一种气囊飞行器

技术领域

本发明涉及气囊飞行器技术领域，具体的，涉及一种气囊飞行器。

背景技术

飞艇是一种依靠浮升气体提供静升力、依靠推进系统和控制系统实现操纵飞行，轻于空气的浮空器。飞艇早于飞机半个世纪面世，是人类最早使用的航空器。由巨大的流线型艇体、位于艇体下面的吊舱、起稳定控制作用的尾面和推进装置组成。艇体的气囊内充以密度比空气小的浮升气体(氢气或氦气)借以产生浮力使飞艇升空。吊舱供人员乘坐和装载货物。

传统气囊飞行器为保证最大飞行高度，通常设计有较大的气囊结构,在大气中飞行时，会受到气流阻力的影响，限制飞艇的速度与机动性，再加上其负载等因素，导致了飞艇的灵活性大大降低。同时，传统飞艇的内部支撑结构及气囊蒙皮设计限制了其艇身容积的扩大，在相对固定的体积、容积下，无法突破其固有的最大飞行高度。

发明内容

本发明提出一种气囊飞行器，能够适时提高飞行时的最大升限、航速与低空机动性。

本发明的技术方案如下：

一种气囊飞行器，包括机体、气囊模组与推进模组，所述气囊模组包括可变气囊，可变气囊内设有用于调节自身体积或容积的调节模组。

进一步的，所述调节模组包括收卷装置与绳索，所述收卷装置位于可变气囊一侧，绳索的一端卷绕于收卷装置，绳索的另一端与可变气囊远离收卷装置的一侧固定连接。

进一步的，所述可变气囊截面均呈扇环形结构、或圆形结构、或多边形结构；

且可变气囊具有若干，且各可变气囊依次排列设置。

进一步的，所述可变气囊朝向机体一侧开设有检修口、以及罩设于所述检修口的减压维修舱，且检修口设有密封盖，所述收卷装置安装于密封盖；

所述减压维修舱设有舱门。

进一步的，所述气囊模组包括位于机体侧面的保护气囊；

所述机体与保护气囊、可变气囊之间设有检修通道，所述减压维修仓位于检修通道中。

进一步的，包括位于可变气囊内部的支撑环、及用于驱动支撑环支撑可变气囊的支撑装置，所述支撑环位于可变气囊远离机体一侧，支撑装置位于可变气囊靠近机体一侧。

进一步的，所述可变气囊远离机体一侧设有第一透光区。

进一步的，所述可变气囊靠近机体一侧设有第二透光区，所述机体表面设有光伏层，且光伏层的光伏反应面朝向第一透光区与第二透光区。

进一步的，所述第一透光区表面或内壁、及第二透光区的表面或内壁均设有用于调节自身透明度的调节层。

进一步的，所述机体开设有气流通道，推进模组包括位于机体两侧的机翼、位于气流通道内叶轮机组、及位于机体尾部的尾翼；

所述机翼设有推进机组，所述机体朝下的一面为扁平状结构；

所述机体底部设有若干用于悬挂各类物件的悬挂结构；

所述悬挂结构可为电葫芦或吊钩或带有连接孔的悬吊构件。

本发明的工作原理及有益效果为：

本发明通过在可变气囊内设置调节模组，根据飞行器需要飞行的高度，适时调整可变气囊的体积(或容积)，如在低空飞行时，可以通过缩小可变气囊，降低空气阻力，增加机动性。在超高空飞行时，再增大气囊，保证高空、超高空滞空或漂浮飞行能力，从而应对飞行器在不同高度的气压变化。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为实施例一的结构示意图；

图2为实施例一的纵向剖视图；

图3为实施例一或实施例二的局部示意图；

图4为实施例一或实施例二的横向剖视图；

图5为实施例一的局部示意图；

图6为实施例三的局部示意图。

图中：1、机体；11、气流通道；12、尾翼；13、机翼；14、推进器；21、叶轮机组；3、可变气囊；41、收卷装置；42、绳索；51、密封盖；52、检修口；53、减压维修舱；54、舱门；61、支撑环；62、支撑装置；71、第一透光区；72、第二透光区；73、光伏层；74、调节层；8、悬挂结构；9、辅助气囊。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都涉及本发明保护的范围。

实施例一

如图1-3所示，一种气囊飞行器，主要包括机体1、气囊模组与推进模组，机体1用于装载、连接气囊模组、燃料、控制系统等模块。本实施例将气囊模组分为可变气囊3与位于机体1两侧的辅助气囊9，并在可变气囊3内设置调节模组，用于调节自身体积或容积，从而应对飞行器在不同高度的气压变化，如在低空飞行时，可以通过缩小气囊，降低空气阻力，增加机动性。在超高空飞行时，可增大气囊，保证高空、超高空滞空或漂浮飞行能力。

具体的，本实施例中的调节模组包括收卷装置41与绳索42，将收卷装置41设置在可变气囊3内、并靠近机体1一侧，然后将绳索42的一端卷绕在收卷装置41(可选用轻质绞盘等收卷设备，本实施例不做具体限定)中，绳索42的另一端穿过可变气囊3远离收卷装置41的一端的内壁固定连接。将一个收卷装置41与伸缩作为一组调节模组，本实施例可以在一个可变气囊3中设置1组或若干组调节模组，通过收卷装置41拉动伸缩，从而改变可变气囊3充气后的充气后的最大高度，从而实现可变气囊3体积的调节。

本实施例中的可变气囊3具有若干，可根据具体规格的飞行器进行设置。本实施例不对可变气囊3的具体形态作出限定，根据不同形状、厚度、体积以及材质，可以制成探空气球等各类充气型升空容器。作为实施例方式之一，各可变气囊3截面设计成呈扇环形结构、或圆形结构、或多边形结构(如在极端情况下，可以为气球状或柱形结构)，可优选为扇环形结构。一方面可以贴合机体1表面、方便去机体1连接配合(可以通过压框扣压密封)，另一方面也使得各可变气囊3的侧面能够紧密贴合，节省空间，能够依次环绕在机体1外部。可变气囊3底部可采用与机体1通过密封圈紧固压紧的连接方式进行连接。

此外，可变气囊3与机体1之间具有检修通道。为了方便对调节模组或可变气囊3内部进行检修、维护，本实施例在可变气囊3朝向机体1一侧开设有检修口52，并在检修口52上罩设有减压维修舱53。检修口52上密封连接有密封盖51，在正常状态下，防止可变气囊3从此处漏气，并将收卷装置41安装在密封盖51上，可以在维护时直接通过拆卸或打开密封盖51，取下收卷装置41，操作简便。

由于可变气囊3与外部存在压差，为了保证工作人员的安全，本实施例在减压维修舱53内设置减压装置，用于平衡压差，并设有密封连接的舱门54。在拆开密封盖51检修前，需事先关上舱门54，平衡与可变气囊3内的压差。

本实施例中，可变气囊3总长可达100米，最大高度可达40米，宽度最大可达40米，气流通道11直径可达15米，机翼最大宽度可达40米。因此，为保证实施效果，本实施例在每个可变气囊3中优选设置至少两组调节模组，以保证对可变气囊高效得进行容积调节。

实施例二

如图2-4所示，在上述实施例的基础上，为了提高航速，本实施例在机体1的前部开设有贯穿至自身尾部的气流通道11，使飞行器在大气层飞行过程中，气流可以直接穿过机体1。

本实施例中的推进模组包括叶轮机组21，作为主要驱动飞行器行进的驱动装置。本实施例将叶轮机组设置在气流通道11内，通过支架固定在气流通道11的内壁上，由驱动器驱动叶轮转动实现驱动。充分地利用了气流通道11的空间，并在飞行过程中，可以利用快速通过的气流，对叶轮机组21进行散热。

本实施例在实施、运行过程中，不对气流通道11的具体结构作出限定，但优选为横截面呈圆形结构，可以提供更均匀的气流分布，避免了在方形或矩形截面中可能出现的气流不均匀现象。这有助于减小气流的湍流和阻力，提高气流通道11的效率。相比于方形或矩形截面，圆形截面的气流通道11可以减小气流的阻力。圆形截面的气流通道11在相同截面积下，具有更小的周长，减少了气流与通道壁面的摩擦，降低了气流阻力。且圆形截面的气流通道11可以减少气流通过时产生的噪音。相比于角落和边缘处可能产生的湍流和涡流，圆形截面使得气流更为平滑地通过通道，减少了气流噪音的产生。并在结构强度方面，圆形截面的气流通道11在结构上更加均匀和稳定，能够承受更大的压力和负荷。这使得圆形截面的气流通道11在工程设计中更容易实现并且更加可靠。

同样，本实施例将机体1朝下的一面设计为扁平状结构，也是为了减小机体1在飞行过程中的阻力，提高最大航速，扁平底部，根据风筝效应，可以为飞行器提供一定的升力，在以浮力为主的飞艇飞行器中，增加飞行器的短距离爬升能力，同时也便于悬吊各种货物或吊舱。因此，本实施例在机体1底部设置了若干用于悬挂各类物件的悬挂结构8。

悬挂结构8可为电葫芦或吊钩或带有连接孔的悬吊构件，可根据具体需求设置，本实施例不做限定。

除叶轮机组21外，本实施例中的推进模组还设置了尾翼12、机体1侧部的机翼13及机翼13上的推进器14。尾翼12位于气流通道11尾部，可通过液压驱动器控制其角度，从而调节方向、及稳定飞行器，本实施例不再赘述。

实施例三

如图3-6所示，在上述实施例的基础上，本实施例还设置了位于可变气囊3内部的支撑环61、及用于驱动支撑环61支撑可变气囊3的支撑装置62，将支撑环61设于可变气囊3远离机体1一侧，支撑装置62可采用液压伸缩缸，并位于可变气囊3靠近机体1一侧。通过支撑装置62驱动支撑环61顶起可变气囊3、或拉回可变气囊3，作为辅助，方便在可变气囊3充气或放气时，支撑起可变气囊3、或收拢可变气囊3，因此，支撑环61也可与可变气囊3内壁抵接或固定连接。

实施例四

如图3-5所示，在上述实施例的基础上，本实施例还可以将可变气囊3远离机体1一侧设置为第一透光区71，即在该区域采用透明的材质作为可变气囊3的囊皮。可以是太阳光的照射至可变气囊3内部，增加气囊内轻质气体温度，提升升力。同时，本实施例还可以在可变气囊3靠近机体1一侧设有第二透光区72，即同样在该区域采用透明的材质作为可变气囊3的囊皮，然后再机体1表面设置光伏层73，并将光伏层73的光伏反应面朝向第一透光区71与第二透光区72。可以使太阳光穿透可变气囊3的两个透光区，抵达至光伏层73上，使光伏层73顺利进行光电转化，实现太阳能的利用，节能减排。且将光伏层73安装在机体1上，相比直接安装在气囊模组表层，既能够利用气囊模组对光伏面板进行保护，又保持了连接的强度与稳定性。因此，本实施例不对两个透光区的具体透光面积作出限定。

而且，本实施例为了能够随时改变两个透光区的透光度，在第一透光区71表面或内壁、及第二透光区72的表面或内壁均设置了调节层74，调节层74可采用PDLC。在飞行器飞行高度较高或光照过于强烈时，可以通过降低第一透光区71、第二透光区72的透明度，防止过多高能射线损坏其他结构。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。