TWI764494B

TWI764494B - 軟式高空飛船

Info

Publication number: TWI764494B
Application number: TW110100129A
Authority: TW
Inventors: 陳永龍
Original assignee: 天興化工股份有限公司
Priority date: 2021-01-04
Filing date: 2021-01-04
Publication date: 2022-05-11
Also published as: TW202227325A

Abstract

一種軟式高空飛船，包含一主體單元、一安裝於該主體單元的調控單元，及一裝設於該主體單元的導向單元。該主體單元包括一界定出一內空間的本體，及前後間隔設置於該內空間並用以支撐該本體的一前氣囊及一後氣囊。該調控單元包括一用以感測一壓力資訊的感測器，及一設置於該前氣囊並用以依據該壓力資訊控制該前氣囊之氣體進出的主控閥。該前氣囊及該後氣囊能因應高空飛行維持該本體的形狀。該導向單元包括多個固接於該本體的翼片，至少一部分的該等翼片位於該後氣囊外側，能在該後氣囊支撐該本體而維持型態的情況下維持操控穩定性。

Description

軟式高空飛船

本發明是有關於一種交通運輸工具，特別是指一種軟式高空飛船。

軟式飛船是藉由在內部充填例如氦氣之低比重氣體，藉由所述氣體產生的浮力升空，而所述軟式飛船在轉向的操控上，主要是依靠固定於外部的翼片來維持操控的穩定性。其中，安裝於所述軟式飛船的翼片，是因應該軟式飛船的整體造型而設計，也就是說，必須在該軟式飛船維持在預期的外觀型態，所述的翼片才能確實發揮維持操控之穩定性的功能。

然而，當所述軟式飛船欲進一步升高飛行高度時，隨著高度的升高，周遭的氣壓也會因逐漸稀薄的大氣而持續下降，在外部氣壓變小的情況下，內部充填之氣體的內壓較大時，體積則會膨脹而平衡內外壓力，故將會使得所述軟式飛船的體積隨著高度而增加，也就是會向外膨脹。以目前軟式飛船通常是充填氦氣的情況而言，飛行高度達到800公尺以上時，已經會產生足以影響到整體外觀型態的膨脹量，在無法有效維持預期之外觀型態的情況下，外部的翼片也可能產生偏移、歪斜，因而無法發揮穩定操控的功能。因此，考量到高空飛行時的操控穩定性，所述軟式飛船的飛行高度仍無法有所突破。

因此，本發明之目的，即在提供一種能因應高空飛行而仍能確保方向操控性的軟式高空飛船。

於是，本發明軟式高空飛船，包含一主體單元、一安裝於該主體單元的調控單元，及一裝設於該主體單元的導向單元。

該主體單元包括一圍繞界定出一適用於填充一浮力氣體之內空間的本體、一設置於該內空間並用以填充一調整氣體而支撐於該本體內側的前氣囊，及一設置於該內空間且位於該前氣囊相對後方，並用以填充該調整氣體而支撐於該本體內側的後氣囊。

該調控單元包括一設置於該主體單元並用以感測一壓力資訊的感測器，及一設置於該前氣囊且資訊連接於該感測器，並用以依據該壓力資訊控制該前氣囊中之氣體進出的主控閥。

該導向單元包括多個固接於該本體外側的翼片。其中，至少有一部分的該等翼片位於該後氣囊的外側。

本發明之功效在於：該本體因飛行高度而膨脹時，該調控單元的該感測器感測到壓力變化，則會藉由該主控閥控制該前氣囊的氣體進出，藉此提供該本體因壓差而產生的膨脹餘裕，以維持該本體的外觀型態，配合該後氣囊維持至少一部分之該等翼片相對於該本體之位置的效果，即能確保該導向單元之該等翼片維持操控之穩定性的效果，故確實可因應高空飛行的需求。

在本發明被詳細描述之前，應當注意在以下的說明內容中，類似的元件是以相同的編號來表示。

參閱圖1與圖2，為本發明軟式高空飛船的一第一實施例，該第一實施例包含一主體單元1、一安裝於該主體單元1的調控單元2，及一裝設於該主體單元1的導向單元3。

該主體單元1包括一圍繞界定出一適用於填充一浮力氣體(較佳為氦氣)之內空間110的本體11、一設置於該內空間110並用以填充一調整氣體(較佳為空氣)而支撐於該本體11內側的前氣囊12，及一設置於該內空間110且位於該前氣囊12相對後方，並用以填充該調整氣體而支撐於該本體11內側的後氣囊13。該後氣囊13具有二分別位於前後兩端的端面131，及一銜接於該等端面131之周緣間，且完整接觸該本體11之內壁面的環繞面132。該前氣囊12具有一個呈球面的球囊面121，而該球囊面121以前後方向為軸的大圓周是完整貼覆該本體11之內壁面，使得該前氣囊12具有往前及往後方向的形變餘裕。

要特別說明的是，在本第一實施例中，該前氣囊12與該後氣囊13是前後間隔一段距離，且該前氣囊12前方與該後氣囊13的後方皆也尚有餘裕空間。也就是說，該前氣囊12及該後氣囊13的膨脹與收縮，皆會直接改變該內空間110的空間容積。然而，該前氣囊12與該後氣囊13的配置並不以本第一實施例為限，具體而言只要能調變該內空間110的型態、容積，且在充放氣體時不影響本第一實施例的正常運作即可。

該調控單元2包括一設置於該主體單元1並用以感測一壓力資訊的感測器21、一設置於該前氣囊12且資訊連接於該感測器21並用以依據該壓力資訊控制該前氣囊12中之氣體進出的主控閥22，及一設置於該後氣囊13且用以控制該後氣囊13中之氣體進出的控制閥23。其中，該感測器21具體而言為一配置於該內空間110中，且主要感知該內空間110之內壓的壓力計，但實際實施時亦能考量該主體單元1的整體設計，選擇配置於該前氣囊12或該後氣囊13，只要能確實提供該主控閥22具有控制依據所需的壓力參數即可，並不以此為限。

該導向單元3包括四個固接於該本體11外側，且概呈上下左右分布的翼片31(圖式中因繪示角度而儘可見其中三個)。其中，該等翼片31是位於該後氣囊13的外側，故在該後氣囊13維持一定氣壓的情況下，能避免任一所述翼片31朝向該內空間110塌陷，故能對該等翼片31產生支撐效果。

參閱圖3，在本實施例飛行時，該前氣囊12及該後氣囊13都會在起飛前充填一定量的空氣，並且各自維持在適當的壓力範圍。當本第一實施例飛行至高空時，該調控單元2的該感測器21將會隨著高度的變化而感知該內空間110的壓力變化，因應該主體單元1之該本體11的體積、型態、外皮材質等等參數，可依據該本體11可容許的型變量，預先設定該內空間110之壓力的臨界值，只要該感測器21感測到該內空間110之壓力超過該臨界值，則可開啟該主控閥22而洩漏該前氣囊12中的一部分氣體。此時，由於該前氣囊12的內壓降低，因此會相對向內收縮，而該前氣囊12內縮的空間，即可因應該內空間110中原有氣體因外壓變小而膨脹的體積，也就是提供了該內空間110中氣體因壓力產生之體積變化的餘裕，以維持該主體單元1之該本體11的外在型態，進而使連接於該本體11的該等翼片31與該本體11的相對位置亦可維持不變，故即便本第一實施例進一步往更高空飛行，整體的外在型態也不會因氣壓而改變，該等翼片31仍能維持預期的氣流導引效果，發揮正常的輔助導向功能。

同理，當本第一實施例下降時，該內空間110中的氣體體積將會縮小，此時即可控制該主控閥22連通於外界的空氣或其他預先儲存之氣體來源，以重新對該前氣囊12充氣，避免該本體11因該內空間110中之氣體體積縮小而產生整體外在型態上的變化，以維持本第一實施例飛行的穩定性。

要另外說明的是，在本第一實施例中，為了使得主要的控制機制盡可能地單純化，故在控制上較佳是先行調整該主控閥22，以控制該前氣囊12中之氣體的進出。但是若單純藉由該前氣囊12不足以因應時，仍可選擇控制該控制閥23，配合飛行高度的變化而以相同的控制邏輯控制該後氣囊13，以進一步為該本體11中的氣體提供更多的體積變化餘裕，以提升本第一實施例的高空飛行性能。

參閱圖4，為本發明軟式高空飛船的一第二實施例，本第二實施例與該第一實施例的差別在於：該主體單元1還包括一設置於該內空間110的輔助氣囊14。因此，本第二實施例相較於該第一實施例而言，除了同樣能如圖3所示地藉由該調控單元2配合該前氣囊12及該後氣囊13達成因應高度變化的調整，該輔助氣囊14還能提供另一層的確保機制。除了能使該後氣囊13支撐該等翼片31的功能相對獨立，也能進一步提供更多的型變餘裕，優化高空飛行的性能。

參閱圖5，為本發明軟式高空飛船的一第三實施例，本第三實施例與該第一實施例的差別在於：本第三實施例還包含一設置於該主體單元1的能源單元4，其中，該能源單元4包括一連接於該本體11外側並用以在該本體11移動過程中發電的發電機構41，及一電連接於該發電機構41並用以儲存該發電機構41所產生之電能的儲能硬體42。在本第三實施例的其中一種實施態樣中，該能源單元4的該發電機構41具有一貼附於該本體11的太陽能發電模組411，因此能在本第三實施例飛行至高空時，使該太陽能發電模組411因照射太陽光而發電。該發電機構41產生的電能，得以儲存於具體而言可為電池、電容等等的該儲能硬體42中，以因應該調控單元2或者飛行動力的使用。

參閱圖6，為本第三實施例的另一種實施態樣，該能源單元4的該發電機構41具有一吊掛於該本體11的風力發電模組412，而該風力發電模組412具體而言為一朝向飛行方向貫通的中空風筒，隨著該本體11的向前飛行，藉由相對往後流動之氣流的通過，將會帶動該風力發電模組412運轉發電，藉此產生電能而儲存於該儲能硬體42。

綜上所述，本發明軟式高空飛船，在持續升高飛行高度的過程中，該前氣囊12能經由該主控閥22排出氣體而減少體積，對該本體11提供因氣壓降低而產生之膨脹的餘裕空間，藉此避免該本體11因內部氣體過度膨脹而變型，也維持該等翼片31與該本體11的相對位置，進一步確保整體的外在型態不受操作高度之影響，以確保高空飛行時的安全性以及操控穩定性。因此，確實能達成本發明之目的。

惟以上所述者，僅為本發明之實施例而已，當不能以此限定本發明實施之範圍，凡是依本發明申請專利範圍及專利說明書內容所作之簡單的等效變化與修飾，皆仍屬本發明專利涵蓋之範圍內。

1:主體單元 11:本體 110:內空間 12:前氣囊 121:球囊面 13:後氣囊 131:端面 132:環繞面 14:輔助氣囊 2:調控單元 21:感測器 22:主控閥 23:控制閥 3:導向單元 31:翼片 4:能源單元 41:發電機構 411:太陽能發電模組 412:風力發電模組 42:儲能硬體

本發明之其他的特徵及功效，將於參照圖式的實施方式中清楚地呈現，其中：圖1是一側視圖，說明本發明軟式高空飛船的一第一實施例及該第一實施例的一主體單元；圖2是一示意圖，說明該第一實施例的一本體，及設置於該本體中的一前氣囊及一後氣囊；圖3是一示意圖，配合圖2說明該前氣囊的調整功效；圖4是一類似圖2的示意圖，說明本發明軟式高空飛船的一第二實施例；圖5是一側視圖，說明本發明軟式高空飛船的一第三實施例的其中一種實施態樣；及圖6是一側視圖，說明該第三實施例的另一種實施態樣。

1:主體單元

11:本體

110:內空間

12:前氣囊

13:後氣囊

2:調控單元

21:感測器

22:主控閥

23:控制閥

3:導向單元

31:翼片

Claims

一種軟式高空飛船，包含：一主體單元，包括一圍繞界定出一適用於填充一浮力氣體之內空間的本體、一設置於該內空間並用以填充一調整氣體而支撐於該本體內側的前氣囊，及一設置於該內空間且位於該前氣囊相對後方，並用以填充該調整氣體而支撐於該本體內側的後氣囊；一調控單元，安裝於該主體單元，並包括一設置於該主體單元並用以感測一壓力資訊的感測器，及一設置於該前氣囊且資訊連接於該感測器，並用以依據該壓力資訊控制該前氣囊中之氣體進出的主控閥；及一導向單元，裝設於該主體單元，並包括多個固接於該本體外側的翼片，其中，至少有一部分的該等翼片位於該後氣囊的外側。
如請求項1所述的軟式高空飛船，其中，該主體單元的該後氣囊具有二分別位於前後兩端的端面，及一銜接於該等端面之周緣間，且完整接觸該本體之內壁面的環繞面。
如請求項1所述的軟式高空飛船，其中，該主體單元的該前氣囊具有一至少有一個大圓周完整接觸該本體之內壁面的球囊面。
如請求項1所述的軟式高空飛船，其中，該調控單元還包括一設置於該後氣囊且用以控制該後氣囊中之氣體進出的控制閥。
如請求項1所述的軟式高空飛船，其中，該主體單元還包括至少一設置於該內空間的輔助氣囊。
如請求項1所述的軟式高空飛船，還包含一設置於該主體單元的能源單元，其中，該能源單元包括一連接於該本體外側並用以在該本體移動過程中發電的發電機構，及一電連接於該發電機構並用以儲存該發電機構所產生之電能的儲能硬體。
如請求項6所述的軟式高空飛船，其中，該能源單元的該發電機構具有一貼附於該本體的太陽能發電模組。
如請求項6所述的軟式高空飛船，其中，該能源單元的該發電機構具有一吊掛於該本體的風力發電模組。