、一方、図６により、約３ｋｍ〜５ｋｍの高度にて、パラシュート６１が広げられ、また、プラットフォーム１０が、運転プロペラ１５を用いて地球上の所望の場所に誘導される。このパラシュート６１の荷重支持のために、プラットフォーム１０は、さらに小さい寸法で作られることもある。残る気球１１、気球１２は、大気圏内で破壊される。

これらの気球内のヘリウムまたは空気の代わりに、酸素、アルゴン、もしくはそれらに類するものなどの他の気体を使用できよう。また、プロペラ１５の代わりに、ジェットエンジン、もしくはそれに類するものも使用できよう。

略側面図で示される本発明による航空機の一実施形態である。 外側断熱室内に空気を使用する場合に、加熱ユニットと冷却ユニット用の回路図とともに、断面で示す図１による航空機の一部である。 外側断熱室内にヘリウムを使用する場合に、加熱ユニットと冷却ユニット用の回路図とともに、断面で示す図１による航空機の一部である。 本発明による航空機のさらに他の実施形態の図２に対応する図である。 上から、この航空機のプラットフォーム上を見た略図である。 上昇して成層圏内に入り込んでいる間の本発明による航空機の略図である。 地球に帰還している間、後方から見たプラットフォームである。

符号の説明

１０ プラットフォーム、１１ 加圧気球、１２ 外側気球、１５ 電動式プロペラ、２０ 断熱室

Claims (12)

1. 成層圏の所定の高度に配備される、電気通信または他の科学目的のプラットフォームとして使用する無人航空機であって、気体で満たされて、かつ前記プラットフォーム（１０）を支持する加圧気球（１１）と、地球に対して前記プラットフォームの位置を維持する手段とを含む無人航空機であって、
   前記加圧気球（１１）が外側気球（１２；１２’）内に配置されていて、前記外側気球（１２；１２’）が、少なくとも前記成層圏において空気力学的な外形を持ち、かつ前記加圧気球（１１）の周りに、ヘリウムで満たされる少なくとも１つの低圧または高圧の断熱室（２０；５０）を形成するとともに、前記断熱室（２０；５０）内で循環するヘリウムに対して加熱・冷却手段が設けられる一方で、地球に対して前記プラットフォームの位置を維持するために、前記外側気球（１２；１２’）の外部に電動式プロペラ（１５）が設けられていることを特徴とする無人航空機。
2. 前記断熱室（２０；５０）に送り込まれ、かつ前記断熱室（２０；５０）内で循環する前記ヘリウムを加熱し、冷却する前記加熱・冷却手段が、加熱ユニット（３１；３１’）と冷却ユニット（３０；３０’）とを含み、また、前記加熱ユニット（３１；３１’）と前記冷却ユニット（３０；３０’）が前記外側気球（１２；１２’）の外部に配置されていることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
3. 前記ヘリウムを、前記加熱ユニット（３１）を用いて夜間に加熱できるか、又は、前記冷却ユニット（３０）を用いて日中に冷却できることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
4. 外気で満たされるもう１つの断熱室（５１）が、ヘリウムで満たされる低圧または高圧の断熱室（５０）と前記加圧気球（１１）との間にあることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
5. 日中の太陽輻射を効果的に利用するために、前記外側気球（１２；１２’）が、その表面上に太陽光捕集薄膜（４０）を持つ一方、発泡体（フォーム）の層が、熱シールドとして前記太陽光捕集薄膜（４０）に付けられることを特徴とする請求項１のいずれか１つに記載の無人航空機。
6. 前記太陽光捕集薄膜（４０）を設けて電気エネルギーを発生させ、前記電気エネルギーを用いて、前記加熱ユニット（３１；３１’）を駆動できることを特徴とする請求項５に記載の無人航空機。
7. 夜間の地球からの赤外線再放射を効果的に利用するために、前記外側気球（１２；１２’）が赤外線捕集薄膜（４１）を持つことを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載の無人航空機。
8. 前記赤外線捕集薄膜（４１）が、厚さ約１２μｍの黒いアルミニウム薄膜から成るとともに、発泡体（フォーム）の層が、熱シールドとしてそれに付けられることを特徴とする請求項７に記載の無人航空機。
9. 前記加圧気球（１１）と前記外側気球（１２；１２’）が両方とも、透明な材料から作られるが、一方、前記外側気球（１２；１２’）のうち、地球に面する内側に前記赤外線捕集薄膜（４１）が設けられていることを特徴とする請求項７または８に記載の無人航空機。
10. 前記プロペラ（１５）が、好ましくは、前記外側気球（１２；１２’）の真下の前記プラットフォーム（１０）上に回動自在に付けられ、また、前記プロペラ（１５）が個別の速度を持っており、したがって、前記航空機（１）を水平面内で回転できるようにし、したがって、いつでも所望の飛行方向を選べることを特徴とする請求項１ないし９のいずれか１つに記載の無人航空機。
11. 前記プラットフォーム（１０）が空気力学的な外形を持ち、かつ、パラシュートを装備しており、また、前記プラットフォーム（１０）が、前記加圧気球（１１）と前記外側気球（１２；１２’）から切り離された後で、前記パラシュートとともに、独立した航空機として、地球に帰還誘導できることを特徴とする請求項１０に記載の無人航空機。
12. 前記プラットフォーム（１０）に収容され、しかも、航空機全体の高度調整のために、かつ前記プラットフォーム（１０）のさらに簡単な着陸のために、補償室として役立つもう１つのヘリウム入り気球（５８）を備えていることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。

Images