EA016402B1 - Линзообразный дирижабль - Google Patents
Линзообразный дирижабль Download PDFInfo
- Publication number
- EA016402B1 EA016402B1 EA200900570A EA200900570A EA016402B1 EA 016402 B1 EA016402 B1 EA 016402B1 EA 200900570 A EA200900570 A EA 200900570A EA 200900570 A EA200900570 A EA 200900570A EA 016402 B1 EA016402 B1 EA 016402B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- airship
- horizontal
- control
- stabilizing element
- signal
- Prior art date
Links
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims abstract description 130
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 35
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 29
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 23
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 21
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 17
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 17
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 11
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 claims description 10
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 9
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 229920000728 polyester Polymers 0.000 claims description 6
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 5
- 239000004814 polyurethane Substances 0.000 claims description 5
- 229920002635 polyurethane Polymers 0.000 claims description 5
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 4
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims description 4
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 3
- 239000004816 latex Substances 0.000 claims description 2
- 229920000126 latex Polymers 0.000 claims description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 claims description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 2
- 239000003575 carbonaceous material Substances 0.000 claims 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 2
- 230000010267 cellular communication Effects 0.000 claims 1
- 239000003570 air Substances 0.000 description 73
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 48
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 34
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 26
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 description 16
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 14
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 12
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 12
- 230000009471 action Effects 0.000 description 11
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 description 7
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 7
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 7
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 7
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 5
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 5
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 4
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 3
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 3
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N Ammonia Chemical compound N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 241000195940 Bryophyta Species 0.000 description 2
- 239000004677 Nylon Substances 0.000 description 2
- ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N Propane Chemical compound CCC ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- -1 for example Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 235000011929 mousse Nutrition 0.000 description 2
- 229920001778 nylon Polymers 0.000 description 2
- 229920006300 shrink film Polymers 0.000 description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 239000012815 thermoplastic material Substances 0.000 description 2
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000289669 Erinaceus europaeus Species 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- FBPFZTCFMRRESA-FSIIMWSLSA-N L-glucitol Chemical compound OC[C@H](O)[C@H](O)[C@@H](O)[C@H](O)CO FBPFZTCFMRRESA-FSIIMWSLSA-N 0.000 description 1
- 101710139363 Mini-ribonuclease 3 Proteins 0.000 description 1
- 244000019194 Sorbus aucuparia Species 0.000 description 1
- 241000270708 Testudinidae Species 0.000 description 1
- 238000007792 addition Methods 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 229910021529 ammonia Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000001447 compensatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 238000009432 framing Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000001294 propane Substances 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 235000006414 serbal de cazadores Nutrition 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
- 125000000391 vinyl group Chemical group [H]C([*])=C([H])[H] 0.000 description 1
- 229920002554 vinyl polymer Polymers 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
- B64B1/10—Tail unit construction
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
- B64B1/12—Movable control surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
- B64B1/24—Arrangement of propulsion plant
- B64B1/30—Arrangement of propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
- B64B1/24—Arrangement of propulsion plant
- B64B1/30—Arrangement of propellers
- B64B1/34—Arrangement of propellers of lifting propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
- B64U30/40—Empennages, e.g. V-tails
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B2201/00—Hybrid airships, i.e. airships where lift is generated aerodynamically and statically
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U10/00—Type of UAV
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U10/00—Type of UAV
- B64U10/30—Lighter-than-air aircraft, e.g. aerostatic aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Toys (AREA)
- Connector Housings Or Holding Contact Members (AREA)
- Helmets And Other Head Coverings (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Дирижабль (10) может включать в себя корпус (22), по существу, выполненный в форме сплюснутого сфероида, один или более элементов (120, 122, 124) рамы, определяющих опорную конструкцию (20), при этом опорная конструкция образует, по меньшей мере, частичную опору для корпуса; по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент (315), функционально соединенный с нижней поверхностью дирижабля; и по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент (315), имеющий первый конец и второй конец. По меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент (315) может определять конфигурацию с отрицательным углом поперечного "V". Дирижабль может также включать в себя вертикальный стабилизирующий элемент (310), имеющий первый конец, шарнирно соединенный с дирижаблем, и второй конец, ориентированный, чтобы оставаться под верхней поверхностью дирижабля. Вертикальный стабилизирующий элемент (310) может быть сконфигурирован, чтобы шарнирно поворачиваться в вертикальной плоскости, при этом первый конец вертикального стабилизирующего элемента и первый конец из по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента могут быть функционально соединены друг с другом.
Description
Воздухоплавательные дирижабли легче воздуха начали использовать, начиная с 1783 г., вслед за первым успешным управляемым полетом воздушного шара с использованием теплового аэростата братьев Монгольфьер. С тех пор были осуществлены многочисленные усовершенствования, но конструкция и концепция управляемых тепловых аэростатов остаются по существу такими же. Такие конструкции могут включать в себя гондолу для перевозки пилота и пассажиров, нагревательное устройство (например, пропановую горелку) и большую оболочку или мешок, прикрепленный к гондоле и сконфигурированный, чтобы наполняться воздухом. Пилот может затем использовать нагревательное устройство, чтобы нагревать воздух, пока выталкивающие силы нагретого воздуха не окажут достаточную силу на оболочку, чтобы поднять баллон и прикрепленную гондолу. Навигация подобного дирижабля зарекомендовала себя как сложная, главным образом за счет течений ветра и отсутствия двигательных блоков для направления баллоном.
Чтобы улучшить концепцию полета аппаратов легче воздуха, некоторые дирижабли легче воздуха усовершенствовали, чтобы они включали в себя двигательные блоки, навигационные инструменты и органы управления полетом. Такие дополнения могут позволить пилоту такого дирижабля направлять тягу двигательных блоков в таком направлении, чтобы заставить дирижабль двигаться, куда требуется. В дирижаблях, в которых применяются двигательные блоки и навигационные инструменты, многие пилоты обычно не используют горячий воздух в качестве подъемного газа (хотя горячий воздух может быть использован), предпочитающие взамен использовать газы легче воздуха, такие как водород или гелий. Эти дирижабли могут также включать в себя оболочку для удержания газа легче воздуха, место экипажа и грузовое пространство, в том числе. Дирижабли обычно имеют обтекаемую форму типа аэростатов или цеппелинов, которые наряду с обеспечением пониженного лобового сопротивления могут подвергать дирижабль неблагоприятным аэронавигационным воздействиям (например, погодным перекосам).
Дирижабли, отличающиеся от обычных воздушных шаров, могут быть разделены на несколько классов в зависимости от конструкции: жесткие, полужесткие, мягкие и гибридного типа. Жесткие дирижабли обычно имеют жесткие рамы, содержащие многочисленные камеры с несжатым газом или баллоны для обеспечения подъема. Подобные дирижабли в целом не зависят от внутреннего давления в газовых камерах для поддержания своей формы. Полужесткие дирижабли обычно используют некоторое давление внутри газовой оболочки для поддержания своей формы, но также могут иметь рамы вдоль нижнего участка оболочки для целей распределения подвесных нагрузок в оболочке и для более низких давлений в оболочке, в том числе. В нежестких дирижаблях обычно используют уровень давления, превышающий давление окружающего воздуха, чтобы удерживать их форму, при этом любая нагрузка, связанная с устройствами, переносящими груз, поддерживается газовой оболочкой и соответствующей тканью. Используемый в большинстве случаев аэростат является примером нежесткого дирижабля.
Дирижабли гибридного типа могут содержать элементы из дирижаблей других типов, такие как раму для переноса нагрузок и оболочки, использующую давление, связанное с подъемным газом, для поддержания формы. Дирижабли гибридного типа могут также сочетать характеристики дирижабля тяжелее воздуха (например, аэропланов и вертолетов) и технологию легче воздуха для создания дополнительной подъемной силы и стабильности. Необходимо отметить, что большая часть дирижаблей при полной загрузке грузом и топливом может быть тяжелее воздуха и таким образом они могут использовать свою двигательную систему и форму для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой, чтобы оставаться в воздухе. Однако в случае дирижабля гибридного типа вес дирижабля и груза может быть в значительной степени компенсирован подъемной силой, создаваемой силами, связанными с подъемным газом, таким как, например, гелий. Эти силы могут оказывать воздействие на оболочку, тогда как дополнительная подъемная сила может быть результатом действия аэродинамических подъемных сил, связанных с корпусом.
Подъемная сила (т.е. выталкивающая сила/архимедова сила), связанная с газом, легче воздуха может зависеть от многочисленных факторов, включая давление и температуру окружающей среды, среди прочего. Например, на уровне моря приблизительно один кубический метр гелия может уравновешивать приблизительно массу в один килограмм. Следовательно, дирижабль может включать в себя соответственно большую оболочку, с помощью которой поддерживать достаточное количество подъемного газа для подъема массы дирижабля. Дирижабли, сконфигурированные для подъема тяжелого груза, могут использовать размер оболочки, требуемый для поднятия груза.
- 1 016402
Конструкция корпуса и выполнение дирижаблей обтекаемой формы могут создать дополнительную подъемную силу, как только дирижабль поднимается, однако ранее выполненные дирижабли обтекаемой формы, в частности, могут испытывать неблагоприятные воздействия аэродинамических сил за счет таких конструкций корпуса. Например, одной такой силой может быть погодный перекос, который может быть вызван воздействием окружающих ветров на различные поверхности дирижабля. Термин погодный перекос происходит из действия флюгера, который поворачивается вокруг вертикальной оси и всегда располагается вдоль направления ветра. Погодный перекос может быть нежелательным эффектом, в результате которого дирижабли испытывают значительные изменения курса, основанные на скорости, связанной с ветром. Такой эффект может привести поэтому к более низким путевым скоростям и дополнительному потреблению энергии для движения. Дирижабли легче воздуха могут быть, в частности, подвержены погодному перекосу и, следовательно, может потребоваться сконструировать дирижабль легче воздуха для минимизации воздействия подобных сил.
Приземление и прикрепление дирижабля легче воздуха могут также представлять собой специфические проблемы на основе подверженности неблагоприятным аэродинамическим силам. Хотя многие дирижабли легче воздуха могут выполнять маневры вертикальный подъем и приземление (УТОЬ), как только такой дирижабль достигает точки недалеко от земли, фаза окончательного приземления может потребовать легкий доступ к наземной команде (например, несколько человек) и/или аппарат швартовки для привязывания или закрепления другим образом дирижабля на земле.
Без доступа к таким элементам дирижабль может быть унесен потоками ветра или другими неконтролируемыми силами, пока пилот дирижабля старается выйти и осуществить последнюю фазу приземления. Следовательно, могут потребоваться системы и способы, позволяющие осуществить приземление и закрепление дирижабля одним или несколькими пилотами.
Настоящее изобретение направлено на принятие мер в отношении одного или более из вышеупомянутых требований путем использования различных вариантов осуществления дирижабля, приведенных в качестве примера.
Краткое описание изобретения
В одном аспекте настоящее изобретение относится к дирижаблю. Дирижабль может включать в себя корпус, по существу выполненный в форме сплюснутого сфероида, один или более элементов рамы, определяющих опорную конструкцию, в котором опорная конструкция создает, по меньшей мере, частичную опору для корпуса, и по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент, функционально соединенный с нижней поверхностью дирижабля. Дирижабль может дополнительно включать в себя по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец и второй конец, при этом по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент определяет конфигурацию с отрицательным углом поперечного V, и вертикальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец, шарнирно соединенный с дирижаблем, и второй конец, ориентированный, чтобы оставаться под верхней поверхностью дирижабля, при этом вертикальный стабилизирующий элемент сконфигурирован для поворота в вертикальной плоскости, при этом первый конец вертикального стабилизирующего элемента и первый конец по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента соединены функционально.
В другом аспекте настоящее изобретение относится к дирижаблю. Дирижабль может включать в себя один или более элементов рамы, определяющих опорную конструкцию, при этом опорная структура создает опору для корпуса, причем корпус содержит по меньшей мере одну оболочку, сконфигурированную удерживать объем газа легче воздуха, при этом оболочка функционально соединена с опорной конструкцией и после заполнения газом легче воздуха определяет по существу форму сплюснутого сфероида и по меньшей мере пять двигательных узлов. Первый из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией дирижабля и размещен в носовой части на периферии, связанной с дирижаблем, второй из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно в 120° относительно первого двигательного узла, а третий из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно за 120 отрицательных градусов относительно первого двигательного узла. Далее, четвертый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля и по существу близко расположен со вторым из по меньшей мере пяти двигательных узлов, и пятый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля и по существу расположен близко с третьим из по меньшей мере пяти двигательных узлов.
В еще одном аспекте настоящее изобретение относится к установке для двигательных узлов, связанных с дирижаблем легче воздуха. Установка может включать в себя по меньшей мере пять двигательных узлов. В такой установке первый и, по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией, связанной с дирижаблем, и размещен приблизительно в положении 0° на периферии связанной с дирижаблем, второй из по меньшей мере пяти двигательных
- 2 016402 узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно в 120° относительно первого двигательного узла, и третий из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно в 120 отрицательных градусах относительно первого двигательного узла. Кроме того, четвертый и пятый двигательный узлы могут быть сконфигурированы направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля.
Согласно дополнительному аспекту настоящее изобретение относится к установке для двигательных узлов, связанных с дирижаблем. Установка может включать в себя пять двигательных узлов. Первый из пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией, связанной с дирижаблем, и размещен в первом месте на периферии, связанной с дирижаблем, второй из пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно в 120° относительно первого двигательного узла, и третий из пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно в 120 отрицательных градусах относительно первого направляющего двигательного узла. Кроме того, четвертый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси, по существу параллельной оси крена дирижабля, и по существу расположен близко со вторым из по меньшей мере пяти двигательных узлов, а пятый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси по существу параллельной оси крена дирижабля, и по существу расположен близко с третьим из по меньшей мере пяти двигательных узлов.
Согласно дополнительному аспекту настоящее изобретение относится к узлу хвостового оперения для дирижабля легче воздуха. Узел хвостового оперения может включать по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец и второй конец, при этом по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент определяет конфигурацию с отрицательным углом поперечного V, и вертикальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец, шарнирно соединенный с дирижаблем, и второй конец, ориентированный, чтобы оставаться под верхней поверхностью дирижабля. Вертикальный стабилизирующий элемент может быть сконфигурирован, чтобы поворачиваться в вертикальной плоскости, при этом первый конец вертикального стабилизирующего элемента и первый конец из по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента могут быть функционально соединены.
В еще одном аспекте настоящее изобретение относится к системе управления полетом для дирижабля легче воздуха. Система может включать в себя один или более органов управления, сконфигурированных для приема входного сигнала оператора, горизонтальную поверхность управления, связанную с горизонтальным стабилизирующим элементом, вертикальную поверхность управления, связанную с вертикальным стабилизирующим элементом, процессор, сконфигурированный для приема входного сигнала от оператора и создания управляющего сигнала согласно входному сигналу, и пять двигательных узлов. Первый из по меньшей мере пяти двигательных узлов функционально соединен с опорной конструкцией, связанной с дирижаблем, и размещен в первом положении на периферии, связанной с дирижаблем, второй из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии в приблизительно 120° относительно первого направляющего двигательного узла, и третий из по меньшей мере пяти двигательных узлов может быть функционально соединен с опорной конструкцией и размещен на периферии приблизительно за 120 отрицательных градусов относительно первого направляющего двигательного узла. Кроме того, четвертый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси, по существу параллельной оси крена дирижабля, и по существу близко расположен со вторым из по меньшей мере пяти двигательных узлов; и пятый двигательный узел может быть сконфигурирован направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля, и по существу расположен близко с третьим из по меньшей мере пяти двигательных узлов.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1А показан схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления линзообразного дирижабля (ЬА);
на фиг. 1В - схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления опорной конструкции;
на фиг. 2 - схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления корпуса;
на фиг. ЗА - схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления узла хвостового оперения;
на фиг. ЗВ - схематичный частичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления подвески хвостового оперения;
на фиг. ЗС - схематичный частичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления конфигурации узла заднего посадочного шасси;
на фиг. 3Ό - схематичный вид, поясняющий приведенную в качестве примера монтажную конфигу
- З 016402 рацию между приведенным в качестве примера хвостовым оперением, ободом киля и продольным опорным элементом, с использованием приведенного в качестве примера подвески хвостового оперения;
на фиг. 4А показан схематичный частичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления двигательного узла;
на фиг. 4В - другой схематичный частичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления двигательного узла;
на фиг. 4С - еще один другой схематичный частичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления двигательного узла;
на фиг. 5А - схематичный вид снизу сбоку и схема расположения приведенного в качестве примера варианта осуществления установки двигательной системы, связанной с дирижаблем;
на фиг. 5В - схематичный вид снизу сбоку другого приведенного в качестве примера варианта осуществления установки двигательной системы, связанной с дирижаблем;
на фиг. 6 - блок-схема приведенной в качестве примера системы управления;
на фиг. 7 - блок-схема приведенного в качестве примера варианта осуществления компьютера;
на фиг. 8А - схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления шасси гондолы;
на фиг. 8В - схематичный вид в перспективе приведенного в качестве примера варианта осуществления гондолы;
на фиг. 9 - блок-схема, иллюстрирующая приведенный в качестве примера вариант осуществления способа для управления дирижаблем (ЛА) во время выполнения маневра взлета; и на фиг. 10 - блок-схема, иллюстрирующая приведенный в качестве примера вариант осуществления способа для выполнения маневра посадки, связанной с дирижаблем (ЛА).
Подробное описание изобретения
На фиг. 1А показан один приведенный в качестве примера вариант осуществления линзообразного дирижабля (ЛА) 10.
Дирижабль 10 может быть выполнен для выполнения вертикального подъема и приземления (УТОЬ) также как для навигации в трех направлениях (например, в плоскостях Χ,Υ и Ζ). Для облегчения такого полета дирижабль 10 может включать в себя опорную конструкцию 20, корпус 22, узел 25 хвостового оперения, узел 377 задних посадочных шасси, двигательную систему, включающую в себя двигательные узлы 31, гондолу 35, один или более компьютеров 600 (см., например, фиг. 7) и/или узел 777 передних посадочных шасси. В ходе описания различных вариантов осуществления изобретения термины дирижабль и дирижабль могут быть использованы взаимозаменяемо, относясь к различным вариантам осуществления дирижабля 10. Кроме того, термины передний и/или носовой будут использоваться как относящиеся к областям внутри секции полусферы дирижабля 10, находящейся ближе всего к перемещению вперед, а термин задний и/или хвостовой будут использоваться как относящиеся к областям внутри секции полусферы дирижабля 10, самой близкой к противоположному направлению перемещения. Кроме того, термин хвост будет использоваться как относящийся к самой задней точке, связанной с корпусом 222, тогда как термин нос будет использоваться как относящийся к самой передней точке внутри передней секции корпуса 22.
На фиг. 1А, кроме того, показаны для справочных целей различные оси, относящиеся к приведенному в качестве примера дирижаблю 10. Дирижабль 10 включает в себя ось 5 крена, ось 6 тангажа и ось 7 рыскания. Ось 5 крена дирижабля 10 может совпадать с воображаемой линией, проходящей через корпус 22 в направлении от, например, узла 25 хвостового оперения к гондоле 35. Ось 7 рыскания дирижабля 10 может совпадать с воображаемой линией, проходящей перпендикулярно оси крена через корпус 22 в направлении от, например, нижней поверхности корпуса 22 к верхней поверхности корпуса 22. Ось 6 тангажа может совпадать с воображаемой линией, проходящей перпендикулярно обеим осям - оси рыскания и оси крена, таким образом, что ось 6 тангажа проходит через корпус 22 от одной стороны дирижабля 10 до другой стороны дирижабля 10. Ось крена и ось X; ось тангажа и ось Υ; ось рыскания и ось Ζ могут быть использованы взаимозаменяемо по ходу описания как относящиеся к различным осям, связанным с дирижаблем 10. Специалисту в данной области техники понятно, что термины, описанные в данном абзаце, приведены только в качестве примера и не носят ограничивающего характера.
На фиг. 1В показан приведенный в качестве примера вариант осуществления опорной конструкции 20 согласно нескольким вариантам осуществления настоящего изобретения. Например, опорная конструкция 20 может быть сконфигурирована, чтобы определять форму, связанную с дирижаблем 10, одновременно обеспечивая опору для многочисленных систем, связанных с дирижаблем 10. Такие системы могут включать в себя, например, корпус 22, гондолу 35, грузовое отделение (не показано) и/или двигательные узлы 31. Опорная конструкция 20 может быть определена одним или более элементами рамы, соединенными между собой с образованием требуемой формы. Например, согласно некоторым вариантам осуществления изобретения первый участок опорной конструкции 20 может определять, по существу, круглую периферийную балку (например, обод 120 киля) заданного диаметра. Обод 120 киля может
- 4 016402 включать в себя одну или больше секций рамы с заданным радиусом кривизны, которые могут быть скреплены друг с другом с образованием обода 120 киля требуемого радиуса. В некоторых вариантах осуществления изобретения обод 120 киля имеет диаметр, например, равный приблизительно 21 м.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения опорная конструкция 20 может включать в себя боковые элементы 122 рамы, продолжающиеся, по существу, перпендикулярно из различных точек обода 120 киля при некотором радиусе кривизны в третьем измерении и встречающиеся, по существу, перпендикулярно на противоположной секции обода 120 киля, например, как показано на фиг. 1В. Боковые элементы 122 рамы могут, следовательно, быть опорой для обода 120 киля, а также могут обеспечивать для одного или более дополнительных элементов, связанных с дирижаблем 10 (например, двигательных узлов 31).
Опорная конструкция 20 может включать в себя продольный элемент 124 рамы, сконфигурированный, чтобы продолжаться в продольном направлении от переднего участка обода 120 киля к заднему участку обода 120 киля. Продольный элемент 124 рамы может соединяться с ободом 120 киля по существу перпендикулярно и может быть установлен на одной прямой, по существу, в средней точке обода 120 киля. Другими словам, если смотреть на обод 120 киля в двухмерной плоскости, продольный элемент 124 рамы может пересекать обод 120 киля в положениях, соответствующих 0 и 180°.
Как можно видеть на фиг. 1В в точке 125, например, боковой элемент 122 рамы может пересекать продольный элемент 124 рамы по существу под прямым углом. Угол пересечения может изменяться согласно радиусу кривизны, относящемуся к обоим элементам: и продольному элементу 124 рамы, и боковому элементу 122 рамы.
Один или более элементов рамы, включенные в опорную конструкцию 20, могут иметь один или более уровней конструкционной опоры. Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения может быть выполнена вспомогательная опора 132 прямоугольной и/или другой многоугольной формы и окружена одним или более обрамляющим элементом 134, который может пересекать многоугольную вспомогательную опору 132 по касательной, пригодной для создания требуемого радиуса кривизны, связанной с элементом рамы. В некоторых вариантах осуществления изобретения может быть использован многоугольник, выполненный подобно букве Ό, как показано на вспомогательной опоре 136. Подобные варианты осуществления изобретения могут иметь конкретное применение для создания элементов рамы, связанных с ободом 120 киля. Специалисту в данной области техники понятно, что могут быть использованы различные формы для одной или больше вспомогательных опор 132 и, если требуется, может быть использовано больше или меньше уровней опоры. Изменение размеров и форм элементов рамы может быть создано на основе форм, связанных с одной или больше вспомогательных опор 132. Любые подобные комбинации находятся в рамках объема настоящего изобретения.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения элементы рамы, связанные с опорной конструкцией 20, могут быть изготовлены как отдельные детали и собраны в конечные элементы рамы для размещения на опорной конструкции 20. Например, обод 120 киля может включать в себя многочисленные секции рамы при заданном радиусе кривизны. Результатом сборки таких секций рамы может быть обод 120 киля с заданным радиусом. Для крепления каждого элемента рамы обода 120 киля может быть использована одна или больше скоба в сочетании с одним или больше крепежным средством (например, клеи, болты, гайки, винты и т.д.) в зависимости от прочности и типа требуемого соединения. Альтернативно или в дополнение элементы рамы могут быть выполнены таким образом, что каждый элемент рамы входит друг в друга, наряду с тем, что клеящее вещество может быть использовано, чтобы обеспечить, что элементы рамы будут находиться в собранном состоянии.
В некоторых вариантах осуществления изобретения шесть элементов рамы могут быть соединены для образования обода 120 киля. Каждый из шести элементов рамы затем может быть соединен друг с другом с помощью соединительных элементов (например, скоб) с использованием соответствующих клеящего вещества/клеящих веществ и/или крепежных средств. В зависимости от использованного клеящего вещества или использованных клеящих веществ может потребоваться нагреть клеящее вещество/клеящие вещества, чтобы обеспечить полимеризацию и/или использовать один или больше механически крепежных средств.
Для увеличения подъемной мощности, связанной с дирижаблем 10, может потребоваться разработать и изготовить такую опорную конструкцию 20, чтобы вес, связанный с опорной конструкцией 20, был минимизирован, одновременно с тем, что прочность и, следовательно, сопротивление аэродинамическим силам, например, увеличены. Другими словами, увеличение соотношения прочности к весу, связанного с опорной конструкцией 20, может обеспечить более желательную конфигурацию дирижабля 10. Например, один или больше элементов рамы могут быть изготовлены из материалов с меньшим весом, но с большой прочностью, которые включают в себя, например, материал по существу на основе углерода (т.е. углеродное волокно) и/или алюминий, среди прочих.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения один или более элементов рамы может быть изготовлен, включая в себя композитный материал на основе углеродного волокна/пластика и структуру типа сэндвич из ячеистого углерода. Сэндвич из ячеистого углерода может дополнительно включать в себя углеродный мусс или материал типа пены. В таком варианте осуществления изобрете
- 5 016402 ния отдельные элементы рамы, связанные с опорной конструкцией 20, могут быть изготовлены в соответствующем размере и форме для сборки в опорной конструкции 20. Подобная конструкция может привести к требуемому для опорной конструкции 20 соотношению прочности к весу. В некоторых вариантах осуществления изобретения может потребоваться изготовить опорную конструкцию 20 таким образом, что соответствующая масса будет меньше чем, например, 200 кг.
Корпус 22 может включать в себя многочисленные слои/оболочки и/или может быть полужесткой конструкцией. Кроме того, корпус 22 может по существу иметь форму сплюснутого сфероида или быть линзообразной формы. Например, размеры формы сплюснутого сфероида могут быть приблизительно описаны соотношением А=В>С, где А - размер по длине (например, вдоль оси 5 крена); В - размер по ширине (например, вдоль оси 6 тангажа); и С - размер по высоте (например, вдоль оси 7 рыскания) объекта. Другими словами, сплюснутый сфероид может иметь в плане очевидно круглую форму с высотой (т.е. полярным диаметром) меньше, чем диаметр круглой в плане формы (т.е. экваториальный диаметр). Например, согласно некоторым вариантам осуществления изобретения корпус 22 может иметь следующие размеры: А=21 м, В=21 м и С=7 м. Размеры, связанные с корпусом 22, могут также определять, по меньшей мере, частично объем газа легче воздуха, который может находиться внутри корпуса 22. Например, используя размеры для корпуса 22, приведенные выше, внутренний несжатый объем, связанный с корпусом 22, может составлять приблизительно 1275 кубических метров.
На фиг. 2 схематично показан приведенный в качестве примера вариант осуществления корпуса 22, составляющий настоящее изобретение. Корпус 22 может быть сконфигурирован, чтобы удерживать объем газа легче воздуха, и может быть изготовлен таким образом, что после заполнения объема газом получают по существу линзообразную форму и/или форму сплюснутого сфероида. Следовательно, корпус 22 может включать в себя первую оболочку 282, сшитую или другим образом собранную из ткани или материала, сконфигурированного для удержания газа легче воздуха, и/или имеющую в плане круглую форму с максимальной толщиной меньше, чем диаметр круглой в плане формы. Первая оболочка 282 может быть изготовлена из материалов, которые включают в себя, например, аллитированный пластик, полиуретан, полиэфир, слоистый латекс и любой другой материал, пригодный для удержания газа легче воздуха. В некоторых вариантах осуществления изобретения первая оболочка 282 может быть изготовлена из одного или больше листов полиэфира, может быть сшита или в противном случае образована таким образом, что заполнение объема газом легче воздуха заставляет первую оболочку 282 принять форму сплюснутого сфероида.
Первая оболочка 282, связанная с корпусом 22, может быть сконфигурирована так, чтобы быть прикрепленной к опорной конструкции 20 таким образом, что опорная конструкция 20 может обеспечивать опору для корпуса 22. Первая оболочка 282 может быть прикреплена к опорной конструкции 20 в соответствующих местах и с помощью любого подходящего способа включая, например, молнии, швартовки, защелками и т.д. Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения молния 284 может быть обеспечена вокруг периферии обода 120 киля с соединяющимся сегментом молнии, окружающим периферию первой оболочки 282. Сегменты молнии могут быть затем «застегнуты на молнию» вместе, таким образом, что первая оболочка 282 будет прикреплена к ободу 120 киля. Первая оболочка 282 может оставаться внутри периферии обода 120 киля и внутри области, определенной опорной конструкцией 20.
Подъемные газы легче воздуха для применения внутри первой оболочки 282 корпуса 22 могут включать в себя, например, гелий, водород, метан и аммиак, в том числе. Потенциальная подъемная сила газа легче воздуха может зависеть от плотности газа относительно плотности окружающего воздуха или другой жидкости (например, воды). Например, плотность гелия при 0° Цельсия и 101,325 кПа (кйоРаксак) может составлять приблизительно 0,1786 г/л (дгатк/1йег), тогда как плотность воздуха при 0° Цельсия и 101,325 кПа (кйо-Раксак) может составлять приблизительно 1,29 г/л (дтатк/1йег). Пренебрегая весом удерживающей оболочки, Уравнение 1 иллюстрирует упрощенную формулу для расчета подъемной силы Рподъемная на основе объема газа легче воздуха, где Эр - плотность, связанная с окружающей жидкостью, Ό1(3 - плотность, связанная с газом легче воздуха, дс - постоянная силы тяжести и V - объем газа легче воздуха.
Гподъемная=(ОгОка)*ёс^ (1)
Упрощая уравнение на основе объема гелия, взвешенного в воздухе при 0° Цельсия и 101,325 кПа (кйо-Раксак), подъемная сила может быть определена как равная приблизительно Рподъемная/ёс=1,11 г/л (дгатк/1йег) (т.е. приблизительно 1 кг на кубический метр гелия). Следовательно, на основе выбранного газа легче воздуха внутренний объем первой оболочки 282, связанной с корпусом 22, может быть выбран таким образом, что требуемая величина подъемной силы создается объемом газа легче воздуха. Уравнение 2 может быть использовано для расчета такого требуемого объема для аэростатической подъемной силы, учитывая массу, М, дирижабля 10.
ν>Μ/(ϋί-ϋιΐ8) (2)
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения первая оболочка 282, связанная с корпусом 22, может быть разделена рядами стенок или разделяющих конструкций (не показаны) внутри
- 6 016402 первой оболочки 282. Эти стенки могут создавать отдельные отсеки, каждый из которых может быть заполнен по отдельности подъемным газом легче воздуха. Такая конфигурация может смягчать последствия выхода из строя одного или более отсеков (например, протечку или разрыв в ткани) таким образом, что дирижабль 10 может еще обладать некоторой аэростатической подъемной силой после выхода из строя одного или больше отсеков. В некоторых вариантах осуществления изобретения каждый отсек может находиться в гибкой связи с по меньшей мере одним другим отсеком, и такие стенки могут быть изготовлены из материалов, подобных тем, которые были использованы при изготовлении первой оболочки 282 или, альтернативно (или в дополнение), могут быть использованы другие материалы.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения первая оболочка 282 может быть разделена на четыре отсека с использованием стенок, созданных из ткани, подобной той, что была использована для изготовления первой оболочки 282. Специалисту в данной области техники понятно, что если требуется, может быть использовано больше или меньше отсеков.
Один или больше отсеков внутри первой оболочки 282 может включать в себя один или больше заправочных клапанов и/или предохранительных клапанов (не показаны), сконфигурированных для наполнения первой оболочки 282, в результате чего снижается риск перекачки первой оболочки 282. Такие клапаны могут быть выполнены, чтобы осуществлять как подачу газа легче воздуха, так и вывод потока газа легче воздуха из первой оболочки 282 после того, как внутреннее давление достигнет заранее определенной величины (например, от около 150 до 400 Па(Разса18)). Специалисту в данной области техники понятно, что, если потребуется, может быть использовано больше или меньше заправочных/предохранительных клапанов, и что давление сброса может быть выбрано на основе материалов, связанных с первой оболочкой 282, в том числе.
В дополнение к аэростатической подъемной силе, создаваемой путем удержания газа легче воздуха, корпус 22 может быть сконфигурирован для создания, по меньшей мере, некоторой аэродинамической подъемной силы при попадании в поток воздуха (например, дирижабль 10 находится в движении и/или при обтекании ветра вокруг корпуса 22) на основе угла атаки и скорости воздушного потока относительно дирижабля. Корпус 22 может поэтому включать в себя вторую оболочку 283, сконфигурированную, чтобы соответствовать по существу форме первой оболочки 282. Вторая оболочка 283, связанная с корпусом 22, может, например, по существу окружать и верхнюю, и нижнюю поверхности первой оболочки 282, или, альтернативно, вторая оболочка 283 может быть образована из двух или больше кусков материала, причем каждый по существу закрывает только участок верхней и/или нижней поверхности корпуса 22. Например, согласно некоторым вариантам осуществления изобретения вторая оболочка 283 может быть очень похожей на первую оболочку 282, но содержать немного больший объем, такой, что вторая оболочка 283 может по существу окружать опорную конструкцию 20 и первую оболочку 282, связанную с корпусом 22.
В некоторых вариантах осуществления изобретения первый участок второй оболочки 283 может быть сконфигурирован, чтобы закрывать только половину дна опорной конструкции 20 (например, как показано на фиг. 2), тогда как второй участок второй оболочки 283 может быть помещен сверху верхней половины первой оболочки 282. В таких вариантах осуществления изобретения первый участок второй оболочки 283 может быть расположен под опорной конструкцией 20, при этом кромки второй оболочки 283 выведены на внешнюю периферию обода 120 киля для закрепления (например, с помощью застежки на молнию) к ободу 120 киля. Второй участок второй оболочки 283 затем может быть задрапирован по верхней поверхности первой оболочки 282, при этом кромки выведены на наружную периферию обода 120 киля для закрепления (например, с помощью застежки на молнию) к ободу 120 киля. Крепление второй оболочки 283 к ободу 120 киля может быть выполнено аналогично тому, как это было применено для первой оболочки 282. Например, ремень 284 с застежкой-молнией, окружающий периферию обода 120 киля, может иметь вторую застежку-молнию, которая может соединяться с сегментом молнии на второй оболочке 283 таким образом, что они могут быть застегнуты вместе. Альтернативно, любой другой подходящий способ крепления может быть использован (например, швартовка).
Вторая оболочка 283 может обеспечивать перенос подъемных сил, воздействующих на вторую оболочку 283, на продольный элемент 124 рамы, боковые элементы 122 рамы и обод 120 киля. Вторая оболочка 283 может включать в себя холст, винил и/или другой подходящий материал, который может быть сшит или иным способом изготовлен вручную с приданием любой формы, которая может обладать требуемым сопротивлением внешним нагрузкам (например, разрывам, аэродинамическим силам и т.д.). В некоторых вариантах осуществления изобретения вторая оболочка 283 может включать в себя материал с малым динамическим сопротивлением и/или с тканью с низким весом, такой как, например, полиэфир, полиуретан, и/или ЭиРоп!™ Тсб1аг®. имеющий покрытие из термопласта.
В дополнение к обеспечению переноса аэродинамической подъемной силы на опорную конструкцию 20 и сопротивления потенциальному разрыву после установки второй оболочки 283 может быть создано пространство между первой оболочкой 282 и второй оболочкой 283, которое может быть использовано в качестве баллонета дирижабля 10. Например, баллонет может быть использован для компенсации разницы между давлением подъемного газа внутри первой оболочки 282 и давлением атмо
- 7 016402 сферного воздуха, окружающего дирижабль 10, также как для стабилизации дирижабля. Баллонет, следовательно, может позволять корпусу 22 сохранять свою форму, когда увеличивается давление атмосферного воздуха (например, когда дирижабль 10 опускается). Баллонет также может помогать управлять расширением газа легче воздуха внутри первой оболочки 282 (например, когда дирижабль 10 поднимается), по существу предотвращая взрыв первой оболочки 282 на больших высотах. Может быть осуществлена компенсация давления, например, путем закачивания воздуха в баллонет дирижабля 10 или выпуск воздуха из баллонета, когда дирижабль 10, соответственно, поднимается или опускается. Такое закачивание и выпуск воздуха могут быть осуществлены с помощью воздушных насосов, вентиляционных отверстий или других соответствующих устройств (например, действия двигательной системы 30), связанных с корпусом 22. Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения, как только дирижабль 10 поднимается, воздушные насосы (например, воздушный компрессор) могут наполнить воздухом пространство между первой оболочкой 282 и второй оболочкой 283 таким образом, что давление будет воздействовать на первую оболочку 282, ограничивая за счет этого ее способность расширяться в ответ на снижение давления окружающей среды. Наоборот, как только дирижабль опускается, воздух может быть выпущен из баллонета, позволяя, таким образом, первой оболочке 282 расшириться и содействовать корпусу 22 в сохранении его формы при увеличении давления окружающей среды на корпус 22.
На фиг. ЗА показан приведенный в качестве примера узел 25 хвостового оперения. Узел 25 хвостового оперения может быть сконфигурирован чтобы обеспечивать стабилизационную и/или навигационную функцию дирижабля 10. Узел 25 хвостового оперения может быть функционально соединен с опорной конструкцией 20 с помощью скоб, опоры и/или другими приемлемыми способами. Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения подвеска 345 хвостового оперения подобная той, которая показана на фиг. ЗВ, может быть использована для функционального соединения узла 25 хвостового оперения с продольным элементом 124 рамы и ободом 120 киля.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения узел 25 хвостового оперения может включать в себя вертикальный стабилизирующий элемент 310 и горизонтальный стабилизирующий элемент 315. Вертикальный стабилизирующий элемент 310 может быть сконфигурирован как аэродинамическая поверхность, чтобы снабжать дирижабль 10 стабильностью и содействием в управлении полетом в режимах рыскания/линейного полета. Вертикальный стабилизирующий элемент 310 может включать в себя переднюю кромку, заднюю кромку, шарнир в сборе, один или более лонжеронов и одну или больше вертикальную поверхность 350 управления (например, руль направления).
Вертикальный стабилизирующий элемент 310 может быть шарнирно закреплен в какой-то точке на узле 25 хвостового оперения. Во время полета дирижабля 10 вертикальный стабилизирующий элемент 310 может быть направлен по существу вверх от точки монтажа узла 25 хвостового оперения к опорной конструкции 20, тогда как самая верхняя точка вертикального стабилизирующего элемента 310 остается ниже или по существу на том же самом уровне, что и самая верхняя точка на верхней поверхности корпуса 22. Такая конфигурация может позволить вертикальному стабилизирующему элементу 310 сохранять изотропию, связанную с дирижаблем 10. При определенных условиях (например, причаливание на свежем воздухе, сильный ветер и т.д.) вертикальный стабилизирующий элемент 310 может быть сконфигурирован, чтобы поворачиваться вокруг шарнирного узла в вертикальной плоскости таким образом, что вертикальный стабилизирующий элемент 310 останавливается в горизонтальном или нижнем, вертикальном направлении и по существу между горизонтальными стабилизирующими элементами 315. Подобная установка может позволить дирижаблю 10 дополнительно увеличить изотропию относительно вертикальной оси, уменьшая за счет этого воздействие неблагоприятных аэродинамических сил, таких как подъем воздушного потока относительно вертикального стабилизирующего элемента 310. В некоторых вариантах осуществления изобретения в соответствии с настоящим описанием, в которых корпус 22 включает в себя размер по толщине 7 м и в которых узел 25 хвостового оперения смонтирован на ободе 120 киля и продольном элементе 124 рамы, вертикальный стабилизирующий элемент 310 может иметь размер высоты, находящийся в диапазоне от около 3 до около 4 м.
Вертикальный стабилизирующий элемент 310 может включать в себя один или больше лонжерон (не показан), сконфигурированный, чтобы определять форму в плане вертикального стабилизирующего элемента 310, также как обеспечивать опору для обшивки, связанной с вертикальным стабилизирующим элементом 310. Один или больше лонжерон может включать в себя материал по существу на основе углерода, такой как, например, сэндвич из ячеистого углеродного волокна с пеной углеродного волокна. Каждый из одного или более лонжеронов может иметь отверстия (например, круглого профиля) в различных местах, таким образом, что вес уменьшают с минимальной уступкой по прочности. Специалисту в данной области техники понятно, что уменьшение числа использованных лонжеронов, одновременно еще обеспечивающих требуемую конструкционную опору, может позволить уменьшить вес вертикального стабилизирующего элемента 310. Следовательно, один или больше лонжеронов могут быть разнесены на расстояние вдоль размаха вертикального стабилизирующего элемента 310 на требуемый интервал, сконфигурированный для усиления опоры с одновременным уменьшением веса.
Передняя кромка 322 может быть использована для определения формы кромки вертикального ста
- 8 016402 билизирующего элемента 310, также как для закрепления лонжеронов перед установкой обшивки, связанной с вертикальным стабилизирующим элементом 310. Передняя кромка 322 может также включать в себя материал по существу на основе углерода, такой как сэндвич из ячеистого углеродного волокна с пеной углеродного волокна.
Передняя кромка 322 и один или более лонжерон могут быть расположены соосно и закреплены на месте с обшивкой, установленной по существу полностью покрывая переднюю кромку 322 и лонжероны. Обшивка может включать в себя, например, холст, полиэфир, нейлон, термопластики и любой другой приемлемый материал. Обшивка может быть прикреплена с использованием клеящих веществ, способов с использованием термоусадочной пленки и/или любым другим способом, приемлемым для крепления обшивки к передней кромке 322 и одному или более лонжеронов.
Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения материал холста может быть нанесен сверху одного или более лонжеронов и передней кромки 322 и затем закреплен с использованием клеящего вещества и/или любого другого крепежного средства. Материал холста затем может быть покрыт сверху полиуретаном и/или термопластичным материалом для дополнительного увеличения прочности и адгезии к одному или более лонжеронов и передней кромке 322.
Вертикальный стабилизирующий элемент 310 также может включать в себя одну или более вертикальную поверхность 350 управления, сконфигурированную для управления потоком воздуха вокруг вертикального стабилизирующего элемента 310 в целях управления дирижаблем 10. Например, вертикальный стабилизирующий элемент 310 может включать в себя руль направления, сконфигурированный для приложения боковой силы на вертикальный стабилизирующий элемент 310 и за счет этого на подвеску 345 хвостового оперения и корпус 22. Подобная боковая сила может быть использована для создания движения рыскания вокруг оси 7 рыскания дирижабля 10, что может быть полезно для компенсации аэродинамических сил во время полета. Вертикальные поверхности 350 управления могут быть функционально соединены с вертикальным стабилизирующим элементом 310 (например, с помощью шарнирных петель) и могут быть коммуникативно соединены с системами, связанными с гондолой 35 (например, педалями оператора) или другим соответствующим местом. Например, связь с гондолой 35 или другим соответствующим местом (например, пультом дистанционного управления) может быть установлена механическим путем (например, тросы) и/или электронным путем (например, провода и серводвигатели и/или световые сигналы).
Горизонтальные стабилизирующие элементы 315, связанные с узлом 25 хвостового оперения, могут быть сконфигурированы как аэродинамические поверхности и могут обеспечивать горизонтальную стабильность и содействие в управлении тангажом дирижабля 10. Горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут включать в себя переднюю кромку, заднюю кромку, один или больше лонжерон и одну или больше горизонтальных поверхностей 360 управления (например, рули высоты).
В некоторых вариантах осуществления изобретения горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут быть установлены на нижней стороне корпуса 22 в конфигурации с отрицательным углом поперечного V (также известная как отрицательная или обратная конфигурации с положительным углом поперечного V). Другими словами, горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут продолжаться от вертикального стабилизирующего элемента 310 под углом вниз относительно оси 5 крена. Конфигурация с отрицательным углом поперечного V горизонтальных стабилизирующих элементов 315 может позволить горизонтальным стабилизирующим элементам 315 действовать как средство наземного и посадочного обеспечения для задней секции дирижабля 10. Альтернативно, горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут быть установлены в конфигурации с положительным углом поперечного V или другой соответствующей конфигурации.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут быть функционально прикреплены к подвеске 345 хвостового оперения и/или вертикальному стабилизирующему элементу 310. При определенных условиях (например, причаливание на свежем воздухе, сильные ветра и т.д.) горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут быть сконфигурированы так, чтобы позволить вертикальному стабилизирующему элементу 310 поворачиваться в вертикальной плоскости, таким образом, что вертикальный стабилизирующий элемент 310 остается по существу между горизонтальными стабилизирующими элементами 315.
В некоторых вариантах осуществления изобретения размах (т. е. размер по всему размаху от одной крайней точки до другой крайней точки) горизонтальных стабилизирующих элементов 315 может составлять приблизительно от 10 до 20 м в поперечном направлении, в зависимости от требуемого размера корпуса 22. В некоторых вариантах осуществления изобретения размах, связанный с горизонтальными стабилизирующими элементами 315, может составлять, например, приблизительно 14,5 м.
Горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут включать в себя один или более лонжеронов (не показаны), сконфигурированных для определения формы в плане горизонтальных стабилизирующих элементов 315, также как для обеспечения опоры для обшивки, связанной с горизонтальными стабилизирующими элементами 315. Один или больше лонжеронов могут включать в себя материал по существу на основе углерода, такой как сэндвич ячеистого углеродного волокна с пеной углеродного волокна.
- 9 016402
Каждый из одного или более лонжеронов может иметь отверстия (например, круглого профиля) в различных местах, таким образом, что вес минимизируют с минимальной уступкой по прочности. Специалисту в данной области техники понятно, что уменьшение числа использованных лонжеронов, одновременно обеспечивающих требуемую конструкционную опору, может позволить снизить вес горизонтальных стабилизирующих элементов 315. Следовательно, лонжероны могут быть разнесены на расстояние вдоль размаха горизонтальных стабилизирующих элементов 315 на требуемом расстоянии, сконфигурированном для усиления опоры с одновременным уменьшением веса.
Передняя кромка 352 может быть использована для определения формы кромки горизонтальных стабилизирующих элементов 315 также как для закрепления каждого лонжерона перед установкой обшивки, связанной с горизонтальными стабилизирующими элементами 315. Передняя кромка 352 может также включать в себя материал по существу на основе углерода, такой как сэндвич ячеистого углеродного волокна с пеной углеродного волокна для получения требуемого соотношения прочности к весу. Как только передняя кромка 352 и один или больше лонжеронов располагаются на одной оси и закрепляются на месте, обшивка может быть установлена, по существу полностью закрывая переднюю кромку 352 и один или больше лонжеронов. Материалы обшивки могут включать в себя, например, холст, полиэфир, нейлон, термопластики и/или другие соответствующие материалы. Обшивка может быть прикреплена с использованием клеящих веществ, способов с использованием термоусадочной пленки и/или любым другим приемлемым способом. Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения материал холста может быть нанесен сверху одного или больше лонжеронов и передней кромки 352 и прикреплен с использованием клеящего вещества и/или другого крепежного средства. Материал холста затем может быть покрыт полиуретаном и/или термопластичным материалом для дополнительного усиления прочности и адгезии к лонжеронам и передней кромке 352.
Горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут также включать в себя одну или более горизонтальных поверхностей 360 управления (например, рули высоты), сконфигурированные, чтобы управлять воздушным потоком вокруг горизонтальных стабилизирующих элементов 315 для получения требуемого эффекта. Например, горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут включать в себя рули высоты, сконфигурированные для оказания продольной силы (например, силы подъема и снижения) на горизонтальных стабилизирующих элементах 315. Подобная продольная сила может быть использована, чтобы вызвать движение дирижабля 10 вокруг оси 6 тангажа. Горизонтальные поверхности 360 управления могут быть функционально соединены с горизонтальными стабилизирующими элементами 315 (например, с помощью шарниров) и могут управляться механическим путем (например, с помощью кабелей) и/или электронным путем (например, с помощью проводов и серводвигателей и/или световых сигналов) из гондолы 35 или из другого соответствующего места (например, с помощью пульта дистанционного управления).
На фиг. 3В показан приведенный в качестве примера вариант осуществления подвески 345 хвостового оперения. Подвеска 345 хвостового оперения может быть сконфигурирована так, чтобы функционально соединять вертикальный стабилизирующий элемент 310, горизонтальный стабилизирующий элемент 315 и опорную конструкцию 20. Подвеска 345 хвостового оперения может включать в себя подобные высокопрочные материалы с малым весом, рассмотренные со ссылкой на опорную конструкцию 20 (например, сэндвич ячеистого углеродного волокна). Кроме того, подвеска 345 хвостового оперения может включать в себя места крепления, сконфигурированные, чтобы быть сопряженными с местами крепления, имеющимися на опорной конструкции 20. Например, продольный элемент 124 рамы и/или обод 120 киля могут быть сконфигурированы с местами крепления вблизи заднего места размещения обода 120 киля (например, приблизительно в 180° вокруг обода 120 киля). Такие места крепления могут быть сконфигурированы для сопряжения с местами крепления, выполненными на подвеске держателя 345 хвостового оперения. Специалисту в данной области техники понятно, что могут быть использованы многочисленные комбинации крепежных элементов для крепления подвески 345 хвостового оперения к соответствующим местам крепления обода 220 киля и продольного элемента 124 рамы.
Подвеска 345 хвостового оперения также может быть сконфигурирована, чтобы обеспечить поворот вертикального стабилизирующего элемента 310 таким образом, что вертикальный стабилизирующий элемент 310, если требуется, может быть расположен между горизонтальными стабилизирующими элементами 315. Подвеска 345 хвостового оперения может включать в себя штифты, шарниры, подшипники и/или другие соответствующие устройства для обеспечения подобного поворота. В некоторых вариантах осуществления изобретения вертикальный стабилизирующий элемент 310 может быть установлен на поворотном стержне (не показан), связанном с подвеской 345 хвостового оперения, и может включать в себя фиксирующий механизм (не показано), сконфигурированный, чтобы функционально соединять вертикальный стабилизирующий элемент 310 с ободом 120 киля и/или другим соответствующим местом размещения. Фиксирующий механизм (не показано) может включать в себя черепаховую защелку, захлопывающую защелку, подпружиненные штифты, защелки типа нажимной крышки, гидравлические приводы и/или любую другую комбинацию соответствующих механизмов. Управление фиксирующего механизма (не показано) и поворот вертикального стабилизирующего элемента 310 может быть достигнуто путем использования механического (например, через тросы) и/или электрического (например, с
- 10 016402 помощью сигналов управления или серводвигателей) или любого другого приемлемого способа управления (например, с помощью гидравлики).
Когда, например, горизонтальные стабилизирующие элементы 315 сконфигурированы в компоновке с отрицательным углом поперечного V (т.е. под углом вниз от корпуса 22) и соединены с нижней стороной дирижабля 10, горизонтальные стабилизирующие элементы 315 могут функционировать как средство наземного и посадочного обеспечения для хвостовой секции дирижабля 10. Для облегчения подобной функциональности узел 377 задних посадочных шасси может быть функционально соединен с каждым крылом горизонтальных стабилизирующих элементов 315 (например, как показано на фиг. 3С). Узел 377 задних посадочных шасси может включать в себя одно или более колесо 378, один или более амортизатор 381 и монтажные приспособления 379. Узлы 377 задних посадочных шасси может быть соединены с горизонтальными стабилизирующими элементами 315 в концевой точке конца и/или в любом другом приемлемом месте расположения (например, в средней точке горизонтальных стабилизирующих элементов 315). В некоторых вариантах осуществления изобретения узел 377 задних посадочных шасси может включать в себя одно колесо, установленное на оси, функционально соединенной с помощью масляно-пневматических амортизаторов с горизонтальными стабилизирующими элементами 315 в самой крайней точке каждого крыла. Такая конфигурация может позволить узлу 377 задних посадочных шасси обеспечивать демпфирующую силу в отношении входного сигнала (например, сил, приложенных во время касания посадочной поверхности и приземления). Горизонтальный стабилизирующий элемент 315 может дополнительно содействовать такому демпфированию на основе конфигурации и используемых материалов. Специалисту в данной области техники понятно, что узлы 377 задних посадочных шасси могут включать в себя, если требуется, большее или меньшее количество элементов.
Узел 377 задних посадочных шасси может быть сконфигурирован для выполнения других функций, включая, например, убирание, выпуск и/или регулировку в отношении нагрузки, связанной с дирижаблем 10. Специалисту в данной области техники понятно, что могут существовать многочисленные конфигурации узла 377 задних посадочных шасси, и любая из этих конфигураций находится в рамках объема настоящего изобретения.
На фиг. 3Ό показан схематичный вид, иллюстрирующий приведенную в качестве примера монтажную конфигурацию между хвостовым оперением 25, обода 120 киля и продольного опорного элемента 124 с использованием подвески 345 хвостового оперения. Специалисту в данной области техники понятно, что могут быть использованы другие многочисленные монтажные конфигурации, и все они находятся в рамках объема настоящего изобретения.
На фиг. 4А-4С показаны различные варианты осуществления изобретения двигательных узлов 31. Например, как показано на фиг. 4 А, двигательные узлы 31 могут включать в себя источник 410 питания, блок 415 преобразования энергии, подвеску 430 двигательного блока и/или источник топлива (например, бак) (не показан). Источник 410 питания может включать в себя, например электродвигатели, двигатели, работающие на жидком топливе, газотурбинные двигатели и/или любые другие источники питания, сконфигурированные для создания крутящего момента. Источник 410 питания может дополнительно включать в себя двигатели с переменной скоростью вращения и/или двигатели реверсивного типа, которые могут работать в любом направлении (например, вращающиеся по часовой стрелке или против часовой стрелки) и/или при изменяющихся скоростях вращения, основанных на управляющих сигналах (т.е. сигналов от компьютера 600 (например, как показано на фиг. 7)). Источник 410 питания может снабжаться энергией посредством батарей, солнечной энергии, бензина, дизельного топлива, природного газа, метана и/или любого другого приемлемого источника топлива. В некоторых вариантах осуществления изобретения, например, источник 410 питания может включать в себя Мини 2 и/или Мини 3 двигателя, изготовленных компанией 81шошш Р1ушд, νία рег Магапо, 4303, 41040 - 8аи Ωαίιηαζίο άί хсггашахζοηί (МО), Йа1у.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения двигательные узлы 31 могут включать в себя блок 415 преобразования энергии, сконфигурированный для превращения энергии вращения источника 410 питания в силу тяги, приемлемую для движения дирижабля 10. Например, блок 415 преобразования энергии может включать в себя аэродинамическую поверхность или другое устройство, которое, когда вращается, может создавать воздушный поток или тягу. Например, блок 415 преобразования энергии может быть выполнен как осевой вентилятор (например, пропеллер), центробежный вентилятор и/или тангенциальный вентилятор. Такие приведенные в качестве примеров установки вентиляторов могут быть пригодны, чтобы преобразовывать энергию вращения, вырабатываемую источником 410 питания, в силу тяги, необходимую для управления дирижаблем 10. Альтернативно, когда используется источник питания, такой как газотурбинный двигатель, тяга может быть создана без использования блока 415 преобразования энергии. Специалисту в данной области техники понятно, что могут быть использованы многочисленные конфигурации, не выходя за рамки объема настоящего изобретения.
Блок 415 преобразования энергии может регулироваться таким образом, что угол атаки блока 415 преобразования энергии может быть изменен. Это может позволить изменить интенсивность тяги и направление, основанные на угле атаки, связанном с блоком 415 преобразования энергии. Например, когда блок 415 преобразования энергии сконфигурирован как регулируемая аэродинамическая поверхность
- 11 016402 (например, как пропеллер с регулируемым шагом), блок 415 преобразования энергии может быть поворотным в пределах 90°, чтобы выполнить полный реверс тяги. Блок 415 преобразования энергии может быть выполнен, например, с вентилями, отверстиями, и/или другими устройствами таким образом, что тяга, создаваемая блоком 415 преобразования энергии, может быть изменена и направлена в требуемом направлении. Альтернативно (или в дополнение) направление тяги, связанной с блоком 415 преобразования энергии, может быть получено посредством управления подвеской 430 двигательного блока.
Как показано на фиг. 4В, например, подвеска 430 двигательных блоков может быть функционально соединена с опорной конструкцией 20 и может быть сконфигурирована так, чтобы надежно удерживать источник 410 питания, таким образом, что силы, связанные с двигательными узлами 31, могут быть перенесены на опорную конструкцию 20. Например, подвеска 430 двигательного узла может включать в себя места 455 крепления, выполненные для совмещения с местами крепления на ободе 120 киля, горизонтальных стабилизирующих элементах 315, боковых элементах 122 рамы и/или в любом другом приемлемом месте расположения. Такие места расположения могут включать в себя конструкционные усиления для содействия силам сопротивления, связанным с двигательными узлами 31 (например, силам тяги). Дополнительно подвеска 430 двигательного узла может включать в себя последовательность мест крепления, выполненных для совмещения с местами крепления на конкретном источнике 410 питания. Специалисту в данной области техники понятно, что набор крепежных элементов может быть использован, чтобы обеспечить места крепления для получения требуемого соединения между подвеской 430 двигательного узла и местом крепления.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения подвеска 430 двигательного узла может включать в себя шарнирные узлы, сконфигурированные, чтобы позволить вращение двигательного узла 31 вокруг одной или более осей (например, осей 465 и 470) в ответ на управляющий сигнал, обеспеченный, например, компьютером 600 (см., например, фиг. 7). Шарнирные узлы могут включать в себя червячные передачи, конические передачи, подшипники, двигатели и/или другие устройства, которые могут облегчать управляемое вращение вокруг одной или более осей двигательных узлов 31. В таких вариантах осуществления изобретения электрический двигатель 475 может быть сконфигурирован, чтобы вызывать вращение связанной с ним червячной передачи 480. Поворот червячной передачи 480 может затем вызвать поворот зубчатого колеса 483 подвески двигательного узла, поворачивая, таким образом, подвеску 430 двигательного узла.
Альтернативно, в некоторых вариантах осуществления изобретения двигательные узлы 31 могут быть установлены таким образом, что могут быть разрешены минимальное вращение или поворот (например, по существу зафиксирован), как показано на фиг. 4С. Такая конфигурация может быть применена, если требуется, для одного или более двигательных узлов 31.
На фиг. 5А и 5В показаны приведенные в качестве примеров конфигурации (вид снизу дирижабля 10) двигательной системы, связанной с дирижаблем 10, в соответствии с настоящим изобретением. Двигательные узлы 31, связанные с дирижаблем 10, могут быть сконфигурированы для создания движущей силы (например, тяги), направленной в конкретном направлении (т. е. вектор тяги), и выполнены для создания движения (например, горизонтального движения) для противодействия двигательной силе (например, силам ветра) и/или для другого управления дирижаблем 10 (например, для управления рысканием). Например, двигательные узлы 31 могут обеспечивать управление рыскания, тангажа и крена, также как и создавать тягу для горизонтального и вертикального движения. Такая функциональность может зависеть от размещения и мощности, связанной с двигательными узлами 31. Функции, связанные с двигательной системой 30, могут быть разделены между множеством двигательных узлов 31 (например, 5 двигательными узлами 31). Например, двигательные узлы 31 могут быть использованы для создания подъемной силы для вертикального взлета таким образом, что силы газа легче воздуха внутри первой оболочки 282 способствуют подъему за счет силы тяги, связанной с двигательными узлами 31. Альтернативно (или в дополнение), двигательные узлы 31 могут быть использованы для создания направленной вниз силы для выполнения маневра приземления таким образом, что силы газа легче воздуха внутри первой оболочки 282 уравновешиваются силой тяги, связанной с двигательными узлами 31. В дополнение, силы горизонтальной тяги могут быть также обеспечены двигательными узлами 31 для целей выполнения горизонтального движения (например, полета), связанного с дирижаблем 10.
Может потребоваться использовать двигательные узлы 31 для управления или содействия в управлении рысканием, тангажом и креном дирижабля 10. Например, как показано на фиг. 5А, двигательная система 30 может включать в себя носовой двигательный узел 532, функционально закрепленный на носовой секции обода 120 киля и по существу параллельный и/или оси 5 крена дирижабля 10. В дополнение к носовому двигательному узлу 532, двигательная система 30 может включать в себя двигательный узел 533 правого борта, функционально прикрепленный к ободу 120 киля приблизительно в 120° относительно оси 5 крена дирижабля 10, и двигательный узел 534 левого борта, функционально закрепленный на ободе 120 киля приблизительно в 120 отрицательных градусах (т.е. в 240 положительных градусах) относительно оси 5 крена дирижабля 10. Такая конфигурация может позволить управлять рысканием, тангажом и креном дирижабля 10. Например, если требуется вызвать движение рыскания дирижабля 10,
- 12 016402 носовой двигательный узел 532 может быть повернут или может вращаться таким образом, что вектор тяги, связанный с носовым двигательным узлом 532, направлен параллельно оси 6 тангажа и направо или налево относительно корпуса 22, основываясь на требуемом рыскании. Во время работы носового двигательного узла 532 дирижабль 10 может осуществлять рыскание, реагируя на направленную тягу, связанную с носовым двигательным узлом 532.
В других приведенных в качестве примера вариантах осуществления изобретения, например, если требуется вызвать движение тангажа дирижабля 10, носовой двигательный узел 532 может быть повернут таким образом, что сила тяги, связанная с носовым двигательным узлом 532, может быть направлена параллельно оси рыскания и по направлению к земле (т.е. вниз) или по направлению к небу (т.е. вверх), основываясь на требуемом тангаже. При работе носового двигательного узла 532 дирижабль 10 затем может осуществлять тангаж, реагируя на направленную тягу, связанную с носовым двигательным узлом 532.
Согласно еще другим вариантам осуществления изобретения, например, если требуется вызвать движение по крену, связанному с дирижаблем 10, двигательный узел 533 правого борта может быть повернут таким образом, что сила тяги, связанная с двигательным узлом 533 правого борта, может быть направлена параллельно оси 7 рыскания и по направлению к земле (т.е. вниз) или по направлению к небу (т.е. вверх), основываясь на требуемом крене, и/или двигательный узел 534 левого борта может быть повернут таким образом, что сила тяги, связанная с двигательным узлом 534 левого борта, может быть направлена в направлении, противоположном направлению силы тяги, связанной с двигательным узлом 533 правого борта. При работе двигательного узла 533 правого борта и двигательного узла 534 левого борта дирижабль 10 затем может быть вынужден осуществить крен, реагируя на направленные тяги. Специалисту в данной области техники понятно, что подобные результаты могут быть достигнуты с использованием различных комбинаций и вращений двигательных узлов 31, не выходя за рамки объема настоящего изобретения.
Носовые правого борта и левого борта двигательные узлы 532, 533 и 534 могут быть также сконфигурированы для обеспечения сил тяги для создания движения вперед или движения заднего хода дирижабля 10. Например, двигательный блок 533 правого борта может быть установлен на подвеске 430 двигательного узла и сконфигурирован, чтобы поворачиваться из положения, при котором связанная с ним сила тяги направлена вниз (т.е. по направлению к земле), до положения, при котором связанная с ним сила тяги направлена по существу параллельно оси 5 крена и к хвосту дирижабля 10. Это может позволить двигательному блоку 533 правого борта обеспечить дополнительную силу тяги в дополнение к рулевым двигателям малой тяги. Альтернативно, двигательный блок 534 правого борта может быть повернут из положения, при котором связанная с ним сила тяги направлена по существу параллельно оси 5 крена и по направлению к хвосту дирижабля 10, до положения, при котором связанная с ним сила тяги направлена вдоль оси 6 тангажа таким образом, что сила встречного ветра может быть нейтрализована.
В дополнение к носовому, правого борта, левого борта двигательному узлу 532, 533 и, соответственно, двигательная система 30 может включать в себя один или более двигателей 541 малой тяги правого борта и один или более двигателей 542 малой тяги левого борта, сконфигурированные для создания сил горизонтальной тяги дирижабля 10. Двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть установлены на ободе 120 киля, боковых элементах 122 рамы, горизонтальных стабилизирующих элементах 315 или в любом другом приемлемом месте размещения дирижабля 10. Двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть установлены с использованием рабочей подвески 433 двигательного блока, подобной той, что была описана выше, или альтернативно, двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть установлены таким образом, что могут быть разрешены минимальное вращение или поворот (например, по существу зафиксированы), как показано на фиг. 4С. Например, двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть установлены на ободе 120 киля в хвостовой части на любой стороне вертикального стабилизирующего элемента 310 (например, приблизительно в 160° и в 160 отрицательных градусах, как показано на фиг. 5В). В некоторых вариантах осуществления изобретения двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть по существу совмещены с двигательными узлами 533 правого борта и двигательными узлами 534 левого борта, как описано выше (например, в 120 положительных градусах и в 120 отрицательных градусах). В таких вариантах осуществления изобретения подвески 430 двигательного блока, связанные с двигательными узлами 533 правого борта и двигательными узлами 534 левого борта, могут включать в себя дополнительные места крепления таким образом, что подвески 430 двигательных блоков, связанные с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, могут быть функционально соединены друг с другом. Альтернативно, подвески 430 двигательных узлов, связанные с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, могут быть функционально соединены по существу с подобными местами крепления на опорной конструкции 20, как места крепления, соединенные с подвесками 430 двигательных блоков, связанных с двигательными узлами 533 правого борта и двигательными узлами 534 левого борта.
В некоторых вариантах осуществления изобретения тяга от двигателей 541 малой тяги правого бор
- 13 016402 та и двигателей 542 малой тяги левого борта может быть направлена вдоль траектории, по существу, параллельной оси 5 крена. Такая конфигурация может позволить силам тяги, связанным с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, обеспечивать движение дирижабля 10 в направлении вперед или в направлении заднего хода, основываясь на направлении тяги.
В некоторых вариантах осуществления изобретения тяга от двигателей 541 малой тяги правого борта и двигателей 542 малой тяги левого борта может быть сконфигурирована на основе положения соответствующей подвески 430 двигательного блока. Специалисту в данной области техники понятно, что дополнительные конфигурации для двигателей 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта могут быть использованы, не выходя за рамки настоящего изобретения.
На фиг. 6 представлена блок-схема приведенной в качестве примера системы управления. Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения гондола 35 может быть снабжена рычагами и/или ручками управления, используемыми, чтобы обеспечить двигательные узлы 31, горизонтальные стабилизирующие элементы 315, вертикальные стабилизирующие элементы 310 и/или горизонтальные поверхности 360 управления и вертикальные поверхности 350 управления. В дополнение, гондола 35 может включать в себя рычаг управления (не показан), который предназначен для управления движением по тангажу и крену связанному с дирижаблем 10, также как для управления движением вперед, назад и торможением, связанным с дирижаблем 10. Гондола 35 может дополнительно содержать две боковые педали управления руля управления для управления вертикальными стабилизирующими элементами, такими как 310, и/или вертикальными поверхностями 350 управления.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения рычаг 353 может быть установлен на неподвижной опоре, чтобы являться поворотным под углом вокруг первой оси и вокруг второй оси, например, перпендикулярной первой оси. Движение рычага 353 вокруг первой оси может управлять тангажом дирижабля 10, тогда как движение рычага 353 вокруг второй оси может управлять движением по крену дирижабля 10. Другими словами, когда рычаг 353 перемещается вокруг первой оси, могут быть приведены в движение узлы двигателя подъема 31 с горизонтальными поверхностями 360 управления. Когда рычаг 353 перемещается вокруг второй оси, двигательные узлы подъема 31, соответственно, могут быть активированы.
В дополнение, рычаг 353 может быть установлен с возможностью скольжения на опоре, чтобы управлять движением вперед и назад, или торможением дирижабля 10 путем управления двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, в том числе.
Кроме того, боковая педаль 354 управления руля направления может быть также приведена в действие для управления вертикальным стабилизирующим элементом 410, вертикальной поверхностью 350 управления, а также двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, чтобы способствовать рысканию дирижабля 10, когда его скорость не достаточна, чтобы вызвать рыскание посредством вертикального стабилизирующего элемента 310 или альтернативно в любое время. Как показано на фиг. 6, в зависимости от его движения вокруг первой и второй осей и в зависимости от его скользящего движения, рычаг 353 может обеспечивать информацию, указывающую на тангаж, крен или движение вперед/назад, при этом боковая педаль 354 управления руля направления может обеспечивать информацию о требуемом рыскании.
Как показано, информация о тангаже может быть использована для управления двигательными узлами 31 и, в частности, для настройки шага и настройки сектора газа носового двигательного блока 532, двигательного блока 533 правого борта и двигательного блока 534 левого борта. Соответственно, информация о крене может быть использована для управления настройкой шага и сектора газа, связанных с двигательными блоками 533 правого борта и двигательными блоками 534 левого борта, также как горизонтальными поверхностями 360 управления. Кроме того, информация о движении вперед/назад может быть использована для управления настройкой шага и сектора газа, связанных с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта. Информация о рыскании может быть использована для управления настройкой шага и сектора газа, связанных с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, также как вертикальным стабилизирующим элементом 310.
Как показано, информация о тангаже, крене, движении и рыскании может быть обеспечена по бортовой системе связи кодированным или мультиплексным путем с помощью кодирующего устройства или мультиплексора 355.
Что касается информации, используемой для управления настройкой шага или сектора газа блока 415 преобразования энергии (например, пропеллеров) и двигательных узлов 31, то значение сигнала, поступающего от рычага 353 и боковой педали 354 управления руля направления, устанавливается общим потенциометром 356. Однако информация, связанная с каждым из режимов: тангажом, креном, перемещением и рысканием, может быть задана отдельно индивидуальным потенциометром, таким как 357.
Что касается информации о крене и рыскании, предназначенной для управления вертикальным стабилизирующим элементом 310 и горизонтальной поверхностью 360 управления, могут быть использованы переключатели, такие как переключатели 358, для обеспечения на мультиплексор 355 соответствующей информации.
- 14 016402
Как указано выше, информация, связанная с различными описанными управляющими сигналами, затем кодируется и передается либо через мультиплексор, либо через другое подобное устройство по бортовой сети связи или коммуникационной сети (например, через электродистанционную систему или оптико-дистанционную систему) для декодирования на многочисленных двигательных узлах 31 и/или на вертикальной поверхности 350 управления и горизонтальной поверхности 360 управления.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения двигательные узлы 31 и поверхности управления, в том числе, могут управляться компьютером 600. На фиг. 7 показана блок-схема приведенного в качестве примера варианта осуществления компьютера 600 в соответствии с настоящим изобретением. Например, как показано на фиг. 7, компьютер 600 может включать в себя процессор 605, диск 610, устройство 615 ввода, многофункциональный дисплей (ΜΕΌ) 620, необязательное внешнее устройство 625 и интерфейс 630. Компьютер 600 может включать в себя больше или меньше составных элементов, если требуется. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения процессор 605 включает в себя центральный процессор (СРИ) 635, который соединен с блоком 640 оперативной памяти (ΚΆΜ), блоком 645 оперативной памяти дисплея, блоком 650 контроллера видеоинтерфейса (νΊϋ) и блоком 655 ввода/вывода (Ι/О). Процессор также может включать в себя другие составные элементы. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения диск 610, устройство 615 ввода, многофункциональный дисплей (МФД) 620, необязательное внешнее устройство 625 и интерфейс 630 соединены с процессором 605 через блок 655 ввода/вывода. Кроме того, диск 610 может содержать участок информации, который может быть обработан процессором 605 и выведен на многофункциональный дисплей (МФД) 620. Устройство 615 ввода включает в себя механизм, с помощью которого пользователь и/или система, связанная с дирижаблем 10, может получить доступ к компьютеру 600. Необязательное внешнее устройство 625 может позволить компьютеру 600 управлять другими устройствами через управляющие сигналы. Например, электродистанционная система или оптико-дистанционная система могут быть включены, позволяя отправлять управляющие сигналы, которые будут переданы на необязательные внешние устройства, включая, например, серводвигатели, связанные с подвесками 430 двигательного блока, и поверхности управления, связанные с горизонтальным стабилизирующим элементом 310 и вертикальным стабилизирующим элементом 315. Термин Управляющие сигналы, использованный здесь, может означать любой аналоговый, цифровой и/или сигналы в других форматах, сконфигурированные, чтобы заставить работать какой-либо элемент, относящийся к управлению дирижаблем 10 (например, сигнал, сконфигурированный, чтобы заставить работать одну или более поверхность управления дирижабля 10). Термин электродистанционная система, использованный здесь, означает средство системы управления, в которой управляющие сигналы могут проходить в электронной форме по электропроводящему материалу (например, медному проводу). Такая система может включать в себя компьютер 600 между органами управления и исполнительным приводом системы или поверхностью, которая может модифицировать входные оператором сигналы в соответствии с заданной программой. Термин оптико-дистанционная система, использованный здесь, означает средство системы управления, в которой управляющие сигналы передаются как в электродистанционной системе (т.е. включая компьютер 600), но в которой управляющие сигналы могут быть переданы с помощью света по светопроводящему материалу (например, оптическому волокну).
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения интерфейс 630 может позволить компьютеру 600 отсылать и/или принимать информацию, отличную от информации устройства 615 ввода. Например, компьютер 600 может принимать сигналы, указывающие на информацию об управлении от органов 720 управления полетом, пульта дистанционного управления и/или любого другого соответствующего устройства. Затем компьютер 600 может обработать эти сигналы и передать соответствующие управляющие сигналы, соответственно, различным системам, связанным с дирижаблем 10 (например, двигательной системе 30, вертикальной поверхности 350 управления и горизонтальной поверхности 360 управления и т.д.). Компьютер 600 также может принимать информацию о погоде и/или окружающих условиях от датчиков, связанных с дирижаблем 10 (например, высотометров, навигационной радиоаппаратуры, трубок Пито и т.д.), и использовать такую информацию для создания управляющих сигналов, связанных с управлением дирижаблем 10 (например, сигналы, относящиеся к балансировке, рысканию и/или другим настройкам).
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения компьютер 600 может включать в себя программное обеспечение и/или системы, позволяющие выполнять другие функции. Например, компьютер 600 может включать в себя программное обеспечение, позволяющее осуществлять управление дирижаблем 10 в режиме автопилота. Органы управления системой автопилота могут включать в себя любые функции, сконфигурированные для автоматического поддержания заданного курса и/или выполнять другие навигационные функции, независящие от оператора дирижабля 10 (например, стабилизацию дирижабля 10, предупреждающую нежелательные маневры, автоматическое приземление и т.д.). Например, компьютер 600 может принимать информацию от оператора дирижабля 10, включая план полета и/или информацию о пункте назначения. Компьютер 600 может использовать такую информацию совместно с программным обеспечением режима автопилота для определения соответствующих команд на двига- 15 016402 тельные блоки и поверхности управления для целей навигации дирижабля 10 согласно полученной информации. Другие составные элементы и устройства могут быть также присоединены к процессору 605 через блок 655 ввода/вывода. Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения можно компьютер не использовать или можно использовать другие компьютеры как дополнительное оборудование. Эти конфигурации приведены только в качестве примеров, при этом другие варианты исполнения также подпадают под объем защиты в рамках настоящего изобретения.
На фиг. 8А показан приведенный в качестве примера вариант выполнения шасси 705, связанного с гондолой 35 в соответствии с настоящим изобретением. Шасси 705 могут быть сконфигурированы для прикрепления к опорной конструкции 20 в целях обеспечения опоры для систем, связанных с гондолой З5, грузом и/или пассажирами. Шасси 705 могут включать в себя один или больше элементов рамы, скрепленных друг с другом с образованием формы, связанной с шасси 705. Некоторые варианты выполнения шасси 705 могут быть сконфигурированы так, чтобы обеспечить опору для пилота, навигационных инструментов и/или устройств управления полетом. Альтернативно (или в дополнение), шасси 705 могут быть сконфигурированным, чтобы обеспечить опору для многочисленных пассажиров в дополнение к пилоту и соответствующему летному снаряжению. Специалисту в данной области техники понятно, что конструкция гондолы 35 может изменяться на основе предложенного использования дирижабля 10 (например, пассажирский корабль, грузовой корабль, средство для наблюдения и т.д.).
Один или больше элементов рамы, содержащие шасси 705, могут включать в себя материалы с высоким соотношением прочности к весу, включая, например алюминий и/или углеродное волокно. В некоторых вариантах осуществления изобретения один или больше элементов рамы шасси 705 могут быть изготовлены, по существу, полыми и могут содержать композитные материалы на основе углеродного волокна/пластика и сэндвича ячеистого углеродного волокна. Сэндвич ячеистого углеродного волокна с пеной углеродного волокна может включать в себя углеродный мусс или материал типа пены. В таких вариантах осуществления изобретения отдельные элементы рамы могут быть изготовлены соответствующего размера и формы для узла шасси 705. Такая конструкция может привести к соответствующему соотношению прочности к весу для шасси 705, как требуется для конкретной задачи дирижабля 10. Специалисту в данной области техники понятно, что шасси 705 могут быть изготовлены в многочисленных конфигурациях, не выходя за рамки объема настоящего изобретения. Конфигурация шасси 705, показанная на фиг. 8А, приведена только в качестве примера.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения шасси 705 могут быть сконфигурированы, чтобы обеспечивать опору, также как для функционального соединения с узлом 777 передних посадочных шасси. Например, узел 777 передних посадочных шасси может быть функционально соединен с шасси 705. Узел 777 передних посадочных шасси может включать в себя одно или более колесо, один или более амортизатор, монтажную арматуру. Узел 777 передних посадочных шасси может быть соединен с шасси 705 в месте, сконфигурированном для обеспечения стабильности во время периодов, когда дирижабль 10 находится на стоянке или рулит по земле. Например, узел 777 передних посадочных шасси может быть соединен с гондолой 35 за пультом оператора таким образом, что достигается баланс между различными элементами дирижабля 10, узлами 377 задних посадочных шасси и узлами 777 передних посадочных шасси. Специалисту в данной области техники понятно, что различные конфигурации размещения узла 777 передних посадочных шасси (например, место на гондоле 35 непосредственно под пультом 710 оператора) могут быть использованы, не выходя за рамки объема настоящего изобретения. В некоторых вариантах осуществления изобретения узел 777 передних посадочных шасси может включать в себя двойные колеса, установленные на оси, функционально присоединенные через маслянопневматический амортизатор к гондоле 35 в месте за пультом 710 оператора.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения узел 777 передних посадочных шасси может быть сконфигурирован для выполнения других функций, включая, например, управление дирижаблем 10, пока он на земле, убирание, выпуск, регулирование при нагрузке и т.д. Например, узел 777 передних посадочных шасси может включать в себя функциональное соединение с гондолой 35 таким образом, что узел 777 передних посадочных шасси может быть повернут, чтобы заставить дирижабль 10 двигаться в требуемом направлении, одновременно перемещаясь по земле. Такое соединение может включать в себя механизм реечной передачи, червячную передачу, электродвигатель и/или другие соответствующие устройства для осуществления поворота узла 777 передних посадочных шасси в ответ на ввод сигнала управления.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения узел 777 передних посадочных шасси может включать в себя функциональное соединение с органами управления, связанными с ручкой управления в гондоле 35. Оператор может поворачивать ручку управления, создавая сигнал, указывающий на силу на ободе рулевого колеса, который должен быть послан на компьютер 600. Компьютер 600 затем может заставить электродвигатель, связанный с узлом 777 передних посадочных шасси, в свою очередь, заставить узел 777 передних посадочных шасси повернуться в направлении, указанном сигналом от оператора о силе на ободе рулевого колеса. Альтернативно, управление может быть выполнено с помощью механического соединения (например, с помощью тросов, гидравлических устройств и т.д.) или любым другим приемлемым способом. Специалисту в данной области техники понятно, что управление направ
- 16 016402 лением движения может быть связано с органами 720 управления полетом, специализированным управлением направлением движения и/или другими соответствующими органами управления, не выходя за рамки объема настоящего изобретения.
На фиг. 8В показан приведенный в качестве примера вариант осуществления гондолы 35 в соответствии с настоящим изобретением. Гондола 35 может включать в себя шасси 705, пульт 710 оператора, узел 777 передних посадочных шасси (например, как показано на фиг. 8А), компьютер 600 (см., например, фиг. 7) и/или балласт (не показан).
Например, гондола 35 может быть сконфигурирована, чтобы быть установленной в каком-то месте расположения на продольном элементе 124 рамы таким образом, что статическое равновесие дирижабля 10 может сохраняться. Гондола 35 может быть установлена, например, в каком-то месте вдоль оси 5 крена таким образом, что момент относительно оси 6 тангажа, связанный с массой гондолы 35, по существу, нейтрализует момент относительно оси 6 тангажа, связанный с массой узла 25 хвостового оперения. Гондола 35 может быть установлена в каком-то месте расположения вдоль оси 6 тангажа таким образом, что в результате вокруг оси 5 крена не возникает момента от массы гондолы 35.
Гондола 35 может включать в себя пульт оператора, который может быть сконфигурирован, чтобы обеспечивать место для пилота или другого человека для выполнения задач, связанных с полетом дирижабля 10. Пульт 710 оператора может включать в себя навигационные инструменты 715, органы 720 управления полетом, органы управления баллонетом, в том числе (например, кресло и т.д.). Навигационные инструменты 715 могут включать в себя аналоговые инструменты (например, альтиметр, указатель скорости ветра, радио и т.д.), цифровые инструменты и/или может включать в себя один или более многофункциональный дисплей (МФД) 620. Многофункциональный дисплей (МФД) 620 может включать в себя любые радиоэлектронные дисплеи, включая дисплеи со многими функциями, такие как дисплей основной функции (ΡΕΌ). Как хорошо известно специалисту в данной области техники, многофункциональный дисплей может включать в себя дисплей на электронно-лучевой трубке, плазменный дисплей, жидкокристаллический дисплей, сенсорный дисплей и/или любой другой тип электронного устройства. Компьютер 600 может быть связан с навигационными инструментами и/или многофункциональным дисплеем (МФД) 620, также как с вертикальной поверхностью 350 управления и горизонтальной поверхностью 360 управления, двигательной системой 30 и/или другими системами, связанными с дирижаблем
10.
Органы 720 управления полетом могут быть сконфигурированы, чтобы обеспечивать оператора дирижабля 10 сигналами, позволяющими управлять дирижаблем 10 во время руления и полета. Органы 720 управления полетом могут принимать от оператора входные сигналы, указывающие на требуемые навигационные функции (например, повороте, рыскании, тангаже и т. д.), и обеспечивать такие входные сигналы на компьютер 600, вертикальную поверхность 350 управления и/или горизонтальную поверхность 360 управления, подвески 430 двигательных блоков или другие соответствующие системы, сконфигурированные, чтобы заставить дирижабль 10 двигаться, как требуется оператору. Органы 720 управления полетом могут включать в себя ручку 740 управления, педали 741 управления и/или органы 742 управления двигателем. Органы управления полетом могут быть коммуникативно соединены с компьютером 600, вертикальной поверхностью 350 управления, горизонтальной поверхностью 360 управления, подвесками 430 двигательных блоков и другими системами, если требуется.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения орган управления баллонетом (не показан) может быть сконфигурирован, чтобы позволить управлять давлением внутри баллонета. Например, орган управления баллонетом может активировать работу насосов, клапанов, закрылков и/или других устройств, так что можно управлять давлением внутри баллонета. Может потребоваться, например, увеличить давление внутри баллонета для создания эффекта балласта на дирижабле 10. Оператор может привести в действие орган управления баллонетом, который может заставить воздушные насосы (не показаны) закачивать сжатый воздух в баллонет, оказывая тем самым давление на первую оболочку 282. Альтернативно (или в дополнение), оператор может захотеть использовать сжатый газ внутри баллонета для создания силы торможения дирижабля 10. Оператор может активировать орган управления баллонетом таким образом, чтобы заставить клапан открыться, освобождая поток сжатого воздуха из баллонета, направленного в направлении, по существу противоположном направлению движения дирижабля 10. Орган управления баллонетом может быть коммуникативно соединен с компьютером 600 или другим соответствующим устройством для получения требуемого результата, относящегося к баллонету. Специалисту в данной области техники понятно, что другие многочисленные операции могут быть связаны с органом управления баллонетом и что они находятся в пределах объема настоящего изобретения.
На фиг. 9 представлена блок-схема 800, иллюстрирующая приведенный в качестве примера вариант осуществления способа управления дирижаблем 10 во время маневра взлета. Оператор дирижабля 10 может определить, осуществлять ли вертикальный взлет (т.е. подъем без руления дирижабля 10) или взлет с рулением из положения дирижабля 10 на данный момент (этап 882). Например, если дирижабль 10 находится в положении с минимальной способностью рулить по земле (например, вокруг много деревьев или зданий), оператор может определить, что вертикальный взлет является более желательным (этап 882: да). Поскольку корпус 22 может включать в себя значительный объем подъемного газа легче
- 17 016402 воздуха, дирижабль 10 может подниматься вертикально за счет подъемных сил подъемного газа легче воздуха, как описано выше. Альтернативно (или в дополнение), оператор дирижабля 10 может захотеть использовать силы, связанные с двигательной системой 30 для вертикального подъема. В таких вариантах осуществления изобретения оператор может, например, активировать органы управления полетом (например, ручку управления, орган управления двигателем и т.д.), чтобы вызвать вращение подвесок 430 двигательных блоков, связанных с носовым двигательным блоком 532, двигательным блоком 533 правого борта и/или двигательным блоком 534 левого борта таким образом, что тяга, связанная с двигательными блоками 31, направлена по существу по направлению вниз (этап 884). Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения при приеме входного сигнала от оператора компьютер 600 может передавать управляющие сигналы, сконфигурированные, чтобы послужить причиной управления подвесками 430 двигательных блоков, связанных с носовым двигательными блоком 532, двигательным блоком 533 правого борта и/или двигательным блоком 534 левого борта. Как только двигательные блоки 31 повернулись в требуемое положение, мощность таких двигательных блоков 31 может быть увеличена, например, с помощью сектора газа (этап 886). Специалисту в данной области техники понятно, что существуют многочисленные способы для увеличения мощности в многочисленных вариантах выполнения двигательных узлов 31 (например, сектор газа, регулятор электрического тока и т.д.) и они находятся в рамках объема настоящего изобретения. Увеличение мощности двигательных блоков 31 затем может привести к появлению дополнительной тяги от каждого двигательного блока 31 и, следовательно, к дополнительной направленной вверх силе, приложенной к опорной конструкции 20, увеличивая за счет этого другие подъемные силы, связанные с дирижаблем 10 (например, силы, связанные с газом легче воздуха). Дирижабль 10 может затем покинуть грунт в маневре вертикального взлета (этап 888).
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения оператор дирижабля 10 может определить, что взлет с рулением был бы более желательным (например, когда дирижабль 10 является тяжелым за счет наличия груза) (этап 882: нет). Руление дирижабля 10 может быть осуществлено путем подачи мощности на двигатели 542 малой тяги левого борта и двигатели 541 малой тяги правого борта, тогда как колеса, связанные с узлом 777 передних посадочных шасси и с узлом 377 задних посадочных шасси, находятся в контакте с грунтом (этап 894). Подача мощности на двигатели 541 малой тяги правого борта и двигатели 542 малой тяги левого борта может создать тягу, связанную с двигателями 541 малой тяги правого борта и двигателями 542 малой тяги левого борта, для приложения силы к дирижаблю 10 через опорную конструкцию 20, заставляя дирижабль 10 рулить в направлении, противоположном этой тяге (например, вперед) (этап 896). Во время такого качения оператор дирижабля 10 может управлять направлением движения, связанного с дирижаблем 10, с помощью органов управления (например, ручки управления), коммуникативно связанного с узлом направления движения узла 777 передних посадочных шасси, в том числе (например, поверхностей 350 и 360 управления). Оператор может дополнительно выполнять другие функции во время руления дирижабля 10, такие как, например, регулировку носового двигательного блока 532, двигательного блока 533 правого борта и/или двигательного блока 534 левого борта для обеспечения дополнительной подъемной силы, как описано выше (этап 898: да). Альтернативно, оператору может не требоваться дополнительная подъемная сила от таких двигательных узлов 31, и он может позволить дирижаблю 10 подниматься под действием аэродинамических и аэростатических подъемных сил, связанных с дирижаблем 10 (этап 898: нет).
Находясь в воздухе, оператор и/или компьютер 600 могут передавать различные сигналы, сконфигурированные для контроля различных аспектов полета дирижабля 10 (этап: 892). Например, во время полета оператор дирижабля 10 может захотеть повернуть дирижабль 10 по различному курсу с использованием органов 720 управления полетом. В этом примере оператор может привести в действие один или больше органов 720 управления полетом, передавая соответствующие сигналы на компьютер 600. Затем компьютер 600 может определить соответствующие действия на основе результата, который требуется оператору (например, поворот направо). Такие действия могут включать в себя управление горизонтальными поверхностями 360 управления и вертикальными поверхностями 350 управления и/или управление двигательными блоками 31 (например, органами управления мощностью и направлением, в том числе). Компьютер 600 может поэтому создавать управляющие сигналы, сконфигурированные, чтобы вызвать определенное действие, связанное с различными системами дирижабля 10, чтобы привести к заданному результату. Например, компьютер 600 может передать сигнал на гидравлический исполнительный механизм, связанный с горизонтальной поверхностью 360 управления, заставляя поверхность управления изменить угол атаки. Кроме того, компьютер 600 может передать сигнал, сконфигурированный, чтобы заставить подвеску 430 двигательного блока, связанную с носовым двигательный блоком 532, вращаться таким образом, чтобы сила тяги была направлена для создания режима рыскания дирижабля 10. Такие действия могут облегчить устойчивый поворот согласно желанию оператора дирижабля 10. Альтернативно, могут быть использованы механические соединения, чтобы обойти компьютер 600 и передать требуемые оператором действия непосредственно на различные системы дирижабля 10. Например, оператор может использовать сектор газа, чтобы увеличить мощность двигательного блока 31. Перемещение такого сектора газа может заставить трос, коммуникативно-соединенный с источником 410 питания, увеличить или уменьшить количество топлива, подаваемого на источник 410 питания. Специалисту в дан
- 18 016402 ной области техники понятно, что компьютер 600 может быть использован совместно с механическими соединениями для выполнения требуемых действий, связанных с навигацией дирижабля 10. Подразумевается, что такие конфигурации подпадают под объем настоящего изобретения.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения может требоваться, чтобы компьютер 600 передавал бортовые сигналы, сконфигурированные, чтобы например, скорректировать угол курса и/или способствовать стабилизации дирижабля 10 независимо от оператора дирижабля 10. Например, компьютер 600 может рассчитать на основе входных сигналов, поступающих от различных датчиков (например, альтиметра, трубки Пито, ветромеров и т.д.), скорость ветра и направление, связанные с атмосферными условиями, окружающими дирижабль 10. На основе такой информации компьютер 600 может определить набор рабочих параметров, которые могут сохранять стабильность дирижабля 10. Такие параметры могут включать в себя, например, параметры двигательного блока, параметры поверхностей управления, параметры балласта и т.д. Компьютер 600 может затем передавать комманды, включающие эти параметры, содействуя стабильности и/или управлению дирижаблем 10. Например, компьютер 600 может определить, что дирижабль 10 набирает высоту, баллонет должен быть накачан для предотвращения слишком высокого давления в первой оболочке 282. В такой ситуации компьютер 600 может запустить воздушные насосы, таким путем накачивая баллонет до требуемого давления. Необходимо отметить, что данные, связанные с ветром и другими различными воздействиями на дирижабль 10 (например, аэродинамическими напряжениями), могут быть определены эмпирически и/или экспериментально и сохранены в компьютере 600. Это можно позволить компьютеру 600 выполнять различные действия, связанные с безопасным управлением дирижаблем 10.
Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения, находясь на высоте, может потребоваться удерживать дирижабль 10 по существу неподвижно на требуемой площади, на требуемой высоте. Например, компьютер 600 и/или оператор может передавать управляющие сигналы на двигательную систему 30, вертикальные поверхности 350 управления и горизонтальные поверхности 360 управления, баллонет и/или другие системы, связанные с дирижаблем 10, таким образом, что дирижабль 10 остается по существу неподвижным даже, когда потоки ветра подвергают дирижабль 10 воздействию аэродинамических сил.
На фиг. 10 показана блок-схема 900 приведенного в качестве примера варианта осуществления способа для выполнения маневра приземления дирижабля 10. Маневр приземления дирижабля 10 может, например, включать навигацию дирижабля 10 до требуемой области приземления (этап 905). Подобная навигация может включать в себя этапы, подобные тем, которые описаны выше в отношении фиг. 9. Как только дирижабль 10 достигает требуемой области приземления или находится поблизости от нее, оператор дирижабля 10 может заставить дирижабль 10 начать снижаться (этап 910). Такое снижение может быть по существу вертикальным по природе или может включать в себя снижение, связанное с горизонтальным вектором движения, подобно снижениям самолетов. Во время снижения компьютер 600 и/или оператор могут отслеживать окружающие условия и стабильность дирижабля 10, чтобы обеспечить компенсаторные действия, которые должны быть предприняты. Например, во время снижения может возникнуть турбулентность, которая может негативно действовать на дирижабль 10. Компьютер 600 и/или оператор могут предпринять корректирующие действия, чтобы минимизировать негативные воздействия, включая, например, управление двигательными блоками 31, горизонтальными поверхностями 360 управления и вертикальными поверхностями 350 управления и/или балластом (этап 920).
При достижении места в пределах требуемого расстояния на земле, оператор и/или компьютер 600 могут заставить подвески 430 двигательных блоков, связанных с носовым двигательным блоком 532, двигательным блоком 533 правого борта, двигательным блоком 534 левого борта, вращаться таким образом, что тяга, связанная с носовым двигательным блоком 532, двигательным блоком 533 правого борта, двигательным блоком 534 левого борта, направлена по существу вверх. Это дает возможность вертикальной тяге от носового двигательного блока 532, двигательного блока 533 правого борта и двигательного блока 534 левого борта воздействовать силой, направленной по существу вниз. В результате мощность на носовом двигательном блоке 532, двигательном блоке 533 правого борта и двигательном блоке 534 левого борта может быть увеличена таким образом, что создается требуемое направленное вниз давление (например, достаточное, чтобы заставить дирижабль 10 двигаться к земле) (этап 925). Оператор может затем выйти из гондолы 35 и закрепить дирижабль к средству крепления на земле (например, к причальной стойке) с использованием тросов или других средств крепления (например, стержень или защелка), прикрепленных к опорной конструкции 20 или к другому соответствующему месту расположения. Как только дирижабль 10 закреплен, подача энергии к двигательным блокам 31 может быть прекращена (этап 935).
Другие варианты осуществления изобретения будут понятны для специалистов в данной области техники из рассмотрения описания и практики изобретения, раскрытых здесь. Например, дирижабль 10 может включать в себя платформу или другую конструкцию, несущую груз, сконфигурированную, чтобы подвешивать коммуникационное оборудование (например, спутниковый ретранслятор/приемник, вышку сотовой связи и т.д.) на конкретном месте. Поскольку дирижабль 10 может использовать, например, соответствующие поверхности управления, двигательные узлы 31 и свою форму сплюснутого сфе
- 19 016402 роида, чтобы оставаться подвешенным и по существу неподвижным на заданном месте, дирижабль 10 может работать как внешний пост связи в требуемых областях. Кроме того, на основе многочисленных характеристик дирижабля 10 другие функции, включая, но не ограничиваясь, подъем конструкций, транспортировка (например, перевозка пассажиров и/или туризм), спутниковая связь, демонстрация (например, реклама), отдых, военная или друга разведка/наблюдение (например, пограничный дозор), обеспечение помощи при стихийных действиях, научные исследования и т. д.), могут быть выполнены с использованием дирижабля 10. Такие функции могут быть выполнены с помощью дистанционно управляемых полетов и/или с использованием пилотируемых полетов дирижабля 10.
Подразумевается, что описание и примеры должны быть рассматриваться только в качестве примеров согласно объему и сущности изобретения, обозначенных в приложенной формуле изобретения.
Claims (75)
1. Дирижабль, содержащий корпус, по существу, выполненный в форме сплюснутого сфероида;
один или более элементов рамы, определяющих опорную конструкцию, при этом опорная конструкция образует, по меньшей мере, частичную опору корпуса;
по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец, соединенный с нижней поверхностью дирижабля, и второй конец, при этом по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент установлен в конфигурации с отрицательным углом поперечного V; и вертикальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец, шарнирно соединенный с первым концом по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента и с рамой, и второй конец, ориентированный, чтобы оставаться не выше самой верхней точки верхней поверхности корпуса, причем вертикальный стабилизирующий элемент выполнен с возможностью поворачиваться в вертикальной плоскости.
2. Дирижабль по п.1, в котором один или более элементов рамы содержат материал, по существу, на основе углерода.
3. Дирижабль по п.1, в котором корпус содержит первую оболочку, сконфигурированную, чтобы удерживать объем газа легче воздуха.
4. Дирижабль по п.3, в котором корпус дополнительно содержит вторую оболочку, соединенную с опорной конструкцией, причем вторая оболочка сконфигурирована, чтобы, по существу, вмещать первую оболочку.
5. Дирижабль по п.4, в котором пространство между первой оболочкой и второй оболочкой определяет баллонет.
6. Дирижабль по п.1, в котором экваториальный диаметр, связанный со сплюснутым сфероидом, находится в диапазоне от около 2,5 до около 3,5 полярных диаметров, связанных со сплюснутым сфероидом.
7. Дирижабль по п.1, в котором по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент дополнительно обеспечивает опору для узла посадочных шасси, связанного с дирижаблем.
8. Дирижабль по п.1, в котором вертикальный стабилизирующий элемент сконфигурирован, чтобы поворачиваться в положение под нижней поверхностью и между по меньшей мере двумя горизонтальными стабилизирующими элементами.
9. Дирижабль по п.1, в котором по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент дополнительно содержит один или более узлов посадочного шасси.
10. Дирижабль по п.1, в котором по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент содержит по меньшей мере одну поверхность управления.
11. Дирижабль по п.1, в котором вертикальный стабилизирующий элемент содержит по меньшей мере одну поверхность управления.
12. Дирижабль по п.1, дополнительно содержащий узел гондолы, прикрепленный к нижнему участку опорной конструкции, и сконфигурирован, чтобы выдерживать по меньшей мере одного человека.
13. Дирижабль по п.12, в котором гондола содержит одно или более устройств управления, относящихся к функционированию дирижабля.
14. Дирижабль по п.13, в котором одно или более устройств управления содержат по меньшей мере одно из: ручку управления, навигационный инструмент, педаль и сектор газа.
15. Дирижабль по п.13, дополнительно содержащий один или более двигательных узлов.
16. Дирижабль по п.15, в котором одно или более устройств управления соединены с одним или более двигательными узлами.
17. Дирижабль по п.16, в котором один или более двигательных узлов содержат первый направляющий двигательный узел, соединенный с носовой частью дирижабля и размещенный, по существу, совпадающим с осью крена дирижабля;
второй направляющий двигательный узел, соединенный приблизительно в 120° относительно первой стороны оси крена дирижабля; и
- 20 016402 третий направляющий двигательный узел, соединенный приблизительно в 120° относительно второй стороны оси крена дирижабля.
18. Дирижабль по п.1, дополнительно содержащий узел кабины, соединенный с опорной конструкцией и сконфигурированный, чтобы перевозить груз.
19. Дирижабль по п.17, дополнительно содержащий бортовой компьютер, сконфигурированный, чтобы посылать сигналы, указывающие на требуемое функционирование, по меньшей мере на один двигательный узел.
20. Дирижабль по п.1, в котором дирижабль сконфигурирован, чтобы выполнять функцию, связанную по меньшей мере с одним из подъемом предметов, поднятием платформы, транспортировкой изделий, показом изделий и транспортировкой людей.
21. Дирижабль по п.20, в котором функционирование дирижабля относится по меньшей мере к одному из: сборке конструкции, проведению сотовой связи, проведению спутниковой связи, проведению наблюдения, рекламированию, проведению научных исследований и обеспечению услуг поддержки при бедствиях.
22. Дирижабль по п.1, в котором горизонтальный и вертикальный стабилизирующие элементы управляются управляющими сигналами, переданными через бортовую сеть.
23. Дирижабль по п.22, в котором дирижабль включает в себя рычаг, выполненный с возможностью обеспечения сигналов, управляющих тангажом, креном и движением.
24. Дирижабль по п.22, в котором дирижабль включает в себя педали руля направления, выполненные с возможностью обеспечения управляющих сигналов рыскания.
25. Дирижабль по п.22, дополнительно содержащий средство настройки для настройки значения управляющих сигналов.
26. Узел хвостового оперения для дирижабля, содержащий по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец и второй конец, при этом по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент определяет конфигурацию с отрицательным углом поперечного V; и вертикальный стабилизирующий элемент, имеющий первый конец, шарнирно соединенный с первым концом по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента и с рамой дирижабля, и второй конец, выполненный так, чтобы оставаться не выше самой верхней точки верхней поверхности корпуса дирижабля;
при этом вертикальный стабилизирующий элемент выполнен с возможностью поворачиваться в вертикальной плоскости.
27. Узел хвостового оперения по п.26, в котором опорные элементы, связанные с вертикальным стабилизирующим элементом и горизонтальным стабилизирующим элементом, по существу, содержат материал на основе углерода.
28. Узел хвостового оперения по п.27, в котором материал на основе углерода содержит ячеистое углеродное волокно.
29. Узел хвостового оперения по п.27, в котором опорные элементы обернуты в материал, включая по меньшей мере один из: холст, алитированный пластик, полиуретан, сложный полиэфир и слоистый латекс.
30. Узел хвостового оперения по п.26, в котором дирижабль содержит процессор, сконфигурированный для приема входного сигнала по меньшей мере от одного органа управления полетом и создания управляющего сигнала в ответ на входной сигнал.
31. Узел хвостового оперения по п.26, в котором вертикальный стабилизирующий элемент сконфигурирован, чтобы поворачиваться в вертикальной плоскости таким образом, что второй конец располагается над нижней поверхностью дирижабля.
32. Узел хвостового оперения по п.26, в котором вертикальный стабилизирующий элемент соединен с серводвигателем, сконфигурированным, чтобы вызывать поворот вертикального стабилизирующего элемента.
33. Узел хвостового оперения по п.32, в котором серводвигатель сконфигурирован для приема сигнала и вызова поворота вертикального стабилизирующего элемента в ответ на сигнал.
34. Узел хвостового оперения по п.26, в котором по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент обеспечивает опору для узла посадочного шасси.
35. Узел хвостового оперения по п.34, в котором узел посадочного шасси соединен со вторым концом по меньшей мере одного горизонтального стабилизирующего элемента.
36. Узел хвостового оперения по п.34, в котором узел посадочного шасси является убирающимся.
37. Узел хвостового оперения по п.34, в котором узел посадочного шасси и по меньшей мере один горизонтальный стабилизирующий элемент сконфигурированы, чтобы обеспечивать демпфирующую силу в ответ на входной сигнал.
38. Узел хвостового оперения по п.26, в котором двигательный узел смонтирован по меньшей мере на одном горизонтальном стабилизирующем элементе.
39. Узел хвостового оперения по п.26, в котором по меньшей мере один горизонтальный стабилизи
- 21 016402 рующий элемент содержит одну или более поверхностей управления.
40. Узел хвостового оперения по п.39, в котором одна или более поверхностей управления сконфигурирована, чтобы функционировать через механическую связь.
41. Узел хвостового оперения по п.40, в котором механическая связь соединена по меньшей мере с одним серводвигателем.
42. Узел хвостового оперения по п.41, в котором по меньшей мере один серводвигатель сконфигурирован для приема сигнала и вызова срабатывания в одной или более поверхностях управления согласно сигналу.
43. Узел хвостового оперения по п.42, включающий в себя электродистанционную систему, сконфигурированную для обеспечения сигнала на серводвигатель.
44. Узел хвостового оперения по п.42, включающий в себя оптико-дистанционную систему, сконфигурированную для обеспечения сигнала на серводвигатель.
45. Узел хвостового оперения по п.26, в котором вертикальный стабилизирующий элемент содержит одну или более поверхностей управления.
46. Узел хвостового оперения по п.45, в котором одна или более поверхностей управления сконфигурированы, чтобы функционировать через механическую связь.
47. Узел хвостового оперения по п.46, в котором механическая связь соединена по меньшей мере с одним серводвигателем.
48. Узел хвостового оперения по п.47, в котором по меньшей мере один серводвигатель сконфигурирован для приема сигнала и вызова срабатывания в одной или более поверхностях управления согласно сигналу.
49. Узел хвостового оперения по п.48, включающий в себя электродистанционную систему, сконфигурированную для обеспечения сигнала по меньшей мере на один серводвигатель.
50. Узел хвостового оперения по п.48, включающий в себя оптико-дистанционную систему, сконфигурированную для обеспечения сигнала на по меньшей мере один серводвигатель.
51. Дирижабль, содержащий один или более органов управления оператора, сконфигурированных для приема входного сигнала оператора;
узел хвостового оперения по любому из пп.26-50 и пять двигательных узлов, при этом первый из пяти двигательных узлов соединен с опорной конструкцией, связанной с дирижаблем, и размещен в первом положении вдоль периферии, связанной с дирижаблем;
второй из пяти двигательных узлов соединен с опорной конструкцией и размещен вдоль периферии приблизительно в 120° относительно первого двигательного узла;
третий из пяти двигательных узлов соединен с опорной конструкцией и размещен вдоль периферии приблизительно в 120 отрицательных градусах относительно первого двигательного узла;
четвертый двигательный узел сконфигурирован, чтобы направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля, и, по существу, совместно размещен со вторым из пяти двигательных узлов и пятый двигательный узел сконфигурирован, чтобы направлять тягу вдоль оси, по существу, параллельной оси крена дирижабля, и, по существу, совместно размещен с третьим из пяти двигательных узлов;
процессор, сконфигурированный для приема входного сигнала от органов управления оператора и создания сигнала согласно входному сигналу.
52. Дирижабль по п.51, в котором по меньшей мере один из пяти двигательных узлов содержит пропеллер с регулируемым шагом.
53. Дирижабль по п.52, в котором система управления полетом выполнена с возможностью подачи сигнала для вызова изменения в шаге, связанного с пропеллером с регулируемым шагом.
54. Дирижабль по п.51, дополнительно содержащий один или более серводвигателей движения, соединенных с любым из пяти двигательных узлов.
55. Дирижабль по п.54, дополнительно содержащий один или более серводвигателей горизонтальной поверхности управления, соединенных с горизонтальной поверхностью управления, и один или более серводвигателей вертикальной поверхности управления, соединенных с вертикальной поверхностью управления.
56. Дирижабль по п.55, в котором система управления полетом сконфигурирована для обеспечения сигнала на любой из одного или более серводвигателей движения, один или более серводвигателей горизонтальной поверхности управления и один или более серводвигателей поверхности вертикального управления через электродистанционную систему.
57. Дирижабль по п.55, в котором система управления полетом сконфигурирована для обеспечения сигнала на любой из одного или более серводвигателей движения, один или более серводвигателей горизонтальной поверхности управления и один или более серводвигателей вертикальной поверхности управления через оптико-дистанционную систему.
- 22 016402
58. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы создавать сигналы, сконфигурированные, чтобы управлять дирижаблем в непосредственной близости к поверхности земли;
направлять тягу, связанную по меньшей мере с одним двигательным узлом, в направлении, выполненном, чтобы передать направленную вниз силу на дирижабль; и ограничить движение дирижабля, пока крепление дирижабля к месту фиксации на земле не будет, по существу, завершено.
59. Дирижабль по п.58, в котором система управления полетом сконфигурирована для обеспечения сигнала, чтобы изменять рабочий параметр по меньшей мере одного из: первого двигательного узла, второго двигательного узла, третьего двигательного узла, четвертого двигательного узла и пятого двигательного узла, чтобы вызвать уменьшение горизонтальной скорости, связанной с дирижаблем, и уменьшение высоты, связанной с дирижаблем.
60. Дирижабль по п.58, в котором система управления полетом сконфигурирована для направления тяги через изменение шага, связанного с пропеллером с регулируемым шагом.
61. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы принимать входной сигнал, указывающий на тип взлета;
обеспечивать на основе типа взлета сигнал, сконфигурированный, чтобы изменять рабочий параметр, связанный с одним или более из пяти двигательных узлов для достижения требуемого направления тяги;
определять на основе типа взлета подъемную силу, связанную с газом легче воздуха, обеспеченного в корпусе дирижабля, и аэродинамические силы, связанные с корпусом, настройку мощности для пяти двигательных узлов и обеспечивать один или более сигналов по меньшей мере на одну поверхность управления, связанную с дирижаблем согласно типу взлета.
62. Дирижабль по п.61, в котором тип взлета содержит, по существу, вертикальный взлет.
63. Дирижабль по п.61, в котором тип взлета содержит, по существу, взлет с рулением.
64. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы определять горизонтальную скорость и тангаж, связанный с дирижаблем;
рассчитывать дельту между заранее определенным значением критической скорости и горизонтальной скоростью, связанной с дирижаблем;
передавать сигнал, основанный на дельте и тангаже, связанном с дирижаблем, по меньшей мере на один из: первого двигательного узла, второго двигательного узла, третьего двигательного узла, четвертого двигательного узла и пятого двигательного узла.
65. Дирижабль по п.64, в котором система управления полетом сконфигурирована для обеспечения сигнала, чтобы вызвать изменения рабочего параметра, связанного по меньшей мере с одним из: первого двигательного узла, второго двигательного узла, третьего двигательного узла, четвертого двигательного узла и пятого двигательного узла, так, чтобы создавалась сила, стремящаяся противодействовать аэродинамически создаваемому моменту тангажа.
66. Дирижабль по п.65, в котором процессор дополнительно сконфигурирован для передачи второго сигнала на горизонтальную поверхность управления на основе дельты и тангажа, связанного с дирижаблем.
67. Дирижабль по п.66, в котором система управления полетом сконфигурирована для обеспечения второго сигнала, чтобы управлять горизонтальной поверхностью управления для создания дополнительной силы, сконфигурированной, чтобы противодействовать моменту тангажа.
68. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы принимать сигнал, указывающий требуемый тангаж, связанный с дирижаблем;
определять по меньшей мере одно из: настройку мощности и шаг пропеллера, связанные с первым двигательным узлом, на основе сигнала, указывающего требуемый тангаж;
определять настройку горизонтальной поверхности управления на основе по меньшей мере одного из: настройки мощности, шага пропеллера и сигнала, указывающего требуемый тангаж;
передать первый сигнал управления, указывающий на настройку мощности и шаг пропеллера; и передать второй сигнал управления, указывающий на настройку горизонтальной поверхности управления, сконфигурированной, чтобы заставить горизонтальную поверхность управления сработать согласно настройке горизонтальной поверхности управления.
69. Дирижабль по п.68, в котором система управления полетом сконфигурирована для приема сигнала, указывающего требуемый тангаж, от оператора дирижабля.
70. Дирижабль по п.68, в котором процессор сконфигурирован для вычисления сигнала, указывающего требуемый тангаж, на основе плана полета.
71. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы принимать сигнал, указывающий на требуемое рыскание, связанное с дирижаблем;
определять по меньшей мере одно из: настройку мощности и шаг пропеллера, связанные с четвертым двигательным узлом и пятым двигательным узлом, на основе сигнала, указывающего на требуемое
- 23 016402 рыскание;
определять настройку вертикальной поверхности управления на основе по меньшей мере одного из: настройки мощности, шага пропеллера и сигнала, указывающего на требуемое рыскание;
передать первый сигнал управления, указывающий на настройку мощности и шаг пропеллера; и передать второй сигнал управления, указывающий на настройку вертикальной поверхности управления, сконфигурированной, чтобы заставить вертикальную поверхность управления сработать согласно настройке вертикальной поверхности управления.
72. Дирижабль по п.71, в котором система управления полетом сконфигурирована для приема сигнала, указывающего требуемое рыскание по меньшей мере от одного оператора дирижабля и процессора на основе плана полета.
73. Дирижабль по п.51, в котором процессор сконфигурирован, чтобы принимать сигнал, указывающий требуемый крен, связанный с дирижаблем;
определить, по меньшей мере, настройку мощности и шаг пропеллера, связанные со вторым двигательным узлом и третьим двигательным узлом, на основе сигнала, указывающего требуемый крен;
определить настройку горизонтальной поверхности управления на основе по меньшей мере одного из: настройки мощности, шага пропеллера и сигнала, указывающего требуемый крен;
передать первый сигнал управления, указывающий на настройку мощности и шаг пропеллера; и передать второй сигнал управления, указывающий на настройку горизонтальной поверхности управления, сконфигурированную, чтобы заставить горизонтальную поверхность управления сработать согласно настройке горизонтальной поверхности управления.
74. Дирижабль по п.73, в котором система управления полетом сконфигурирована для приема сигнала, указывающего требуемый крен, от, по меньшей мере, оператора дирижабля.
75. Дирижабль по п.73, в котором процессор сконфигурирован для вычисления сигнала, указывающего требуемый крен, на основе плана полета.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US85297106P | 2006-10-20 | 2006-10-20 | |
| US87766706P | 2006-12-29 | 2006-12-29 | |
| US90754907P | 2007-04-06 | 2007-04-06 | |
| PCT/US2007/021962 WO2008105851A2 (en) | 2006-10-20 | 2007-10-15 | Lenticular airship |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA200900570A1 EA200900570A1 (ru) | 2009-10-30 |
| EA016402B1 true EA016402B1 (ru) | 2012-04-30 |
Family
ID=39666849
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201200060A EA021041B1 (ru) | 2006-10-20 | 2007-10-15 | Линзообразный дирижабль |
| EA200900570A EA016402B1 (ru) | 2006-10-20 | 2007-10-15 | Линзообразный дирижабль |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201200060A EA021041B1 (ru) | 2006-10-20 | 2007-10-15 | Линзообразный дирижабль |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (3) | US7866601B2 (ru) |
| EP (4) | EP2076429B1 (ru) |
| CN (2) | CN101610947B (ru) |
| AU (1) | AU2007347827B2 (ru) |
| CA (2) | CA2678053C (ru) |
| EA (2) | EA021041B1 (ru) |
| ES (4) | ES2420963T3 (ru) |
| HK (4) | HK1130743A1 (ru) |
| WO (1) | WO2008105851A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2670738C1 (ru) * | 2017-12-01 | 2018-10-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Привязной коптер |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7228867B2 (en) * | 2004-08-06 | 2007-06-12 | Blue Sky Designs, Inc. | Tent pole brackets and methods of use |
| CA2693379C (en) * | 2007-08-09 | 2016-05-31 | Lta Corporation | Lenticular airship and associated controls |
| US8894002B2 (en) | 2010-07-20 | 2014-11-25 | Lta Corporation | System and method for solar-powered airship |
| US8042772B2 (en) | 2008-03-05 | 2011-10-25 | The Boeing Company | System and method for pneumatically actuating a control surface of an airfoil |
| US20090283630A1 (en) * | 2008-05-15 | 2009-11-19 | Al-Garni Ahmed Z | Lighter-than-air vehicle for shading |
| TWM353895U (en) * | 2008-10-02 | 2009-04-01 | man-ji Wu | Airship |
| US8931739B1 (en) * | 2009-12-08 | 2015-01-13 | The Boeing Company | Aircraft having inflatable fuselage |
| US8727280B1 (en) | 2009-12-08 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Inflatable airfoil system having reduced radar and infrared observability |
| AT12842U1 (de) * | 2010-02-04 | 2012-12-15 | Riha Georg | Schwebende Kamerahalterung |
| US20110198438A1 (en) * | 2010-02-18 | 2011-08-18 | 21St Century Airship Technologies Inc. | Propulsion and steering system for an airship |
| GB201004803D0 (en) * | 2010-03-23 | 2010-05-05 | Deakin Nicholas J | Aerial vehicle and method of flight |
| USD670638S1 (en) * | 2010-07-20 | 2012-11-13 | Lta Corporation | Airship |
| CA2830799A1 (en) * | 2011-03-31 | 2012-10-04 | Lta Corporation | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures |
| US9266597B1 (en) * | 2011-08-01 | 2016-02-23 | Worldwide Aeros Corporation | Aerostructure for rigid body airship |
| US9611024B2 (en) | 2011-08-03 | 2017-04-04 | Lockheed Martin Corporation | Ballonet measurement system |
| CN103112590B (zh) * | 2011-11-16 | 2015-09-23 | 宋学恭 | 一种安全降落飞机 |
| USD665332S1 (en) * | 2011-11-21 | 2012-08-14 | Nortavia—Transportes Aereos S.A. | Aircraft |
| CN109515674B (zh) | 2013-06-27 | 2022-04-12 | 伊根飞艇公司 | 混合动力垂直起降运载工具 |
| US9428257B2 (en) | 2013-09-18 | 2016-08-30 | William Edmund Nelson | Extended endurance air vehicle |
| CA2929507A1 (en) | 2013-11-04 | 2015-07-23 | Lta Corporation | Cargo airship |
| US9422064B2 (en) | 2014-01-08 | 2016-08-23 | Honeywell International Inc. | Rotorcraft tie-down detector system |
| US10287000B2 (en) * | 2014-07-25 | 2019-05-14 | Hyalta Aeronautics, Inc. | Hybrid lighter-than-air vehicle |
| US9828107B1 (en) * | 2014-08-25 | 2017-11-28 | Stc.Unm | Redundant component and intelligent computerized control system for multi-rotor VTOL aircraft |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10501197B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-12-10 | Jetoptera, Inc. | Fluidic propulsive system |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10919610B2 (en) * | 2015-11-05 | 2021-02-16 | Elio Tecnologia, Serviços E Participaçoes Ltda. | Unmanned ellipsoid multi-rotor airship and respective method of construction |
| US10367447B2 (en) * | 2015-12-16 | 2019-07-30 | Skycom Corporation | Lighter-than-air aircraft and method to reduce leakage within a flexible bladder |
| US10246200B2 (en) * | 2015-12-31 | 2019-04-02 | Lawrence Ellis Williams, Sr. | Centripetal aerodynamic platform spacecraft |
| US11548650B2 (en) | 2016-02-05 | 2023-01-10 | Brendon G. Nunes | Hybrid airship |
| EP3464059B1 (de) * | 2016-05-31 | 2021-05-12 | Hybrid-Airplane Technologies GmbH | Fluggerät |
| USD808329S1 (en) * | 2017-01-18 | 2018-01-23 | Aurora Flight Sciences Corporation | Lenticular aircraft |
| EP3645854A4 (en) | 2017-06-27 | 2021-03-24 | Jetoptera, Inc. | VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING SYSTEM CONFIGURATION FOR AIR VEHICLES |
| US10822101B2 (en) * | 2017-07-21 | 2020-11-03 | General Electric Company | Vertical takeoff and landing aircraft having a forward thrust propulsor |
| US10558219B2 (en) * | 2017-09-21 | 2020-02-11 | Loon Llc | Systems and methods for controlling an aerial vehicle using lateral propulsion and vertical movement |
| JP2019127249A (ja) * | 2018-01-22 | 2019-08-01 | 石川 誠司 | 繊維素材とファスナーを用いた無人の回転翼航空機の機体胴体被覆 |
| USD924777S1 (en) | 2018-03-30 | 2021-07-13 | Egan Airships, Inc. | Hybrid aerial vehicle |
| USD870637S1 (en) * | 2018-04-02 | 2019-12-24 | Anh VUONG | Rotorcraft with blades |
| CN110844039A (zh) * | 2019-10-15 | 2020-02-28 | 中国特种飞行器研究所 | 一种电动飞艇 |
| CN111683226B (zh) * | 2020-06-16 | 2021-06-15 | 中南大学 | 区域监控系留*** |
| IT202000015880A1 (it) * | 2020-07-01 | 2022-01-01 | C I R A Centro Italiano Ricerche Aerospaziali S C P A | Dirigibile stratosferico ibrido tattico |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS52145999A (en) * | 1976-05-29 | 1977-12-05 | Masaaki Kusano | Variable sweepback aerofoil |
| FR2630397A1 (fr) * | 1987-12-04 | 1989-10-27 | Brussels Consulting Group Sa | Aerostat dirigeable |
| US6019312A (en) * | 1995-01-26 | 2000-02-01 | Blenn; Jesse | Airship tail fin construction for improved control |
| WO2001094172A1 (en) * | 2000-06-05 | 2001-12-13 | Advanced Technologies Group Limited | Hybrid air vehicle |
| FR2830838A1 (fr) * | 2001-10-12 | 2003-04-18 | Airstar | Dirigeable semi-rigide a carene maintenue en conformation par une poche de gaz porteur comprimee par un coussin d'air |
Family Cites Families (158)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE210003C (ru) | ||||
| US1027590A (en) * | 1910-06-03 | 1912-05-28 | Ernst Bucher | Dirigible airship. |
| US1944467A (en) | 1931-10-29 | 1934-01-23 | Elmore E Sabin | Gas bag envelope for aircraft |
| US2379355A (en) * | 1942-06-05 | 1945-06-26 | Alice P Brownrigg | Propelled aerodynamic body |
| US2713627A (en) * | 1952-06-24 | 1955-07-19 | Anastasios J Kamataris | Hair-blowing device |
| US2935275A (en) | 1955-10-20 | 1960-05-03 | Leonard W Grayson | Disc shaped aircraft |
| US3432120A (en) | 1966-05-20 | 1969-03-11 | Efrain Guerrero | Aircraft |
| US3477168A (en) | 1967-03-20 | 1969-11-11 | James E Trodglen Jr | Internal combustion engine powered flying toys |
| USRE28454E (en) | 1967-12-04 | 1975-06-17 | Airship | |
| US3580636A (en) | 1970-01-14 | 1971-05-25 | Us Air Force | Dual side arm controller |
| US3820744A (en) * | 1973-03-12 | 1974-06-28 | H Denton | Lighter than air aircraft |
| US3976265A (en) | 1973-05-07 | 1976-08-24 | All American Industries, Inc. | Semibuoyant composite aircraft |
| US3970270A (en) | 1974-11-11 | 1976-07-20 | Pittet Jr Rene E | Low speed aircraft |
| US3971533A (en) | 1975-02-25 | 1976-07-27 | Slater Saul I | Convertible airship |
| CA1054124A (en) | 1975-09-09 | 1979-05-08 | Frank N. Piasecki | Vectored thrust airship |
| US4326681A (en) | 1979-09-20 | 1982-04-27 | Fredrick Eshoo | Non-rigid airship |
| US4269375A (en) * | 1979-10-31 | 1981-05-26 | Hickey John J | Hybrid annular airship |
| US4461436A (en) | 1979-11-26 | 1984-07-24 | Gene Messina | Gyro stabilized flying saucer model |
| USD274999S (en) | 1982-03-01 | 1984-08-07 | Reeves Leo P | Circular wing aircraft |
| SE431433B (sv) | 1982-06-01 | 1984-02-06 | Saab Scania Ab | Spakenhet med flera funktioner |
| USD280194S (en) | 1983-02-28 | 1985-08-20 | Bothe Hans J | Aircraft |
| JPS6088816A (ja) * | 1983-10-20 | 1985-05-18 | Nissan Motor Co Ltd | 内燃機関用排気管 |
| DE3508101A1 (de) | 1985-03-07 | 1986-09-11 | Hans Jürgen 5475 Burgbrohl Bothe | Hybrid-flugzeug |
| US4685640A (en) | 1985-05-06 | 1987-08-11 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
| USD307884S (en) | 1986-02-17 | 1990-05-15 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
| GB2197276B (en) | 1986-09-26 | 1990-04-04 | Airship Ind | Improvements in airships |
| USD307131S (en) | 1986-10-29 | 1990-04-10 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
| USD309887S (en) | 1986-10-29 | 1990-08-14 | Hystar Aerospace Development Corporation | Air vehicle |
| FR2611775A1 (fr) | 1987-02-26 | 1988-09-09 | Phenol Eng | Procede pour le transport aerien de batiments preconstruits |
| US5096141A (en) | 1987-03-27 | 1992-03-17 | Schley Heinz K | Aircrane |
| GB8711352D0 (en) | 1987-05-14 | 1987-07-15 | Woodville Polymer Eng | Aircraft-landing equipment |
| USD305418S (en) | 1987-12-20 | 1990-01-09 | Airship Developments Australia Pty. Ltd. | Gondola for an airship |
| US4914976A (en) | 1988-04-13 | 1990-04-10 | Honeywell Inc. | Five and six degree of freedom hand controllers |
| US4901948A (en) | 1988-11-04 | 1990-02-20 | Panos Peter M | Control system for jet propelled vehicle |
| RU2028249C1 (ru) | 1989-09-26 | 1995-02-09 | Ишков Юрий Григорьевич | Привязной аэростат |
| RU2009073C1 (ru) | 1989-12-19 | 1994-03-15 | Володар Иванович Бирюлев | Аэростатический комбинированный летательный аппарат |
| WO1992006002A1 (en) | 1990-09-27 | 1992-04-16 | Hakan Colting | Airship and method for controlling its flight |
| JPH04169397A (ja) | 1990-10-31 | 1992-06-17 | Sosuke Omiya | 飛行船 |
| RU1799335C (ru) | 1991-02-06 | 1993-02-28 | .Бйрюлев | Мотоплан |
| GB9104996D0 (en) | 1991-03-08 | 1992-06-17 | British Aerospace | Twist throttle |
| DK0603238T3 (da) | 1991-09-09 | 1996-12-23 | Av Intel Inc | Styrbart luftskib |
| US5170963A (en) | 1991-09-24 | 1992-12-15 | August H. Beck Foundation Company | VTOL aircraft |
| DE69215896T2 (de) | 1992-01-10 | 1997-05-07 | Buoyant Copter Inc | Hybrid-flugzeug |
| DE59309914D1 (de) | 1992-06-03 | 2000-02-03 | Gelhard Theresia | Luftschiff für den güter- und personentransport |
| CN1081983A (zh) * | 1992-07-29 | 1994-02-16 | 张远良 | 升力翼飞艇及其索道运输*** |
| US5351911A (en) | 1993-01-06 | 1994-10-04 | Neumayr George A | Vertical takeoff and landing (VTOL) flying disc |
| GB2275036B (en) | 1993-02-16 | 1997-06-25 | Roman Stoklosinski | Balloon/airship |
| US5516060A (en) | 1993-03-29 | 1996-05-14 | Mcdonnell; William R. | Vertical take off and landing and horizontal flight aircraft |
| DE4318985C2 (de) | 1993-06-08 | 1999-01-07 | Zeppelin Luftschiffbau | Lande- und Verankerungsvorrichtung für ein Luftschiff |
| US5368256A (en) | 1993-08-19 | 1994-11-29 | Lockheed Corporation | Propulsion system for a lighter-than-air vehicle |
| US5333817A (en) | 1993-11-22 | 1994-08-02 | Lockheed Corporation | Ballonet system for a lighter-than-air vehicle |
| US5755402A (en) | 1994-01-03 | 1998-05-26 | Henry; Roy | Discoid airship |
| UA10870A (ru) | 1994-01-24 | 1996-12-25 | Юрій Леонідовіч Сідорюк | Дисколет |
| US5449129A (en) | 1994-02-18 | 1995-09-12 | Lockheed Corporation | Propulsion system for a lighter-than-air vehicle |
| CN2188544Y (zh) | 1994-04-09 | 1995-02-01 | 卢杲 | 飞碟 |
| RU2111147C1 (ru) | 1994-05-24 | 1998-05-20 | Юрий Григорьевич Ишков | Воздушно-космическая транспортная система |
| RU2114027C1 (ru) | 1994-05-26 | 1998-06-27 | Юрий Григорьевич Ишков | Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат |
| RU2111146C1 (ru) | 1994-05-26 | 1998-05-20 | Юрий Григорьевич Ишков | Высотный управляемый аэростатический летательный аппарат |
| RU2070136C1 (ru) | 1994-11-03 | 1996-12-10 | Юрий Григорьевич Ишков | Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с корпусом изменяемой формы |
| US5540172A (en) | 1995-03-16 | 1996-07-30 | Mmc Compliance Engineering, Inc. | Apparatus for performing external surface work on underside of ship hull |
| DE19613090B4 (de) | 1995-04-05 | 2005-09-29 | Luftschiffbau Zeppelin Gmbh | Träger für ein Luftschiff |
| US5906335A (en) | 1995-05-23 | 1999-05-25 | Thompson; Mark N. | Flight direction control system for blimps |
| US5713536A (en) | 1995-06-02 | 1998-02-03 | Tcom, L.P. | Aerostat single ballonet system |
| US5823468A (en) * | 1995-10-24 | 1998-10-20 | Bothe; Hans-Jurgen | Hybrid aircraft |
| RU2092381C1 (ru) | 1995-10-31 | 1997-10-10 | Акционерное общество закрытого типа "Тюменьэкотранс" | Гибридный дирижабль конструкции а.и.филимонова |
| RU2098318C1 (ru) | 1995-11-24 | 1997-12-10 | Юрий Григорьевич Ишков | Управляемый аэростатический летательный аппарат-кран |
| DE19625297A1 (de) | 1996-06-25 | 1998-01-08 | Cargolifter Ag | Verfahren zum gezielten Absetzen oder Aufnehmen von Gütern und Personen aus Luftfahrzeugen |
| RU2114765C1 (ru) | 1996-12-24 | 1998-07-10 | Юрий Григорьевич Ишков | Комбинированный летательный аппарат |
| DE19700182A1 (de) * | 1997-01-04 | 1998-07-09 | Industrieanlagen Betriebsges | Luftfahrzeug mit einem im wesentlichen als aerostatischem Auftriebskörper ausgebildeten Rumpf |
| DE19745893A1 (de) * | 1997-01-16 | 1999-04-22 | Fritz Peter Prof Dr Schaefer | Kreuzfahrt-Luftschiff mit Ankereinrichtung und Helium-Verflüssigungsanlage |
| RU2111027C1 (ru) | 1997-06-20 | 1998-05-20 | Открытое акционерное общество "Электростальский химико-механический завод" | Респиратор |
| USD418804S (en) | 1998-06-22 | 2000-01-11 | Lockheed Martin Corporation | Partially buoyant aerial vehicle |
| DE19827664C1 (de) | 1998-06-22 | 2000-02-10 | Ingolf Schaefer | Einrichtung zum gezielten Absetzen oder Aufnehmen von Gütern aus Luftfahrzeugen |
| USD424508S (en) | 1998-10-09 | 2000-05-09 | Airship Management Services, Inc. | Airship |
| IT1310008B1 (it) | 1999-02-16 | 2002-02-05 | Siro Vasco Cecchi | Aeromobile munito di un corpo voluminoso generante una spintaaereostatica, ma di per se piu' pesante del volume di aria spostata |
| DE19907170A1 (de) * | 1999-02-19 | 2000-08-24 | Linde Tech Gase Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zum Transport von Gasen |
| RU2141911C1 (ru) | 1999-03-25 | 1999-11-27 | Ишков Юрий Григорьевич | Комбинированный полужесткий управляемый летательный аппарат легче воздуха |
| US6010093A (en) | 1999-04-28 | 2000-01-04 | Paulson; Allen E. | High altitude airship system |
| US6164589A (en) | 1999-05-17 | 2000-12-26 | Lockheed Martin Corporation | Centerline landing gear for aerocraft |
| AU4567900A (en) | 1999-05-28 | 2000-12-18 | Uti Holding + Management Ag | Lighter-than-air airship and method for controlling said airship |
| US6311925B1 (en) | 1999-06-10 | 2001-11-06 | Ohio Airships, Inc. | Airship and method for transporting cargo |
| US6305325B1 (en) * | 1999-10-29 | 2001-10-23 | Sullivan Supply, Inc. | Livestock blow dryer |
| FR2802172B1 (fr) | 1999-12-09 | 2002-04-19 | Marc Senepart | Dispositif d'enceinte variable pour dirigeable |
| US6293493B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-09-25 | Lockheed Martin Corporation | Pressure stabilized gasbag for a partially buoyant vehicle |
| US6196498B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-03-06 | Lockheed Martin Corporation | Semi-buoyant vehicle with aerodynamic lift capability |
| US6315242B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-11-13 | Lockheed Martin Corporation | Propulsion system for a semi-buoyant vehicle with an aerodynamic |
| UA32397A (ru) | 2000-02-04 | 2000-12-15 | Михайло Євменович Бабкін | аэростатический аппарат |
| DE10011319C2 (de) | 2000-02-23 | 2002-01-24 | Cargolifter Ag | Luftschiff sowie Verfahren zur Nickwinkeltrimmung von Luftschiffen |
| GB2359534A (en) | 2000-02-23 | 2001-08-29 | Cargolifter Ag | Airship having a device for altitude control and/or pitch angle trim |
| US6811113B1 (en) | 2000-03-10 | 2004-11-02 | Sky Calypso, Inc. | Internet linked environmental data collection system and method |
| US6302357B1 (en) | 2000-08-28 | 2001-10-16 | Lockheed Martin Corporation | Pressure stabilized inflated air transport vehicle |
| GB2366274A (en) | 2000-08-31 | 2002-03-06 | Edmund Peter Gortowski | A compact, economic and manoeuverable aircraft |
| US20020109045A1 (en) | 2000-11-21 | 2002-08-15 | Cargolifter, Inc. | Spherical LTA cargo transport system |
| DE10058072B4 (de) | 2000-11-23 | 2004-05-27 | Cargolifter Ag I.Ins. | Vorrichtung zur Aufhängung einer an einer Trageeinrichtung hängenden Last |
| DE10120232A1 (de) | 2001-04-19 | 2002-10-31 | Cargolifter Ag | Luftfahrzeug leichter als Luft |
| DE10121854C1 (de) | 2001-05-04 | 2002-11-21 | Cargolifter Ag | Verfahren zum Anmasten von Luftschiffen |
| US6648272B1 (en) | 2001-06-28 | 2003-11-18 | Keith L. Kothmann | Airship |
| US6702229B2 (en) | 2001-08-08 | 2004-03-09 | Norman G. Anderson | Method, apparatus and article to display flight information |
| DE10139877A1 (de) | 2001-08-10 | 2003-02-27 | Cargolifter Ag | Anordnung zur Steuerung von Luftfahrzeugen leichter als Luft |
| US6650407B2 (en) | 2001-09-04 | 2003-11-18 | Rosemount Aerospace Inc. | Wide field scanning laser obstacle awareness system |
| DE10148590A1 (de) | 2001-09-25 | 2003-04-10 | Cargolifter Ag | Vorrichtung und Verfahren zum Handhaben großflächiger symmetrischer Teile |
| DE10148589B4 (de) | 2001-09-25 | 2013-09-05 | Cl Cargolifter Gmbh & Co. Kgaa | Verfahren und Anordnung zum Lastaustausch für nicht gelandete Luftfahrzeuge |
| DE20116152U1 (de) | 2001-09-25 | 2002-02-14 | Cargolifter Ag | Arbeitskorb für ein Hebezeug |
| GB2382808A (en) | 2001-12-05 | 2003-06-11 | Advanced Technologies Group Lt | Lighter-than-air aircraft with air cushion landing gear |
| DE10164067A1 (de) | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Cargolifter Ag I Ins | Anordnung zur Be- und Entladung von verankerten Luftschiffen |
| DE10164062A1 (de) | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Cargolifter Ag I Ins | Anordnung zur Verankerung und Sicherung von Luftschiffen |
| DE10201133A1 (de) | 2002-01-08 | 2003-07-10 | Cargolifter Ag I Ins | Anordnung von Leistungsgeneratoren für Luftfahrzeuge leichter als Luft |
| DE10210542A1 (de) | 2002-03-07 | 2003-09-18 | Cargolifter Ag I Ins | Fernsteuerbarer Kameraträger |
| DE10210541A1 (de) | 2002-03-07 | 2003-09-18 | Cargolifter Ag I Ins | Verfahren und Anordnung zur Messung von Spannungen an elastisch verformbaren Flächen |
| DE10210540B4 (de) | 2002-03-07 | 2013-04-18 | Cl Cargolifter Gmbh & Co. Kgaa | Seilgeführter Auftriebskörper, insbesondere zum Umsetzen von Lasten |
| DE20204023U1 (de) | 2002-03-07 | 2002-07-18 | Cargolifter Ag | Handschuh, insbesondere Arbeitshandschuh für Höhenarbeiten |
| DE10216480A1 (de) | 2002-04-13 | 2003-10-30 | Cargolifter Ag I Ins | Schutzanordnung für seilgestützte Arbeitsverfahren |
| DE10392133B4 (de) | 2002-05-21 | 2006-07-13 | Victor Glibovytch Abelyants | Fluggerät zur Beförderung von Lasten |
| DE10393100D2 (de) | 2002-05-21 | 2005-05-12 | Cargolifter Ag | Verfahren zur Gewinnung von Ballast aus dem Abgas von Verbrennungskraftmaschinen an Bord von Lurtschiffen |
| US6565037B1 (en) | 2002-06-04 | 2003-05-20 | Tonkovich Gregory P | Hybrid aircraft and methods of flying |
| DE10226868A1 (de) | 2002-06-12 | 2003-12-24 | Cargolifter Ag I Ins | Lasttransporter, insbesondere Bodenfahrzeug |
| DE10228048A1 (de) | 2002-06-24 | 2004-01-22 | Cargolifter Ag I.Ins. | Luftfahrzeug leichter als Luft |
| US7055777B2 (en) | 2002-06-25 | 2006-06-06 | 21St Century Airships Inc. | Airship and method of operation |
| UA55928A (ru) | 2002-07-23 | 2003-04-15 | Національний Авіаційний Університет | Комбинированный аэростатический летательный аппарат |
| DE10252896A1 (de) | 2002-11-12 | 2004-05-27 | Cargolifter Ag I.Ins. | Vorrichtung zum Wenden von großflächigen unsymmetrischen Teilen |
| DE10252911A1 (de) | 2002-11-12 | 2004-05-19 | Cargolifter Ag I.Ins. | Ankermast mit Kopplungsvorrichtung für Luftfahrzeuge leichter als Luft |
| DE10252909B4 (de) | 2002-11-12 | 2011-03-03 | Cargolifter Ag | Anordnung zum Blitzschutz membraner Strukturen von Luftfahrzeugen |
| DE10252910A1 (de) | 2002-11-12 | 2004-05-19 | Cargolifter Ag I.Ins. | Antrieb für Luftfahrzeuge, insbesondere leichter als Luft |
| DE10252895A1 (de) | 2002-11-12 | 2004-05-19 | Cargolifter Ag I.Ins. | Verfahren und Anordnung zur Abscheidung von Partikeln aus der Luft |
| DE10252908A1 (de) | 2002-11-12 | 2004-05-27 | Cargolifter Ag I.Ins. | Anordnung von Ballast-Wassertanks auf Lastrahmen in LTA-Luftfahrzeugen |
| US6925949B1 (en) * | 2002-12-31 | 2005-08-09 | Malcolm Phillips | Elevated sailing apparatus |
| US7223151B2 (en) | 2003-02-14 | 2007-05-29 | Lloyd Randall Anderson | Rigid ballon |
| US6659838B1 (en) | 2003-02-14 | 2003-12-09 | Lloyd R. Anderson | Rigid helium balloons |
| US20070102570A1 (en) | 2003-02-24 | 2007-05-10 | Luffman Charles R | Aircraft |
| EP1613530A2 (en) | 2003-04-04 | 2006-01-11 | Charles Raymond Luffman | Airship |
| GB0308184D0 (en) | 2003-04-09 | 2003-05-14 | Harvison Eric J | Docking guidance |
| FR2856654B1 (fr) | 2003-06-24 | 2007-02-23 | Airstar | Aerostat equipe d'une enveloppe gonflable a volume de sustension ajustable |
| FI20031095A (fi) | 2003-07-22 | 2005-01-23 | Kari Johannes Kirjavainen | Virtausohjattu lento- ja pintaliitolaite |
| RU2250122C1 (ru) | 2003-09-03 | 2005-04-20 | Биккужин Фарит Фасхитдинович | Пожарный дирижабль |
| US7303166B2 (en) | 2003-11-04 | 2007-12-04 | Daniel Geery | Highly maneuverable powered airship |
| RU37568U1 (ru) | 2003-12-25 | 2004-04-27 | Маянц Денис Борисович | Информационный стенд |
| RU40822U1 (ru) | 2004-01-05 | 2004-09-27 | Закрытое акционерное общество "Курский завод "Аккумулятор" | Устройство для дозревания пластин свинцово-кислотных аккумуляторов |
| RU2249536C1 (ru) | 2004-01-29 | 2005-04-10 | Ишков Юрий Григорьевич | Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса |
| CN1689913A (zh) * | 2004-04-19 | 2005-11-02 | 张电红 | 气囊涵道式螺旋桨直升飞机 |
| US7137592B2 (en) | 2004-05-24 | 2006-11-21 | The Boeing Company | High-aspect ratio hybrid airship |
| US7185848B2 (en) | 2004-06-21 | 2007-03-06 | Ltas Holdings, Llc | Mass transfer system for stabilizing an airship and other vehicles subject to pitch and roll moments |
| US7472863B2 (en) | 2004-07-09 | 2009-01-06 | Steve Pak | Sky hopper |
| US7156342B2 (en) | 2004-09-27 | 2007-01-02 | Ltas Holdings, Llc | Systems for actively controlling the aerostatic lift of an airship |
| US20060096118A1 (en) * | 2004-11-05 | 2006-05-11 | Ward John O Iii | Hot-air blower/dryer with side-by-side motors, and an exhaust end cap |
| GB0426944D0 (en) | 2004-12-08 | 2005-01-12 | Airbus Uk Ltd | A trussed structure |
| US7159817B2 (en) | 2005-01-13 | 2007-01-09 | Vandermey Timothy | Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with distributed thrust and control |
| US7108228B1 (en) | 2005-02-02 | 2006-09-19 | Manfred Marshall | Hydrogen-fueled spacecraft |
| US20060284002A1 (en) | 2005-02-08 | 2006-12-21 | Kurt Stephens | Unmanned Urban Aerial Vehicle |
| DE102005013529A1 (de) | 2005-03-23 | 2007-06-14 | Dolezal, Horst, Dipl.-Ing. (FH) | Scheibenförmiges Luftschiff (Flugscheibe) |
| US7306187B2 (en) | 2005-05-17 | 2007-12-11 | Lockheed Martin Corporation | Inflatable endurance unmanned aerial vehicle |
| US7490794B2 (en) | 2005-09-21 | 2009-02-17 | Ltas Holdings, Llc | Airship having a central fairing to act as a stall strip and to reduce lift |
| US7552893B2 (en) | 2005-09-28 | 2009-06-30 | 21St Century Airship Technologies Inc. | Airship & method of operation |
| US7500637B2 (en) | 2005-09-30 | 2009-03-10 | Lockheed Martin Corporation | Airship with lifting gas cell system |
| US20070102571A1 (en) | 2005-10-20 | 2007-05-10 | Colting Hokan S | Airship for lifting heavy loads & methods of operation |
| US8152092B2 (en) | 2005-12-06 | 2012-04-10 | Delcon Deutsche Luftfahrt Consult Gmbh | Aerial transporter |
| US7500638B2 (en) | 2006-06-24 | 2009-03-10 | Colvin Jr Charles Roy | Heavy lift airship |
| US7921813B2 (en) * | 2006-07-05 | 2011-04-12 | Boss Technology Systems, Inc. | Livestock blow dryer with insulated region |
| USD583294S1 (en) * | 2007-03-07 | 2008-12-23 | Lta Corporation | Airship |
-
2007
- 2007-10-15 ES ES07873810T patent/ES2420963T3/es active Active
- 2007-10-15 WO PCT/US2007/021962 patent/WO2008105851A2/en active Application Filing
- 2007-10-15 EP EP07873810.1A patent/EP2076429B1/en active Active
- 2007-10-15 CA CA2678053A patent/CA2678053C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 ES ES12180694.7T patent/ES2464569T3/es active Active
- 2007-10-15 EP EP12180694.7A patent/EP2537743B1/en not_active Not-in-force
- 2007-10-15 AU AU2007347827A patent/AU2007347827B2/en not_active Ceased
- 2007-10-15 CA CA2856901A patent/CA2856901C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 CN CN2007800390458A patent/CN101610947B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 ES ES12180699.6T patent/ES2464570T3/es active Active
- 2007-10-15 EP EP12180691.3A patent/EP2527245B1/en not_active Not-in-force
- 2007-10-15 EA EA201200060A patent/EA021041B1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-10-15 CN CN201210021415.8A patent/CN102582816B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-10-15 EA EA200900570A patent/EA016402B1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-10-15 EP EP12180699.6A patent/EP2537744B1/en not_active Not-in-force
- 2007-10-15 ES ES12180691.3T patent/ES2464568T3/es active Active
- 2007-10-18 US US11/907,883 patent/US7866601B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-10-14 HK HK09109501.4A patent/HK1130743A1/xx not_active IP Right Cessation
-
2010
- 2010-12-01 US US12/957,989 patent/US8109462B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2012
- 2012-01-03 US US13/342,373 patent/US8418952B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2012-12-11 HK HK12112773.4A patent/HK1171996A1/xx not_active IP Right Cessation
-
2013
- 2013-01-11 HK HK13100456.2A patent/HK1173101A1/xx not_active IP Right Cessation
- 2013-01-11 HK HK13100455.3A patent/HK1173119A1/xx not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS52145999A (en) * | 1976-05-29 | 1977-12-05 | Masaaki Kusano | Variable sweepback aerofoil |
| FR2630397A1 (fr) * | 1987-12-04 | 1989-10-27 | Brussels Consulting Group Sa | Aerostat dirigeable |
| US6019312A (en) * | 1995-01-26 | 2000-02-01 | Blenn; Jesse | Airship tail fin construction for improved control |
| WO2001094172A1 (en) * | 2000-06-05 | 2001-12-13 | Advanced Technologies Group Limited | Hybrid air vehicle |
| FR2830838A1 (fr) * | 2001-10-12 | 2003-04-18 | Airstar | Dirigeable semi-rigide a carene maintenue en conformation par une poche de gaz porteur comprimee par un coussin d'air |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2670738C1 (ru) * | 2017-12-01 | 2018-10-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Привязной коптер |
| RU2670738C9 (ru) * | 2017-12-01 | 2018-11-30 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Привязной коптер |
Also Published As
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2856901C (en) | Lenticular airship | |
| US9745042B2 (en) | Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures | |
| US20180043981A1 (en) | Airship made of self-sealing material | |
| EA033922B1 (ru) | Система и способ управления рысканием дирижабля | |
| AU2013201041B2 (en) | Lenticular Airship |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ BY KZ KG MD TJ TM RU |