CN1429165A - 液氢同温层飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机，其具有较宽的飞行速度范围，并能长时间飞行并消耗较少的能量，同时其搭载一个具有无遮挡下视的通信平台。该飞机机翼前缘包括一个可偏转的前缘缝翼以及一个反射后缘。该飞机包括一个在中心与两端之间横向伸展的飞行翼。其中机翼是后掠的，具有相对恒定的弦长。该飞机还包括一个通过燃料电池提供能量的动力模块。该燃料电池储存液态氢气作为燃料，但是在燃料电池中使用的是气态氢气。一个燃料箱加热器用于控制燃料箱中的燃料的气化速度。本发明的飞机包括由多个支架构成的支撑结构，其中的支架形成一个附加在机翼上的四面体。

Description

液氢同温层飞机

发明背景

本申请要求享有2000年4月3日提交的申请号为60/194137以及2000年10月18日提交的申请号为60/241713的两个美国专利申请的优先权，此处引用上述申请。

本发明涉及一种飞机及其构件***，具体来说涉及一种改进的高性能飞机***，其可延长在固定的高空以及区域范围内定点飞行的时间。

世界范围内对通信带宽的需求增长提高了卫星和地面站之间对带宽的要求。一种增加卫星与地面站之间带宽的方法是设置一个或者多个高空平台(HAPs)用以二者之间的信号中继传输。一个HAP可以使用较低的能量进行传输、使用较窄的波束宽度获得较宽的带宽，同时还具备其他的各种优点。但是由于设计上的需要，花费了数年的设计力量创造的高性能HAPs现在才开始得以使用。

现在特别需要一种同温层飞机，其可以搭载可观的通信负载(例如，耗电1千瓦的超过100公斤的负载)滞空时间达到数天、数星期甚至数月。这种飞行能力最好能够在阳光甚至为零或者太阳能很少起作用的阳光极小的区域也能保持。并且这种飞机最好能够远程操控飞行以限制重量并使其飞行时间最大。

该通信负载最好能够在一定宽度范围内下视，最好视界内没有障碍。该飞机最好能够以相对较高的速度飞行，使其足以在定点和远地点之间起飞和/或降落，以利用更好的气象条件。同时，该飞机最好能够在大风以及气流平静的条件下保持在高空飞行，也就是需要能够在较高的速度下以及较低的速度下飞行的能力，并且需要较小的转弯半径同时保持负载下视(在某些特定的情况下最好能够上视)的能力。为了满足这些苛刻的设计规格，该飞机的动力***、飞行控制***的性能以及机身结构最好在现有技术基础上加以改进。

动力***

传统的飞机通常使用航空燃料推进，那是以石油为基础的矿物燃料。现有技术中曾经提及将来使用液氢作为燃料推进载人客机以及超音速同温层飞机。并且谈及使用液氢作为燃料用于同温层飞艇的现有技术也已经存在25年了。

美国专利US5810284公开了一种无人驾驶的太阳能推进的同温层飞机，其显著的优点是具备较长的滞空时间，此处引用该专利仅仅作为参考。该飞机白天使用太阳能推进飞行，同时将多余的太阳能储存在可充电的燃料电池中以备晚上使用。该燃料电池是一个封闭的***，其通过分解水获得气态氢气和氧气，它们能结合起来生成水。

US5810284号专利中公开的飞机为一非后掠的，展向负载的飞行翼，其具有较低的重量以及极高的展弦比。多个电动发动机沿机翼展向分布，该机翼分割成若干段，用以降低各段之间承受的扭矩。大多数或所有段都包括一个中空的翼梁，用以容纳燃料电池使用的各个元件。在各段的内端向下伸出较大的散热片。机翼透明的上下表面内包含有两面的太阳能板，用以最大可能的利用直射和反射光线。

在可用太阳能十分有限的情况下，上述技术不可能提供较长的滞空时间并定点在高空飞行。

飞行控制构件

已知用于控制飞行的构件有很多。每种构件都具有独特的优点以及缺点。

现今很多小型飞机和滑翔机都使用简单的襟翼来增加弯度以及获得更高的升力系数，使其能够在较低的速度下获得足够的升力。这样的襟翼通常都后掠或者为流线型以降低高速下的阻力，同时在遇到湍流的时候降低机翼上的最大G过载。使用襟翼最重要的特点，或者说为了获得更高的升力使用大弯度翼型的最重要特点是，延伸出的襟翼或者大弯度翼型给使机翼具有较大的负俯仰力矩。这对整个飞行器的稳定性以及机翼的扭转性能都有影响。事实上，对大展弦比的机翼来说，由负俯仰力矩造成的机翼外部扭转可能会引起严重的结构和飞行控制问题。

客机同时采用前缘缝翼和复杂的襟翼，例如开缝襟翼或富勒襟翼来扩展其速度范围。小飞机采用在需要的时候能够自动开启的前缘缝翼。悬挂滑翔机在高速飞行的时候采用绷紧柔性翼型的方式降低弯度。有些功由于柔性襟翼材料从机翼后缘展开以及后移而被消耗掉了。有些飞机机翼的特点是在飞行的时候后掠角可以改变，甚至整个机翼可以翻转，因此当其高速飞行的时候机翼与飞行方向不会垂直。

已知的是，当飞机低速飞行的时候，为了保持低速而不失速，铰接在机翼前缘的较大的固体或者多孔表面向上摆动，以使涡流中心暂时恰好保持在他们后面。这可以在到达失速之前增大升力系数。为了延迟失速的到达或将机翼失速的部分隔离开来，使用了各种涡轮发生器和翼刀。另外，各种失速报警器/致动器可以使得飞机在相对接近失速速度的情况下操纵。并且，有些组合翼型以及机翼结构的特点使失速缓和，这样飞行器就可以在失速边缘进行操作而不会在到达失速的时候阻力突然增加或者升力突然降低。验证飞机甚至有采用旋转装置来低速飞行的情况，当速度提高由机翼提供主要升力的时候，其采用机械装置限制转动力矩和降低阻力或者暂时增大升力。上述这些装置以重量和稳定性作为代价提高了低速控制能力。

在一些高科技飞机上采用精确的主动控制技术在较宽的速度以及方向范围内来保持稳定操作。这其实是对自然界飞行生物改变机翼和翼型几何特性所进行的模拟。在飞机上，这些***非常复杂，可能会很重并且很贵，同时故障也是无法容忍的。

机身结构

对于宽速度范围、低能耗、重量轻、无遮挡通信平台视界、简单以及可靠性的要求都对现实提出了难以平衡的挑战。大弯度翼型可用以降低最小飞行速度，但是随之而来的大负俯仰力矩会对机翼的扭转造成气动弹性影响。

另外，飞机的整体机身几何结构与翼型和控制面的设计之间存在必然的联系。通常飞机通过利用尾翼力矩(即，尾翼面上受到的垂直力以及机翼到尾翼之间的距离作为力臂)或为俯仰稳定设置在机翼前方的鸭翼来补偿负俯仰(例如机头向下)力矩，其中鸭翼比机翼的升力系数高而失速早。尾翼布置在上洗气流中产生的翼尖涡流要比将尾翼布置在下洗气流中产生的翼尖涡流小得多，但是将尾翼布置在上洗气流中在结构上存在困难。

商用航班为了在起降的时候获得较高的升力系数(CL)采用复杂了的前缘缝翼和襟翼，而在高速飞行的时候为了降低阻力和阵风载荷将它们放下。采用刚性机翼以及对尾翼面积和力臂的俯仰控制可以允许这种方法的实施。但是这种方法与现今的飞机在装载足够的油料以持续飞行的同时仍然保持经济性的需求背道而驰。

先进的飞机设计并不能满足本发明的飞机的非常特殊的需求和技术挑战。因此，存在对一种轻型飞机的明确的需要，该飞机要求能够在较宽的速度范围内定点飞行，并消耗较低水平的能量长时间飞行，同时能够搭载一个视野宽阔无遮挡的通信平台，该飞机的特点是简单并且可靠。这样一种发明的实施例可以作为高空平台使用。本发明的实施例可以满足各种不同的需要并具备进一步相关的优点。

发明概述

本发明提供一种飞机、飞机构件和飞机子***以及相关的方法。本发明的各种实施例可以提供一种能够在较宽的速度范围内飞行，并消耗较低水平的能量而长时间飞行，并能够搭载一个视野宽阔无遮挡的通信平台，同时具有简单结构和很高的可靠性。

在一种变化形式中，本发明的一种机翼的特征是具备适当的弯度，其应用在滑翔机或柔性机翼同温层飞机上可获得雷诺数大约1.5的升力系数。该机翼具有一前缘和一后缘，该后缘包括一偏转部分或一可向上偏转的后缘襟翼。该偏转部分或后缘襟翼的结构是在弯度之外提供大于等于零的俯仰力矩。这种优点可以使得很多具有柔性机翼的飞机能够低速飞行。

在机翼前缘设置可伸展的前缘缝翼可以加强这种特点。这些特点结合在一起可以使机翼获得优异的升力系数，通常会在失速速度基础上增加0.3，最好为0.4倍的来流速度或更高。使用可收放的前缘缝翼可以使其成为机翼翼型的一部分，而不仅仅是由机翼的弯度来确定翼形。前缘缝翼的好处是其对于机翼的俯仰力矩可以忽略不计或者有利。尽管襟翼对CL的帮助要比前缘缝翼更大，但是襟翼的代价是较大的增加了负俯仰力矩，作为补偿其可能会增大重量和阻力。

在另一种变化形式中提供一种飞机，其包括一在两个端点和一个中心点之间横向伸展的飞行翼，基本上没有机身或尾翼。该机翼后掠并具有固定的弦长。该飞机还具有为飞机提供动力的一动力模块，一包括多个支架的支架结构，这些支架构成一四边体。该四面体的角部在中心点和两端横向中间位置的结构刚性或者加强点处与机翼支撑相连。更好的是，该飞行翼具有很大的弯度翼型并且后缘为柔性。该机翼还具有前缘缝翼。这些特点可以使得很多飞机都能在较宽的速度范围内高空飞行。

第三种变化形式的飞机与动力***有关，该动力***从一种反应物，例如氢中产生能量。该动力***包括一个使用气态反应物产生能量的燃料电池，该燃料电池可以一定能量产生速度工作，该能量产生速度要求以一定的工作流量输送气态反应物。该动力***还包括一个容纳液态反应物的箱体，其中箱体包括一个加快反应物气化速度的热源。该箱体可以以由气化速度决定的速度向燃料电池提供反应物，并且，该热源用于将反应物气化速度增加至与向燃料电池输送气态反应物的基本流量工作速度相适应的水平。这种飞机的优点是它可以提供最小的***重量、空间以及复杂性，同时不会过量牺牲能量的产生。

在第四种变化形式中，第三种变化形式的动力***包括一个箱体，该箱体包括一个具有一外部碳层的铝制箱体内衬，一个具有一外部碳层的铝制箱体外衬以及位于铝制箱体内衬和外衬之间以保持二者之间的相对位置的连接件。铝制箱体内衬和外衬之间抽成真空，以使箱体内部与外部环境之间的热量传递最小化。箱体内层和外层之间的连接件的壁上带有小孔，以使箱体内部与外部环境之间直接的热量传递最小化。

在第五种变化形式中提供一种飞机，该飞机包括一氢气源，一氧气源以及一将氢气源的氢气与氧气源的氧气结合起来产生能量的燃料电池。该燃料电池最好能在低于一个大气压下将氢气和氧气结合起来，最好控制在2-3psia。它的优点是可以使得飞机采用较简单的燃料电池技术进行同温层飞行。

本发明的上述优选实施例，以及各种特点的变形形式可以结合起来提供一种无人飞机，该飞机可以在同温层中定点飞行，搭载耗能1kw的超过100kg的负载，并能在气候条件良好的起飞和着陆点之间保持高空长时间飞行。

下面参照附图对优选实施例的详细描述，可以使得本发明的其它优点变得更明显，其中的附图仅仅是对本发明的基本原理进行的示意性描述。

附图简要说明

图1A是本发明的第一实施例的飞机的透视图，该飞机的整流罩被去除了，以露出其下的燃料箱。

图1B是图1A所示实施例的正视图，其中整流罩保留在其上。

图1C是图1B所示实施例的右视图。

图1D是图1B所示实施例的俯视图，其中角度旋转了90度。

图2是图1A所示实施例的燃料电池***的***流程图。

图3是图1A所示实施例的燃料箱壁的局部截面剖视图。

图4是图3所示的燃料箱壁的横向蜂窝状连接件的局部截面剖视。

图5是图1A所示实施例的机翼横截面图。

图6是图1A所示实施例的机翼的一种变形形式的横截面图。

图7A是本发明的飞机的第三种实施例的横截面图。

图7B是图7A所示实施例的后视图。

图8是本发明的飞机的第四种实施例的俯视图。

图9是本发明的飞机的第五种实施例的俯视图。

图10A是本发明的飞机的第六种实施例的俯视图。

图10B是图10A所示实施例的后视图。

图11A是本发明的飞机的第七种实施例的仰视图。

图11B是图11A所示实施例的前视图。

图11C是图11A所示实施例的仰视图。

优选实施例详细说明

第一优选飞机实施例

第一种优选的实施例是提供一种高性能的飞机101，如图1-4所示，其可以在一定的时间内在固定的高度和范围内作高空定点飞行。该飞机包括一个机翼103，一个尾翼105一个多个发动机107。尾翼最好从机翼延伸一段距离109，以提供足以控制俯仰以及偏航所需的力臂。该延伸距离是基于尾翼的面积以及所需的俯仰以及偏航力矩而设定的。

一个燃料箱111通过构架和/或绳索悬挂在机翼下方。一个包含有通信负载115的负载部分113从燃料箱的下部117向前伸出，并且通过构架、绳索和/或支架118进行悬挂。优选的是，该飞机包括一个整流罩或机身部分119(为了将飞机的内部露出来，在图1中没有显示)，从而形成了一个将燃料箱和负载部分围绕起来的单空气动力机身。

优选的是，机翼103为非后掠形式的，其翼尖到翼尖之间的长度为200英尺。该机翼的弦长最好固定为10英尺，因此展弦比为20。这样机翼的展弦比在20的量级上。机翼的左右侧均布置有一个没有上反角的内侧部分121以及一个具有正的上反角的外侧部分123。该为了限制飞机的整体重量，该机翼是可柔性扭转的。

第一优选飞机实施例：燃料和动力***

机翼的每个内侧部分121都安装有四个电动发动机107，而机翼的每个外侧部分123都安装有五个电动发电机，因此电动发动机的总数是18个。参照图2可见，优选的飞机是通过使用氢气作为燃料的氢-空气燃料电池***驱动的。该***包括一个将氢气和氧气反应物结合起来以输出能量和水的燃料电池131。该燃料电池驱动一个转换器133，其驱动一个马达135进而驱动一个压缩机137对外界空气进行压缩以向燃料电池提供氧气。空气和空气在燃料电池中结合起来产生能量驱动压缩机转换器，并为驱动螺旋桨发动机的转换器139提供能量。

此优选的实施例可以氢气压力大约为15psi下工作。但是，与通常的氢气驱动的***不同，通常的氢气驱动***采用复杂的热以及机械***在大于一个大气压的情况下工作，本发明优选设计在内部压力低达2或3psia下工作，因此在高空飞行的时候可以显著的降低成本以及***重量，同时还提高了可靠性。

该燃料电池使用储存在燃料箱111中的液态氢气作为氢气源。液态燃料储存的容积应当足够小以保持飞机的合理外形。优选的是，储存燃料所需的低温箱体的重量相对较轻。

其它公知的氢气源，例如气态氢气箱也是包括在本发明范围之内的。如上所述，燃料电池使用周围的空气作为氧气源。其它公知的氧气源，例如氧气箱也是包括在本发明范围之内的。

参照图1A，3以及4，燃料箱最好包括一个具有内部碳层153的铝制箱体内衬151以及一个具有外部碳层157的铝制箱体外衬155。该铝制内层的内径最好为4英尺。这样的箱体最好可以容纳1180磅的液态氢气。

在铝制箱体内衬151和155之间粘结有蜂窝结构171用以联接二者。这些蜂窝结构最好为六变形，并且其壁上具有气孔173。铝制箱体内衬和外衬之间形成真空，以使燃料和外界环境之间的热传递最小。气孔使得热量传导的路线变得最小。优选的是，每个蜂窝结构在相对的两侧之间的距离为4英寸。燃料箱最好将液态氢气燃料隔绝起来，使之通过对流从外界空气接受的能量低于28瓦。

该燃料电池设计成可以以一种或者多种速度产生需要的能量，该速度需要提供相关操作速度的流量的气态氢。液态氢气通过对流从隔离的箱体壁上吸收的能量最好能够使液态氢气以比一个或者多个(最好是所有的)预定的气化速度小的气化速度气化，该气化速度要要求以相关操作速度的流量产生的气态氢。然而，在使用混合动力***(也就是燃料电池和太阳能电池结合起来使用的***)的情况下，最好能够在零气化速度下工作。

为了以一个在对流气化速度之上的可接受的速度下向燃料电池提供氢气，可以通过一个热源向燃料箱111提供或者在燃料箱内产生热量。该热源在结构上可将液态氢气化速度增加到所要求的一个或者多个气化速度，该气化速度用于以操作速度的流量向燃料电池提供气态氢。该箱体在结构上可以以由氢的气化速度决定和/或与其相关的速度向燃料电池提供氢气，从而燃料电池以一定的速度产生足够的能量。

该热源最好是一个电加热元件。燃料箱中的燃料最好能够在超过10天以上时间完全气化以维持飞机在此期间的飞行。在此期间最好需要1.5千瓦的热能来使液氢气化。该加热器最好在结构上能够在需要的时候可易于增加加热器的供热强度。

根据所引用的燃料和推进***中，经估计，飞机总重4000磅，巡航高度平均海平高度60000英尺，区域面积3600英尺，速度130英尺每秒，需要的时候最大瞬时速度可达180英尺每秒。为了保持巡航半径，该飞机在机动飞行的时候可提升至15度。

第一优选飞机实施例：翼型弯度

参见图5，本发明优选实施例的机翼最好包括大弯度翼型201，其在低速飞行状态能够提供较大的升力。该翼型弯度可以使翼型获得雷诺数大约1.5的升力系数，典型情况该系数由滑翔机和本发明的同温层飞机测试的。

使用大弯度翼型的一个重要的特点是它可以在机翼上产生较大的负俯仰力矩。在一种替代结构中，此实施例采用襟翼203来在低速飞行的时候形成大弯度翼型(见图6)。

第一优选飞机实施例：变形结构一-刚性机翼

在第一优选实施例的第一种变形结构中，尾翼针对翼型的负俯仰力矩提供一个对应的力矩。支架118以及机翼连接前缘缝翼的外侧区域的机翼结构为机翼提供了结构支撑以及刚度，以防止机翼的过度扭转。

第一优选飞机实施例：变形结构二-平衡力矩

在第一优选实施例的第二种变形结构中，机翼包括前缘缝翼和/或一个偏转尾缘，以针对翼型的负俯仰力矩提供正的俯仰力矩。

在这种变形结构中，本优选实施例的机翼包括以通常的方式伸出的前缘缝翼205。该前缘缝翼增大了失速前的CL，并且可以根据相对风向和/或压力最优化的主动配置。有些前缘缝翼的配置改变可以引起俯仰力矩的轻微改变。但是这对普通飞机来说并无影响，在本实施例中它可以防止，例如由于采用大弯度翼型(或者如图6所示的襟翼)所引起的机翼扭矩的急剧下降，这十分重要。另外，前缘缝翼也可以使本发明的飞机翼型在低速飞行的时候获得更高的CL，并且在高速飞行的时候为了降低阻力以及限制阵风载荷也可以将其收起来。

前缘缝翼205最好是使用高CL飞行的时候主动展开而在低CL飞行的时候收回，其可以使最大CL高达0.4或者更大，而同时对俯仰力矩来说是可以忽略不计或者甚至会更好。已由使用前缘缝翼技术的客机证明，通过小心的设计和操作，可以使得阻力在高速和低速情况下都保持最小。

另外，在此变形结构中，机翼翼型201尾缘配置有一个偏转部分207，并且其结构最好是即便在机翼弯度很高的情况下产生净值为零或者少许正俯仰力矩。事实上这类似于在标准的负载向下的尾翼上，附加一个很短的力矩，在翼型本身。这种翼型可以在低速情况下获得较高的最大CL，高速的时候具有很低的阻力，同时还能防止由于襟翼引起的机翼的扭转问题。

其它实施例概括

本发明的优选实施例在使用上具有潜在的各种变形形式，最主要的一种形式是搭载一个无线电中继站，以方便地面，空中和/或卫星之间的通信。为了无线电中继的目的，这种实施例必须支撑一个天线平台，该平台可以水平上(以及角度上)保持稳定，并且可以水平向下25°的所有方向上不受机翼或者尾翼的阻挡“看”出去。可选择的是，该天线平台可以在飞行的时候降下使用，而在着陆、起飞和滑行的时候为避免与地面接触而升起来。

该飞机实施例的普通功能可以替代太阳能推进的飞机，例如在美国专利US5810284中公开的那种飞机，该飞机在某些地点不能全年或者部分时候定点飞行，其原因是受强风和/或太阳光线的限制，例如在高纬度地区冬天的时候长夜漫漫而可同的光线角度也太低。

优选的飞机是无人操纵的，并且可以限制在一定的区域内定点飞行。由于是无人的，该飞机最好由自主***或者远程驾驶操纵。

为了封闭定点飞行，该飞机在风速小的可以低速飞行，并且通常它可以不间断的机动飞行。该飞机在强风中可以以足够大的飞行速度飞行以保持定点，并且可以飞行足够远的距离到天气条件好的区域着陆。并且当满载(也就是开始的时候档注满燃料飞行的时候)它也在最大飞行高度上具备足够的爬升能力，以在下降气流中保持高度。

优选的飞机通常可以在接近55000-70000英尺的高度定点飞行。可达到的速度范围从失速速度小于20mph IAS(IAS为表速)到大于40mph IAS之间，其相当于65000英尺时大约70-140mph TAS(TAS为真实空速)。

其它实施例概述：燃料和动力***

本发明的优选实施例是通过将液氢和空气中的氧气在燃料电池中反应来获得动力的。这种电池提供了很大的能量。因此这种实施例甚至可以在太阳条件为零的条件下工作。其它实施例，包括上述以及下述变形形式可以使用其它的燃料，最好是使用液态形式储存的气体燃料。

可选择的是，本飞机实施例可以在阳光充足的地方使用太阳能电池来延长飞行时间。另外，也可以使用其它混合形式的动力源，例如使用可再生燃料电池和/或普通燃烧燃料(例如涡轮发动机或往复式发动机)的动力源都包括在本发明范围之内。普通的燃烧燃料最好从周围空气(通常要经过压缩)获得燃烧用的氧气。

动力源产生的机械能可以直接驱动螺旋桨或附加的发电机，该附加的发电机为螺旋桨驱动电机提供电能。发电机正好可以满足通信，控制以及负载工作的需要。多个发动机控制逻辑模块可以根据需要将各个动力源的能量混合起来。并且，本实施例最好具有一个小型电池能量***，用以向飞机的通信和控制提供多余的能量。这些电池能量也可以使降落机动飞行更加安全。

其它实施例概述：结构

在某种情况下来说，本发明还涉及飞机的几何学范畴。每个实施例构形都采用了大量的折衷考虑。低速飞行的能力最好与较轻的重量，较大的机翼面积以及机翼翼型的较高的最大升力系数相适应。对于低速飞行在动力上的需要可以通过使用能够降低诱导阻力的较大的翼展来使之降低到最小。高速飞行最好与较高的能量产生速度，机翼翼型具有较低的升力系数，较小的机翼面积，十分光滑的外部结构设计以及适当的螺旋桨相适应。由于燃料的消耗所造成的飞机重心的移动以及转动惯量的改变可以通过设计合适的燃料箱布局来限制。

通过在给定的展长的基础上使用较大的翼型弦长，可以获得较大的机翼面积并减小失速速度。同时这还能略微降低一点能量的消耗，虽然这种“肥大”的机翼可能会增加重量抵消这些优点。不管怎么说，对于本发明的优选实施例来说，较低的飞行速度，甚至是以额外的动力作为代价，其也可再风速较低的情况下减少所需要的机动飞行的范围，从而增加的效率。基于操纵上的需要，在最终设计的时候，通常会考虑最优化的情况以决定最佳的弦长。

为了适应这些矛盾的设计标准，并且在优选实施例中为了提供较大的速度范围，本发明的飞机最佳的特征是在低速情形和高速情形之间进行几何上的改变。速度范围的大小会根据定点飞行的需要进行改变。不太严格的定点要求(同时在水平方向和垂直方向上)情况下，飞机可以更有效率的操纵，并且在风速轮廓线显示这么做更好的前提下，还允许其轻柔的转弯以及移动到不同的高度上，这样对速度范围的要求要比定点方面的要求更少。

典型情况下，一般的飞机主要通过较大的尾翼力矩(尾翼上的力与机翼到尾翼之间的力臂的乘积)和/或通过在机翼前面设置鸭翼(为俯仰平衡)来获得给定的俯仰以及摇摆稳定性，鸭翼的升力系数要比机翼的高而失速更早。安装在翼尖上洗涡流中的尾翼要比安装在下洗涡流中的普通尾翼要小很多，但是这样“伸出来的尾翼”在结构上存在困难。

随着燃料负载的消耗，飞机的重心以及转动惯量都会改变。这可以通过适当的燃料箱布局来对这种影响加以限制。

其它实施例概述：机体构件

这某种意义上来说，本发明还涉及飞机翼型的特殊设计问题。本发明许多实施例的特点是具有可柔性转动的机翼。本发明典型的翼型具有足够大的弯度，其可以在通常测试的飞机上具有雷诺数大约1.5的升力系数。如上所述，这些最好在低速飞机和高速飞机之间进行几何上的改变来实现。改变弯度的装置相对来说是改变翼型几何形状最简单实用的装置。

为获得较高的升力而设计使用襟翼(当其向下偏转的时候)或者较高的弯度翼型的一个重要方面是会在机翼上引起较大的负俯仰力矩。这同时会影响飞机的整体稳定性以及飞机的扭转偏差。由于负俯仰力矩，这种机翼外部的扭转，会对本发明的优选实施例中通常的可柔性扭转的大展长机翼造成严重的影响。

考虑到飞机的整体稳定性，这些问题可以通过鸭翼或串联翼或尾翼前置式飞机布局的方法来加以解决，同时这些都属于本发明的范围。该结构形式可以产生足够的俯仰稳定性，用以克服翼型的负俯仰力矩的影响。受较小的上升气流的影响，在前翼面上需要增加的升力所占的比例要比在后翼面上的少。这可以通过使前翼面上具有比后翼面上更高的CL来实现。需要注意的是，后翼面工作在前翼面的下洗尾流中。对于标准结构形式的飞机来说这仅仅降低了尾翼的稳定性，当整个飞机还是稳定的。对于鸭翼结构的飞机来说，下洗气流的影响变得非常麻烦，其在前翼面上分配的CL远大于在后翼面上分配的，从而造成整个飞机没有效率以及存在失速问题。

由负俯仰力矩所造成的较大的问题是，对可柔性扭转的机翼来说，在俯仰力矩的影响下机翼会显著的扭转，这种扭转甚至会在外部机翼上产生净的负升力，这会引起不希望出现的副翼反效应。

本发明的许多实施例都采用柔性机翼设计，如同US5810284专利中公开的那样。各种实施例中使用了一个或者多个机械装置来解决这个问题。

正如第一实施例中所指出的，在一些实施例中采用前缘缝翼来解决负俯仰力矩的问题，它同时还可以在失速点之前增加0.3甚至0.4倍的CL。同样的，正如第一实施例中所用到的那样，柔性翼型在某些实施例中会低效负俯仰力矩的影响。通过精心的设计，上述这些机械装置的一种或者全部都可以在低速飞行的时候用来获得较高的CL，而在高速飞行的时候具有较低的阻力。在前缘缝翼下后方还可以使用涡轮发生器来降低涡流，从而获得更高的最大CLs。

在一些实施例中还提供了其它的机械装置来限制负俯仰力矩的影响，下面将对附加的优选实施例进行详细说明。这其中包括“分段”尾翼或鸭翼以及后掠飞行翼。

在本发明标准实施例形式的飞机，例如第一优选实施例中所示的飞机以及飞行翼上都可以采用前缘缝翼，大弯度以及柔性机翼。如果飞行翼是后掠的，那会引起更大的俯仰震荡以及稳定性问题。这还更能容许因燃油从纵向延长的油箱抽出而造成重心的改变。

附加优选实施例

第一优选实施例和下面的附加优选实施例应当理解为包括本说明书中所述的动力***以及飞机构件的各种不同的变形组合。为简单起见，在有些附图中发动机的数量和位置没有体现。

第二优选飞机实施例

本发明的第二优选实施例将上述的各种特征加入到US5810284专利公开和/或提及的展向加载的飞行翼结构上。需要特别注意的是，本实施例变形形式与第一优选实施例中强调的在各种压力下工作的燃料电池配合使用。另外，本实施例变形形式与装有液氢的燃料电池储存箱，和以预定的或确定的气化速度将液氢加热的加热器配合使用。

此飞机的特点是具有柔性很大的翼段，所选择的翼型的优点是一般具有很小的正俯仰力矩。同时第二优选实施例的各种变形形式可以包括大弯度，襟翼，前缘缝翼和/或偏转尾缘，在该实施例中，使用大弯度的飞机并不是效率最高的平台。

第三优选飞机实施例

参见图7A和7B，在此实施例中机翼301被分割成许多子部分303，图中是6个。每个子部分都具有一个尾翼，以与该部分的大弯度翼型(或襟翼)的负俯仰力矩抵消。四个外侧部分最好具有分开的尾翼305，而本实施例两个内侧部分共有一个水平伸展的尾翼307。可选择的是，此优选实施例的各部分的结构可以采用前述实施例中所具有的和/或US5810284专利中所公开的特点和特征。

在此多尾翼结构中，每两个对称布置的“支柱”或安定面309搭载一个液氢储存和燃料电池***。为了对称和稳定最好使用两个***。此两个安定面支撑着共有的水平伸展的尾翼307。这两个安定面还支撑着起落架，以及一个向下伸出的通信平台，目的是为了视野不被遮挡，同时在降落的时候可以收回。

应当注意的是，当本实施例飞机滚转飞行的时候，其外侧的子部分会相对于本地气流方向偏转，从而降低了滚转阻尼。对此子部分尾部的尾翼进行主动控制可以消除这种问题。然而，使用主动控制***确实会增加***的复杂性，并且还会降低其稳定性。

优选的飞机沿着机翼301横向分布有足够多的尾翼，从而可以对每一个机翼子部分303的俯仰力矩进行控制，这样就为飞机提供了俯仰稳定性以及限制了机翼的扭转。若此实施例的机翼设计具有足够的扭转刚度，能够防止机翼在每个部分的俯仰力矩的影响下较大的扭转，这样的话就可以将一些或者外侧全部四个分开的尾翼305去掉，而即便是在具有襟翼的情况下，仅只中间横向伸展的尾翼307就可以为飞机提供俯仰稳定性了。

第四优选飞机实施例

参见图8，在此实施例中通常的飞机布局是具有一个柔性机翼401，其支撑着机身403并被分割成多个子部分405。与第三实施例类似，每个子部分具有一个机翼-尾翼407，以与该部分的大弯度翼型(或襟翼)的负俯仰力矩抵消。机翼-尾翼的主要作用是防止本处机翼的扭转，这样就可以通过安装在机身上的尾翼(图中未显示)来抵消整个飞机的俯仰力矩。

因为机翼是柔性的，当飞机滚转造成机翼扭转的时候滚动阻尼将会降低。如果各部分在一根刚度较强的梁上转动的话，此时两个翼尖部分刚性地连接在可扭转的刚性梁上以提供的滚动阻尼，可以降低这种影响。在此实施例中机翼可以作各种形式的后掠。

第五优选飞机实施例

参见图9，此实施例中的飞机具有一个较长的、典型的柔性机翼501，就如同在第三优选实施例中所示的那样，该机翼上通过多个小的“机身”505连接到横向伸展的尾翼503上，有些小“机身”可以简化为梁。这些尾翼在整个机翼的横向展开。在两个主机身507上最好包括燃料和动力的模块模块。由此，该飞机即便是在机翼上使用襟翼也可以在整个展长上具有俯仰稳定性。

除非使用主动控制，本实施例的机翼和尾翼部分需要有扭转挠性以产生适当的刚性来限制飞机滚动期间的偏转。如上所述，如果可能最好避免使用主动控制。

正如上述所有实施例中所指出的那样，此实施例上可以使用不同的前缘缝翼和襟翼(例如开缝襟翼)的组合形式。这些所包括的变形形式的特点是，尾翼具有较小的弦长并且在中速情况下升力为零。

第六优选飞机实施例

参见图10A和10B，此实施例中的飞机具有一个较长的且在标准情况下是柔性的机翼601。就如同在第三优选实施例中所示的那样，该机翼上通过多个(也就是四个)  “机身”605连接到个横向伸展的尾翼603，每个“机身”都是一个燃料/动力模块并且都具有足够支撑尾翼的力臂。每个机翼的外端607大约伸出在最外侧的机身之外25英尺，并且机翼的扭转刚度足够大，这样其襟翼/副翼的偏转将限制在展向加载的90英尺的机翼上的约一半的水平内。这种结构使得飞机只有在速度远高于优选表速的情况下才会发生副翼反转的情况。

另外，四个机身605上安装有简单的起落架(例如每个机身上安装两个小型的可收放机轮)。飞行的时候无线电中继舱可以降到在飞机上具有30°水平范围以及水平向下大于20°无遮挡的视界的程度。

第三至第六实施例的变形形式

在本发明范围内，另一种方法是对第三至第六实施例进行改变，使其具有鸭翼而不是尾翼。应当指出的是，在后翼面上具有较低的CL(即，其具有一个较早失速的前翼面)。这可能会比具有尾翼的变形形式的飞机具有更大的阻力。

第七优选飞机实施例

参见图11A和11B，其优选的实施例是一个后掠飞行翼，其具有机翼701以及一个六构件的受压杆形式的四面体框架703。一个燃料和动力模块705以及无线电平台707位于中部并且由四面体框架支撑。该四面体框架为机翼内侧部分增加了强度，并且很容易就能对燃料和动力模块以及无线电平台的重量进行控制。稳定面和/或控制面可选择地安装在燃料和动力模块上以增加稳定性和/或控制性能。

在飞机上最好设置三构件的四面体框架，其由沿机翼701延伸的机翼主梁确定。三根梁的平面构件中的两个以机翼为基础的构件721或者沿着翼梁从机头的共同加强点延伸，或者构成翼梁本身。三根梁的平面构件中的第三个是一个横向伸展的构件723，其在梁之间延伸大约50或者60英尺。将四面体的横向构件整体形成在机翼弦长的中部(未显示)有一定的好处。在此实施例的中，展长为140英尺(展弦比大约为14-17.5)，四面体外侧的悬臂梁机翼构件横向伸出40或者50英尺，当考虑后掠的时候，可以稍微长一点，但相对更好的扭转以及弯折强度还是比较短的。

四面体框架703剩下的三个构件向下汇集到一个共同点725。这些三个向下伸展的构件中的两个侧斜的构件727从横向伸展的构件723的两个端点向下延伸，而第三个中间向下的构件729从两根机翼为基础的构件721在机头梁的结构加强汇集点向下延伸。

施加在受压杆上的外部阻力与气动力有关，因此需要进行气动设计。忽略机翼中的受压杆部分，剩下的部分受压长度大约100英尺。在1英尺弦长上，低阻力外形确定的Cdo大约0.01，暴露在外的部分仅仅在飞机上增加了相当于1英尺2的平面面积。

在本实施例的相对简单的结构形式中，俯仰以及摇摆控制可以通过翼尖升降翼进行控制，或者优选通过绕沿机翼四分之一弦长的轴线旋转的翼尖来控制。这种旋转翼尖的控制形式在飞行翼和普通飞机上都获得了成功的验证。

后掠飞行翼的各种变形形式的优点是，通过适当的机翼扭转(以及获得的升力分布)可以使得翼尖位于上洗气流中，使得翼尖对气流产生劈刺作用并使其倾斜偏转而不会产生反向摇摆。这不会在垂直表面产生阻力。

另外，本实施例的各种变形形式具有很强的俯仰稳定性，这样就具有了抵消适当的负俯仰力矩(例如由增加弯度的主动襟翼引起的)的能力。如果这些部分位于重心之前，这些结构的俯仰稳定性更能够与翼型产生的俯仰不稳定性相抵消。本飞机实施例优选包括一个弓形柔性并带有前缘缝翼的翼型，并完全利用了承载用的加强四面体结构的优点。由此，特别优选将一个弓形柔性并带有前缘缝翼的翼型应用在本实施例的飞行翼上。

参见图11C，在第七种变形形式中，优选的实施例是，两个动力舱751位于横向伸出的四面体构件723的最远端，使得机翼成为一个展向承载的后掠飞行翼。

其它变形实施例

上述实施例每一种都可以变形成多机翼飞机，例如双翼飞机，其每个机翼具有相当于单翼机一半的弦长。这种飞机的性能仍然还是差不多的，而机翼的负俯仰力矩的影响则会降低，因为弦长变成一半了。大箱形构架的优点是具有扭转和弯折刚度，也可能还会降低机翼重量。尽管如此，由于构架和缆索以及它们与机翼的相互连接会造成阻力上的恶化。

如果100英尺的展长的机翼其弦长为8英尺，展弦比则为12.5(面积800英尺2，高速时CL为0.3，附加阻力系数为0.007，阻力面积5.6英尺2)，其对双翼飞机来说相当于2个4英尺弦长的机翼，其使用1/16”的钢琴钢丝600英尺来固定构成两个机翼的箱形结构，钢丝的阻力面积将会大于3英尺2。考虑到受压杆的阻力，事实上低雷诺数的翼型增加了它们的阻力，对于该实施例风阻面积将会超过两倍并且恶化了高速飞行性能。

如上所述，本发明提供了多个轻型飞机的实施例，其可以在较宽的速度范围内长时间定点飞行，并且消耗的能量很少，同时其搭载一个不受遮挡的通信平台并非常简单可靠。

虽然本发明是以具体实施例的形式进行说明和描述的，但是在本发明的实质和范围之内还可以进行各种附加的并行以及改进。这样一来，虽然本发明参照的是优选实施例进行详细描述的，本领域普通技术人员也可以在不脱离本发明的情况下进行各种改进。因此，本发明并不仅仅局限于权利要求书中所限定的形式。

Claims (17)

1、一种机翼，包括

一个具有适当弯度的主体，以在柔性机翼的同温层飞机上取得雷诺数大约1.5的升力系数，该主体限定有一个前缘和一个尾缘，其中该主体限定的尾缘包括至少一个由一反射尾缘和一尾缘襟翼组合成的特征，其中该尾缘的至少一个特征在不管弯度的情况下使得主体具有大于或等于零的俯仰力矩；

一个位于主体前缘可偏转的前缘缝翼，其中当前缘缝翼偏转的时候，在风速恰高于失速速度之前，机翼的最大升力系数将增加0.3以上，当前缘缝翼收起的时候，其成为了由主体翼型限定的翼型之外的一个低阻力翼型的一部分。

2、如权利要求1所述的机翼，其特征在于，当主体不具有附加的俯仰角度稳定装置的时候其展弦比至少为20。

3、一种飞机，包括：

一个从中心向两端横向伸展的飞行翼，其基本上没有机身或尾翼，其中机翼是后掠的，具有相对恒定的弦长；

一个为飞机提供动力的动力模块；

一个包括多个支架的支撑结构，其中支架形成一四面体，其角部与机翼支撑连接，其连接点横向位于每端和中心之间，其中四面体还有一个角与机翼中心支撑相连；

其中，机翼具有大弯度翼型，并且机翼的尾缘可反射；

其中机翼具有一个前缘缝翼。

4、如权利要求3所述的飞机动力***，其进一步包括一个为飞机提供动力的第二动力模块，其中第一和第二动力模块沿机翼横向布置，其位于靠近四面体角部与位于中心与每端之间横向中点的机翼支撑相连的位置。

5、一种通过反应物产生能量的飞机动力***，包括：

一个使用气态反应物产生能量的燃料电池，该燃料电池设计成以一定能量产生速度工作，该能量产生速度要求以一定的工作流量输送气态反应物；

一个容纳液态形式的反应物的箱体，其中箱体包括加热源以增加反应物的气化速度；

其中箱体以由反应物气化速度决定的速度向燃料电池输送气态形式的反应物；

其中热源用于将反应物气化速度增加至与向燃料电池输送气态反应物的基本流量工作速度相适应的水平。

6、如权利要求5所述的飞机动力***，其特征在于，动力***预定使用的周围环境的温度高于液态反应物的温度，其中箱体处于隔离状态，通过隔离进入的热通量使液态反应物气化的速度小于气态反应物以基本流量工作速度向燃料电池输送的速度所需的气化速度。

7、如权利要求6所述的飞机动力***，其特征在于动力***在同温层飞行条件下使用。

8、如权利要求5所述的飞机动力***，其特征在于该箱体容纳的是冷冻氢气，其中燃料电池使用气态氢气作为反应物。

9、如权利要求5所述的飞机动力***，其特征在于该热源是电加热元件。

10、如权利要求5所述的飞机动力***，其特征在于该箱体包括：

一个具有一外部碳层的铝制箱体内衬；

一个具有一外部碳层的铝制箱体外衬；

以及位于铝制箱体内衬和外衬之间以保持二者之间的相对位置的连接件；

其中，铝制箱体内衬和外衬之间的空间被抽成真空，以使箱体内部与外部环境之间的热量传递最小化；

其中，连接件的壁上带有小孔，以使箱体内部与外部环境之间直接的热量传递最小化。

11、一种由反应物提供动力的同温层飞机，包括：

一适于同温层飞行的机身；

一通过反应物产生能量的，该动力***包括：

一个使用气态反应物产生能量的燃料电池，该燃料电池以一定能量产生速度工作，该能量产生速度要求以一定的工作流量输送气态反应物；

一个容纳液态形式的反应物的箱体，其中箱体包括加热源以增加反应物的气化速度；

其中箱体以由反应物气化速度决定的速度向燃料电池输送气态形式的反应物；

其中热源将反应物气化速度增加至与向燃料电池输送气态反应物的基本工作流量速度相适应的水平。

12、一种以需要的工作流速向燃料电池输送气态反应物的方法，包括：

以液态形式提供一个容纳液态形式储存在箱体中的反应物，其中箱体包括加热源以增加反应物的气化速度，其中箱体以由反应物气化速度决定的速度向燃料电池输送反应物；

启动热源提供热量，以将反应物气化速度增加到与向燃料提供相应的气态反应物的基本流量工作速度相适应的水平。

13、一种飞机，包括：

一个氢气源；

一个氧气源；

一个将氢气源的氢气和氧气源的氧气结合起来产生能量的燃料电池，其中燃料电池在小于一个大气压的环境下将氢气和氧气结合起来。

14、如权利要求13所述的飞机，其进一步包括一个通过燃料电池产生的电能提供推力的飞机发动机。

15、如权利要求13所述的飞机，其中，该飞机在高度相当于55000-70000英尺的条件下工作。

16、如权利要求13所述的飞机，其特征在于燃料电池内部工作压力约2-3psia。

17、如权利要求11和13-16之一所述的飞机，其进一步包括在机翼上安装的太阳能电池，当阳光照射飞机的时候其为飞机的燃料电池或电池提供能量。

Images