BR112013024635A2

BR112013024635A2 - aeronave incluindo estruturas aerodinâmicas, de flutuação e implantáveis

Info

Publication number: BR112013024635A2
Application number: BR112013024635-9A
Authority: BR
Inventors: John Goelet
Original assignee: Lta Corporation
Priority date: 2011-03-31
Filing date: 2012-03-26
Publication date: 2020-09-01
Also published as: ES2537182T3; EP2691295A2; WO2012135117A3; US20160355248A1; US8596571B2; AU2012236872A1; US20180050785A1; US20120248241A1; US20140231580A1; HK1193585A1; US9745042B2; EP2691295B1; CA2830799A1; AU2012236872B2; WO2012135117A2

Abstract

  DIRIGÍVEL INCLUINDO ESTRUTURAS AERODINÂMICAS, DE FLUTUAÇÃO E IMPLEMENTÁVEIS Uma aeronave é fornecida. A aeronave inclui um casco configurado para conter um gás, pelo menos um conjunto de propulsão acoplado ao casco e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo menos um componente aerodinâmico incluindo uma pluralidade de estruturas de carenagem incluindo uma ou mais lâminas, em que o pelo menos um componente aerodinâmico é associado com o casco e é configurado para dirigir o fluxo de ar em torno da aeronave.

Description

y}

P 1/61 AERONAVE INCLUINDO ESTRUTURAS AERODINÂMICAS, DE FLUTUAÇÃO E

IMPLANTÁVEIS

PRIORIDADE Este pedido reivindica o benefício de prioridade do 5 Pedido de Patente Provisório No. US 61/470,025, depositado em 31 de março de 2011, intitulado "Aeronave incluindo estruturas aerodinâmicas, de flutuação e implantáveis" todo o conteúdo do qual é aqui incorporado por referência.

CAMPO DA INVENÇÃO A presente descrição é dirigida para uma aeronave e seus recursos.

FUNDAMENTOS A presente invenção refere-se a uma aeronave incluindo estruturas aerodinâmicas, de flutuação e irnplantáveis. Cada uma da Patente No. US 7.866.601, concedida em 11 de janeiro de 2011, Pedido de Patente No. US 12/957,989, depositado em 01 de dezembro de 2010, Pedido de Patente No. US 12/222,355, depositado em 07 de agosto de 2008, Patente No.

US D583,294, emitida em 23 de dezembro de 2008, Pedido de Patente de Desenho No. US 29/366,163, depositado em 20 de julho de 2010, e o pedido de Patente Provisório No. US 61/366,125, depositado em 20 de julho de 2010 divulga assunto relacionado com a presente invenção e os conteúdos destes pedidos são aqui incorporados por referência na sua totalidade.

Aeronaves mais leves que o ar aerostáticas viram uso substancial desde 1783 após o primeiro voo tripulado bem sucedido de balão de ar quente dos irmãos Montgolfier.

Várias melhorias foram feitas desde aquela época, mas o desenho e conceito de balões de ar quente tripulados

_~ 2/61 permanecem substancialmente similares. Tais desenhos podem incluir uma gôndola para transportar urn piloto e os passageiros, um dispositivo de aquecimento (por exemplo, uma tocha de propano), e um grande invólucro ou saco 5 afixado na gôndola e configurado para ser preenchido com ar. O piloto pode então utilizar o dispositivo de aquecimento para aquecer o ar até as fo,rças de flutuação do ar aquecido exercerem força suficiente sobre o invólucro para levantar o balão e uma gôndola em anexo. Navegação de 10 tal aeronave provou ser difícil, principalmente devido às correntes de vento e à falta de unidades de propulsão para dirigir o balão.

Para melhorar o conceito de voo mais leve que o ar, algumas aeronaves mais leves que o ar evoluíram para 15 incluir unidades de propulsão, instrumentos de navegação e controles de VOCi. Estas adições podem permitir um tal piloto de uma aeronave dirigir o impulso das unidades de propulsão em tal direção que cause a aeronave prosseguir como desejado. Dirigíveis, utilizando unidades de propulsão 20 e instrumentos de navegação normalmente não utilizam o ar quente como um gás de elevação (embora possa ser usado ar quente), com muitos pilotos preferindo gases de elevação mais leves que o ar, como hidrogênio e hélio. Essas aeronaves também podem incluir um invólucro para reter o 25 gás mais leve que o ar, uma área de tripulação, e uma área de carga, entre outras coisas. Os aeronaves são tipicamente simplificados em uma forma tipo dirigível ou Zeppelin, o que, ao fornecer arrasto reduzido, pode sujeitar a aeronave para efeitos aeronáuticos adversos (por exemplo, armar 30 tempo conhecido como armar vento).

Aeronaves outras que não balões de ar quente tradicionais podem ser divididas em várias classes de construção: rígida, semirrígida, não rígida, e tipo híbrido. Dirigíveis rígidos normalmente possuem armações 5 rígidas que contêm múltiplas células de gás não pressurizadas ou balões para fornecer elevação. Estes aeronaves geralmente não dependem da pressão interna das células de gás para manter a sua forma. Dirigíveis semirrígidos geralmente utilizam uma certa pressão dentro de um invólucro de gás para manter sua forma, mas também podem ter quadros ao longo de uma porção de fundo do invólucro para fins de distribuição de cargas de suspensão no invólucro e para permitir pressões de invólucro mais baixas, entre outras coisas. Dirigíveis não rígidos tipicamente utilizam um nivel de pressão em excesso da pressão de ar circundante de modo a manter sua forma e qualquer carçja associada com dispositivos de transporte de carga é suportada pelo invólucro de gás e tecido associado.

O balão comumente utilizado é um exernplo de uma aeronave não rígida.

Aeronaves híbridas podem incorporar membros de outros tipos de aeronave, tal como uma armação para suportar cargas e um invólucro utilizando pressão relacionada coiti urn gás de elevação para rnanter a sua forma. Aeronaves hibridas também podem combinar caracteristicas de aeronave mais pesada que o ar (por exemplo, aviões e helicópteros) e tecnologia mais leve do que o ar para gerar elevação e estabilidade adicional. Deve notar-se que muitas aeronaves, quando totalmente carregadas com carga e combustível, podem ser mais pesadas que o ar e, portanto, podern usar o seu sistema de propulsão e forma para provocar elevação aerodinâmica necessária para permanecer no ar. No entanto, no caso de uma aeronave híbrida, o peso da aeronave e carga pode ser substancialmente compensado pela elevação gerada 5 pelas forças associadas com um gás de elevação, tal como, por exemplo, o hélio. Estas forças podem ser exercidas sobre o invólucro, enquanto elevação complementar pode resultar de forças de elevação aerodinâmicas associadas ao casco.

lO A força de elevação {isto é, a flutuabilidade) associada com um gás mais leve que o ar pode depender de vários fatores, incluindo pressão atmosférica e temperatura, entre outras coisas. Por exemplo, ao nível do mar, aproximadamente um metro cúbico de hélio pode i5 equilibrar aproximadamente uma massa de um quilograma.

Portanto, uma aeronave pode incluir um correspondentemente grande invólucro com o qual manter gás de elevação suficiente para levantar a massa da aeronave. Aeronaves configuradas para elevaçào de cargas pesadas podem utilizar um invólucro dimensionado como desejado para a carga a ser b levantada. i

F Desenho de casco e racionalização das aeronaves podern fornecer elevação adicional uma vez que a aeronave está em andarnento, no entanto, aeronaves racionalizadas anteriorrnente desenhadas, em particular, podem experimentar efeitos adversos baseado em forças aerodinâmicas de tais desenhos de casco. Por exemplo, uma tal força pode ser o armar de tempo, o que pode ser causado por ventos ambiente atuando em várias superfícies da aeronave. O termo "armar de tempo" é derivado da ação de uma palheta de tempo, que gira sobre um eixo vertical e sempre se alinha com a direção do vento. Armar de tempo pode ser um efeito indese;jável que pode causar aeronaves experimentarem mudanças significativas de direção com base em uma 5 velocidade associada com o vento. Tal efeito pode, assim, resultar em velocidades de solo mais baixas e consumo de energia adicional para viajar. Diriçíveis inais leves que o ar podem ser particularmente susceptiveis a armar de tempo e, por conseguinte, pode ser desejável conceber uma aeronave mais leve que o ar para minimizar o efeito de tais forças.

Por outro lado, aeronaves com uma forma de casco com um comprimento que é serríelhante à largura podem exibir estabilidade reduzida, particularmente a velocidades elevadas. Por conseguinte, a relação de aspecto entre o comprimento e a largura (comprimento:largura) de uma aeronave pode ser selecionado de acordo com o uso pretendido da aeronave.

Pouso e fixação de uma aeronave mais leve que o ar também podem apresentar problemas especificos com base na susceptibilidade a forças aerodinâmicas adversas. Apesar de muitas aeronaves mais leves que o ar poderem realizar ínanobras de "pouso e descolagern vertical" ('JTOL), uma vez que tal aeronave chega a um ponto perto do chão, a fase final de pouso pode implicar pronto acesso a uma equipe de solo (por exemplo, várias pessoas) e / ou um aparelho de ancoragem para atar ou de outro modo prender a aeronave para o chão. Sem acesso a tais membros, a âeronave pode ser levada por correntes cie vento ou outras forças incontroláveis, enquanto um piloto da aeronave tenta sair e lidar com a fase final de pouso. Portanto, sistemas e métodos que permitam pouso e fixação de uma aeronave por um ou rnais pilotos podem ser desejáveis.

Além disso, aeronaves podem incluir compartimentos de 5 passageiros e / ou carga, norrnalmente suspensos abaixo do casco da aeronave. No entanto, tal colocação de um cornpartimento de passageiros / carga pode ter um efeito adverso sobre a aerodinâmica e, consequentemente, capacidade de desempenho da aeronave. Por exemplo, um compartimento externamente montado aumenta arrasto tanto nas direções frente-trás e bombordo-estibordo, exigindo, portanto, mais potência para impulsionar a aeronave, e torna a aeronave rnais sensível a ventos cruzados. Além disso, por causa de um compartimento montado externamente ser geralmente na parte inferior da aeronave, o compartimento está deslocado do centro vertical da aeronave e, por conseguinte, pode levar à instabilidade, corno o arrasto adicional devido ao compartiinento vir sob a forma de forças aplicadas substancialmente tangenciais ao casco exterior da aeronave, causando momentos que tendem a torcer e / ou virar a aeronave indesejavelmente. Tais momentos adversos exigem medidas de estabilização serern tomadas, tipicamente, sob a forma de dispositivos de propulsão e / ou membros de estabilização {por exemplo, asas). No entanto, dispositivos de propulsão precisam de energia, e os membros de estabilizaçáo, enquanto proporcionando estabilidade em uma direção, podem causar instabilidade em outra direção. Por exemplo, um estabilizador orientado vertical pode fornecer estabilidade lateral, mas pode causar aumento do arrasto frente-trás, e pode também tornar

)·

F 7/61 a aeronave mais susceptível a ventos laterais. Seria vantajoso ter uma aeronave tendo uma configuração que pode transportar passaçeiros / carga mas não provoca os efeitos adversos tipicamente associados com compartimentos e / ou 5 estabilizadores externamente montados acima mencionados.

Alérn disso, pode ser desejável ser capaz de pousar uma aeronave em água. No entanto, flutuadores montacios externamente podem apresentar excesso de arrasto podendo causar instabilidade. Po:r conseçuinte, seria vantajoso ter uma aeronave tencio estruturas de flutuação que não causam tal excesso de arrasto.

Além disso, pode ser desejável ser capaz de implementar vários tipos de aparelhos industriais a partir de uma aeronave. No entanto, como mencionado acima, qualquer aparelho montado externamente pode causar excesso de arrasto, e, assim, instabilidade. Por conseguinte, seria vantajoso ter uma aeronave tendo aparelhos irnplantáveis que não causam excesso de arrasto como tal.

A presente descrição é dirigida para a resolução de um ou rrtais dos desejos acima discutidas utilizando várias modalidades exemplares de uma aeronave.

SUMÁRIO Em urrt aspecto exemplar, a presente descrição refere-se a uma aeronave. A aeronave inclui um casco configurado para conter um gás, pelo rnenos um conjunto de propulsão acoplado ao casco e incluindo urrí dispositivo de propulsão, e pelo menos um componente aerodinâmico que inclui uma pluralidade de estruturas de carenagem incíuindo uma ou mais lâminas, em que c) pelo menos um componente aerodinâmico está associado com o casco e está configurado para dirigir o

! 8/61 fluxo de ar em torno da aeronave.

. Em outro aspecto exemplar, a presente descrição refere-se a uma aeronave. A aeronave inclui um casco configurado para conter um gás, pelo menos um conjunto de 5 propulsão acoplado ao casco e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo menos uma estrutura de iílutuação configurada para suportar a aeronave durante um pouso na água.

De acordo com outro aspecto exemplar, a presente lCl descrição refere-se a uma aeronave. A aeronave inclui um casco configurado para conter um gás, pelo menos um conjunto de propulsão acoplado ao casco e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo rnenos um aparelho implantável alojado dentro cio casco e implantável a partir 15 do casco para operação relacionada com o controle de voo ou pouso da aeronave.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS A Figura 1 ilustra uma aeronave incluindo cornponentes pneumáticos de acordo com uma modalidade exemplar descrita; 20 A Figura 2 ilustra uma estrutura de suporte exemplar cia aeronave divulgada; A Figura 3 ilustra um material cie casco divulgado exemplar da aeronave divulgada, A Fiçjura 4 ilustra uma modalidade exemplar da aeronave 25 divulgada tendo uma' forma esferoide substancialmente achatada, em que a relação de aspecto entre o comprimento do casco para a largura do casco é de 1 para 1 (1:1); A Figura 5 ilustra uma modalidade exemplar da aeronave divulgada tendo uma forma esferoide substancialmente 30 achatada, em que a relação de aspecto entre o comprimento do casco para a largura do casco é de 4:3;

A Figura 6 ilustra uma modalidade exemplar da aeronave divulgada tendo uma forma esferoide substancialmente achatada, em que a relação de aspecto entre o comprimento

5 do casco para a largura do casco é de 3:2;

A Figura 7 ilustra uma modalidade exemplar da aeronave divulgada tendo uma forma esferoide substancialmente achatada, em que a relação de aspecto entre o comprimento do casco para a largura do casco é de 2:1;

A Figura 8 ilustra uma estrutura de suporte de cabine de piloto exemplar e conjunto de trem de pouso frontal;

A Figura 9 ilustra um conjunto de propulsão exemplar e conjunto de suporte;

A Figura 10 ilustra uma vista de fundo da aeronave divulgada, mostrando um conjunto exemplar de conjuntos de propulsão;

A Figura 11 ilustra uma vista de fundo da aeronave divulgada, mostrando outra disposição exemplar dos conjuntos de propulsão;

A Figura 12A ilustra um sistema de fornecimento de potência exemplar;

A Figura 12B ilustra uma modalidade de aeronave exemplar divulgada tendo uma modalidade exemplar de um dispositivo de conversão de energia solar;

A Figura 13 A ilustra uma vista em corte de uma modalidade aeronave divulgada tendo compartimentos de carga, em que um sistema de transporte é implantado a partir dos compartimentos de carga;

A Figura 13B ilustra uma vista em corte de uma outra modalidade de aeronave onde os compartimentos de carga, erri h 10/61 si, são implantados;

A Figura 14 ilustra uma vista em corte de uma modalidade de aeronave exemplar mostrando uma pluralidade de bexigas internas;

5 As Figuras 15A-15D ilustram características exemplares de uma conjunto de empenaqem;

A Figura 16 ilustra uma vista de secção transversal parcial de uma modalidade de aeronave exemplar tendo trem de pouso frontal implantável com um cornpartimento de iO passageiros;

A Figura 17 ilustra uma modalidade exemplar de uma aeronave tendo componentes aerodinâmicos montados no fundo;

A Figura 18 é uma vista posterior de uma aeronave tendo um componente aerodinâmico abrangendo toda a largura da porção de topo da aeronave;

A Figura 19 é uma modalidade exemplar de uma aeronave tendo estruturas aerodinâmicas que não projetam a partir do invólucro do casco da aeronave;

A Figura 20 é uma modalidade de aeronave exemplar tendo componentes aerodinâmicos de sobreposição;

A Figura 21 é uma modalidade de aeronave exemplar em que estruturas carenagem do componente aerod.inâmico são orientadas diagonalmente;

A Figura 22 é uma vista de secção transversal de uma modalidade de aeronave exemplar tencio componentes aerodinâmicos confiçurados para produzir eievação aerodinârrtica durante o voo;

A Figura 23 é uma vista em corte de uma outra modalidade exemplar de uma aeronave tendo múltiplos componentes aerodinâmicos;

A Figura 24 é uma vista posterior de outra modalidade exemplar de uma aeronave tendo múltiplos componentes aerodinâmicos; A Figura 25 é uma modalidade de aeronave exemplar 5 tendo estruturas de flutuaçào; A Figura 26 é uma outra modalidade de aeronave exemplar tendo estruturas de flutuação; As Figuras 27 e 28 são modalidades de aeronave exemplares com estruturas de flutuação implantáveis; A Figura 29 é uma modalidade de aeronave exemplar tendo um aparelho implantável, e A Figura 30 é um diagrama de blocos de uma modalidade exemplar de um computador configurado para controlar vários aspectos da aeronave divulgada.

DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO Referência agora será feita em detalhes para os desenhos. Sempre que possivel, os mesmos números de referência serão usados ao longo dos desenhos para referir às mesmas ou partes semelhantes.

As figuras anexas retratam modalidades exemplares de uma aeronave 10. Aeronave 10 pode ser configurada para VTOL bem como navegação ern três dimensões (por exemplo, planos X, Y, e Z). COrnO mostrado na Figura 1, por exemplo, a aeronave 10 pode incluir um casco 12 configurado para conter um gás. Aeronave 10 também pode incluir urn conjunto de empenagem 25 acoplado à aeronave 10, pelo menos urrí conjunto de propulsão 31 acoplado à aeronave 10, urn sistema de fornecimento de potência 1000 para entregar potência para o conjunto de propulsão 31 (ver Figura 12A), e um sistema de carga 1100 para transporte de passageiros e / ou

\ 12/61 carga {ver, por exemplo, Figuras 13A e 13B). Em alternativa, ou adicionalmente, em algumas modalidades, aeronave 10 pode incluir um ou mais componentes aerodinâmicos 2000 (ver, por exerrtplo, Figura 1), e uma ou 5 mais estruturas de flutuação 4000 (ver, por exernplo, a Fiçjura 25). Além disso, em alçumas modalidades, aeronave 10 pode incluir um aparelho implantável 5000 (ver, por exemplo, a Figura 29).

Ao longo desta discussão de várias modalidades, os terínos "frontal" e / ou "frente" será usada para se referir às áreas dentro de uma secção de aeronave 10 mais prÓximas de direção de avanço, e o termo "posterior" e / ou "ré" será usado para se referir às áreas cientro de uma secção da aeronave 10 mais próxima da direção oposta da viagem. Além disso, o terrrío "cauda" será usado para se referir a um ponto mais traseiro associado com casco 12, enquanto o termo "nariz" será usado para se referir ao ponto mais para a frente no interior da secção frontal do casco 12.

As Figuras anexas ilustram vários eixos relativos à aeronave exemplar 10 para fins de referência. Por exemplo, como mostrado ria Figura 1, aeronave 10 pode incluir um eixo de giro 5, um eixo de inclinação 6, e um eixo de guinada 7.

Eixo de giro 5 de 10 aeronave pode corresponder com urna linha imaginária atravessando casco 12 em uma direção a partir de, por exemplo, a cauda para o nariz da aeronave

10. Eixo de guinada 7 d.a aeronave 10 pode ser um eixo central vertical correspondente com urna linha imaqinária atravessando perpendicular ao eixo de giro 5 através do casco 12 na direção de, por exemplo, uma superfície de fundQ do casco 12 para uma superfície de topo do casco 12.

t 13/61 Eixo de inclinação 6 pode corresponder a uma linha imaginária atravessando perpendicular a arnbos os eixos cle guinada e de giro, de tal modo que eixo cie inclinação 6 atravessa através do casco 12 de um lado da aeronave 10 5 para o outro lado da aeronave 10, como mostrado na Figura

1. "Eixo de giro" e "eixo X" ou "eixo longitudinal", " eixo de inclinação" e "eixo Y", e "eixo de guinada" e "eixo Z" podem ser usados alternadamente nesta discussão para se referir aos vários eixos a,"sociados com aeronave 10. Um perito na arte reconhecerá que as condições descritas neste parágrafo são apenas exemplos e não pretendem ser limitativas.

CASCQ Casco 12 pode incluir uma estrutura de suporte 20 (ver Figura 2), e uma ou mais cainadas de material 14 substancialmente cobrindo estrutura de suporte 20 (ver Figura 3). Em algumas rnocialidades, aeronave lCi pode ser uma aeronave "ríçida". Tal como aqui utilizado, o termo "aeronave rígicia" refere-se a uma aeronave tendo uma estrutura rígida, e contendo uma ou mais células de çfáS não pressurizadas ou bexigas para fornecer elevação, em que o casco da aeronave não depende da pressão interna das células de gás para manter sua forma.

A Figura 2 ilustra uma estrutura de suporte exemplar 20 de acordo com algumas modalidacies cia presente clivuigação. Por exemplo, a estrutura de suporte 20 pode ser configurada para definir uma forma associada à aeronave 10, enquanto fornecendo suporte para numerosos sistemas associados com aeronave iO. Tais sistemas podem incluir, por exemplo, casco 12, conjuntos de propulsão 31, sistema

P } 14/61 de fornecimento de potência 1000, e / ou um sistema de carga 100. Como mostrado na Figura 2, a estrutura de suporte 20 pode ser definida por um ou mais membros de armação 22 interconectados para formar uma forma desejada.

5 Por exemplo, a aeronave 10 pode incluir um feixe periférico, substancialmente circular, oval, elíptico, ou de outra forma oblonga, (por exemplo, um aro de quilha 120). Aro de quilha 120 pode incluir uma ou mais seções de armação com um raio de curvatura definido que podem ser lO afixadas umas às outras para formar aro de quilha 120 de um raio ou forma oblongo e tamanho desejados. Em algumas rnodalidades, aro de quilha 120 pode ter um diâmetro de, por exemplo, cerca de 21 metros. Ern modalidades oblongas, aro de quilha 120 pode ser de tamanho similar. Estrutura de suporte 20 também pode incluir um membro de armaçào longitudinal 124 configurado para estender em uma direção longitudinal a partir de uma porçào de frente do aro de quilha 120 para uma porção posterior do quilha de aro 120.

A fim de maximizar a capacidade de elevação associada com aeronave 10, pode ser desejável projetar e fabricar estrutura de suporte 20 de rnodo que o peso associado com a estrutura de suporte 20 é minimizado enquanto força e, portanto, a resistência às forças aerodinâmicas, por exemplo, é maximizada. Em outras palavras, a maximização de uma relação resistência-peso associada com a estrutura de suporte 20 pode fornecer urría configuração mais desejável para aeronave 10. Por exemplo, um ou mais dos membros de armação 22 pode ser construído a partir de materiais de pouco peso, mas de elevada resistência, incluindo, por exempío, um material substancialmente à base de carbono

¶', jj7 15/61 (pc'r exemplo, fibra de carbono) e / ou alurrtínio, entre outros.

Casco 12 pode ser configurado para reter um volume de gás mais leve que o ar. Em algumas mocialidades, casco 12 5 pode incluir pelo menos um invólucro 282 cosido ou montado de outra forma de tecido ou material configurado para reter urn gás rnais leve que o ar, como mostrado na Figura 3.

Invólucro 282 pode ser fahricado a partir de materiais incluindo, por exemplo, plástico aluminizado, poliuretano, poliéster, látex laminado, niylar, e / ou qualquer outro material adequado para a retenção de um çlás mais leve que o ar.

Gases de elevação mais leves que o ar para o uso dentro do invólucro 282 do casco 12 podem incluir, por exemplo, hélio, hidrogêni.o, metano e amônia, entre outros.

A força de elevação potencial de um gás mais leve que o ar pode depender da densidâde do gás em relação à densidade do ar circundante ou outro fluido (por exemplo, água). Por exernplo, a densidade de hélio a 0 graus Celsius e 101,325 kilo-Pascal pode ser de aproximadamente 0,1786 g / Ij, enquanto que a densidade do ar a 0 ° C e 101,325 kilo- Pascal pode ser cie aproxirnadamente 1,29 g / L.

Neçligenciando o peso de um invólucro de retenção, equação (1) abaixo, ilustra uma fórmula sirnplificada para calcular uma força de empuxo, Fbuoyant, com base no volume de um gás mais leve que o ar, em que Df é uma densidade associada a um ambiente fluido, Dlta é uma densidade associacia cora o gás mais leve que o ar, gc é a constante da çjravidade, e 'J é o volume de gás mais leve que o ar.

Fbuoyant = {Df -Dlta) " çfC * V (L)

YI k 16/61 Simplificando a equação com base em um volume de hélio suspenso no interior de ar a 0 ° C e 101,325 kilo-Pascal, uma força de empuxo pode ser determinada como sendo aproximadamente Fbouyant / gc = 1,11 gramas por litro (ou 5 seja, aproximadamente 1 kg por metro cúbico de hélio).

Portanto, com base no gás mais leve que o ar escolhido, um volume interno do primeiro invólucro 282 associado com casco 12 pode ser selecionado de tal forma que uma quantidade desejada da força de elevação é gerada por um volume de gás mais leve que o ar. A equação (2) abaixo pode ser utilizada para calcular tal volume desejado para o elevador aerostático, tendo em conta a massa M da aeronave

10.

v > m / (Df -Dlta) (2) Além disso, em algumas modalidades, casco 12 pode ser formado de um material autovedante. Uma ou mais camadas de casco 12 podem ser selecionadas a partir de rnateriais autovedantes conhecidos, por exemplo, uma substância viscosa. Casco 12 da aeronave iO pode ter uma forma tridimensional que é selecionada de acordo com a Euncionalidade pretendida e utilização da aeronave. Fatores que podem ser considerados na seleçáo de urría forrrta de aeronave podem incluir o tamanho, peso e / ou a colocaçào da carga destinada, veíocidade de viagem, intervalo, longevidade, manobrabilidade, etc. De acordo com estes e outros fatores, uma série de variáveis de desenhos, rnuitas tendo uma influência na forma de casco, podem ser consideradas e equilibradas para chegar em uma forma de casco. Estas variáveis podem incluir, por exemplo, volume /

+1

P 17 /61 capacidade de gás mais leve que o ar, coeficiente de arrasto {incluindo arrasto frorítal, lateraL e vertical), peso, a estabilidade, etc.

Em algumas modalidades, casco 12 da aeronave 10 pode 5 ser "lenticular" em forma, ou seja, substancialmente urn esferoide achatado que tem um comprimento, uma largura e uma altura, em que c) comprimento e a largura têrrí aproximadamente a mesma ciimensão. (Ver Figura 4) Por exemplo, as dimensões de uma forma esferoide achatado podem ser descritas aproxiniadamente pela represeritação A = B > C, em que A é uma dimensão de comprimento {por exemplo, ao longo do eixo de giro 5), B é uma dimensão cie largura (por exemplo, âc) longo eixo de inclinação 6), e C é uma dimensão de altura (por exemplo, ao longo cio eixo de guinada 7) de um objeto. Em outras palavras, um esferoide achatado pode ter uma forma plana aparentemente circular com uma altura (por exemplo, um diâmetro polar) menor do que o diâmetro do forrna plana circular (por exemplo, um diâmetro equatorial).

Por exemplo, de acordo com algumas moclalidades, casco 12 pode incluir as seguintes dirriensões: A = 21 metros, B = 21 metros, e C = 7 metros.

Em outras rnodalidades, casco 12 da aeronave lO pode ser substancialmente obtongo. Ou seja, casco 12 pode ter um comprimento, urna largura e uma altura, ern que uma relação de aspecto entre o cornprimento e a largura é maior do que i para i (1:1). Por exemplo, em algumas mocialidades a relação de aspecto do comprimento do casco para a largura cio casco pode estar compreendida entre aproximadarnente 4:3 e 2:1. Em particular, em algumas modalidades, a relação de aspecto pode ser de aproximadamente 4:3, conforrne rriostrado na

¶ 18/61 Figura 5. Em outras modalidades, a relação de aspecto pode ser de aproximadamente 3:2, conforme mostrado na Figura 6.

Em ainda outras modalidades, a relação de aspecto pode ser de aproximadarnente 2:1, tal como mostrado na Figura 7.

5 Além de elevação aerostática çerada pela retenção de um gás mais leve que o ar, casco 12 pode ser configurado para gerar pelo menos alguma elevação aerodinâmica quando colocado em um fluxo de ar (por exemplo, aeronave 10 em movimento e / ou vento movendo em torno do casco 12) com base na forma aerodinâmica do casco 12 e / ou em um ângulo associado de ataque e velocidade de fluxo de ar em relação à aeronave lO.

Como mostrado na Figura 8, estrutura de suporte 20 pode incluir um ou rnais membros de armação que compreende um chassi 705. Em algumas rriodalidades, chassi 705 pode ser parte de um sistema de carga 100, por exemplo, corno parte de uma cabine de piloto, em outras modalidades, chassi 705 pode ser integrado com o casco 12 independente de um sistema de carga 1100. Chassi 705 pode incluir materiais com uma elevada relação resistência-peso, incluindo, por exemplo, alumínio e / ou fibra de carbono. Em algumas modalidades, o um ou mais membros de armação de chassi 705 poderrt ser construídos corno substancialmente tubulares e podem incluir uma fibra de carbono / composto de resina e sanduíche de alvéolo-carbono. O sanduíche de alvéolo- carbono pode incluir uma musse de carbono ou material tipo espuma. Em tais modalidades, os membros de armação individuais podem ser fabricados em um tamanho e forma adequados para a montagem de chassi 705. Essa construção pode levar a uma relação de resistência-peso adequada para

? 19/61 chassi 705 como desejado para um propÓsito particular de . aeronave 10. Um especialista na técni-ca irá reconhecer que chassi 705 pode ser construído em várias configurações, sem sair do âmbito da presente revelação. A configuração de 5 chassi 705 mostrada na Figura 8 é meramente exemplar.

CONJUNTOS DE PROPULSÃO A Fiçura 9 ilustra uma modalidade exemplar de conjuntos de propulsão 31. Por exemplo, como mostrado na Fiçura 9 de conjuntos de propulsão 31 podem incluir uma 10 fonte de potência 410, um di.spositivo de propulsão (como unidade de conversão de potência 415), e uin suporte de unidade de propulsão 430. Fonte de potência 410 pode ser acoplada operacionalmente e configurada para acionar unidade cie conversão de potência 415. A fonte de potência 15 410 pode incluir, por exemplo, motores elétricos, motores de combustível liquido, motores de turbina a gás, e / ou qualquer fonte de potência adequada configurada para gerar energia rotacional. A fonte de potência 410 pode incluir ainda motores de velocidade variável e / ou tipo reversível 20 que poderrí ser rodados em qualquer direção (por exemplo, rodados no sentido horário ou anti-horário) e / ou em diferentes velocidades de rotação COm base Ciil sinais de controle (por exemplo, sinais de computador 600 (por exemplo, corno mostrado na Figura 30.)). A fonte de potência 25 410 pode ser alimentada por baterias, enerçia solar, gasolina, combustível diesel, gás natural, metano, e / ou qualquer outra fonte de potência adequada.

Como mostrado na Fiçura 9, cada conjunto de propulsão 31 pode incluir uma unidade de conversão de potência 415 30 configurada para converter a energia de rotação da fonte de —

Y' 20/61 potência 410 em uma força de impulsão adequada para atuar na aeronave 10. Por exemplo, a unidade de conversão de potência 415 pode incluir um dispositivo de propulsão, tal como um aerofólio ou outro dispositivo que, quando rodado, 5 pode gerar uma corrente de ar ou impulso. Por exemplo, a unidade de conversão de potência 415 pode ser disposta como um ventilador axial (por exemplo, um propulsor, tal como mostrado na Figura 9), um ventilador centrífugo, e / ou um ventilador tangencial. Tais arranjos de ventilador exemplares podem ser adequados para transformar energia de rotação produzida pela fonte de potência 410 em uma força de impulso útil para manipular aeronave 10. Um perito na arte reconhecerá que várias configurações podem ser utilizadas sem nos afastarmos do escopo da presente divulgação.

Unidade de conversão de potência 415 pode ser ajustável de modo que um ângulo de ataque da unidade de conversão de potência 415 pode ser modificado. Isto pode permitir modificação de intensidade de impulso e direçào com base no ângulo de ataque relacionado com a unidade de conversão de potência 415. Por exemplo, onde a unidade de conversão de potência 415 está configurada como um aerofólio ajustável (por exemplo, hélice de inclinação variável), unidade de conversão de potência 415 pode ser girada através de 90 graus para conseguir uma inversão de impulso completa. Unidade de conversão de potência 415 pode ser configurada com, por exemplo, palhetas, portas e / ou outros dispositivos, de tal modo que um irrtpulso gerado pela unidade de conversão de potência 415 pcde ser modificado e orientado em uma direção desejada. Alternativamente (ou adicionalmente), c) sentido da impulso associado com a unidade de conversão de potência 415 pode ser realizado através de manipulação de suporte de unidade de propulsão

430.

5 Como mostrado na Figura 9, por exemplo, o suporte de unidade de propulsão 430 pode ser operacionalmente conectado à estrutura de suporte 20 e pode ser configurado para conter urna fonte de potência 410 de forma segura, de tal forma que forças associadas com conjuntos de propulsão 10 31 podem ser transferidas para a estrutura de suporte 20.

Por exemplo, o suporte de unidade de propulsào 430 pode incluir pontos de fixação 455 projetados para encontrar um local de fixação em uma porção adequada da estrutura de suporte 20 do casco 12. Tais locais de fixação podem 15 incluir reforço estrutural para assistência em resistir a forças associadas com conjuntos de propulsão 31 (por exemplo, forças de impulso). Além disso, o suporte de unidade de propulsão 430 pode incluir uma série de pontos de fixação concebidos para coincidir com pontos de fixação 20 em uma fonte de potência particular 410. Um perito na arte irá reconhecer que um conjunto de fixadores pode ser utilizado para prender pontos de fixação para obter uma conexão desejada entre o suporte de unidade de propulsão 430 e um local de fixação.

25 De acordo corn algumas modalidades, o suporte de unidade de propulsão 430 pode incluir conjuntos de articulação configurados para permitir uma rotaçào de conjuntos de propulsão 31 em torno de um ou mais eixos (por exemplo, eixos 465 e 470) ern resposta a um sinal de 30 controle fornecido por, por exemplo, computador 600 (ver,

por exemplo, Figura 30). ¢ As Figuras 10 e 118 ilustram configurações exemplares (vistas a partir do fundo da aeronave 10) de um sistemã de propulsão associado com aeronave 10 consistente com a 5 presente descrição. conjuntos de propuisão 31 associados com aeronave 10 podem ser configurados para fornecer uma força propulsiva (por exemplo, impulso), dirigida em uma direção particular (isto é, um vetor de impulso), e configurada para gerar movimento (por exemplo, movimento 10 horizontal), contrariar uma força motriz (por exemplo, forças do vento), e / ou outra manipulação da aeronave 10 (por exemplo, controle de guinada). Por exemplo, conjuntos de propulsão 31 podein permitir controle de auinada, passo e « rolo bem como fornecer impulso para o movimento horizontal 15 e vertical. Tal funcionalidade pode depender de colocação e potência associada com conjuntos de propulsão 31.

Funções associadas com o sistema de propulsão 30 poderii ser divididas entre uma pluralidade de conjuntos de propulsão 31 (por exemplo, cinco conjuntos de propulsão 20 31). Por exemplo, conjuntos de gropulsão 31 podem ser utilizados para fornecer uma força de elevação para uma decolagem vertical de tal forma que as forças do gás mais leve do que o ar no primeiro invólucro 282 são assistidas na elevação por uma força de impulso associada com os 25 conjuntcs de propulsão 31. Al-ternativamente (ou adicionalmente), conjuntos de propulsão 31 podem ser utilizados para fornecer uma força descenderite para uma manobra de pouso de tal modo que as forças do gás mais leve que o ar dentro dos primeiro invólucro 282 são 30 neutralizadas por uma força de impulso associada com os conjuntos de propulsão 31. Além disso, forças de impulso horizontais podem também ser fornecidas por conjuntos de propulsã.o 31 para fins de geração de ínovirríento horizontal (por exemplo, voo) assocíado com aeronave 10.

5 Pode ser desejável utilizar conjuntos de propulsão 31 para controlar ou ajudar no controle de guinada, passo, e rolo associado com aeronave 10. Por exemplo, como mostrado na Figura 10, o sistema de propulsão 30 pode incluir um conjuntos de propulsão de frente 532 operativamente afixado a uma secção de frente do aro de quilha 120 e substancialmente em paralelo e / ou sobre o eixo de giro 5 da aeronave 10. Além do conjunto de propulsão de frente 532, sistema de propulsão 30 pode incluir um conjunto de propulsão de estibordo 533 operativamente afixado ao aro de quilha 120 em cerca de 120 graus {sobre eixo de guinada 7) em relação a eixo de giro 5 da aeronave lO e um conjunto de propulsão de bombordo 534 operativamente afixado ao aro de quilha 120 em aproximadamente 120 graus negativos {por exemplo, 240 graus positivos) {em torno de eixo de guinada 7) errt relação a eixo de giro 5 da aeronave 10. Essa configuração pode ativar o controle de guinada, passo, e rolo associado com aeronave 10. Por exemplo, quando é desejado provocar üiti movimento de guinada da aeronave 10, o conjunto de propulsão de frente 532 pode ser rodado ou girado de tal modo que um vetor de impulso associado com o conjunto de propulsão 532 é, portanto, diriçjido paralelamente ao eixo de inclinação 6 e para a direita ou para a esquerda em relação ao casco 12, com base na guinada desejada. Após operação de conjunto de propulsão de frente 532, aeronave 10 pode ser feita guinar em reação ao impulso

\- 24/61 dirigido associado com o conjunto de propulsão de frente

532.

Em outras modalidades exemplares, por exemplo, onde é desejado provocar um movimento de inclinação relacionado 5 com aeronave 10, conjunto de propulsão de frente 532 pocie ser rodado de tal modo que uma força de impulso associada com o conjunto de propulsão de frente 532 pode ser orientada paralelamente ao eixo de guinada e para o solo {ou seja, para baixo), ou para o céu (ou seja, para cima) com base na inclinaçào desejada. Após a operação de con:unto de propulsão de frente 532, aeronave 10 pode, em sequida, ser causada afastar em reação ao impulso dirigido associado com o conjunto de propulsão de frente 532.

De acordo ainda com outras modalidades, por exemplo, onde é desejado provocar um movimento de giro associado com aeronave 10, conjunto de propulsão de estibordo 533 pode ser rodado de tal modo que uma força de impulso associada com o conjunto de propulsão de estibordo 533 pode ser dirigida paralelamente ao eixo de guinada 7 e para o solo (ou seja, para baixo), ou para c) céu (ou seja, acima) corrí base no rolo desejado, e / ou o conjunto de propulsão de bombordo 534 pode ser rodado de tal rnodo que uma força de impulso associ.ada com o conjunto de propulsão de bombordo 534 pode ser ciirigida em um sentido oposto a partir da direção da força de irnpulso associada com conjunto de propulsão de estibordo 533. Após a operação de conjunto de propulsão de estibordo 533 e conjunto de propulsão de bombordo 534, aeronave 10 pode, em seguicia, ser feita rolar em reação aos irnpulsos dirigidos. Um perito na arte reconhecerá que resultados semelhantes podem ser alcançados i 25/61 utilizando diferentes combinações de rotações e conjuntos de propulsão 31, sem se afastar do âmbito da presente revelação.

Conjuntos de propulsão de frente, estibordo e bornbordo 5 532, 533 e 534 também podem ser configurados para fornecer forças de impulso para geração de movimento avanço ou retrocesso de aeronave 10. Por exemplo, a unidade de propulsão de estibordo 533 pode ser montada para suporte de propulsão 430 e configurada para girar a partir de uma lO posição ern que a força de impulso associada é dirigida na direção para baixo (ou seja, em direção ao solo) para uma posição em que a força de impulso associada é dirigida substancialmente paralela ao eixo de giro 5 e em direção à traseira da aeronave 10. Isso pode permitir unidade de propulsão de estibordo 533 fornecer impulso adicional para impulsores complementares. Alternativamente, unidade de propulsão de estibordo 534 podem ser rodada a partir de uma posição em que uma força de impulso associada é dirigida substancialmente paralela ao eixo de giro 5 e em direção à traseira da aeronave 10, para uma posição erri que a força de impulso associada é dirigida ao longo de eixo de inclinação 6 de tal modo que uma força de vento adversa pode ser cornbatida.

Alérn conjuntos de propulsão de frente, estibordo e bombordo532, 533 e 534, respectivamente, sistema de propulsão 30 pode incluir um ou mais impulsores de estibordo 541 e um ou mais impulsores de bombordo 542 configurados para fornecer forças de irr.pulso horizontais para aeronave 10. Impulsores de estibordo e bombordo541 e 542 podem ser montados para aro de quilha 120, membros de quadro lateral 122, membros de estabilização horizontal 315, ou qualquer outro local adequado associado com aeronave 10. Impulsores de estibordo e bornbordo541 e 542 podem ser montados usando um suporte de unidade de 5 propulsão operativo 430 semelhante ao descrito acima, ou, alternativamente, impulsores de estibordo e bombordo541 e 542 podem ser montados de tal m.odo que rotação mínima ou pivotamento podem ser ativados (por exemplo, substancialmente corrigidos). Por exemplo, impulsores de estibordo e bombordo541 e 542 podem ser montados para aro de quilha 120 em uma localização de popa errí cada lado do membro de estabilização vertical, 310 (por exemplo, a cerca de 160 graus e 160 graus negativos, tal como mostrado na Figura 5B). Em algumas modalidades, impulsores de estibordo e bombordo 541 e 542 podem ser substancialrnente colocalizados com conjuntos de propulsão de estibordo e bombordo533 e 534 como descrito acima (por exemplo, 120 graus positivos e 120 graus negativos). Em tais modaíidades, os suportes de unidade de propulsão 430 associados com conjuntos de propulsão de estibordo e bombordo533 e 534 podem incluir pontos de fixação adicionais, tais que os suportes de unidade de propulsào 430 relacionados corn impulsores de estibordo e bornbordo54i e 542 podem ser operativamente conectados um ao outro.

Alternativamente, os suportes de unidade de propulsão 430 associados com impulsores de estibordo e bombordo541 e 542 podem ser operativamente conectados a pontos de fixação substanciaímente similares na estrutura de suporte 20 como pontos de fixação conectados a suportes de unidade de propulsão É3C relacionados com conjuntos de propulsào de

) r 27/61 estibordo e bombordo 533 e 534. b Em algumas rnodalidades, impulso a partir de impulsores de estibordo e bombordo 541 e 542 podem ser dirigidos ao longo de um caminho substancialmente paralelo ao eixo de 5 giro 5. Essa configuração pode permitir forças de impulso associadas com impulsores de estibordo e bombordo541 e 542 para conduzir aeronave 10 para frente ou para trás com base na direção axial.

Em algurnas modalidades, impulso de impulsores de 10 estibordo e bombordo 541 e 542 pode ser configurado com base em uma posição de suporte de unidade de propulsão associado 430. Um dos vulgares peritos na arte reconhecerá que configurações adicionais para impulsores de estibordo e bombordo 541 e 542 podem sier utilizadas sem nos afastarmos 15 do escopo da presente divulgação.

SISTEMA DE FORNECIMENTO DE POTÊNCIA Como mostrado na Figura 12A, o sistema de fornecimento de potência 1000 pode incluir um ou rnais dispositivos de conversão de energia solar, tais como painéis solares 1010 20 (incluindo células fotovoltaicas) dispostos sobre aeronave

10. Os painéis solares lOiO podem ser dispostos em várias porções da aeronave 10 em uma variedade de configurações diferentes. Aeronave 10 pode incluir um dispositivo adicional ou alternativo de conversão da energia solar, tal 25 como um tecido fotovoltaico. Por exempio, em algumas modalidades, uma ou mais porções do casco 12 pode incluir um tecido fotovoltaico. Numa rnodalidade exemplar, uma superfície superior do casco 12 inteira pode incluir um tecido fotovoltaico. A Figura 12B mostra uma modalidade 30 exemplar da aeronave 10, em que toda a superficie superior

^ m m 28/61 l do casco 12 forma um dispositivo de conversão de energia solar, por exemplo, ou um painel solar ou tecido fotovoltaico.

As pessoas com conhecimentos normais na técnica . 5 reconhecerão os requisitos de painéis solares apropriados para as aplicações aqui divulgadas. Além disso, as confiçjurações e colocação descritas dos painéis solares mostrados e discutidos aqui não se destinam a ser limitantes, e as pessoas com conhecimentos normais na arte 10 compreenderão que são possíveis modalidades adicionais.

Painéis solares 1.010 podem ser operativarnente acoplados a uín ou mais motores elétricos 1020, e configurados para entregar potência a um ou mais motores elétricos 1020 para condução de unidades de conversão de 15 potência 415. Além disso, o sistema de fornecimento de W,)' potência 1000 pode incluir uma ou mais baterias 1030 operativamente acopladas ao painel solar 1010 e configuradas para receber e armazenar energia elétrica fornecida pelo painel solar 1010, e oode ainda ser acoplado 20 operacionalmente para motores elétricos 1020 para entregar potência aos motores elétricos 1020.

Baterias 1030 podern estar cada uma localizada dentro de um invólucro exterior de aeronave 10 definido por casco 12 da aeronave lO. Bate'rias 1030 poclem ser dispostas em 25 respectivas posições proporcionando lastro.

As pessoas com conhecimentos norrnais na técnica reconhecerão conexões operativas adequadas entre painel solar 1010, baterias 1030, e motores elétricos 1020, de acordo com os arranjos descritos acima.

30 SISTEMA DE CARGA

Tal como aqui utilizado, o termo "carga" pretende englobar qualquer coisa transportada por aeronave 10 que não faz parte da aeronave 10. Por exemplo, o termo "carga" como aqui utilizado, refere-se ao transporte de 5 mercadorias, bem como passageiros. Além disso, o termo "passageiros" se destina a abranger não apenas as pessoas para o passeio, mas também os pilotos e tripulantes.

Tal como mostrado nas Figuras 13A-13B, aeronave 10 pode inciuir um sistema de carga 1100, que pode incluir 10 pelo menos um compartimento de carga 1110 confi.gurado para conter passageiros e / ou rnercadorias, e disposto substancialmente dentro do invólucro exterior cía aeronave, que é definido pelo casco 12. Em alçjumas mocialidades, aeronave 10 pode incluir múltiplos compartimentos cie carga 15 1110, como mostrado nas figuras anexas. Compartimentos de carga 1110 podem ser de qualquer tamanho adequado e / ou forma, e podem incluir, por exemplo, um compartimento de passageiros 1120, que pode incluir uma cabine de controle e / ou alojamentos (por exemplo, assento e / ou aposento) 20 para viajantes comerciais / turistas. Em algumas modaliciades, cornpartimento de carga 1110 pode incluir um compartimento de transporte de mercadorias 1130. Em algumas modalidades, aeronave 10 pode incluir urn cornpartirnento de passageiros 1120 e urrí compartimento de mercadorias 25 independente 1130.

Embora as figuras mostrem compartimentos de carga 1110 geralmente dispostos na porção de fundo cia aeronave 10 e tendo uma superfície inferior que se conforma a, ou é substancialmente contínua com, o invólucro definido pelo 30 ca.sco 12, compartimento cie carga 1110 pode ter qualquer * - , ' "' $ "Ka~ "' - . , ., . 4 _ :Z -.

forma adequada. Além disso, compartimentos de carga 1110 podern ser dispostos em um local di-ferente do fundo da aeronave 10. Por exemplo, modalidades são previstas que incluem um compartirnento de passageiro colocado perto da 5 porção de topo do casco 12. Tais modalidades podem ser práticas, por exemplo, se o compartimento de passageiros é relativamente pequeno, por exemplo, para manter apenas um tripulante de voo e / ou vários passageiros.

Em algumas modalidades, compartimentos de carga 1110 lO podem ser relativarnente pequenos em comparação com a dimensão global da aeronave 10, como mostrado na Figura 13 A. Em alternativa, os compartimentos de carga 1110 podem ser significativamente maiores.

As pessoas com conhecimentos normais na técnica 15 reconhecerão que c) tamanho, forma, e localização podem ser selecionados de acordo com inúmeros parâmetros relacionados com o funcionamento pretendido da aeronave, tal corno o l- peso, lastro, volurne desejado de gás de elevação (uma vez }- que os compartimentos de carga localizados internamente vem 20 ao custo de volume de gás de elevação), etc. Por exemplo, em algumas modalidades um ou mais dos compartimentos de carga 1110 podem ser dispostos em uma localização tal que o equilíbrio estático associado COm aeronave 10 pode ser mantido. Em tais modalidades, um compartimento de carga 25 illO pode ser montacio, por exemplo, em um local ao longo do eixo de giro 5, de tal forma que um momento sobre o eixo de inclinação 6 associado corn a massa do compartimento de carga (ou a massa do compartimento de carga incluindo conteúdos com uma massa precieterminada) neutraliza 30 substancialmente urrí rríomento sobre o eixo de inclinação 6 ". .-. . µ

±*- '8 fç 'I 31,/61 associado à jnassa de conjunto cie empenagem 25. Al-ém disso, ' a colocação cios compartimentos de carga 1110 dentro do invÓlucro do casco 12, coloca a massa de compartirnentos de carça 110 e quaisquer outros conteúdos neles mais perto 5 tanto do eixo de çjiro 5 e o eixo de inclinação 6, reduzindo, assim, momentos associados à colocação de tal massa errí distâr'.cias a partir destes eixos. Da mesma forma, posicionamento dos compartimentos de carga 1110 em relação ao eixo de çuinada 07 pode também ser levado em ]-0 consicieração.

Em algumas modalidades, compartimentos de carga 1110 podem incluir um meio adequacio de acesso, como uma escada de mão, escadas ou rampas. Em outras modalidades, pelo rríenos um compartimento de carga 1110 de aeronave 10 pode 15 incluir um sistema de transporte 1140 configurado para baixar e levantar pelo menos uma porção do compartimento de carça 1110 para facilitar o carregamento e descarregamento do compartimento de carga 1110.

BEXIGAS 20 Aeronave lCl pode incluir uma ou inais bexigas 1200 no interior cio casco 12 que contém um gás mais leve que o ar, cohlo mostrado na Figura 14. Em alguinas modalidades, aeronave 10 pode incluir várias bexigas 120C) dispostas no interior de um casco 12 em configuração lado a lado, ponta 25 a ponta, e / ou empilhada. A Figura 14 ilustra uma modalidade exemplar, tendo quatro bexiçjas 1200 dispostas em quatro quadrantes do casco 12. Outras configurações de bexigas 1200 também são possíveis.

Em algumas modalidades, bexigas 1200 podem ser 30 formadas de um material autovedante. Tal como disc.utido

W ~ 'i 32/61 acima em relação ao casco i2, as pessoas com conhecimentos L i i' normais na técnica reconhecerão tecnologias de autovedação adequadas para aplicação em bexigas 1200.

Como uma alternativa para, ou em adição a, rnúltiplas 5 bexigas 1200, do invólucro 282 associado ao casco 12 podem ser divididas por uma série de "paredes" ou estruturas divisórias (não mostradas) dentro do invÓlucro 282. Essas paredes podem criar "compartimentos" separados que podem cada ser preenchicio com um gá," de elevação mais leve que o 10 ar individualmen'te. Essa configuração pode atenuar as consequências da falha de uin ou rriais compartimentos {por exemplo, um vazamento ou rasgo no tecido) de tal forma que aeronave 10 pode ainda possuir alçjuma elevação aerostática em caso de falha de um ou mais compartimentos. Em algumas 15 modalidades, cacia compartimento pode estar em comunicação fluídica com pelo menos um outro compartimento, e tais paredes podem ser fabricaclas a partir de inateriais semelhantes aos utilizados na fabricação de invólucro 282, ou, em alternativa (ou adicionalmente), pociem ser 20 utilizados materiais diferentes. De acordo com algumas modalidades, o invólucro 282 pode ser di-vidido em quatro compartimentos utilizando "paredes" criadas a partír de tecido semelhante ãc) utilizado para criar invólucro 282. Um especialista na técnica irá reconhecer que, rnais ou rnenos 25 compartimentos podem ser utilizados como desejado.

Um ou mais' dos corrtpartimentos ou bexigas 1200 dentro do invÓlucro 282 pode incluir um ou mais de válvnlas de enchimento e / ou descarga (não mostradas) ccnfiguradas para facilitar inflação, enquanto minimizarído o risco de 30 excesso de inflação de invólucrc 282 e / ou bexigas 12('0.

": 33,'61 Essas válvulas podem ser projetadas para permitir a entracia . de um gás mais leve que o ar bem como permitir fuga de gás mais leve do que o ar em cima de uma pressão interna atingindo um valor predeterminado (por exemplo, cerca de 5 150-400 Pascal). Um perito na arte reconhecerá que mais ou menos válvulas de enchimento / alívio podem ser utilizadas como desejado e que pressões de alívio podem ser selecionadas com base rio tipo de material associado com Çl invólucro 282 e ,/ ou bexigas 1200, entre outras coisas.

10 Aeronave 10 também pode incluir um segundo invólucro 283 {ver Figura 3), definindo assiin um espaço entre o primeiro invólucro 282 e seçjundo invólucro 283, o qual pode ser utilizado como uma bolsa de ar para a aeronave 10. Por exemplo, uma bolsa de ar pode ser usada para compensar as 15 diferenças de pressão entre o gás de elevação dentro cie um primeiro invólucro 282 e o ar arríbiente circundando aeronave 10, bem como para o balastro cie urrta aeronave. A bolsa de ar pode, por conseguinte, germitir casco 12 manter sua Ííorrrta quando pressâo do ar ambiente aumenta (por exemplo, quando 20 a aeronave 10 desce). A bolsa de ar também pode ajudar a controlar expansão cio gás mais leve que o ar dentro de prirneiro invólucro 282 (por exemplo, quando a aeronave 10 ascende), impedindo substaricialmente estouro do primeiro invólucro 282 em altitudes rnais elevadas. A compensação de 25 pressão pode ser conseguida, por exemplo, por bombeamento de ar para, ou ventilação de ar a partir de, a bolsa de ar quando aeronave 10 sobe e desce, respectivarnente. Tal bombeamento e ventilação de ar podem ser ccnseguidos através de bombas de ar, abas de ventilação ou outros 30 dispositivos apropriados (por exemplo, a ação do sistema de propulsão 30) associados com casco 1.2. Por exemplo, em algumas modalidades, quando aeronave 10 sobe, as bombas de ar {por exemplo, um compressor de ar) podem preencher o espaço entre o primeiro invólucro 282 e segundo invólucro 5 283 com o ar de tal modo que uma p.ressão é exercida no primeiro invólucro 282, restringindo, assim, sua capacidade para expandir em resposta à dirninuição da pressão ambiente.

Inversamente, quancío aeronave 10 ciesce, ar pode ser expelido para fora da bolsa de ar, permitindo assim primeiro invólucro 282 expandi-r e auxiliar casco 12 na manutenção da sua. forma quando pressão ambi-ente aumenta no casco 12.

CONJUNTO DE EMPENAGEM A Figura 15A ilustra um conjunto de ernpenagem exernplar

25. Conjunto de empenagem 25 pode ser configurado para fornecer funcionalidade de estabilização e / ou navegação para aeronave 10. conjunto de empenagem 25 pode ser operativamente conectado à estrutura de suporte 20 por meio de brackets, suportes, e / ou outros métodos adequados. Por exemplo, em algumas modalidades, urrí suporte de empenagem 345 semelhante ao mostrado na Figura 15B pode ser utilizado para conectar operativamente conjunto de empenagem 25 para membro de armação lonqitudinal 124 e aro de quilha 120 (ver Figuras 2 e 15D).

A Figura 15D é uma vista esquemática destacando urna configuração de montagem exemplar entre empenagem 25, aro de quilha 120, e membro de suporte longitudinal 124, utilizando suporte de empenagem 345. Um perito vulgar na técnica reconhecerá que várias outras configurações cie montagem pociem ser utilizadas e destinam-se a cair dentro

7c 35,/61 cio âmbito da presente revelação.

De acordo com algurnas modalidades, como mostrado nas Figuras 15A e 15D, o conjunto de empenagem 25 pode incluir um membro de estabilização vertical 310 e membros de 5 estabilização horizontal 315. Membro de estabilização vertical 310 pode ser configurado como uma superfície de elevação para fornecer aeronave 10 com estabilidade e assistência no controle cie guinada / voo linear. Membro de estabilização vertical 310 pode incíuir uma borda de 10 ataque, urna borda de iíuga, um conjunto de articulação, uma ou mais longarinas, e urna ou rnais superfícies de controle verticais 350 {por exemplo, um leme).

Membro de estabilização vertical 310 pode ser articuladarnente afixado a urn ponto err, conjunto de empenagem 15 25. Durante o funcionamento da aeronave 10, mernbro de estabilização vertical 310 pode ser dirigido substancialmente para cima a partir de um ponto de montagem do conjunto de empenagem 25 para estrutura de suporte 20, enquanto o ponto mais alto cio membro de estabilização 20 vertical 310 permanece abaixo ou substancialmente no mesmo nível que o ponto mais alto sobre a superfície de topo do

À casco 12. Uma tal configuração pode permi-tir membro de estabilizaçáo vertical 310 manter isotropia associada com aeronave 10. Sob certas condições (por exemplo, ancoragem 25 de ar livre, ventos fortes, etc), rtiembro de estabilização vertical 310 pode ser configurado para rodar em torno de um conjunto de articulação dentro de um plano vertical, de tal farma que membro de estabilização vertical 310 vem para ficar em uma direção vertical, horizontal ou ciescendente, e 30 substancialmente entre os membros de estabilização horizont.al 3 15. Uma tal disposi.ção pode permitir ainda mais aeronave 10 rrtaximizar isotropia errt relação a um eixo vertical, minimizando, assim, os efeitos das forças aerodinâmicas adversas, tais como armar de vento com 5 respeito ao membro de estabilização vertical 310. Em algumas modalidades consistentes com a presente descrição, em que casco 12 inclui uma dimensão de espessura de 7 metros e onde conjunto de empenagerri 25 é montado para aro de quilha 120 e mernbro de armação longitudinal 124, membro de estabilização vertical 310 pode ter uma ciimensão de altura que varia entre cerca de 3 metros a cerca de 4 metros.

Memht'o de estabilização vertical 310 pode tarríbéni incluir uma ou mais superf'ícies de controle verticais 350 configuradas para manipular fluxo de ar em torno de mewbro de estabilização vertical 310 para efeitos de controle da aeronave 10. Por exemplo, membro de estabilização vertical 310 pode incluir um leme configurado para exercer uma força lateral no merr,bro de estabilização vertical 310 e deste modo, em suporte de empenagem 345 e ca.sco 12. Tal força lateral pode ser utilizada para gerar um movimento de guinada em torno de eixo de guinada 7 de aeronave 10, que pode ser útil para comper'sar forças aerodinãmicas durante o voo. Superficies de controle verticais 350 podem ser operativamente conectadas ao merííbro de estabilização vertical, 310 (por exempío, por meio de dobradiças) e podem ser conectadas comunicativamente aos siste-nas associados a uma cabine de controle de piloto (por exemplo, pedais de operador) ou em outro local adequado. Por exemplo, comunicação pode ser estabelecida mecanicamente (por

W 37/61 exemplo, cabos) e / ou eletronicamente (por exempio, fios e servomotores 346 e / ou sinais luminosos) com a cabine de piloto ou noutro local adequado (por exemplo, controle remoto). Em algumas modalidades, as superfícies de controle 5 verticais 350 podem ser configuradas para serem operadas através de uma conexão mecânica 351. Em alguns casos, a conexão mecânica 351 pode ser operacionalmente conectada a um ou mais servomotores 346, como mostrado nas Figuras 15A e 15D.

lO Membros de estabilização horizontal 315 associados conjunto de empenagem 25 podem ser cor,figurados como aerofólios e podem fornecer estabilidade horizontal e assistência no controle de inclinação da aeronave 10.

Membros de estabilização horizontal 315 podem incluir uma borda de ataque, uma borda de fuga, uma ou mais longarinas, e uma ou mais superfícies de controie horizontal 360 (por exemi?lo, elevadores).

Em algumas modalidades, os membros de estabilização horizontal 315 podem ser montados sobre um lado inferior do casco 12 em uma configuração anédrica (tarnbém conhecida como diedro negativo ou inverso). Em outras palavras, os membros de estabilização horizontal 315 podem estender para longe do mernbro de estabilização vertical 310 em um ângulo para baixo em relação ao eixo de giro 5. A configuração anédrica de merríbros de estabilização horizontal 315 pode permitir os membros de estabilização horizontal 315 atuarem como suporte de solo e pouso para uma seção traseira da aeronave lO. Alternativamente, os membros de estabilização horizontal 315 podem ser montados em um diedro ou outra configuração adequada.

De acordo com algumas modalidades, os membros de . estabilização horizontal 315 podem ser operativamente afixados ao suporte de empenagern 345 e / ou membro de estabilização vertical 310 independente do casco 12. Sob 5 certas condições (por exemplo, ancoragem de ar livre, ventos fortes, etc) conjunto de empenagem 25 pode ser configurado para permitir membro de estabilização vertical 310 rodar dentro de um plano vertical, de tal forma que rnembro de estabilização vertical 310 vem para ficar 10 substancialmente entre os mernbros de estabilização horizontal 315.

Membros de estabilização horizontal 315 podem também incluir uma ou mais superfícies de controle horizontal 360 (por exemplo, elevadores) configuradas para manipular o 15 fluxo de ar em torno de mernbros de estabilização horizontal 315 para conseguir um efeito desejado. Por exemplo, os membros de estabilização horizontal 315 podem incluir elevadores configurados para exercer uma força de inclinação (ou seja, força para cima ou para baixo) em 20 membros de estabilização horizontal 315. Tal força de inclinação pode ser usada provocar o movimento da aeronave 10 sobre o eíxo de inclinação 6. Superfícies de controle horizontal 360 podem ser conectadas operativamente a membros de estabilização horizorital 315 (por exemplo, por 25 meio de ciobradiças) e podem ser mecanicamente (por exemplo, por rneio de cabos) e / ou eletronicamente (por exernplo, por meio de fios e servomotores 347 e / ou sinais luminosos) controladas a partir da cabine de controle de piloto ou em outro local adequado {por exemplo, controle remoto). Em 30 algumas modalidades, as superficies de controle horizontal

360 podem ser configuradas para se.rem operadas através de

Ç uma ligação mecânica 349. Em alguns casos, a ligação mecânica 349 pode ser operacionalmente conectada a um ou mais servomotores 347, como mostrado na Figura 15A.

5 A Fiçura 15B é urna ilustração de uma modalidade exemplar cio suporte de empenagem 345. Suporte de empenagem 345 pode ser configurado para conectar operativamente membro de estabilização vertical 310, membros de estabilização horizontal 315, e estrutura de suporte 20.

10 Suporte de empenagem 345 pode incluir semelhantes materiais de alta resistência, de baixo peso, discutidos com referência à estrut.ura de suporte 20 (por exemplo, sanduíche de alvéolo de fibra de carbono). Além disso, suporte de empenagem 345 podem incluir pontos de fixação 15 configurados para acasalar com pontos de fixação presentes na estrutura de suporte 20. Por exernplo, o membro cíe armação longitudinai 124 e / ou aro de quilha 120 pode ser configurado com pontos de fixação perto de um local traseiro de aro de quilha 120 (por exemplo, em cerca de 180 20 graus ao redor do aro de quilha 120). Tais pontos cie fixação podem ser configurados para acasalar com pontos de fixação previstos no suporte de ernpenagem 345. Urn perito na arte reconhecerá que várias combinaçCjes cie fixadores poderrt ser utilizadas para a fixação de suporte de empenagem 345 25 para os pontos de fixação relacionados de aro de quilha 220 e mernbro de armação longitudinal 124.

Suporte de empenagern 345 pode incluir pinos, dobradiças, rolamentos, e / ou outros dispositivos adequados para permitir uma tal ação de articulação. Em 30 algumas modalidades, membro de estabilização vertical 310 J-

pode ser montado sobre uma cavilha (não mostrada) associada com suporte de empenaçem 345 e pode incluir um mecani-smo de travamento jnão mostrado) configurado para conectar operativamente mernbro cie estabilização vertical 310 ao aro 5 de quilha 120 e / ou outro local adequado. Mecanismo de travamento (não mostrado) pode incluir travas de pente, travas de bater, pinos de mola carregada, placas de atacante, atuadores hidráulicos, e / ou qualquer outra combinação de mecanismos adequados. Controle de mecanisino de travamento (não mostrado) e articulação do ínembro de estabilização vertical 310 podern ser conseguidos utilizando método de controle mecânico (por exemplo, por meio de cabos) e / ou método de controle elétrico {por exemplo, por meio de sinais de control.e e servomotores) ou quaisquer outros métodos de controle aciequados (por exemplo, via hidráulica).

Trem de pouso posterior Quando, por exemplo, membros de estabilização horizontal 315 são configurados em um arranjo anédrico (isto é, virado para baixo para longe do casco 12) e são conectados a um lado inferior da aeronave 10, mernbros cie estabilização horizontal 315 podern funcionar como suporte de 'solo e pouso para urna secção traseira da aeronave 10.

Assim, conjunto de ernpenagem 25, especificamente membros de estabilização horizontal 15 podem fornecer suporte para c) conjunto de trem de pouso posterior 377.

Conjunto de trem de pouso posterior 377 pocie ser conectado operativamerite a cada aerofólio associado com membros de est-abilização horizontal 315 (por exemplo, como mostrado na Figura 15C). Conjunto de trem de pouso ..

posterior 377 pode incluir uma ou mais rodas 378, um ou rríais amortecedores 381 e ferramentas de montagem 379.

Conjuntos de trem de pouso posteriores 377 podern ser conectacios a membros de estabilização horizontal 315 em urría 5 extremidade de ponta e / ou em qualquer outro local adequado {por exemplo, um ponto médio de membros de estabilização horizontal 315).

Em algumas modalidades, o conjunto de trem de pouso posterior 377 pode inclui.r urria única roda mor.tada sobre um eixo conectado operativamente através de amortecedores de choque óleo-pneumático para membros de estabilização horizontal 315 em uma ponta mais exterior de cada aerofÓlio. Essa coniíiguração pode permitir conjunto de trem de pouso posterior 377 fornecer uma força de amortecimento em relação a uma entrada (por exemplo, forças aplicadas durante aterrissagem e pouso). Membro de estabilização horizontal 315 pode ajudar ainda mais em tal amortecimento baseado em configuração e materiais usados. Um perito na arte reconhecerá que conjuntos cie trem de pouso posteriores 377 podem incluir mais ou menos membros como desejado.

conjunto de trem de pouso posterior 377 pode ser configurado para desempenhar outras funções, incluindo, por exemplo, retração e extensão (por exernplo, no que diz respeito aos membros cie estabilização horizontal 315), e / ou ajuste para uma carçja associada com aeronave 10. Urrt perito na arte reconhecerá que podem existir várias configurações para o conjunto de trem de pouso posterior 377, e qualquer confiçuração destina-se a cair dentro do âmbito desta descrição.

TREM DE POUSO FRONTAL f

De acordo com algumas rnodalidades, estrutura de suporte 20 pode ser configurada para fornecer suporte bem como uma conexão operativa para conjunto de trem de pouso frontal 777 (ver Figura 8). conjunto de trem de pouso 5 frontal 777 pode incluir uma ou mais rodas, um ou mais amortecedores, e ferramentas de montaçem. Conjunto de trem de pouso frontal 777 pode ser conectado à estrutura de suporte 20 em uma localizaçào configurada para fornecer estabilidade durante períodos quando aeronave 10 está em repouso ou taxiando no chão. Um perito na arte reconhecerá que várias configurações de posicionamento do conjunto de trem de pouso frontal 777 (por exemplo, em frente de um compartimento de passageiros 1120) podem ser utilizadas sem nos afastarmos do escopo da presente ciivulgação. Em algumas modalidades, trêjn de pouso iírontal 777 pocie incluir duas rodas montadas em um eixo operativamente conectado via amortecedores de choque oleo-pneumático à estrutura de suporte 20 ou compartimento de pa,ssageiros 1120.

Em algumas modalidades, conjunto de trem de pouso frontal 777 pode ser montado no compartirnento de passageiros 1120, e pode ser implementado em virtucíe da extensão / abaixamento do compartimento de passageiros 1120, como mostrado na Figura 16.

De acordo com algumas modalidades, conjunto de trem de pouso frontal 777 pode ser configurado para executar outras funções, incluindo, por exemplo, dirigir aeronave 10 enquanto no chão, retrair, estencier, ajustar para carga, etc. Por exemplo, o conjunto de trem de pouso frontal 777 pode incluir uma conexão operativa para o compartimento de passageiros 1120 tal que conjunto de trem de pouso frontal La t' 777 pode ser girado para fazer aeronave 10 apontar na direção desejada enquanto movendo sobre o solo. Essa conexão pode incluir urri pir)hão e cremalheira, uma engrenagem, um motor elétrico, e / ou outros dispositivos 5 adequados para provocar conjunto de trem de pouso frontal 777 girar em resposta a urría entrada de direção.

De acordo com algurnas modalidades, conjunto de trem de pouso frontal 777 pode incluir uma conexão operativa para um controle de direção associado a um cabeçote no 10 compartimento de passageiros 1120. Um operacíor pode conectar o cabeçote causando um sinal indicativo de uma força de direção ser enviado para o computador 600.

Computador 600 pode, ent:ão, provocar um motor elétrico associado com conjunto de trem de pouso frontal 7"/7 15 provocar conjunto de trem de pouso frontal 777 para girar errí uma direção indicada pela entrada de força de direção do operador. Alternativamente, direção pode ser realizacia através de uma conexão mecânica (por exemplo, cabos, hidráulicos, etc) ou qualquer outro método adequacio. Um 20 perito na arte irá reconhecer que um controle de direção pode ser conectado a controles de voo, um controle de ciireção dedicado, e / ou outro controle adequado sem sair do âmbito da presente revelação.

COMPONENTES AERODINÂMICOS 25 De acordo com aigumas modalidades, casco 12 pode incluir um ou mais componentes aerodinâmicos 2000 para fornecer estabilização de aeronave 10. Componentes aerodinâmicos 2000 podem s:er associados com casco 12 e podem ser configurados para dirigir o fluxo cie ar ao longo 30 da aeronave 10. Por exemplo, ern algumas modalidades, como mostrado na Figura 1, componentes aerodinâmicos 2000 podem incluir uma ou mais estruturas de carenagem, tais corno, por exemplo, uma pluralidade de lâminas 2010 separando e / ou definindo uma pluralidade de passagens de fluxo de ar 5 paralelas 2020. Como mostrado na Fiçjura 1, em algumas modalidades, passagens 2020 podem tarribém ser definicias por tampas 2012 e uma superfície exterior cío casco 12. Lâminas 2010 podem ser dispostas em qualquer direção adequada, por exemplo, com uma orientação frente--trás e / ou orientação bombordo-estibordo. Além disso, lâminas 2010 podem ser dispostas em uma porção de topo do casco 12, como mostrado na Figura 1, e / ou em uma porção de fundo do casco 12, como mostrado na Figura 17. Além disso, a quantidade de área de superfíci-e coberta por componentes pneumáticos 2000 pode ser selecioríada com base na utilização e / ou ambiente previsto no qual aeronave 10 pode ser utilizado. Em algumas modaiidades, a largura de um membro aerodinâmico pode abranger substancialmente toda a largura da aeronave lO, tal como rnostrado, por exemplo, na Figura 18. Em outras modalidades, a largura de um rríembro aerodinâmico pocie abrangeL uma distância que é menor do que a largura total da aeronave 10, corrío mostrado na Figura 1.

Em alqumas modalidades, vários componentes aerodinâmicos 2000 podem ser dispostos separadamente no casco 12, tal como mostrado, por exemplo, na Figura 1. A Figura 1 mostra uma configuração exemplar, em que um componente aerodinâmico ot'ientacio Longitudinalmente 2000 é disposto centralmente na porção de topo de casco 12, e componentes aerodinâmicos orientados transversalmente 2000 são dispostos na frente e atrás do coniponente aerodinâmico centralmente montacio, orientado longitudinalmente 2000. 0 Em alternativa, ou adicionalmente, dois ou mais componentes aerodinâmicos 2000 podem encostar um ao outro e / ou sobrepõem um ao outro, como mostrado na Figura 19. Por 5 exemplo, Figura 19 mostra uma configuração exemplar em que o componente aerodinâmico transversalmente orientado 2000 é disposto parcialrríente abaixo de um componente aerodinâmico centzalrnente disposto, orientado longitudinalmente 2000.

Componente aerodinâm.ico 2000 pode ser configurado para 10 minimizar a susceptibilidade da aeronave 10 para ventos que passam sobre a aeronave 10 fora de eixo em relação ao componente aerodinâmico 2000, isto é, em uma direção que não está alinhada (isto é, não em paralelo) com lâminas

2010. Por exernplo, em algumas nodalidacies, lâminas 2010 15 podem ser integracías no casco 12, de tal modo que a forma de superfície de casco 12 mantém-se inalterada, e o componente aerodinâmico 2COO pocie ser exposto ao fluxo de ar através de uma abertura relativamente pequena no casco 12, como mostrado na Figura 19. Em outras modalidades, 20 componente aerodinâmico 2000 pode sobressair a partir do contorno do casco 12, 'nias pode ainda ter um perfil relativamente baixo e uma transição suave a partí:c do casco 12 de modo a limitar a guantidade cie arrasto criacia pelo cornponente aerodinâmico 2000 em direções fora de eixo.

25 (veja, por exemplo, Figura 1.) Em outras modalidades, casco 12 pode ter uma segunda pele dentro da qual componentes aerodinâmicos 2000 poderrí ser inteçrados, tal como rnostrado, por exernplo, na Figura 20.

Lâminas 2010 podem ser feitas de qualquer material 30 adequado. Em algumas modali-dades, lâminas 2010 podern ser formadas de um material rígido, tal como plástico, fibra de carbono, alumínio, titânio, etc. Algumas modalidades podem, em alternativa, ou adicionalmente, incluir lâminas 2010 formadas por um material flexível, como um tecido, por 5 exemplo, o mesmo tecido que pode ser utilizado para forrrtar casco 12. Lârrtinas 2010 poderri ter uma forma de secção transversal uniforme ao longo do seu comprimento, por exemplo, uma divisória de parede fina. Algumas modalidades podem incluir lâminas 2010 com urna forma de secção transversal não uniforrne. Por exemplo, lâminas 2010 podem ter uma forma de aerofólio (por exemplo, em uma direção frente-trás), ou uma forma de aerofólio modificada, tal como uma cauda Kamm.

Em algurnas modalidades, lâminas 2010 podem ser paralelas, como mostrado na Figura 1. Alternativamente, ou adicionalmente, aeronave 10 pode incluir lâminas 2010 tendo uma configuração diferente. Por exemplo, lâminas 2010 podem ser dispostas em urria configuração diagonal alternada, corno mostrado na Figura 21. Em modalidades em que lãminas 2010 são rígidas, a configuração alternada diagonal pode fornecer suporte estrutural reforçado, uma vez que pode formar uma estrutura tipo treliça.

Componentes aerodinâmicos 2000 podem incluir superfícies de parede internas de passagens de fluxo de ar 2020, que podem ser substanci-almente planas ou podes ser curvas. Em algumas modalidades, como mostrado na Figura 20, uma parede superior 2030 pode ser o lado inferior de uma porção de topo 2040 do casco 12, e, assim, pode ser curvada para cima. Em outras modalidades, como mostrado na Figura 22, superfície superior 2030 pode ser substancialmente plaría (por exernplo, horizontal, ou em qualquer plano considerado adequado). Em algumas modalidades, superfície superior 2030 pode ser substancialmente plana, e uma borda frontal 2050 do cornponente aerodinâmico 2000 pode ter uma 5 curvatura tal que a porção do casco 12 entre as passagens de fluxo de ar 2020 e porção de topo 2040 do casco 12 pode ter uma -forma de secção transversal de aerofóli-o assimétrica, como mostrado na Figura 22. Essa configuração pode criar elevação aerodinârrtica, durante o voo. Em tais iO modalidades, um componente aerodinâmico de lado de fundo 2000 pode ser disposto em uma porçáo de fundo 2060 da aeronave 10, e a forma de secção transversal da porção de casco entre passagens de fluxo de ar inferior 2020 do componente aerodinâmico de lado de fundo 2000 e uma superfície de fundo 2070 do casco 12 podem ter urna forma de secção transversal substancialmente simétrica (em virtude de uma parede inferior curva 2080 e superfície de fundo similarmente curva 2070) de modo a evitar uma força aerodinâmica de neutralização de anular elevação aerodinâmica criada pelo cornponente aerodinâmico 2000 sobre a porção superior da aeronave 10. Além disso, em algumas modalidades, a passagem de fluxo de ar estreitada 2020 criada pela de parede inferior curva 2080 na porção de fundo 2060 pode acelerar o fluxo de ar em comparação com o fluxo de ar passando através do lado de baixo da superfície de fundo 2070, criando elevação aerodinâmica adicional.

A Figura 23 ilustra urna vista em perspectiva de corte de uma aeronave tendo uma modalidade de componentes aerodinâmicos 2000 semelhante à mostrada na Figura 20. Por exerrtplo, tal como a modalidade mostrada na Figura 23,

E

Figura 20 mostra uma modalidade em que componentes aerodinâmicos de frente e ré 2000 são dispostos em uma orientação lateral e resiciir pelo menos parcialmente sob um componente aerodinâmico centralmente disposto 2000 tendo 5 uma orientação longitudinal (ou seja, frente-trás).

A Figura 24 ilustra uma modalidade semelhante à mostrada na Figura 20, exceto que a orientaçào dos componentes aerodinâmicos 20OC) é invertida. Na modalidade mostrada na Figura 24, o componente aerodinâmico centralmente disposto 2000 tem uina orientação bombordo- estibordo (permitindo fluxo de ar lateral), e fluxo frente- trás de ar é perrnitido através de componentes aerodinâmicos lateralmente dispostos 2000 que são sobrepostos pelo componente aerodinâmico centralmente disposto 2000.

ESTRUTURAS DE FLUTUAÇÃO De acordo com alçjumas rnodali.dades, aeronave 10 pode incluir pelo menos uma estrutura de flutuação 4000 configurada para suportar a aeronave 10 para flutuação na água ciurante um pouso na água. Em alçjumas modalidades, casco 12 pode incluir uma estrutura de flutuação. Por exemplo, como mostrado na Figura 25, em algurnas modalidat'es, casco 12 pode incluir uma porção inferior alargada configurada para fornecer flutuabilidade. Em tais modalidades, casco 12 pode ser formado por um material leve, tal como fibra de carbono. Além disso, casco 12 pode ser uma estrutura oca ou pode ser cheio com um material leve, tal como uma espuma, ou uma estrutura de alvéoio.

Além disso, em tais modalidacies, aeronave 10 pode incluir estruturas de flutuação adicionais 4000, tais como flutuadores de popa 4010, ligados, por exemplo, a membros · 'l-

49,'61 de estabilização horizontal 315, como mostrado na Figura

25. Flutuadores de popa 4010 podem ser configurados para fornecer estabilidade à aeronave 10, enquanto flutuando.

Em algumas modalidades, aeronave 10 pode incluir 5 vários conjuntos de estruturas de flutuação 4000. Por exemplo, como mostrado na Figura 26, aeronave 10 pocie incluem flutuadores de popa 4010 montados em membros de estabilização horizontal 315, bem como um ou mais flutuadores principais 4020 montados no casco 12, por exemplo, por membros de suporte de flutuador 4030.

Flutuadores principais 4020 podem ser formados dos mesmos materiais ou semelhantes como discutido acima em relaçào aos flutuadores de popa 4010. Em algumas modalidades, flutuadores de popa 4010 e / ou flutuadores principais 4020 podem ter uma forma semelhante a flutuadores conhecidos para serem utilizados para uma aeronave com asa. Tais flutuadores podem ser formados com uma configuração tipo casco de barco para facilitar viagem para frente enquanto à tona (por exemplo, durante decolagem e pouso). Em outras modalidades, flutuadores de popa 4010 e / ou flutuadores principais 4020 podem ter uma forma mais simples. Por exemplo, quando a aeronave 10 é prevista para ser usada exclusivamente como uma aeronave VTOL, os flutuadores podem ser configurados para flutuabilidade máxima, ao contrário de viajar através da água.

Tal como mostrado nas Figuras 27 e 28, aeronave 10 pode incluir estruturas de flutuação implantáveis 4000. Por exemplo, aeronave 10 pode incluir flutuadores principais implantáveis 4040, os quais podem ser formados de uma porção de casco 12 que pode ser estendida para uma posição de popa, o que é ilustrado pelas linhas tracejadas nas Figuras 27 e 28. Em algumas modalidades, flutuadores principais implantáveis 4040 podem ser extensíveis em uma direção descendente, como mostrado na Fiçjura 27. Em outras 5 modalidades, flutuadores principais implantáveis 4040 podem ser extensíveis para baixo e lateralmente para fora a partir do eixo de giro 5, como mostrado na Figura 28, enquanto fornecendo uma base larga, estável. Como tarnbém mostrado na Figura 28, flutuadores de popa implantáveis 4050 podem ser extensíveis além das pontas distais dos membros de estabilização horizontal 315, para fornecer estabilidade adicional.

Flutuadores implantáveis podem ser forrrtados com um dos aspectos de superfície de um hidrofólio. Em algumas modalidades, flutuadores de popa 4010, flutuadores principais 4020, flutuadores principais irrlpiantáveis 4040, e / ou flutuadores de popa implantáveis 4050 podern ser formados com uma forma de secção transversal semelhante aos cascos de embarcações de corrida de hidroavião estilo catamarã, como mostrado, por exemplo, na Figura 27.

APARELHO IMPLANTÁVEL De acordo com algumas modalidades, aeronave 10 pode incluir um aparelho implantável 5000. Aparelho irnplantável 5óoo pode ser alojado dentro do casco 12 e implantável a partir do casco 12 para operação não relacionada coin o controle de voo ou pouso de aeronave 10. Por exemplo, corno mostrado na Figura 29, aeronave 10 pode incluir um aparelho de perfuração 5010 que pode ser implantado a partir do casco 12. Uma área de armazenamento no interior do casco 12 pode ser configurada para alojar componentes do aparelho de perfu.ração 5010, tais como secções cie haste de perfuração.

Em algumas modalidades, portas de área de armazenagem podem ser abertas para expor aparelho implantável 5000. Alternativamente, tal como ilustrado na F'içura 29, 5 flutuadores principais implantáveis 4040 podem servir como as portas de área de armazenamento, e um aparelho de perfuração 5010 pode quando flutuadores principais implantáveis 4040 são implantados.

Os sistemas de controle de voo da aeronave 10 podern ser configurados para manter aeronave 10 estacionária e estável durante operações de perfuração. Erri algumas modalidades, aeronave 10 pode incluir dispositivos de tipo ancoragem (não rnostrados), que podern fixar aeronave 10 ao fundo do mar, quer através de um tirante ou um acessório rríais rígido. Em algumas modalidades, aeronave 10 pode ser rríantida estacionária por meio de operação do sisterna de controle de voo e / ou utilizando fixação de leito do mar, de modo a facilitar operações de perfuração de petróleo e / ou gás natural, çiü operações de cultura de outros recursos naturais.

Em algumas modalidades, aeronave 10 pode ser adaptada para perfuração em águas relativamente pouco profundas. Aléni disso, o aparelho implantável 5000 também pode ser incorporado em uma modalidacie da aeroriave 10 equipada para pouso em solo (em oposição a pouso na água). Além disso, em algumas modalidades, aeronave 10 pocie ser configurada para perfuração de furos superficiais. Por exemplo, uma aplicação apropriada pode incluir perfuração de furos para instalação e / ou construção de torres de suporte. Outros tipos de aparelhos podem ser implantáveis a partir da aeronave 10. Tais aparelhos podem incluir, por exemplo, equipamentos de construção, equipamentos cie demolição, equipamento de combate a incênclios, equipamentos de elevação e transporte (por exemplo, um aparelho tipo 5 empilhadeira), equipamento de reabastecimento de aeronaves e / ou embarcações, equipamento de remoção de água / bombeamento, equipamentos de monitoram.ento de clima, etc.

APLICAÇÃO INDUSTRIAL O aeronave divulçjada 10 pode ser implernentacia para lCl utilização em uma vasta gama de aplicações. Por exemplo, em algumas modalidades, aeronave 10 pode ser configurada para executar funções que envolvem deslocamento de uma localização para outra. Por exemplo, a aeronave 10 pode ser configurada para desempenhar uma função associ-ada com pelo rnenos uma elevação de objetos (por exemplo, elevação cie construção), uma plataforma de elevação, transporte de artigos (por exemplo, carga), exibição de itens (por exemplo, publicidade), transporte de seres humanos (pcr exemplo, transporte de passageiros e / ou turismo), e / ou prestação de recreação.

Pedidos exemplares para aeronave divulgada 10 podem incluir transporte de equipamentos e / ou inateriais, como equipamentos de construção ou corrtponentes de construção.

Por exemplo, a aeronave 10 pode ser utilizada para o transporte de equipamento de construção oleoduto, bem como a própria tubulação. Aeronave 10 pode ser aplicável para uso em conexão com construção, operação e /' ou rnanutenção de ciutos, bem como registro e transporte de madeira. Tais aplicações podern ter uso particular em áreas remotas, por exemplo, sem infraestrutura de transporte, tais como

P estradas e pistas de pouso, por exemplo, no Alasca, Canadá, o outback australiano, Oriente Méciio, África, ecc.

Exernplares tais áreas podem incluir tundra, deserto, geleiras, neve e / ou corpos de solo cobertos de gelo, etc.

5 Um outro uso exemplar da aeronave 10 pode incluir varredura de cultura. Modalidades da aeronave 10 tendo configurações de motor t.al como aqui divulçadas podem ser capazes de altos níveis de precisão no que diz respeito à entrega de tratamentos de cultura. Vantagens de tal alta precisão podem incluir a capacidade de varrer culturas em urrt lote de terreno sem resultar errt desvio de produtos químicos pulverizados em lotes vizinhos. Isto pode ser vantajo"o quando lotes prÓximos incluem ciiferentes tipos de culturas e / ou se lotes próxirnos são, por exernplo, mantidos como orgânicos.

Em algumas modalidades, aeronave 10 pode ser configurada para executar as funções em que a aeronave em voo perrnanece substancialinente estacionária. Por exemplo, a aeronave 10 pode ser configurada para executar uma função incluindo pelo menos urrí de montagem de urria estrutura, realização de comunicações celulares, realização de comunicações por satélite, realização de vigilância, publicidade, realização de estudos científicos, e prestar serviços de suporte de desastres. Aeronave 10 pode incluir uma plataforma ou outra estrutura de transporte de carga configurada para suspender equipamentos de comunicações {por exemplo, retransmissor / receptor via satélite, torre de celular, etc) ao lonço de um deterrninado local. Porque aeronave 10 pocie utilizar, por exemplo, superfícies de controle associadas, conjuntos de propulsão 31, e sua forma permanecem suspensos e substancialmente estacionários ao longo de um determinado local, aeronave 10 pode operar como um posto de comunicação em áreas desejadas. Além disso, a aeronave 10 pocie ser empregada para reconhecimento / 5 vigilância de operações militares ou outras (por exemplo, para patrulha de fronteira).

A operação da aeronave 10 pode ser executada por controle remoto e / ou utilização de voos tripulados de aeronave 10. Alternativamente, ou adicionalmen'te, aeronave 10 gode ser operada por meio de controles pré-programados automatizados, em particular para aplicações que envolvem voo estacionário.

Em algumas modalicíades, aeronave 10 pode ser configurada para voar a altitudes de 30OC'O pés ou mais.

Capacidade de voar a tais altitudes pode facilitar diversas operações acima mencionadas, tais como vigilância, comunicações, estudos científicos, etc. Além disso, o voq de alta altitude como este pode permitir aeronave 10 tirar proveito de correntes de jato e, também voar acima das condições meteorológicas adversas e / ou turbulência que podem de outra forma estar presentes em altitudes mais baixas. Além disso, voar em altitudes elevadas, acima das nuvens, pode expor o painel solar IõlC) a mais luz solar.

Além disso, em altitudes rnais elevadas, a luz solar pode ser mais intensa aumentando ainda coleção cie energia solar.

Em algumas modalidades, aeronave 10 pocie ser configurada para uso ern altitudes extremamente elevadas, por exemplo, como um substituto para os satélites. Tais rnodalidades da aeronave 10 podem ser configuradas para o voo fixo ou móvel em altitudes de mais de 60000 pés. Certas modalidades podem ser capazes de funcionamento normal em altitudes de mais de 100000 pés.

Em algumas' aplicações contempladas, aeronave 10 pode ser pilotada usando a energia solar durante o dia e as 5 baterias durante a noite e / ou durante o voo sob cobertura de nuvens. Durante o voo em que a aeronave 10 pode ser levada completamente usando a energia solar, aeronave 10 pode armazenar o excesso de energia solar coletada para usá-lo para carregar as baterias 1030.

Certas modalidades da aeronave lO aqui divulgadas poderrí ser equipadas para o pouso na água. Tais modalidades podem ser aplicadas para o pouso na água de qualquer profundidade. Portanto, aeroriave 10 pode ser configurada para pousar em um lago ou oceano, aeronave 10 tambérn pode ser configurada para pousar em um pântano ou outro local pantanoso. Estas aeronaves podem ser utilizadas para aplicações em, ou sobre, o local de água. Além disso, essas aeronaves podem usar o corpo de água / pântano corrio um local de pouso em uma área que de outra forma não fornece um local de desembarque. Por exemplo, a fim de viajar para uma área densamente arborizada que não fornece urn local de pouso adequado, urna aeronave configurada para pouso na água pode pousar, por exerrtplo, em uma lagoa perto da área densarnente arborizada. Aeronaves equipadas para o pouso na água podem ser usadas, por exemplo, para realizar pesquisas sobre um corpo de água, para realizar construção, ou simplesmente entregar materiais e / ou pessoas para um local.

Algumas modalidades divulgados de aeronave 10 podem incluir pelo menos um aparelho implantável. Como mencionado acima, o aparelho implantável pode ser qualquer um de um núínero de diferentes tipos de equipamento. Aeronave 10 pode ser configurada para implemeritar o uso deste tipo de equipamento.

5 Se configurada para tripulada, não tripulada, e / ou voc) automatizado, aeronave 10 pode, de acordo com alçumas rnodalidades, ser controlada por um computador 600. Por exemplo, conjuntos de propulsão 31 e superfícies de controlo, entre outras coisas, podem ser controlados por um computador 600. A Figura 30 é um diagrama de blocos de uma modalidade exemplar de um computador 600 consis'tente com a presente descriçÃo. Por exemplo, como mostrado na Fiaura

J 25, computador 600 pode incluir urn processador 605, um disco 610, um dispositivo de entrada 615, urrta tela multifunções (MFD) 620, um dispositivo externo opcional 625, e interface 630. Computador 600 pode incluir mais ou menos componentes, conforme desejado. Nesta modalidade exemplar, processador 605 incíui um processador 635, o qual está conectado a uma unidade de memória de acesso aleatório {RAM) 640, uma unidade de mernória de tela 645, urria uniciacle de controlador de interface de vídeo (VIC) 650, e uma unidade de entrada / sãídcí {I / O) 655. O processador pode tambérrt incluir outros coraponentes.

Nesta modalidade exemplar, disco 610, dispositivo de entràda 615, MFD 620, dispositivo externo opcional 625, e interface 630 são conectados ao processador 605 através da unidade I / O 655. Além ciisso, o disco 610 pode conter uma porção de informação que pode ser processada pelo processador 605 e exibida em MFD 620. O dispositivo de entrada 615 inclui o mecanismo pelo qual um utilizador e /

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ou sistema relacionado com aeronave 10 pode acessar computador 600. Dispositivo extcrno opcional 625 pode permitir computador 600 manipular outros dispositivos através de sinais de controle. Por exemplo, um sistema de q f 5 controle por cabo ou controle por luz pode ser incluído ! para permitir sinais de controle serem enviados para dispositivos externos opcionais, incluindo, por exeniplo, servomotores associados com suportes de unidade de propulsão 430 e superfícies de controle associadas com 10 membro de estabilização horizontal e vertical, 310 e 315.

"Sinais de controle", tal como aqui utilizado, podem si-gnificar quaisquer sinais analóçicos, digitais e / ou em outrcs formatos configurados para causar operação de um mernbro com relação ao controle de aeronave 10 {por exemplo, 15 um sinal configurado para causar operação de um ou mais superfícies de controle associadas com aeronave 10).

"Controle por cabo", como aqui é usado, significa um sistema de controle, em que os sinais de controle podem' ser transmitidos em forma eletrôni.ca através cie um material 20 eletricamente condutor (por exemplo, fios de cobre). Tal sistema pode incluir um computador 600 entre c)s controles de operador e o atuador de controle fínal ou superfície, o que pode modificar as entradas do operador, em conformidade com os programas de software predefinidos. "Controle por 25 luz", como aqui é usacio, siçnifica um sistema de controle em que os sinais de controle são transrnitidos de forma semelhante ao controle por cabo (isto é, incluindo um computador 600), mas ein que os sinais de controle pociem transmitir luz através de mãis de um material condutor de 30 luz {por exemplo, fibra óptica).

b 1 58/61 De acordo com algumas modalidades, interface 630 .do computador 600 pocie perrr.itir enviar e / ou receber informação de outra forma que pelo dispositivo de entrada

615. Por exemplo, o computador 600 pode receber sinais 5 indicativos de inforrriações de controle de controles de voo 720, um controle remoto e l'ou qualquer outro dispositivo adequado. Computador 600 pode, em seguida, processar esses controles e transmitir sinais cíe controle apropriados de acordo com vários sistemas associados com aeronave 10 {por lCi exemplo, sistema de propulsão 30, superfícies de controle vertical e horizontal 350 e 360, etc.) Computador 600 pode também receber o inforínação cie tempo e / ou condições de ambiente a partir de sensores associados com aeronave operando 10 (por exemplo, altímetros, rádios de navegação, tubos de Pitot, etc), e utilizar essa informação para qerar sinais de controle associados com operação cie aeronave 10 (por exemplo, sinais relacionados a aparar, guinada, e / ou outros ajustes).

De acordo com algumas modalidades, computador 600 pode incluir um software e / ou sistemas que permitam outras funcionaliciades. Por exernplo, o computador 600 pode incluir software que permite controle de piloto autornático da aeronave 10. Controle de piloto automático pode incluir todas as funções confiçuradas para manter automaticainente uma rota predefinida e / ou executar outras funções de navegação independentes de uni operador da aeronave 10 (por exemplo, estabilizar aeronave 10, impedir manobras indesejáv'eis, pouso automático, etc.) Por exernplo, o computador 600 pode receber informações de um operacior de aeronave 10, incluindo um plano de voo e / ou informações sobre o destino. Computador 600 pode utilizar essas informações em conjunto com o software cie piloto automático para determinar controles apropriados para unidades de propulsão e superfícies de controle para fins de navegação 5 de aeronave 10, de acordo com as informações fornecidas.

Outros componentes ou ciispositivos tarnbém podem ser conectados a um processador 605, através da unidade I / O

655. De acordo com algumas modalidades, nenhum computador pode ser utilizado, ou outros computadores podem ser usados 10 para redundância. Estas configurações são meramente exemplificativas, e outras implementações vão cair dentro do âmbito da presente revelação.

De acordo com algumas rnodalidades, pode ser desejável para o computador 600 para transmitir sinais em voo 15 canfigurados para, por exemplo, apontar curso correto e / ou auxiliar na estabilização da aeronave 10 independente de . um operador da aeronave 10. Por exernplo, o computador 600 pode calcular, com base em contribuições de vários sensores (por exernplo, altímetro, tubos de Pitot, anemôrrtetros, etc), 20 a velocidade e direção do vento associacio a condições ambientais que cercam aeronave 10. Corn base em tais inforrnações, cornputador 600 pode determinar um conjunto de parâmetros operacionais que possàm rnanter a estabilidade cia aeronave 10. Tais parâmetros podem incluir, por exemplo, os 25 parâmetros da unidade de propulsão, os parâmetros das superfícies de comando, os parâmetros de lastro, etc.

Computador 600 pode, em seguida, transmitir os controles de acordo com tais parâmetros que ajudam na manutenção da estabilidade e / ou controle da aeronave 10. Por exemplo, o 30 computador 600 pode determinar q\je a aeronave 10 ganha altitude, a bolsa de ar deve ser pressurizada para evitar excesso de pressurização do primeiro invólucro 282. Em tal situação, o computador 600 pode fazer bombas de ar ativarem, pressurizando, assim, a bolsa de ar a uma pressão 5 desejada. Deve notar-se que os dados associados com o vento e outros efeitos sobre aeronave 10 (por exemplo, estresses aerodinâmicos) podem ser determinados empiricamente e / ou experimentalmente, e armazenados dentro do computador 600.

Isso pode permitir computador 600 executar várias ações consistentes com navegação com segurança de aeronave 10.

Como referido acima, de acordo com algumas modalidades, uma vez que no ar, pode ser desejado manter aeronave 10 substancialmente estacionária sobre uma área desejada e a uma altura desejada. Por exemplo, o computador 600 e / ou o operador pode transrnitir si-nais de controle para o sistema de propulsão 30, superfícies de controle vertical e horizontal 350 e 360, a bolsa de ar, e / ou outros sistemas associados à aeronave 10, de tal rnodo que aeronave 10 permanece substancialmente estacionária mesmo quando correntes de ar podem fazer aeronave 10 ser exposta às forças aerodinâmicas.

Embora, para os fins desta divulgação, certas características divulgadas sejam mostradas em algumas figuras, mas não em outras, está contemplado que, na medida do possível, as várias características aqui descritas podem ser implementadas por cada uma das modalidades exemplares descritas. Deste modo, as diferentes características aqui descritas não devem ser interpretadas como sendo mutuamente exclusivas para diferentes modalidades, a menos que aqui especificado explicitamente ou esta excíusividade rnútua é prontamente entendida, por urri especialista na matéria, para ser inerer'.te em vista da natureza das dadas características.

Enquanto o dispositivo presentemente divulgado e 5 método foram descritos com refe.rência às suas modalidades b específicas, deverá ser ertcenciido por aqueles peritos na arte que várias aíterações podem ser feitas e equivalentes pociem ser substituídos sem afastar cio âmbito da descrição.

B Além diss'o, rnui-tas modificações podem ser fei-tas para l adaptar uma situação particular, material, composição de % { matéria, processo, passo ou passos do processo para o objetivo, espírito e âmbito da presente invenção. Outras modalidades cia invenção serão eviden'tes para os peri-tos na arte a partir da consideração da especificação e prática da invenção aqui divulçjada. Pretende-se que a especificação e os exemplos sejam consicierados somente exemplares.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Aeronave caracterizada pelo fato de que compreende: um casco configurado para conter um gás; pelo menos um conjunto de propulsão acoplado ao casco 5 e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo rnenos um componente aerodinâmico que inclui uma pluralidade de estruturas de carenagem, incluindo uma ou mais lâminas, em que o pelo menos um coinponente aerodinâmico está associado corn o casco e está configurado 10 para dirigir o fluxo de ar em torno da aeronave.

2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o casco compreende uma r estrutura de suporte, e ern que pelo nienos um conjunto de propulsão compreende: 15 um prirneiro conjunto de propulsão operativamente afixado a uma primeira secção da estrutura de suporte e configuracío para controlar um movimento de çi-ro da aeronave; um seguncio conjunto de propulsão operativamente 20 afixado a uma segunda secção da estrutura cle .suporte e configurado para cont.rolar um movimento de çuinada da aeronave; e um terceiro conjunto de propulsão opera"ci.'Y"aKLente afixado a uma terceira secção da estrutura de suporte e 25 configurado para controlar um movimento de inclinação da aeronave.

3. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a superfície exterior cio casco compreende: 30 um material de conversão de energia solar.

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4. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: pelo menos um compartimento colocado substancialmente no interior do casco, e 5 pelo menos um sistema de transporte configurado para elevar ou baixar pelo menos uiti compartirnento para fora ou para dentro do casco.

5. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: um çiü mais recipientes dispostos no interior do casco e configurados para conter um gás mais leve que o ar.

6. Aeronave, de acordo com a reivindicação l, caracterizada pelo fato de que o um ou mais recipientes compreendern um material autovedante.

7. Aeronave, de acordo corn a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o casco compreende: um primeiro invólucro, e um segundo invólucro, em que o primeiro e segundo invólucros definem um espaço entre os mesmos.

8. Aeronave, de acorcio com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: uma gonjur,to de ernpenagem operdtivaraer)te c:onectado a uma estrutura de suporte do casco e configuracio para fornecer pelo rnenos uma funcioríalidade de estabilização e de navegação para a aeronave.

9. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: um conjunto de trem de pouso operativamente conectado corn uma estrutura de suporte do casco.

10. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o pelo menos um cornponente aerodinâmico compreende ainda: urn componente aerodinâmico de lado superior disposto 5 em uríia porção de topo da aeronave e um componente aerodinâmico cie lado inferior dispost.o em uma porção de fundo da aeronave.

ll. Aeronave caracterizada pelo fato de que compreende: um casco configurado para conter um gás; pelo menos um conjunto de propulsão acoplado ao casco e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo menos uma estrutura cie flutuação configurada para suportar a aeronave durante um pouso na água.

12. Aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que a pelo menos uma estrutura de flutuação compreende ainda: um flutuador de popa, e um flutuador principal.

13. Aeronave, de acordo coín a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que a pelo menos uma estrutura de flutuação compreende ainda um flutuador implantável alojado no interior do casco e configurado para scl extensível no exterior do casco.

14. Aeronave, de acordo com a reivindicação ll, caracterizada pelo fato cie que o casco compreende uma estrutura de suporte, e em que c) pelo menos um conjunto de propulsão compreende: um primeiro conjunto de propulsão operativamente afixado a uma primeira secção da estrutura de suporte e confiqurado para controlar um movimento de giro da aeronave; um segundo conjunto de propulsão operativamente afixado a uma segunda secção da estrutura de suporte e 5 configurado para controlar um movimento de guirLada da aeronave; e um terceiro conjunto de propulsão operativamente afixado a uma terceira secção da estrutura de suporte e configurado para controlar um movirnento de inclinação da aeronave.

15. Aeronave, de acordo com a reivindic.ação 11, caracterizada pelo fato de que a superfície exterior do casco corripreende: um material de conversão de energia solar.

16. Aeronave, de acordo com a reiviMicação 11, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: pelo menos um compartimento colocado substancialmente no interior do casco, e pelo menos um sistema de transporte configurado para elevar cju baixar pelo menos um compartimento para fora ou para dentro do casco.

17. Aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que compreende ainda: um ou mais recipientes dispostos no interior do casco e configurado para conter um çlás mais leve que o ar.

18. Aeronave, de acordo corn a reivindicação 11, caracterizacia pelo fato de que o casco compreende: um primeiro invólucro, e um segundo invólucro, em que o primeiro e segundo invólucros definem um

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19. Aeronave, de acordo com a reivindicação 11, < caracterizada pelo fato de que compreende ainda: uma conjunto de empenagem operativamente conectado a 5 uma estrutura de suporte cío casco e configurado para fornecer pelo menos uma funcionalidade de estabilização e de navegação para a aeronave.

20. Aeronave caracterizada pelo fato de que compreende: 10 urri casco configurado para conter um gás; pelo menos um conjunto de propulsão acoplado ao casco e incluindo um dispositivo de propulsão, e pelo menos um aoarelho irnplantável alojado dentro do casco e implantável do casco para a operação relacionada 15 com o controle cle voo ou pouso da aeronave.

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