WO1993006004A1 - Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage - Google Patents

Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage Download PDF

Info

Publication number
WO1993006004A1
WO1993006004A1 PCT/FR1992/000858 FR9200858W WO9306004A1 WO 1993006004 A1 WO1993006004 A1 WO 1993006004A1 FR 9200858 W FR9200858 W FR 9200858W WO 9306004 A1 WO9306004 A1 WO 9306004A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
atmosphere
air
external
lift gas
controlled atmosphere
Prior art date
Application number
PCT/FR1992/000858
Other languages
English (en)
Inventor
Claude Bigotte
Original Assignee
Bigotte, Louise
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 Bigotte, Louise filed Critical Bigotte, Louise
Publication of WO1993006004A1 publication Critical patent/WO1993006004A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/58—Arrangements or construction of gas-bags; Filling arrangements
    • B64B1/62—Controlling gas pressure, heating, cooling, or discharging gas

Definitions

  • the present invention relates to a process capable of replacing or improving the processes previously used for the lift of aerostats, in particular rigid aerostats more commonly known as "airships or zeppelins".
  • the lift of an airship is traditionally ensured by the use of a gas lighter than air with which several balloons are inflated, internal to the structure of the airship and integral with this structure, the total volume of said balloons being calculated from so that the total weight of the device, load included (PI) is less than the weight of the air displaced by this volume (P2) which gives the device, in accordance with the principle of Archimedes, an upward thrust equal to (P2 - PI).
  • lift balloons are in direct communication with the atmosphere outside the outer envelope of the airship, and are provided so that they can freely expand, in accordance with the Laws of Mariotte, as the decrease in the atmospheric pressure that results from the ascent, and on the contrary, contract during the descent.
  • the conventional process thus defined is dependent on two constraints, the first being the obligation to have, inside the apparatus, the ballast (generally water) necessary to maintain the upward thrust during ascent , the lightening of the apparatus by regular load shedding, counterbalancing the reduction in upward thrust which results from the lowering of density of the atmospheric air following the ascent.
  • the ballast generally water
  • the second constraint results from the first, namely the obligation, for the descent, and in the impossibility of renewing the ballast lost for the ascent, to decrease the upward thrust by releasing lift gas.
  • This fatal loss of lift gas significantly reduces operating profitability, and partially explains the current disaffection for this mode of transport, especially since the use of helium, a rare and expensive gas, to replace abandoned hydrogen. following the dramatic fire of the last large Zeppelin operated in regular service, before the last war, between Germany and America.
  • the method according to the invention makes it possible to remove these 2 constraints.
  • the balloons inflated with lift gases instead of reacting freely, in pressure equilibrium with the ambient atmosphere which surrounds them, thanks to orifices provided for this purpose in the envelope. , react in a controlled atmosphere, isolated from the external ambient atmosphere by a rigid airtight wall, which constitutes the body and defines the shape of the device, this volume being by definition very invariable.
  • the lift gas balloons included in the invariable volume defined above, contain a constant mass of lift gas, in permanent pressure equilibrium with the controlled atmosphere constituted by the air. surrounding them.
  • the mass, therefore the volume and the pressure of the air, which constitute the controlled atmosphere are variable and react in interaction with the invariable mass of the lift gas in accordance with the Laws of Mariotte.
  • the lightening of the apparatus by evacuation of air from the controlled interior atmosphere into the exterior atmosphere, with as a corollary a reduction in pressures causing an increase in volume of the constant mass lift gas, the specific mass of which decreases proportionally allows takeoff and eliminates the traditional constraint of load shedding by removing sand or water.
  • the reverse operation of weighing down the device by injecting air from the outside atmosphere into the controlled atmosphere, with the corollary an increase in pressure causing a decrease in the volume of the constant mass of lift gas, the specific mass of which increases proportionally eliminates the fatal loss of lift gas o that required the landing according to the traditional method.
  • the controlled variations in pressures of the controlled atmosphere give the device a renewable autonomous ballast according to the needs of the maneuver and in particular for the control of the altitude taking into account the permanent lightening which results from regular fuel consumption.
  • the upward thrust defined by the Archimedes' Principle applies to the total volume of the device and not only to the lift balloons acting in an open atmosphere as in the case of traditional aircraft.
  • the result is, for an equal external volume, an undeniable gain in upward pressure, taking into account the internal volume occupied by the outside atmospheric air and therefore lost for the thrust which characterizes traditional prior techniques.
  • the pressure differential, during expulsion, between the controlled interior atmosphere and the exterior ambient atmosphere, the pressure of which varies according to altitude, may be: - either zero: it in this case there will be equality between the controlled internal pressure and the external atmospheric pressure,
  • - interior useful volume estimated at 300,000 m3, taking into account a loss of 15,000 m3 of useful volume, reserved for technical services, passenger space, freight, tanks, etc.
  • the maneuver at the start will consist of injecting air into the controlled internal atmosphere, coming from the outside atmospheric air, until a controlled internal pressure of 1.03 atmosphere is obtained.
  • the landing will be carried out by progressive injection of air from the external atmosphere, in sufficient quantity to compensate for the loss of the 10 tonnes of fuel used during the flight, increased by the 11 tonnes of ballast air released at takeoff, or a mass of 21 tonnes of air representing, on the ground, a volume of approximately 16,000 cubic meters.
  • a mixed operation of the “take-off under vacuum - landing under pressure” type can also be conceived. In this case, it suffices to define the initial equilibrium between the controlled atmosphere and the lift gas at atmospheric pressure of 1 atm on the ground, which represents for example 10 tonnes of air or 7,700 m3 for the controlled atmosphere, corresponding to a helium volume of 292,300 m3 representing a constant mass of 38 tonnes.
  • a design of the apparatus which would allow, by an adequate reinforcement of the structures, a permanent use in differential of negative pressure - that is to say with permanent maintenance of a pressure of l controlled atmosphere significantly lower than the external atmospheric pressure - theoretically would make it possible, in the limiting case, the use of air as lift gas, the specific mass of a gas decreasing in accordance with the Laws of Mariotte, in proportion to the lowering his pressure.
  • Figure 1 shows in section the theoretical implementation of the method according to the invention.
  • the rigid airtight envelope (1) hermetically surrounds the flexible and extensible envelope (2), containing the constant mass of lift gas (3), the controlled atmosphere (4 ) surrounding the expandable envelope (2) inside the invariable volume delimited by the envelope (1).
  • L s rigid casing (1) is connected to the pressure boosting and / or vacuum through a reversible valve-type pressure / vacuum relief (5) connected to a pipe (6) for, or to inject air from the outside atmosphere inside the
  • REPLACEMENT SHEET chamber (1) under a slight overpressure of the controlled atmosphere (4), or on the contrary to decrease the mass and the pressure of the controlled atmosphere (4) by extraction and rejection of air in the external atmosphere.
  • the single reversible valve of the "overpressure / depression (5)" type can be replaced by two separate valves, one intended for extracting air using vacuum pumps, the other for air injection, thanks to the compressors fitted to the aircraft.
  • the flexible and deformable envelope (2) is supplied with lift gas by a pipe (7) which passes, without altering the seal, the rigid envelope (1), the injection and optionally the extraction of lift carried out by means of a reversible valve (8) of the "overpressure / depression" type which can also be, for particular production requirements, replaced, as in the case of the valve (5), and according to a variant not illustrated by two separate valves intended, one for injecting the constant mass of sutentation gas, the other for its possible modification by extraction, according to the requirements of the various flight plans envisaged.
  • Figure 2 shows, in cross section, a particular type of device designed according to the characteristics of the invention.
  • a design feature shows in the lower part of the drawing a bifurcation of the envelope (1) which subtends a cord ab which delimits a lower volume (9), external to the controlled atmosphere (4), and isolated from it. ci by the rigid wall ab.
  • This external volume (9), which extends all along the device in its lower part, will be usable in a visitable technical sheath, and consequently receives the outputs of the pipes (6) and (7) as well as the valves. (5) and (8) previously defined, the pipes (6) and (7) shown in section in their lower part thereby skirting the device to the vacuum and compression installations which equip it.
  • Part of the volume (9) will be usefully usable for the accommodation of the crew and passengers, the rest, independently of the role of visitable technical sheath being usable both for fuel tanks, water reserves, receptacles for valve water and used, baggage and cargo compartments, etc.
  • the volume (9) thus defined will therefore be filled with natural, breathable, and possibly pressurized air.
  • Figure 3 shows, in cross section, another particular type of device designed according to the characteristics of the invention.
  • the visitable technical sheath is in this particular case constituted by an internal rigid envelope impermeable to the controlled atmosphere (10), axial to the apparatus, straight and extending from the bow to the stern.
  • the lift gas balloons (2) are necessarily in this case positioned two by two and face to face on either side of this sheath, either in vertical position as in the case of Figure (3), or in position horizontal according to variant not shown.
  • the pipes (6) and (7) and valves (5) and (8) open into this sheath, as in the case defined in Figure (2), according to possibility not shown in Figure (3).
  • this longitudinal technical sheath (10) will serve as a longitudinal stiffener, and also as an axial support for the stiffeners or other essential for maintaining rigidity of the outer casing (1).
  • the lower volume (9) will no longer necessarily be extended from the bow to the stern, but will be usefully limited to the central part of the aircraft and reserved exclusively for the various passenger installations. , freight, fuel, tanks, for example.
  • a vertical communication (11) will necessarily exist between the lower part (9) and the axial technical sheath (10), the breathable and possibly pressurized interior atmosphere thereby filling all of the habitable volumes thus defined.
  • the bow end of the axial technical sheath (10) will logically receive, by its privileged position, the cockpit and the central control services of the aircraft.
  • the circular shape adopted corresponds to an airship of cylindrical shape with hemispherical ends used as an example, but that this shape is in no way limiting. as to the final forms which may be used for the manufacture of an apparatus designed according to the characteristics of the invention.
  • Figure 4 shows, for example, the cross section of an aerostat in which the living space, allowing technical access to valves and pipes (5) - (6) - (7) - (8), is positioned more conventional outside the main volume defined by the envelope (1) which contains the controlled atmosphere (4) and the balloons inflated with lift gas (2).
  • This added external part (12) is directly integral with the infrastructure of the device, the separation surface ab between the living space (9) and the controlled atmosphere (4) being in this case curvilinear and part of the envelope (1). .
  • this mode of positioning the cabins outside the envelope (1) is also compatible with the arrangement of an axial, rigid and longitudinal technical sheath extending from the bow to the stern, such as defined in figure 3.
  • REPLACEMENT SHEET overpressures or depressions of the order of a few hundredths of an atmosphere, on an infrastructure of vertical parallel rings regularly spaced from the bow to the stern of the aerostat, can be envisaged.
  • a series of 40 rings with a diameter equal to 42 meters, could be conceived - that is to say a space between rings of 5 meters for the part cylindrical central unit 200 meters long, one ring out of two which can be usefully reinforced by reinforcements or guyed ribbons integral in the center and determining on the periphery a series of equal arcs.
  • the lift balloons would in this case be positioned parallel between two reinforced rings thus defined, which would represent 20 cylindrical spaces 10 meters long by 42 meters in diameter, or an overall available volume of 13,850 m3 maximum per space.
  • Figure 5 shows a front view of such a ring reinforced with 12 shrouds.
  • the 12 reinforcing spokes (14) are integral with a central circular reinforcement (15) which can be either full or hollowed out, according to a variant not shown and with an opening diameter sufficient to serve as a support for the possible axial technical sheath defined in FIG. 3.
  • the material used to make this assembly can be either metallic-aluminum or any derivative alloy with a density close to 2.9 - or more in line with the current possibilities offered by plastic materials, in particular of fiber / resin laminate type commonly used in the aeronautical industry, the ideal being represented by carbon fiber, polyester or epoxy resin laminate, which, for a density close to 1.70 has the best mechanical characteristics, superior in all cases to those of light alloys.
  • Figure 6 shows in perspective a type of assembly of two consecutive arcs constituting the support ring (13) secured by their concave undersides by a profile (16) copolymerized in interfaces, thanks to the constituent resin, with the two sections contiguous rings, the vertical blade of the T being turned towards the outside of the device.
  • FIG. 8 represents this same module (17) in longitudinal and transverse section along AA and BB.
  • Its shape is that of an elongated container, with a convex cylindrical bottom with a radius equal to that of the support ring, part convex towards the interior of the container.
  • the transverse edges AA form with the generatrices of the bottom a right angle
  • the longitudinal edges BB form between them an angle at the center ⁇ resulting from the number of modules provided.
  • FIG. 9 shows in longitudinal section AA and transverse section BB the principle of fitting the covering modules (17) on the support rings (13).
  • the ends AA of the modules rest on the outer convex face of the ring (13), the concave underside of the module follows the convex upper surface of the ring (13), the vertical edge A is applied against the vertical edge of the ring (13), two consecutive longitudinal modules oppose each other on the vertical edge of the ring
  • Figure 10 shows in perspective the type of assembly detailed above. It will be noted that the cohesion of the ring (13) is reinforced at the connection of the 2 vertical edges of two contiguous arcs by the positioning of the two modules opposed by their faces AA on either side of these edges and straddling the connection. The result of this process is a clear reinforcement of the assembly, the vertical edges of the modules and retaining rings, oriented towards the outside of the device constituting in fact a system of double thickness external beams with regard to the longitudinal edges. resulting from the joining by two of the longitudinal uprights BB of the modules, in triple thickness as regards the retaining rings. It will therefore be possible to envisage, for this first part of production, the use of a thin laminate, of thickness less than 1 mm. FIG.
  • each module having a spherical convex bottom, the edges A of the external peripheral modules being attached to the vertical edges of bow and stern of the terminal rings of the cylindrical part, the edges A of the central modules being attached either to a central attachment point (15) or to the ends of the bow and stern of the axial technical sheath for this type particular embodiment, according to a process not illustrated, defined in FIG. 5.
  • FIG. 12 represents in perspective the type of guyed stays which could be used to reinforce certain rings, for example one ring out of two, that is to say shelving every ten meters in the case of our example.
  • a cross section profi seems the most suitable, the intermediate face (18) being fixed on the lower fac of the profile (16) which secures the contiguous arcs constituting the ring (13) pa two angles (19), applied on either side of (18) in their vertical part, and integral with (16) by their curvilinear upper part, by copolymerization and interfaces.
  • FIG. 3 shows this assembly in section along CC, the interface connections being made as before by copolymerization of the base resin, the connections at the center of the shrouds being made, in the same way either on the central part (15) defined in FIG. 5, either on the central ring, axial support of the optional axial longitudinal technical sheath, defined in FIG. 3. 5
  • the joining of different elements can be reinforced , in addition to interface copolymerization constituting a true weld, by a conventional bolting system of the contiguous faces of different elements.
  • FIG. 14 represents, in perspective, fragment of the support of the external envelope produced according to the process defined above, the lower surface, not visible in the figure, constituting the internal surface of the external rigid envelope containing the controlled atmosphere.
  • the external appearance is presented as a rigid honeycomb envelope, but not watertight at this stage of the production.
  • FIG. 15 represents in perpendicular transverse section along DD the second possible stage of production of an apparatus designed according to the characteristics of the invention.
  • a bolting system (20) complementary to the BB interface weld, appears in this figure.
  • This bolting forming a projection on either side of the different faces of the 5 elements copolymé ⁇ sés interface, is embedded in a rigid foam (21) applied by projection and direct polymerization on the honeycomb surface of the outer wall defined in Figure (14), according to technique commonly used in the aeronautical industry, so as to constitute, after complete polymerization, a monolithic unit with the underlying laminate support.
  • the thickness of this coating is determined by the height of the vertical edges of the modules and retaining rings, the calculation of which will determine the appropriate dimensions.
  • this cellular covering (21) will serve as a support for the external envelope (1) of the aircraft.
  • FIG. 16 shows in longitudinal section along a generatrix of the apparatus designed according to characteristic of the invention, the detail of the airtight outer envelope containing the controlled atmosphere, after application, on the cellular layer (21) of the final envelope (1).
  • This final covering (1) will consist of a laminate identical to that used for the manufacture and assembly of the various constituent elements.
  • This manufacturing process is also applicable to the production of an autonomous cell, as defined in FIG. 1, the use of which, in addition to traditional balloons, would give airships designed according to previous standards, the ballasting autonomy characteristic of the 'invention.
  • the spherical shape would be logically indicated in this case, equipping a conventional airship with two self-ballasting cells, located, one in the bow, the other in the stern, giving the device, in addition to autonomy ballast, better maneuverability thanks to the possibilities of selective reduction in bow or stern capable of facilitating take-off or landing maneuvers.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

L'invention concerne un procédé améliorant la rentabilité d'exploitation des aérostats rigides, par la disponibilité d'un lest autonome renouvelable. Elle prévoit à cette fin que l'enveloppe rigide (1) imperméable à l'air extérieur, contienne une masse interne d'air (4) variable selon man÷uvre de la vanne (5), entourant une masse invariable (3) de gaz de sustentation contenue dans une enveloppe déformable (2). Les variations de masse de l'atmosphère contrôlée (4) constituent les opérations de délestage et/ou d'alourdissement nécessaires au décollage et à l'atterrissage sans perte de gaz de sustentation.

Description

Procédé de sustentation des Aérostats en autonomie de lestage
La présente invention concerne un procédé susceptible de remplacer ou de perfectionner les procédés antérieurement utilisés pour la sustentation des aérostats, notamment des aérostats rigides plus communément dénommés "dirigeables ou zeppelins". La sustentation d'un dirigeable est traditionnellement assurée par l'utilisation d'un gaz plus léger que l'air dont sont gonflés plusieurs ballonnets, internes à la structure du dirigeable et solidaires de cette structure, le volume total des dits ballonnets étant calculé de manière que le poids total de l'appareil, charge comprise (PI) soit inférieur au poids de l'air déplacé par ce volume (P2) ce qui confère à l'appareil, conformément au principe d'Archimède, une poussée ascensionnelle égale à (P2 - PI).
Ces ballonnets de sustentation sont en communication directe avec l'atmosphère extérieure à l'enveloppe externe du dirigeable, et sont prévus de telle sorte qu'ils puissent librement se dilater, conformément aux Lois de Mariotte, au fur et à mesure de la diminution de la pression atmosphérique qui résulte de l'ascension, et au contraire, se contracter au cours de la descente.
Le procédé classique ainsi défini est tributaire de deux contraintes, la première étant l'obligation de disposer, à l'intérieur de l'appareil, du lest (généralement de l'eau) nécessaire au maintien de la poussée ascensionnelle en cours d'ascension, l'allégement de l'appareil par délestage régulier, contrebalançant la diminution de poussée ascensionnelle qui résulte de l'abaissement de densité de l'air atmosphérique consécutif à l'ascension.
La seconde contrainte résulte de la première, à savoir l'obligation, pour la descente, et dans l'impossibilité de renouveler le lest perdu pour l'ascension, de diminuer la poussée ascensionnelle en lâchant du gaz de sustentation. Cette perte fatale de gaz de sustentation diminue sensiblement la rentabilité d'exploitation, et explique partiellement l'actuelle désaffection pour ce mode de transport, notamment depuis l'utilisation de l'hélium, gaz rare et cher, en remplacement de l'hydrogène abandonné suite au dramatique incendie du dernier grand Zeppelin exploité en service régulier, avant la dernière guerre, entre l'Allemagne et l'Amérique. Le procédé selon l'invention permet de supprimer ces 2 contraintes. Il prévoit en effet, selon une première caractéristique, que les ballonnets gonflés de gaz de sustentation, au lieu de réagir librement, en équilibre de pressions avec l'atmosphère ambiante qui les entoure, grâce à des orifices prévus à cet effet dans l'enveloppe, réagissent en atmosphère contrôlée, isolée de l'atmosphère ambiante extérieure par une paroi rigide étanche à l'air, qui constitue le corps et définit la forme de l'appareil, ce volume étant par définition même, invariable.
FEUILLE DE REMPLACEMENT Selon une seconde caractéristique de l'invention, les ballonnets de gaz de sustentation, inclus dans le volume invariable ci-dessus défini, contiennent une masse constante de gaz de sustentation, en équilibre permanent de pression avec l'atmosphère contrôlée constituée par l'air qui les entoure. Selon une troisième caractéristique de l'invention, la masse, donc le volume et la pression de l'air, qui constituent l'atmosphère contrôlée sont variables et réagissent en interaction avec la masse invariable du gaz de sustentation conformément aux Lois de Mariotte. Il en résulte que toute injection d'air en provenance de l'atmosphère extérieure se traduit par un accroissement des masse, volume et pression de 0 l'atmosphère contrôlée avec pour corollaire augmentation de pression et diminution du volume de la masse constante du gaz de sustentation, toute évacuation d'air vers l'extérieur produisant évidemment les effets inverses.
Ces variations volontaires qui constituent l'essentiel de la manoeuvre seront effectuées grâce à l'appareillage qui équipe l'aéronef, à savoir les compresseurs et 5 les pompes à vide indispensables, complétés de l'équipement classique en soupapes et vannes d'injection et d'évacuation, éventuellement en soupapes mixtes type "soupapes surpression/dépression" tant pour ce qui concerne l'alimentation des ballonnets en gaz de sustentation que pour le contrôle permanent de l'atmosphère contrôlée qui les entoure.
Selon une quatrième caractéristique de l'invention, l'allégement de 0 l'appareil par évacuation d'air depuis l'atmosphère intérieure contrôlée dans l'atmosphère extérieure, avec pour corollaire un abaissement des pressions occasionnant un accroissement de volume de la masse constante du gaz de sustentation, dont la masse spécifique diminue proportionnellement, permet le décollage et supprime la contrainte traditionnelle de délestage par élimination de sable ou d'eau. Selon une cinquième caractéristique de l'invention, l'opération inverse d'alourdissement de l'appareil par injection d'air depuis l'atmosphère extérieure dans l'atmosphère contrôlée, avec pour corollaire un accroissement de pression provoquant une diminution du volume de la masse constante de gaz de sustentation, dont la masse spécifique augmente proportionnellement, élimine la perte fatale en gaz de sustentation o que nécessitait l'atterrissage selon la méthode traditionnelle.
Selon une sixième caractéristique de l'invention, les variations contrôlées de pressions de l'atmosphère contrôlée confèrent à l'appareil un lest autonome renouvelable selon besoins de la manoeuvre et notamment pour le contrôle de l'altitude compte tenu de l'allégement permanent qui résulte de la consommation régulière de carburant.
Selon une septième caractéristique de l'invention, la poussée ascensionnelle définie par le Principe d'Archimède s'applique au volume total de l'appareil et non pas aux seuls ballonnets de sustentation agissant en atmosphère ouverte comme dans le cas des aéronefs traditionnels. Il en résulte, à volume extérieur égal un incontestable gain de poussée ascensionnelle, compte tenu du volume intérieur occupé par l'air atmosphérique extérieur et donc perdu pour la poussée qui caractérise les techniques antérieures traditionnelles. Comparons en effet, à partir des bibliographies couramment disponibles, les caractéristiques du dernier grand Zeppelin utilisé à celles d'un appareil conçu selon les normes de l'invention :
- LZ Hindenburg :
Longueur 245 m, Diamètre 41,20 m, Hauteur 44,80 m Volume gaz de sustentation 190000 m3
Poussée ascensionnelle brute au sol i
190 000 x 1.3 = 247 Tonnes 1 000 sous une atmosphère, densité d'air 13 NM3 Aéronef conforme à l'invention : imaginons pour simplier le calcul, un appareil de forme cylindrique terminé par deux hémisphères, Diamètre 42m, Longueur totale 242 m, soit un volume de 315 000 mètres cubes déterminant une poussée ascensionnelle de 409 tonnes. En supposant égales les autres caractéristiques, notamment le poids qui était de
200 tonnes pour le Zeppelin, il en résulte : pour le dirigeable classique une possibilité de charge brute de 247 - 200 = 47 tonnes, et pour l'appareil conforme à l'invention une possibilité de charge brute de 409 - 200 =
209 tonnes, soit un gain de l'ordre de 150 tonnes au bénéfice d'un appareil conçu selon les caractéristiques de l'invention.
Il est bien entendu que la forme définie par cette comparaison n'est retenue qu'à titre indicatif, pour simplifier le calcul, et ne détermine nullement les formes définitives de l'appareil conforme à l'invention.
Selon une huitième caractéristique de l'invention, le différentiel de pressions, en cours d'exphtation, entre l'atmosphère intérieure contrôlée et l'atmosphère ambiante extérieure, dont la pression varie selon l'altitude, pourra être : - soit nul : il y aura dans ce cas égalité entre la pression intérieure contrôlée et la pression atmosphérique extérieure,
- soit négatif : il y aura dans ce cas une légère dépression intérieure se traduisant par une surpression équivalente de l'atmosphère extérieure sur la surface externe de l'appareil,
- soit positif : il y aura dans ce cas une légère surpression de l'atmosphère interne contrôlée par rapport à la pression atmosphérique externe.
L'une ou l'autre de ces trois possibilités pourra se rencontrer en cours d'exploitation.
FEUIL REMPLACEMENT II sera toutefois préférable de prévoir l'utilisation avec maintien permanent d'un différentiel très légèrement positif - de l'ordre de une à quelques centièmes d'atmosphère
- ce qui se traduira par un renforcement de la rigidité, donc de la tenue mécanique, ayant pour conséquence la possibilité d'un sensible gain de poids dans les structures et l'enveloppe de l'aérostat.
Reprenons pour illustrer cette possibilité l'exemple d'un appareil conforme aux caractéristiques de l'invention telles que précédemment défîmes :
- forme cylindrique à extrémités hémisphériques,
- longueur totale 242 mètres - Diamètre 42 mètres, - volume extérieur déterminant la poussée de 315 000 m3,
- volume utile intérieur : estimé à 300000 m3, en tenant compte d'une perte de 15 000 m3 de volume utile, réservé aux services techniques, espace passagers, fret, réservoirs, etc..
- gaz de sustentation : hélium - Densité 0,13 sous 1 atm - consommation prévue en carburant : 10 tonnes.
Cette consommation n'étant prise qu'à titre d'exemple pour illustrer les possibilité de l'invention.
• Les données de ce plan de vol théorique peuvent dés lors s'établir comme suit, en admettant, pour une pression atmosphérique au sol de une atmosphère, une densité de l'air de 1 ,3 et pour l'hélium de 0, 13 :
- volume d'air déplacé 315 000 m3,
- poussée ascensionnelle au sol 409 tonnes,
- masse invariable d'hélium 300000 x 0.13 = 39 tonnes
1 000 - masse de carburant 10 tonnes,
- poids de l'appareil 200 tonnes.
En admettant la décision de fonctionner avec un différentiel positif de pression, tel que précédemment défini, de l'ordre de quelques centièmes d'atmosphère - soit par exemple 3/100 au sol- la manoeuvre au départ consistera à injecter de l'air dans l'atmosphère interne contrôlée, en provenance de l'air atmosphérique extérieur, jusqu'à obtention d'une pression interne contrôlée de 1,03 atmosphère.
Le volume de la masse constante des 39 tonnes d'hélium diminuera dans ces conditions conformément aux Lois de Mariotte et se stabilisera à : 300000 = 291 300 m3 1.03
Soit une injection de 8 700 m3 d'air sous pression de 1.03 atmosphère représentant une masse d'air lest de 11 tonnes. L'équilibre des masses - ou pesage - au départ permettra donc une charge utile de : 409 - (200 + 39 + 10 + 11) = 149 tonnes et le décollage s'effectuera par dégazage progressif des 11 tonnes d'air lest de l'atmosphère contrôlée.
Inversement, l'atterrissage s'effectuera par injection progressive d'air provenant de l'atmosphère extérieure, en quantité suffisante pour compenser la perte des 10 tonnes de carburant utilisés durant le vol, augmentées des 11 tonnes d'air lest lâchées au décollage, soit une masse de 21 tonnes d'air représentant, au sol, un volume de 16 000 mètres cubes environ.
Le volume des 39 tonnes invariables d'hélium qui représentait 300 000 m3 sous une atmosphère au départ se contractera dans ces conditions jusqu'à 284 000 m3, ce qui représentera, conformément aux Lois de Mariotte, une pression interne de l'atmosphère contrôlée égale à 300 = 1,056 atm. 284 Une exploitation mixte de type "décollage sous dépression - atterrissage sous surpression" peut également se concevoir. Il suffit dans ce cas de définir l'équilibre initial entre l'atmosphère contrôlée et le gaz de sustentation sous pression atmosphérique de 1 atm au sol, ce qui représente par exemple 10 tonnes d'air soit 7 700 m3 pour l'atmosphère contrôlée, correspondant à un volume d'hélium de 292 300 m3 représentant une masse constante de 38 tonnes.
Le décollage se fera dans ce cas sous légère dépression correspondant à l'extraction de l'air lest et l'atterrissage sous légère surpression compensant la perte de carburant utilisé durant Fétape.
Selon une neuvième caractéristique de l'invention, une conception de l'appareil qui permettrait, par un renforcement adéquat des structures, une utilisation permanente en différentiel de pression négatif - c'est-à-dire avec maintien permanent d'une pression de l'atmosphère contrôlée sensiblement inférieure à la pression atmosphérique extérieure - rendrait théoriquement possible, dans le cas limite, l'utilisation de l'air comme gaz de sustentation, la masse spécifique d'un gaz diminuant conformément aux Lois de Mariotte, proportionnellement à l'abaissement de sa pression. Les dessins annexés illustrent l'invention. La figurue 1 représente en coupe la réalisation théorique du procédé selon l'invention.
En référence à ce dessin, l'enveloppe rigide étanche à l'air (1) entoure de manière hermétique l'enveloppe souple et extensible (2), contenant la masse constante de gaz de sustentation (3), l'atmosphère contrôlée (4) entourant l'enveloppe extensible (2) à l'intérieur du volume invariable délimité par l'enveloppe (1). Lsenveloppe rigide (1) est reliée aux installations de surpression et/ou de vide grâce à une vanne réversible type surpression/dépression (5) connectée à une canalisation (6) permettant, soit d'injecter de l'air provenant de l'atmosphère extérieure à l'intérieur de la
FEUILLE DE REMPLACEMENT chambre (1) sous une légère surpression de l'atmosphère contrôlée (4), soit au contraire de diminuer la masse et la pression de l'atmosphère contrôlée (4) par extraction et rejet d'air dans l'atmosphère extérieure. Selon une variante de réalisation non illustrée, la vanne réversible unique type "surpression/dépression (5)" peut être remplacée par deux vannes distinctes, destinées l'une à l'extraction d'air grâce aux pompes à vide, l'autre à l'injection d'air, grâce aux compresseurs équipant l'aéronef.
L'enveloppe souple et déformable (2) est alimentée en gaz de sustentation par une canalisation (7) qui traverse, sans en altérer l'étanchéité, l'enveloppe rigide (1), l'injection et éventuellement l'extraction du gaz de sustentation s'effectuant grâce à une vanne réversible (8) type "surpression/dépression" qui peut être également, pour des impératifs particuliers de réalisation, remplacée, comme pour le cas de la vanne (5), et selon une variante non illustrée par deux vannes distinctes destinées, l'une à l'injection de la masse constante de gaz de sutentation, l'autre à son éventuelle modification par extraction, selon impératifs des différents plans de vol envisagés.
La figure 2 représente, en coupe transversale, un type particulier d'appareil conçu selon les caractéristiques de l'invention. Une particularité de conception fait apparaître dans la partie inférieure du dessin une bifurcation de l'enveloppe (1) qui soustend une corde ab qui délimite un volume inférieur (9), extérieur à l'atmosphère contrôlée (4), et isolé de celle-ci par la paroi rigide ab.
Ce volume extérieur (9), qui s'étend tout le long de l'appareil dans sa partie inférieure, sera utilisable en gaine technique visitable, et reçoit par conséquent les sorties des canalisations (6) et (7) de même que les vannes (5) et (8) précédemment définies, les canalisations (6) et (7) représentées en coupe dans leur partie inférieure longeant de ce fait l'appareil jusqu'aux installations de vide et de compression qui l'équipent.
Une partie du volume (9) sera utilement utilisable pour le logement de l'équipage et des passagers, le reste, indépendamment du rôle de gaine technique visitable étant utilisable tant pour les réservoirs de carburant, réserves d'eaux, réceptacles d'eaux vannes et usées, soutes à bagages et fret, etc. Le volume (9) ainsi défini sera par conséquent empli d'air naturel, respirable, et éventuellement pressurisé.
La figure 3 représente, en coupe transversale, un autre type particulier d'appareil conçu selon les caractéristiques de l'invention. La gaine technique visitable est dans ce cas particulier constituée par une enveloppe rigide interne imperméable à l'atmosphère contrôlée (10), axiale à l'appareil, rectiligne et s'étendant de la proue à la poupe. Les ballonnets de gaz de sustentation (2) sont obligatoirement dans ce cas positionnés deux par deux et face à face de part et d'autre de cette gaine, soit en position verticale comme dans le cas de la figure (3), soit en position horizontale selon variante non illustrée. Les canalisations (6) et (7) et vannes (5) et (8) débouchent dans cette gaine, comme dans le cas défini en figure (2), selon possibilité non réprésentée en figure (3). Outre son rôle de gaine technique visitable, impliquant un diamètre suffisant de l'ordre de quatre à cinq mètres par exemple cette gaine technique longitudinale (10) servira de raidisseur longitudinal, et également de support axial aux raidisseurs rayonnes ou autres indispensables au maintien de rigidité de l'enveloppe extérieure (1).
Dans le cas particulier illustré par la figure 3, le volume inférieur (9) ne sera plus nécessairement étendu depuis la proue jusqu'à la poupe, mais sera utilement limité à la partie centrale de l'appareil et réservé exclusivement aux différentes installations de passagers, fret, carburant, réservoirs, par exemple.
Une communication verticale (11) existera nécessairement entre la partie basse (9) et la gaine technique axiale (10), l'atmosphère intérieure respirable et éventuellement pressurisée emplissant de ce fait la totalité des volumes habitables ainsi définis.
L'extrémité de proue de la gaine technique axiale (10) recevra logiquement, de par sa position privilégiée, le poste de pilotage et les services centraux de commande de l'aéronef.
Il paraît utile d'insister, en ce qui concerne les précisions relatives aux figures 2 et 3, que la forme circulaire retenue correspond à un dirigeable de forme cylindrique à extrémités hémisphériques retenu à type d'exemple mais que cette forme n'est nullement limitative quant aux formes définitives qui pourront être retenues pour la fabrication d'un appareil conçu selon les caractéristiques de l'invention.
La figure 4 représente, par exemple, la coupe transversale d'un aérostat dans lequel le volume habitable, permettant les accès techniques aux vannes et canalisations (5)-(6)- (7)-(8), est positionné de manière plus classique à l'extérieur du volume principal défini par l'enveloppe (1) qui contient l'atmosphère contrôlée (4) et les ballons gonflés de gaz de sustentation (2). Cette partie extérieure rapportée (12) est directement solidaire des infrastructures de l'appareil la surface de séparation ab entre le volume habitable (9) et l'atmosphère contrôlée (4) étant dans ce cas curviligne et partie de l'enveloppe (1).
Selon une variante non illustrée, ce mode de positionnement des cabines à l'extérieur de l'enveloppe (1) est également compatible avec la disposition d'une gaine technique axiale, rigide et longitudinale s'étendant de la proue à la poupe, telle que définie en figure 3.
Selon des modes particuliers de fabrication, les matériaux et techniques nécessaires à la fabrication d'aérostat conçu selon les caractéristiques de l'invention sont aujourd'hui courants, tant dans l'industrie spaciale ou encore en industrie nautique et aéronautique.
Pour l'enveloppe rigide extérieure (1) le procédé traditionnel de pose d'un revêtement extérieur rigide et imperméable, susceptible de supporter de légères
FEUILL D REMPLACEMENT surpressions ou dépressions de l'ordre de quelques centièmes d'atmosphère, sur une infrastructure d'anneaux parallèles verticaux régulièrement espacés depuis la proue jusqu'à la poupe de l'aérostat, peut être envisagé.
Dans le cas précis de l'exemple retenu pour illustrer notre comparaison avec les procédés antérieurs, une série de 40 anneaux, de diamètre égal à 42 mètres, pourrait se concevoir - soit un espace entr'anneaux de 5 mètres pour ce qui concerne la partie centrale cylindrique longue de 200 mètres, un anneau sur deux pouvant être utilement renforcé par des renforts ou haubans rayonnes solidaires au centre et déterminant sur la périphérie une série d'arcs égaux. Les ballonnets de sustentation seraient dans ce cas positionnés parallèlement entre deux anneaux renforcés ainsi défini, ce qui représenterait 20 espaces cylindriques de 10 mètres de longueur sur 42 mètres de diamètre, soit un volume global disponible de 13 850 m3 maximun par espace.
La figure 5 représente de face un tel anneau renforcé de 12 haubans. L'anneau périphérique (13), d'une longueur périmètrique de 132 mètres, dans le cas de notre exemple, est dans ce cas précis divisé en 12 arcs égaux d'angle au centre de 30°, d'une longueur de 11 mètres chacun. Les 12 rayons de renfort (14) sont solidaires d'un renfort circulaire central (15) qui peut être, soit plein, soit évidé, selon une variante non illustrée et d'un diamètre d'ouverture suffisant pour servir de support à l'éventuelle gaine technique axiale définie en figure 3. Le matériau retenu pour la réalisation de cet ensemble peut être soit métallique- aluminium ou tout alliage dérivé de densité voisine de 2,9 - soit plus conforme aux actuelles possibilités offertes par les matériaux plastiques, notamment du type stratifié fibre/résine couramment utilisés en industrie aéronautique, l'idéal étant représenté par le stratifié fibre de carbone, résine polyester ou epoxy, qui, pour une densité voisine de 1,70 présente les caractéristiques mécaniques les meilleures, supérieures dans tous les cas à celles des alliages légers.
Différents types de profils peuvent être envisagés, le plus avantageux semblant être un profil de section T qui, pour un minimum de poids, offre le maximum de caractéristiques mécaniques. L'anneau support de revêtement extérieur serait dans ce cas constitué par l'assemblage d'un nombre d'arcs suffisant.
La figure 6 représente en perspective un type d'assemblage de deux arcs consécutifs constitutifs de l'anneau support (13) solidarisés par leurs faces inférieures concaves par un profilé (16) copolymérisé en interfaces, grâce à la résine constitutive, avec les deux tronçons d'anneaux contigus, la lame verticale du T étant tournée vers l'extérieur de l'appareil.
La couverture extérieure sera constituée d'éléments ou modules réalisés en stratifié identique à celui des anneaux. La figure 7 représente en perspective un tel module de couverture (17). La figure 8 représente ce même module (17) en coupe longitudinale et transversale selon AA et BB. Sa forme est celle d'un bac allongé, au fond convexe cylindrique de rayon égal à celui de l'anneau support, partie convexe vers l' intérieur du bac. Les bords transversaux AA forment avec les génératrices du fond un angle droit, les bords longitudinaux BB forment entr'eux un angle au centre α résultant du nombre de modules prévus. Dans le cas précis de notre exemple, en supposant par exemple l'emploi de 60 modules par tour, l'angle au centre ainsi défini serait de 6 degrés, la longueur BB un arc de 220 cm de développé, et la longueur AA égale à 5 mètres. La figure 9 représente en coupe longitudinale A A et transversale BB le principe de pose des modules de couverture (17) sur les anneaux supports (13). Les extrémités AA des modules reposent sur la face convexe extérieure de l'anneau (13), la face inférieure concave du module épouse la surface supérieure convexe de l'anneau (13), le bord vertical A s'applique contre l'arête verticale de l'anneau (13), deux modules longitudinaux consécutifs s'opposent de part et d'autre de l'arête verticale de l'anneau
(13) par leurs extrémités A/A, les modules longitudinaux parallèles sont réunis entr'eux par leurs bords longitudinaux B/B, la solidarisation des différents éléments concernés se faisant par copolymérisation en inter-faces, à l'aide de la résine constitutive du stratifié.
La figure 10 représente en perspective le type d'assemblage ci-dessus détaillé. On notera que la cohésion de l'anneau (13) est renforcé au niveau du raccordement des 2 arêtes verticales de deux arcs contigus par le positionnement des deux modules opposés par leurs faces AA de part et d'autre de ces arêtes et à cheval sur le raccordement. Il résulte de ce procédé un évident renforcement de l'ensemble, lés arêtes verticales des modules et anneaux de soutènement, orientées vers l'extérieur de l'appareil constituant en fait un sytème de poutres extérieures en double épaisseur pour ce qui concerne les arêtes longitudinales résultant de l'accolement par deux des montants longitudinaux BB des modules, en triple épaisseur pour ce qui concerne les anneaux de soutènement. Il sera de ce fait possible d'envisager, pour cette première partie de réalisation, l'emploi d'un stratifié mince, d'épaisseur inférieure à 1 mm. La figure 11 représente en perspective, un type de modules utilisables, selon la méthode précitée, pour la réalisation des deux hémisphères de proue et de poupe, chaque module présentant un fond convexe sphérique, les bords A des modules périphériques extérieurs se rattachant aux arêtes verticales de proue et de poupe des anneaux terminaux de la partie cylindrique, les bords A des modules centraux se rattachant, soit à un point d'attache central (15), soit aux extrémités de proue et de poupe de la gaine technique axiale pour ce type particulier de réalisation, selon procédé non illustré, défini en figure 5.
FEUILLE DE REMPLACEMENT La figure 12 représente en perspective le type de haubans rayonnes qui pourraien être utilisés pour renforcer certains anneaux, par exemple un anneau sur deux, soit u rayonnage tous les dix mètres dans le cas de notre exemple. Pour accroître au maximu la résistance au flambage en cas d'exploitation alternée surpression/dépression, un profi de section H semble le plus indiqué, la face intermédiaire (18) étant fixée sur la fac inférieure du profilé (16) qui solidarise les arcs contigus constitutifs de l'anneau (13) pa deux cornières (19), appliquées de part et d'autre de (18) dans leur partie verticale, e solidaires de (16) par leur partie supérieure curviligne, par copolymérisation e interfaces. 0 La figure (13) représente cet assemblage en coupe suivant CC, les raccordement interface se faisant comme précédemment par copolymérisation de la résine de base, le raccordements au centre des haubans se faisant, de la même manière soit sur la pièc centrale (15) définie en figure 5, soit sur l'anneau central, support axial de l'éventuell gaine technique longitudinale axiale, définie figure 3. 5 Dans tous les cas, et selon variante non illustrée sur les figures, la solidarisation de différents éléments peut être renforcée, outre copolymérisation interface constituant un véritable soudure, par un système classique de boulonnage des faces contiguës de différents éléments.
Par ailleurs, compte tenu du renforcement extérieur que représentent les raidisseurs 0 constitués longitudinalement par les assemblages des faces B des modules, e transversalement par les assemblages des faces A de part et d'autre de l'arête verticale extérieure des anneaux (13), les calculs pourraient faire apparaître la possibilité de suppression du haubanage défini en figure 5 - 12 et 13, par multiplication du nombre des modules périphériques servant de raidisseurs externes. La figure 14 représente, en perspective, fragment du support de l'enveloppe externe réalisée selon processus défini précédemment, la surface inférieure, non visible sur la figure, constituant la surface interne de l'enveloppe rigide extérieure contenant l'atmosphère contrôlée.
L'aspect extérieur se présente comme une enveloppe rigide alvéolée, mais non o étanche à ce stade de la réalisation.
La figure 15 représente en coupe perpendiculaire transversale selon DD le second stade de réalisation possible d'un appareil conçu selon les caractéristiques de l'invention. Un système de boulonnage (20), complémentaire à la soudure interface BB, apparaît sur cette figure. Ce boulonnage formant saillie de part et d'autre des différentes faces des 5 éléments copolyméπsés en interface, est noyé dans une mousse rigide (21) appliquée par projection et polymérisation directe sur la surface alvéolaire de la paroi extérieure définie en figure (14), selon technique couramment utilisée en industrie aéronautique, de manière à constituer, après polymérisation complète un ensemble monolithique avec le support stratifié sous-jacent. L'épaisseur de ce revêtement est déterminée par la hauteur des arêtes verticales des modules et anneaux de soutènement, dont le calcul déterminera les dimensions adéquates. Outre le renforcement des caractéristiques mécaniques de l'enveloppe extérieure, par augmentation de l'épaisseur, ce revêtement alvéolaire (21) servira de support à l'enveloppe externe (1) de l'aéronef.
La figure 16 représente en coupe longitudinale selon génératrice de l'appareil conçu selon caractéristique de l'invention, le détail de l'enveloppe extérieure étanche à l'air contenant l'atmosphère contrôlée, après application, sur la couche alvéolaire (21) de l'enveloppe définitive (1). Ce revêtement définitif (1) sera constitué d'un stratifié identique à celui utilisé pour la fabrication et l'assemblage des différents éléments constitutifs.
Certaines techniques de réalisation de stratifiés favorisant les caractéristiques mécaniques selon axes directionnels déterminés par la technique, il pourrait être judicieux de profiter de cette possibilité pour améliorer au maximum la tenue mécanique de l'enveloppe réalisée selon processus ci-dessus suggéré. L'amélioration des caractéristiques mécaniques serait dans ce cas recherchée dans le sens longitudinal pour la fabrication des modules de revêtement (17) définis par les figures 7 et 8, leur forme allongée dans le sens proue/poupe se prêtant particulièrement à cette solution, l'amélioration dans le sens transversal étant, au contraire, recherchée lors de la pose finale du revêtement externe définitif (1).
Ce processus de fabrication est également applicable à la réalisation d'une cellule autonome, telle que définie en figure 1, dont l'utilisation, en complément aux ballonnets traditionnels, conférerait aux dirigeables conçus selon normes antérieures, l'autonomie de lestage caractéristique de l'invention. La forme sphérique serait logiquement indiquée dans ce cas, l'équipement d'un dirigeable classique de deux cellules d'auto lestage, situées, l'une en proue, l'autre en poupe, conférant à l'appareil, outre l'autonomie de lestage, une meilleure maniabilité grâce aux possibilités d'allégement sélectif en proue ou en poupe susceptible de faciliter les manoeuvres de décollage ou d'atterrissage. Insistons toutefois sur le fait que le processus de fabrication détaillé dans le présent brevet ne représente qu'une possibilité de mise en oeuvre du procédé selon l'invention, et n'élimine aucunement d'autres techniques, notamment l'utilisation de métaux légers, ou l'utilisation de matériaux dits "Nid d'Abeille" en remplacement des mousses rigides illustrant notre exemple.
FEUILLE D REMPLACEMENT

Claims

Revendications
1) - Procédé de sustentation des Aérostats rigides utilisant un système de lestage par air, caractérisé en ce que une masse d'air (4) variable selon variations contrôlées de sa Pression (atmosphère contrôlée) est incluse dans un système clos solidaire de l'Aérostat, de volume intérieur invariable, délimité par une Paroi rigide (1) étanche à l'Air, indéformable sans gonflement ni rétraction face aux surpressions ou dépressions résultant de l'injection ou de l'éjection d'air depuis ou vers l'atmosphère extérieure en contact avec la surface externe de la Paroi (1) réalisées par manoeuvres de la vanne (5) qui équipe la Canalisation (6) reliée aux installations de compression et pompes à vide qui équipent l'appareil. 2) - Procédé selon revendication 1 caractérisé en ce que les ballonnets dilatables et rétractables (2) contenant le gaz de sustentation (3) alimenté ou extrait par manoeuvre de la vanne (8) qui équipe la Canalisation (7) raccordable aux installations extérieures de stockage, approvisionnement ou extraction du gaz de sustentation, sont positionnés à l'intérieur du système clos délimité par la paroi (1), et entourés par l'atmosphère contrôlée (4) comprise entre leur surface extérieure et la surface intérieure de la paroi (1).
3) - Procédé selon revendications 1 et 2 caractérisé en ce que l'équilibre statique au sol de l'Appareil chargé prêt au départ (pesage) s'effectue en équilibre de Pression entre le gaz de sustentation (3), l'atmosphère contrôlée (4) et la Pression atmosphérique extérieure, par injection de gaz de sustentation par la canalisation
(7), vanne (8) ouverte, vanne (5) ouverte par la libre évacuation de la quantité partielle d'air chassée de l'atmosphère contrôlée (4) par le gonflement des ballonnets (2), l'opération étant interrompue par fermeture des vannes (7) et (5) dés obtention de la sustentation statique de l'Appareil au sol, la masse de gaz de sustentation (3) restant dés lors invariable durant l'étape envisagée.
4) - Procédé selon revendications de 1 à 3 caractérisé en ce que l'allégement pour l'ascension s'effectue par aspiration et rejet dans l'atmosphère extérieure d'une quantité progressive d'air de l'Atmosphère contrôlée (4) induisant une dépression interne et le gonflement corrélatif des ballonnets de gaz de sustentation (2), l'opération étant interrompue dés obtention de l'altitude prévue, par fermeture de la vanne (5).
5) - Procédé selon revendication 4 caractérisé en ce que l'Allégement progressif résultant de la consommation en carburant alimentant le système propulseur nécessite pour la stabilisation en altitude un alourdissement progressif correspondant, par augmentation de Pression de l'Atmosphère contrôlée par injection d'air depuis l'atmosphère extérieure, un judicieux équilibre déterminé par le calcul entre les paramètres antinomiques définis par ces deux revendications permettant l'exploitation en équilibre permanent de Pressions entre le gaz de sustentation (3), l'atmosphère contrôlée (4) et la Pression atmosphérique variable selon altitude. 6) - Procédé selon revendications de 1 à 5 caractérisé en ce que l'atterrissage s'effectue par augmentation suffisante de Pression de l'Atmosphère contrôlée (4) par injection d'air depuis l'extérieur.
7) - Dispositif pour la mise en oeuvre du Procédé selon l'une quelconque des
Revendications de 1 à 6 caractérisé en ce que la Paroi extérieure rigide est constituée de modules (17) solidarisés par leurs arêtes extérieures par copolymérisation, soudure et/ou boulonnage, positionnés sur des anneaux supports (13) éventuellement renforcés de Rayons de renfort (14), rigidifiés par projection de mousse rigide (21) polymérisée en surface en épaisseur déterminée par la hauteur des arêtes des modules (17) et rendue étanche par application sur la mousse rigide (21) d'un stratifié fibre/résine polymérisé en contact direct (1).
FEUILLE DE REMPLACEMENT
PCT/FR1992/000858 1991-09-16 1992-09-14 Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage WO1993006004A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9111361A FR2681306A1 (fr) 1991-09-16 1991-09-16 Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage.
FR91/11361 1991-09-16

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO1993006004A1 true WO1993006004A1 (fr) 1993-04-01

Family

ID=9416955

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR1992/000858 WO1993006004A1 (fr) 1991-09-16 1992-09-14 Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR2681306A1 (fr)
WO (1) WO1993006004A1 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996005104A1 (fr) * 1994-08-12 1996-02-22 Roman Stoklosinski Ballon/dirigeable
JP2006151320A (ja) * 2004-12-01 2006-06-15 Fuji Heavy Ind Ltd 飛行船及び飛行船の装備品取付方法
CN108869297A (zh) * 2018-07-20 2018-11-23 北京电子工程总体研究所 一种大型多环柔性囊体的折叠收纳装置

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CZ294021B6 (cs) * 1996-06-10 2004-09-15 Cherokee Ltd Stavebnicová modulární jednotka vzducholodi a vzducholoď z nich postavená
FR2845967A1 (fr) * 2002-10-22 2004-04-23 Stephane Guedon Dispositif pour rendre les dirigeables plus legers
CN101157383B (zh) * 2007-11-02 2010-07-28 黄刚 一种v字型尾翼飞艇
US20170096208A1 (en) * 2015-10-06 2017-04-06 Jeff Klagenberg Multi-Layer Fluid Containment Recovery System
CN108313256A (zh) * 2018-04-20 2018-07-24 中国气象局气象探测中心 一种用于为双气球结构充气的装置及控制方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3432122A (en) * 1967-06-19 1969-03-11 Goodyear Aerospace Corp Combination ballonet and dilation system for balloons
FR2318783A1 (fr) * 1975-07-22 1977-02-18 Swaton Gunther Dirigeable ayant un systeme perfectionne de lestage et d'equilibrage
FR2320229A1 (fr) * 1975-08-04 1977-03-04 Zodiac Perfectionnements apportes aux aerostats, notamment aux dirigeables, et a leur procede de mise en oeuvre
FR2351858A1 (fr) * 1976-05-20 1977-12-16 Slater Saul Aeronef plus leger que l'air transformable en vol entre des configurations approximativement horizontale et verticale
WO1986003469A1 (fr) * 1984-12-06 1986-06-19 Centre National D'etudes Spatiales (C.N.E.S.) Ballon aerostatique pilotable
US4773617A (en) * 1987-03-05 1988-09-27 Mccampbell Burton L Lighter-than-air craft
WO1990009312A1 (fr) * 1987-08-20 1990-08-23 Wintzell, Bruno Dispositif de reglage de l'altitude d'un dirigeable

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3432122A (en) * 1967-06-19 1969-03-11 Goodyear Aerospace Corp Combination ballonet and dilation system for balloons
FR2318783A1 (fr) * 1975-07-22 1977-02-18 Swaton Gunther Dirigeable ayant un systeme perfectionne de lestage et d'equilibrage
FR2320229A1 (fr) * 1975-08-04 1977-03-04 Zodiac Perfectionnements apportes aux aerostats, notamment aux dirigeables, et a leur procede de mise en oeuvre
FR2351858A1 (fr) * 1976-05-20 1977-12-16 Slater Saul Aeronef plus leger que l'air transformable en vol entre des configurations approximativement horizontale et verticale
WO1986003469A1 (fr) * 1984-12-06 1986-06-19 Centre National D'etudes Spatiales (C.N.E.S.) Ballon aerostatique pilotable
US4773617A (en) * 1987-03-05 1988-09-27 Mccampbell Burton L Lighter-than-air craft
WO1990009312A1 (fr) * 1987-08-20 1990-08-23 Wintzell, Bruno Dispositif de reglage de l'altitude d'un dirigeable

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996005104A1 (fr) * 1994-08-12 1996-02-22 Roman Stoklosinski Ballon/dirigeable
JP2006151320A (ja) * 2004-12-01 2006-06-15 Fuji Heavy Ind Ltd 飛行船及び飛行船の装備品取付方法
JP4599147B2 (ja) * 2004-12-01 2010-12-15 富士重工業株式会社 飛行船及び飛行船の装備品取付方法
CN108869297A (zh) * 2018-07-20 2018-11-23 北京电子工程总体研究所 一种大型多环柔性囊体的折叠收纳装置
CN108869297B (zh) * 2018-07-20 2024-05-03 北京电子工程总体研究所 一种大型多环柔性囊体的折叠收纳装置

Also Published As

Publication number Publication date
FR2681306A1 (fr) 1993-03-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7487936B2 (en) Buoyancy control system for an airship
CA1255644A (fr) Ballon aerostatique pilotable
US7156342B2 (en) Systems for actively controlling the aerostatic lift of an airship
US6427943B2 (en) Stratospheric airship
EP2051904B1 (fr) Aeronef a espace utile optimise et procede pour optimiser l'espace utile d'un aeronef
US6843448B2 (en) Lighter-than-air twin hull hybrid airship
WO1993006004A1 (fr) Procede de sustentation des aerostats en autonomie de lestage
US3488019A (en) Cargo-gas airship with boundary layer control
WO2011042316A1 (fr) Module de levage "momoheli ii" et véhicules
JP3903202B2 (ja) 成層圏用飛行船
US3801044A (en) Ballooned, stol aircraft
CA2557771A1 (fr) Dirigeable hybride
FR2830838A1 (fr) Dirigeable semi-rigide a carene maintenue en conformation par une poche de gaz porteur comprimee par un coussin d'air
US20210016867A1 (en) Lighter-than-air leakage reduction
US20230234693A1 (en) Tactical hybrid stratospheric airship
WO2005073081A1 (fr) Aeronef aerostatique commandable semi-rigide equipe d'un corps de configuration variable
CN114072331A (zh) 具有刚性支撑结构的飞船
EP2619083B1 (fr) Module de levage "momoheli ii" et véhicules
EP1003670B1 (fr) Aerostat pour le transport de materiel et de passagers
EP1736405A1 (fr) Dirigeable semirigide
FR3006987A1 (fr) Dirigeable a portance variable et procede de pilotage d'un tel dispositif a portance variable
RU2244639C2 (ru) Комбинированная авиационная транспортная система для перевозки сжатых газов
WO2014096559A1 (fr) Un nouveau type de dirigeable
US20240017811A1 (en) Vacuum airship
FR2740755A1 (fr) Aerostat dirigeable a armature gonflable et a pilotage par balancier

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): RU US

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH DE DK ES FR GB GR IE IT LU MC NL SE

122 Ep: pct application non-entry in european phase