战术性混合型平流层飞艇

本发明涉及平流层平台的技术领域，并且更具体地说，本发明涉及混合型平流层飞艇(hybrid stratospheric airship)。

近年来，对HAPS(高空伪卫星)平流层平台的兴趣有所增加。这一兴趣源于对可能的应用的分析，这些应用受益于HAPS平台的使用带来的优势，诸如土地安全监测、精准农业、电信和环境监测。与卫星不同，HAPS平流层平台提供了在局部尺度上持续(即特别是几乎没有再访问时间)并且接近(即从比卫星的高度低得多的高度)观测地球表面的可能性，从而提供比卫星遥感提供的图像分辨率高得多的图像分辨率，甚至执行更少的安装并且有效载荷成本效益好。

HAPS是一种通常能够在地球表面上方18-20km的高度(低平流层)运行的平台，并且由于使用光伏能量，它通常可以连续运行几个月。

飞行高度(18-20km)非常有趣，因为它远高于商业航空交通所关注的高度范围，因此HAPS平台对空中航线的影响仅限于上升到任务高度和下降到着陆基地的阶段。此外，从气象条件的角度来看，对当前风况的统计分析表明，恰好在这个高度范围内，强度最小。平流层的温度分布随高度升高而升高(与对流层不同)。这使得这部分大气稳定，防止了上升气流和湍流的形成。

近年来，对HAPS平台提出了一些建议。这些建议可分为三种主要平台类型。同样从时间角度来看，第一种类型由平流层气球代表；第二种类型由固定翼型平台代表，并且最后，第三种类型由飞艇型平台代表。

平流层气球型平台和飞艇型平台基于专门使用空气静力学力来平衡重量(比空气轻)，而固定翼型仅使用空气动力学力(比空气高)来平衡重量。

气球型平台的有效载荷重量与总重量的比率高。另一方面，这样的气球型平台通常不具有推进装置，也不具有其他方向控制系统，并且因此不提供设置预定义轨迹的可能性，该预定义轨迹因此由不同高度下的风况确定。

另一方面，固定翼平台基于具有非常大的翼延伸部的构型，以提高空气动力学效率，并且特征是非常轻的结构。由于后一个原因，固定翼型平台的总重量必须受到限制，将可用的有效载荷重量减少到几千克(5-25kg)。此外，在上升和下降阶段期间，这些平台的非常轻的结构可能会在低高度下引起气动弹性问题。

另一方面，飞艇型平台被设计用于非常高的有效载荷(>200kg)，并且当与气球型平台和固定翼型平台相比时，尺寸非常大且最大起飞重量非常高(MTOW>5000kg)。这样的MTOW主要是由于小气囊的存在，小气囊构成了与外壳体大小几乎相等的第二内壳体，随着高度改变，有必要补偿气体膨胀(海拔高度的体积可能是海平面体积的最多20倍)。平流层飞艇的巨大尺寸使得地面操作变得困难，特别是在恶劣的天气条件下，并且需要专用的基础设施来部署和遮蔽，使得其战术用途基本上不可能。

因此，从对上述现有技术的平流层平台的分析中可以注意到两个主要方面：第一方面与这种平台的操作有关，这受到天气条件的强烈影响，从而表明它们只能从世界上有限数量的基地部署；第二方面与有效载荷可用的重量有关，对于固定翼型平台，有效载荷可用的重量限制高于25kg，而飞艇型平台仅对于大于250kg的有效载荷才真正地方便。

US7306187B2描述了一种能充气混合型平流层运载工具，该运载工具可以从潜艇或船舶发射并且能够开发利用空气静力学浮力和升力。

这种运载工具还需要许多部件(诸如再生燃料电池、电解槽、水和氧气罐以及蒸汽回收系统)，这些部件除了使运载工具更重之外，还降低了其可靠性。此外，US7306187B2中描述的运载工具需要在不同的高度下和以不同的构型飞行，这是因为高能太阳能电池具有高功率重量比，而再生燃料电池具有低得多的功率重量比。

特别地，在白天，在21km的高度下，运载工具具有足够的能量，使用中央主体上的太阳能电池和存在于展开的翼部上的太阳能电池，为马达提供动力，从而即使在展开翼部的情况下也产生必要的升力，并利用燃料电池从水中产生在夜间用作燃料的氢气。另一方面，在夜间，由于缺乏太阳能，并且不可能储存足够的能量以在21km的高度下飞行，因此运载工具被迫下降到15km的高度，以利用较大的空气密度，无论是升力还是浮力，并且由于没有足够的能量来使用翼部，因此必需收回翼部。

在下降到15km的高度时，这种平台非常接近受商业空中交通影响的高度并且可能会造成干扰。此外，如果空中交通管理当局要求隔离受这种平台飞行影响的区域，则更多的空域将被禁止其他飞机飞行。

鉴于以上内容，因此很明显，US7306187B2中描述的运载工具设计可以通过从所采用的能量系统的角度和从空气结构构型的角度进行操作来在性能和可操作性方面进行改进。

本发明的一个目的是提供一种混合型平流层平台，该混合型平流层平台允许解决或至少部分避免以上参考现有技术讨论的缺点。

根据本发明的一个方面，作为以上目的的替代方案或除以上目的之外，另一个目的是提供一种混合型平流层平台，该混合型平流层平台允许在相同有效载荷下降低平流层平台的重量、尺寸和成本，因此也可用于战术型军事行动作战。

根据本发明的一个方面，作为以上目的的替代方案或除以上目的之外，另一个目的是提供一种混合型平流层平台，该混合型平流层平台相对于上述现有技术的系统允许提供改进的系统可靠性。

根据本发明的一个方面，作为以上目的的替代方案或除以上目的之外，另一个目的是提供一种混合型平流层平台，该混合型平流层平台可以根据许多应用的需要着手35-100kg范围内的有效载荷。

根据本发明的一个方面，作为以上目的的替代方案或除以上目的之外，另一个目的是提供一种混合型平流层平台，该混合型平流层具有比现有技术的平台构型更有效的空气结构构型，特别是在35-100kg的有效载荷范围内。

根据本发明的一个方面，作为以上目的的替代方案或除以上目的之外，另一个目的是提供一种混合型飞艇型平流层平台，该混合型飞艇型平流层平台也适于小于35kg的有效载荷。

这些目的和其他目的是通过在所附权利要求1中以其最一般的形式和在从属权利要求中在多个特定实施例中定义的混合型平流层飞艇实现的。

通过以下对本发明的实施例的详细描述，可以更好地理解本发明，该详细描述参考附图通过示例的方式进行并且因此不以任何方式限制，在附图中：

-图1是根据第一实施例的混合型平流层飞艇的从顶部看的示意性透视图；

-图2是图1中混合型平流层飞艇的从底部看的示意性平面图；

-图3是图1中混合型平流层飞艇的示意性透视图，其中飞艇的一些部分已被移除；

-图4是图1中飞艇的内部结构的示意性透视图；

-图5是图4中放大细节的透视图；

-图6是混合型平流层飞艇的第二实施例的示意性透视图，其中飞艇的一些部分已被移除；

-图7A至图7C是图1中飞艇处于初始起飞构型、中间构型以及混合和空气动力学任务构型的从下方看的示意性平面图；

-图8A至图8C是图1的飞艇分别对应于图7A至图7C的构型的示意性平面侧视图。

附图中的类似或等效元件将用相同的附图标记表示。

值得注意的是，为了本说明书的目的，用于描述根据本发明的混合型平流层飞艇的术语“外”和“内”旨在指代这种飞艇的中心。还值得注意的是，在本说明书的下文中用于描述根据本发明的混合型平流层飞艇的部件的术语“下”、“上”、“水平”、“竖直”旨在指代这种飞艇在指定任务高度下的正常操作条件。同样，在本说明书的下文中用于描述根据本发明的混合型平流层飞艇的部件的术语“前”和“后”旨在指代这种飞艇在指定任务高度下的正常操作条件下的飞艇的前进方向X1(图2)。

最初参考图1至图5，根据第一实施例的混合型平流层平台整体上由附图标记1表示。根据实施例，平流层平台1体现在混合型平流层飞艇1中。值得注意的是，用于描述平流层平台1和1’(图6)的术语“飞艇”应当理解为，在某种意义上，相较于固定翼平流层平台的几何结构，这些平台的几何结构与飞艇型的平流层平台的几何结构更为相似；换句话说，它们在长度方向上的发展比在翼展方向上的发展更大，并且它们还具有比通常用于固定翼构型的型材更高的型材厚度百分比。事实上，平台1、1’本身既不能定义为飞艇型，也不能定义为固定翼平流层平台。还值得注意的是，为了本说明书的目的，用于定义平流层平台的术语“混合型”指示平流层平台被配置用于空气静力学力和空气动力学力的联合和优化使用的事实。特别地，混合型平台被配置成联合利用空气静力学浮力和升力。在这方面，还值得注意的是，飞艇1被方便地配置成不仅使用空气动力学力来控制飞艇，而且在各种飞行阶段期间用来平衡飞艇的重量，并且在必要时提高飞行高度。还值得注意的是，在本说明书的其余部分中，平流层飞艇1的结构将参照相应的设计或任务操作构型，其中飞艇1用气体(优选氦气)充气。根据实施例，飞艇1是HAPS(高空伪卫星)平流层平台。根据实施例，飞艇1是战术型平流层平台，这意味着它可以容易地在标准集装箱内运输并直接部署到军事行动场景。由于其小尺寸和MTOW(最大起飞重量)，这是可能的。根据实施例，飞艇1的长度L1在10m-40m范围内，宽度W1在8m-35m范围内、MTOW在25kg-450kg范围内并且有效载荷在5kg-100kg范围内。一般而言，飞艇1可以用于各种不同的应用领域，诸如但不限于边界监测、环境监测、精准农业、电信、国土安全和应急支持。

根据实施例，如下面在本说明书中更好地理解的，飞艇1具有具有联接到刚性子结构10A、10B、13A、22A、22B、311A-313A、321A-323A、331A-333A(例如，由复合材料、铝等制成的刚性子结构)的具有不同内部压力的能充气结构元件10、20A、20B、12、23A、24A、23B、24B的组合。根据实施例，下面将在本说明书中描述的飞艇1和1’(图6)的所有能充气元件包括由气体保持层、结构层和保护层组成的层压材料。

再次参考图1至图5，平流层飞艇1包括能充气中央主体10和能充气第一翼部和能充气第二翼部20A、20B，该能充气第一翼部和能充气第二翼部从中央主体10延伸，从中央主体10的两个相对的侧部侧向突出。翼部20A、20B可用气体充气，特别是比空气轻的气体，优选氦气。根据实施例，在飞艇1的操作条件下，翼部20A、20B是固定翼，即，在飞艇1的飞行期间一旦充气就不会折叠的翼部。中央主体10是运载主体，并且可以用气体充气，特别是比空气轻的气体，优选氦气。根据实施例，中央主体10具有中央双凸透镜构造(centralbiconvex lenticular conformation)。每个翼部20A、20B具有接近中央主体10的近侧端部部分21A、21B和远离所述中央主体10的远侧端部部分22A、22B。远侧部分22A、22B本质上是翼部20A、20B的顶端22A、22B。每个翼部20A、20B包括前缘201A、201B和后缘202A、202B。根据实施例，顶端22A、22B是刚性子结构，优选由刚性复合材料制成。作为可用于产生升力的空气动力学元件的翼部20A、20B通过增加系统的纵横比(AR)来控制平台并减少诱导阻力。

参考图4，根据实施例，中央主体10、第一翼部20A和第二翼部20B分别限定中央主体室60、第一翼部室60A和第二翼部室60B，它们彼此分离并且可以独立的方式充气。

飞艇1包括外壳体11或外皮11，该外壳体或外皮具有中央壳体部分11A-11C。此外，外壳体11包括第一侧壳体部分11D和第二侧壳体部分11E，它们分别与所述第一翼部和第二翼部20A、20B相关联。特别地，中央主体10包括中央壳体部分11A-11C，而第一翼部20A和第二翼部20B分别包括第一侧部分11D和第二侧部分11E。换句话说，中央壳体部分11A-11C在外部界定中央主体10，而第一侧壳体部分11D和第二侧壳体部分11E分别在外部界定第一翼部和第二翼部20A、20B。

再次参考图1至图5，飞艇1包括至少一个主翼梁12，该主翼梁相对于主要主体10横向延伸。翼梁12在结构上支撑前述第一翼部和第二翼部20A、20B，并且穿越中央主体10。主翼梁12是直翼梁，该直翼梁插置在翼部20A、20B中的每一个的前缘201A、201B和后缘201A、201B之间。翼梁12连接到翼部20A、20B的远侧端部部分22A、22B。有利地，至少一个翼梁12通过连接两个翼部20A、2B的顶端22A、22B并穿过中央主体10内部，允许特别有效地吸收弯曲载荷。

根据实施例，主翼梁12包括两个相对的端部部分121A、121B，它们分别在第一翼部和第二翼部20A、20B内延伸。端部部分121A、121B中的每一个在从翼部20A、20B的近侧端部部分21A、21B到远侧端部部分22A、22B的方向上渐缩。根据实施例，主翼梁12具有圆形横截面。根据实施例，端部部分121A、121B分别被约束到远侧端部部分22A、22B。

根据有利的实施例，主翼梁12是优选具有管状形状的能充气翼梁。提供至少一个主翼梁12对于高有效载荷和大构型特别有利。替代地，对于低有效载荷和小尺寸构型，可以提供由复合材料制成的至少一个主翼梁12。

根据实施例，飞艇1包括一对主翼梁12，它们优选彼此平行布置。

根据实施例，所述第一翼部和第二翼部20A、20B中的每一个包括至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B，所述副翼梁布置在翼部内部并且具有尺寸小于上述主翼梁12的截面。更特别地，根据实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B的平均截面面积小于主翼梁12的平均截面面积。根据实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B在从翼部20A、20B的近侧部分21A、21B到远侧端部部分22A、22B的方向上渐缩。根据实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B仅在相应的翼部20A、20B内延伸。根据实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B具有圆形截面。根据实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B被布置成在从所述翼部20A、20B中的每一个的近侧部分21A、21B到远侧端部部分22A、22B的方向上朝向所述至少一个主翼梁12会聚。

根据实施例，飞艇1的每个翼部20A、20B包括第一副翼梁23A、23B和第二副翼梁24A、24B。根据实施例，所述翼部20A、20B中的每一个的第一副翼梁23A、24A和第二副翼梁23B、24B被布置成在从所述翼部20A、20B中的每一个的近侧端部部分21A、21B到远侧端部部分22A、22B的方向上彼此会聚。特别地，至少一个主翼梁12插置在每个翼部20A、20B的第一副翼梁23A、24A和第二副翼梁23B、24B之间。

根据方便的实施例，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B是能充气翼梁，优选具有管状形状。

根据实施例，第一翼部和第二翼部20A、20B各自包括至少一个翼肋31A-33A、31B-33B，该翼肋具有平面形状并且由织物制成，该翼肋被所述至少一个主翼梁12穿越。根据实施例，每个翼部20A、20B包括多个翼肋31A-33A、31B-33B，优选三个翼肋31A-33A和31B-33B，该翼肋被至少一个主翼梁12穿过。根据实施例，第一侧壳体部分和第二侧壳体部分11D、11E各自包括上表面111D、111E和相对的下表面112D、112E。至少一个翼肋31A-33A、31B-33B连接侧壳体部分11D、11E中的每一个的上述上表面111D、112D和下表面111E、112E，以便允许在加压时实现翼部20A、20B的预定空气动力学轮廓。

根据实施例，中央主体10包括至少一个中央主体肋13，该中央主体肋被上述至少一个主翼梁12穿过。根据实施例，中央主体10包括多个中央主体肋13，优选三个肋13，这些肋被至少一个主翼梁12穿过。至少一个肋13具有平面形状并且由织物制成。具体地，中央壳体部分11A-11C包括上表面111和相对的下表面112。至少一个中央主体肋13连接中央壳体部分11A-11C的上表面和下表面111、112，以便允许在加压时实现所述中央主体10的预定空气动力学轮廓。

参考图4至图5，根据实施例，至少一个主翼梁12借助肋接口13A、311A、321A、331A连接到中央主体的至少一个肋13以及第一翼部和第二翼部20A、20B的至少一个翼肋31A-33A、31B-33B。根据实施例，肋接口13A、311A、321A、331A包括刚性环或半刚性环13A、311、321A、331A，该刚性环或半刚性环优选由复合材料制成。根据实施例，飞艇包括多个肋接口13A，优选三个肋接口13A，这些肋接口中的每一个插置在至少一个主翼梁12和一个肋13之间。根据实施例，翼部20A包括多个肋接口311A、321A、331，优选三个肋接口311A、321A、331，这些肋接口中的每一个插置在至少一个主翼梁12和肋31A、32A、33A中的一个之间。根据实施例，翼部20A的副翼梁23A、24A借助相应的肋接口312A、322A、332A和313A、323A、333A连接到第一翼部20A的至少一个翼肋31A-33A。根据实施例，肋接口312A、322A、332A和313A、323A、333A包括刚性环或半刚性环13A、311A、321A、331A，该刚性环或半刚性环优选由复合材料制成。根据实施例，翼部20B包括与肋接口311A、321A、331A和肋接口312A、322A、332A、313A、323A、333A类似的肋接口。由于翼部20B具有与翼部20A相同且对称的结构，为了描述的简洁起见，将不再详细描述翼部20B的肋接口。

再次参考图4至图5，根据实施例，至少一个主翼梁12通过中央主体接口10A、10B连接到中央壳体部分11A-11C。特别地，根据实施例，肋接口13A、311A、321A、331A允许气体通过。此外，中央主体接口10A、10B不仅允许中央壳体部分11A-11C和至少一个主翼梁12之间的结构连接，而且允许压力密封连接。实际上，如上所述，根据实施例，中央主体10和翼部20A、20B限定相互分离的室60、60A、60B。特别地，室60、60A、60B被设计成在不同的压力下操作。更特别地，根据实施例，在操作条件下和在所述飞艇1的任务高度下，所述中央主体10以及所述第一翼部和第二翼部20A、20B被充气到比上述至少一个主翼梁12充气的压力低的压力。例如，根据实施例，主要主体10被充气到约1000Pa的压力，而至少一个主翼梁12被充气到约10000Pa的压力。根据实施例，在操作条件下和在飞艇1的任务高度下，至少一个副翼梁23A、24A、23B、24B被充气到约10000Pa的压力。

根据实施例，中央壳体部分11A-11C包括两个半壳体11A、11B和至少一个中间部分11C，该两个半壳体具有半圆形截面或半椭圆形截面，第一翼部和第二翼部20A、20B从该两个半壳体延伸，该中间部分连接所述两个半壳体11A、12B。根据实施例，至少一个中间部分11C与一对中央主体肋13一起限定中央主体10的至少一个隔室，该隔室具有大体上矩形截面形状，即具有由一对肋13限定的一对彼此相对的直边和由中央壳体部分11A-11C限定的一对彼此相对的凸边的截面形状。根据实施例，中央壳体部分11A-11C包括一对中间部分11C，该对中间部分适于与多个肋13一起限定具有大体上矩形形状的一对中央主体隔室10。

根据实施例，飞艇1被配置成能够产生等于飞艇1的总重量的30％-70％的空气静力学浮力，并且同时形成等于飞艇1的总重量的70％-30％的升力，使得空气静力学浮力和升力的总和等于飞艇1的总重量或者如果要求高度变化的话，则大于飞艇1的重量

根据实施例，飞艇1包括至少一个推进系统51、52。根据实施例，推进系统51、52包括布置在中央主体10的后部处的后推进器51和从中央主体10的两个相对的部分布置在中央主体10的前部处的一对前推进器52。特别地，后推进器51可绕竖直轴线进行角度调节，并且前推进器52可绕相应的水平轴线进行角度调节。根据实施例，后推进器51相对于中央主体10居中设置，并且优选包括“船尾推力(stern thrust)”马达。根据实施例，推进器52相对于中央主体10对称地布置，并且优选各自包括相应的“矢量推力(vector thrust)”马达。这种马达51、52的布置使得杠杆臂相对于飞艇1的重心最大化。根据实施例，推进器51、52是螺旋推进器。有利地，可围绕相应的水平轴线定向的前推进器52的布置使得即使在低速下也可以在竖直平面中获得有助于控制飞艇1在以上竖直平面上方的姿态的推力，而可在水平平面中定向的后马达51允许飞艇1的方向控制，消除了对移动的竖直船舵的需要。根据实施例，推进系统是全电动的。根据实施例，飞艇1包括基于柔性太阳能板40的发电系统，该发电系统布置在飞艇1的外壳体11上，优选布置在壳体的中央部分11A-11C的上表面111上。特别地，飞艇1被设计成完全能量自给，并且能够在空中保持数周。飞艇1还包括确保夜间飞行所必需的能量存储系统，而不必降低飞行高度。根据实施例，能量存储系统包括高能量密度电池，诸如Li-Po、Li-ION、Li-S等。

根据实施例，飞艇1包括用于有效载荷的舱70、用于航空电子设备和上述电池的舱80。舱70、80优选位于外壳体11上，并且更优选位于中央壳体10的中央部分11A-11C上。根据实施例，飞艇1包括定位在翼部20A、20B上的控制表面203A、203B。通过改变控制表面203A、203B和翼部20A、20B的尺寸，可以调节每个空气静力学推力和空气动力学推力对平衡重量所需的总推力的贡献的百分比。根据有效载荷、飞行高度和指定的巡航速度，可以获得不同的最佳解决方案。

根据实施例，飞艇1没有小气囊来补偿随着高度变化而产生的气体膨胀。与基于飞艇型构型的经典已知技术相比，这种解决方案使得可以显著减小飞艇1的重量和尺寸。相反，根据实施例，将仅存在一个小的小气囊以吸收主要由于昼夜交替引起的温度剧增引起的压力变化。

参考图7A至图7C和图8A至图8C，根据实施例，飞艇1的几何形状以预定的方式从初始最小体积地面起飞形状(图7A和图8A)改变为混合型的空气动力学形状(图7C和图8C)，这对应于图1所示的飞艇1的形状。如图7A所示，在初始起飞构型中，飞艇1被竖直放置在地面B1上，并且仅飞艇1的中央主体10的前部部分被充气。在这种构型中，翼部20A、20B完全折叠。根据实施例，飞艇1还适于采取中间形式，如图7B和图8B所示，其中中央主体10和翼部20A、20B部分地充气。根据实施例，飞艇1在约8000m的高度采取中间形式(图7B和图8B)，在约15000m的高度采取混合型的和空气动力学构型(图7C和图8C)。

现在参考图6，根据第二实施例的混合型平流层飞艇整体由附图标记1’表示。该飞艇1’不同于图1至图5所示的飞艇1’，不同之处在于它具有与飞艇1’的翼部20A、20B稍有不同结构的翼部。因此，关于飞艇1所描述的所有内容都是兼容的，也适用于飞艇1’。因此，为了描述的简洁起见，将不再详细描述飞艇1’。特别值得注意的是，在图6中，飞艇1’的一些组件没有显示。例如，图6中只显示了飞艇1’的第一翼部20A’，其中外壳体11的相关部分被移除，以显示翼部20A’的内部结构。然而，很明显，飞艇1’具有两个翼部，与上述飞艇1的情况一样，这两个翼部具有相对于中央主体10对称的结构。因此，很明显，下面参照翼部20A’所提供的描述，经过必要的修改，将适用于飞艇1'的第二翼部(未示出)。具体地，翼部20A’和飞艇1的翼部20A之间的第一个区别是，翼部20A’具有布置在翼部20A’的前缘处的第一副翼梁23A。翼部20A’和翼部20A之间的第二个区别是，翼部20A’包括插置在飞艇1'的第一副翼梁23A和主翼梁12之间的至少一个支柱26A-29A。有利地，在翼部20A的前缘处提供副翼梁23A并提供至少一个支柱26A-29A允许保持翼部20A的轮廓形状，从而防止或显著减少在翼部20A中的内部压力增加时的前缘变形。根据实施例，翼部20A’包括多个支柱26A-29A，优选四个支柱26A-19A，它们插置在飞艇的第一副翼梁23A和主翼梁12之间。根据实施例，除了第一副翼梁和第二副翼梁23A、24A之外，翼部20A’还包括第三副翼梁25A，该第三副梁插置在第一副翼梁23A和主翼梁12之间。在这种情况下，至少一个支柱26A-29A部分地在第一翼梁23A和第三翼梁25A之间延伸，并且部分地在第三翼梁25A和主翼梁12之间延伸。根据实施例，至少一个支柱26A-29A是能充气支柱。根据实施例，至少一个支柱26A-29A与飞艇1’的第一副翼梁23A和主翼梁12流体连通。根据实施例，至少一个支柱26A-29A也与第三副翼梁25A流体连通。然而，还值得注意的是，通过略微修改图1至图5所示的飞艇1的翼部20A、20B的结构，还可以在飞艇1的翼部20A、20B中提供一个或多个类似于支柱26A-29A的支柱，该支柱插置在飞艇1的第一副翼梁23A和至少一个主翼梁12之间。

在描述了混合型平流层飞艇1、1’的结构之后，现在通过示例的方式简要地描述这种飞艇1、1’的操作模式。

在起飞时，飞艇1、1’具有大致椭圆体形状，并且其重量仅由空气静力学推力平衡，该空气静力学推力也提供了上升所必需的自由升力。以这种方式，起飞是竖直执行的，不需要空气动力学推力。因此，出于选择不受控制或最多部分地受控制的起飞阶段将出现气体膨胀的初始阶段，直到其完全占据中央主体和翼部中的可用体积。随着系统上升，形状持续从椭圆体转变为混合型的承载载荷设计形状(图1)。该阶段在预定高度(例如8000-12000m，根据飞艇1、1’的尺寸)结束，在该预定高度中，已经获取其形状的飞艇1、1’可以产生空气动力学推力。一旦已经获取了空气动力学形状，上升阶段的第二部分开始，此时将利用空气静力学推力和飞艇1、1’以预定速度相对于空气前进所产生的空气动力学推力两者。在这一阶段，气体的膨胀将在结构上不受限制，并且多余的气体将被释放，升力将平衡重量中的在空气静力学上不再支持的部分。

在达到要求的飞行高度(例如17000-21000米)后，飞艇1、1’将开始其任务。根据风力大小，有两种飞行模式。第一种模式相对于感兴趣区域是与地球旋转同步的，并且当风在5-18m/s的范围内时是可能的。在这种模式下，飞艇1、1’使用相对的风产生升力，同时相对于地面保持静止。对于强度较低的风，平台必须在轨迹上移动，该轨迹可以是圆形或直线的并且将允许产生必要的升力以补充空气静力学推力。显然，空气动力学推力还将能够补偿与气体泄漏相关的空气静力学推力损失，这是不可避免的，特别是在充氦系统中，该充氦系统旨在长时间保持在空中。在下降阶段中，将通过以受控和连续的方式将空气引入到壳体中来补偿由于高度而造成的内部压力损失，以维持可用于支持和控制平台下降到着陆表面的必要的形状。在这个阶段，该系统还将由电动马达辅助控制，该电动马达利用存储在电池中的能量储备。

基于前述内容，因此可以理解根据本说明书的混合型平流层飞艇如何实现上文提到的目的。

在不影响本发明原理的情况下，在不脱离所附权利要求中定义的本发明的范围的情况下，实施例和结构细节可以通过非限制性示例的方式相对于所公开的以上描述进行广泛变化。