人们都知道利用空气静力学升力的飞行器(通常称之为飞船或飞艇)，它们包 括一充以诸如氦气那样比空气轻的气体的水平管，并设有相关联的推进装置和方 向控制装置。飞船根据其尺寸可设置有一容纳机组人员的驾驶舱，以及可能设置 有乘客舱和/或货物舱。
过去飞船吸引了一定的兴趣，这是因为它们动力要求低，允许采用不太复杂的 发动机，因为它们起飞和降落的能力不需专用的跑道，并还因为甚至在发动故障 情况下它们仍能保持空中飞行。因此，人们力图拓宽飞船的使用以适于不同的应 用，诸如地形监视使命、勘测、货物和乘客运输等。另一方面，飞船还被认为是 安全和可靠的飞行器，这是因为，由于其充气的水平管的体积和有限的压力，即 使在管穿洞的情形下，它也能保持几小时的空中飞行，或至少慢慢地下降而没有 危险。
尽管有以上的考虑，但与更加广泛使用的诸如飞机和直升飞机之类的空气动力 学升力的飞行器形成对比，迄今飞船的使用一直受到限制，这主要是因为它们的 巡航速度慢并因而收益低，还因为它们在盘旋过程中难于控制，尤其是在有气流 的情况下控制很弱，而在狂风的情况下甚至更糟。
正如本技术领域内的技术人员所知道的，传统飞船的另一缺点在于，它们的停 泊非常笨拙，尤其在装载货物、设备及人员之前。事实上，飞船对于意欲承载的 有限的载荷有合适的尺寸，即，它必须即使在满载的情况下也能起飞。相比之下， 在卸载的情况下，因为面对的只是飞船的空的重量，空气静力学的推力就过多了， 所以，飞船需要有结实的停泊结构来向下保持在地面上，然而，该结构通常难于 定位。
传统飞船的另一缺点在于，由于其圆柱形的外形，它们固有地不平衡并需要水 平安定面来在飞行中保持水平纵倾。然而，飞船最常见的不方便之处之一无法做 到刚性的水平安定面，因为它们与非刚性的水平管的连接非常难办，该情况致使 飞船变得完全不可控制，并倾斜到一横向的布置，引起空气动力学的力并随之造 成结构坍塌。
飞船另一缺点是与承载能力相比它们的尺寸非常大，于是，对于重的载荷必须 使用巨大的飞行器。
另一方面，传统的空气动力学升力的飞机也具有缺点，诸如它们需要一复杂的 空中交通控制系统，以及长的飞行跑道以便在经组织的终端处起飞和降落，然而， 这需很高的设备装备和维护保养的费用。
此外，为了在任何飞行条件下提供合理的安全性，飞机需要冗余的发动机和飞 行系统，并在发动机发生故障的情况下，它们必须延缓航班使命并在优先条件下 降落到最近的机场。
当然，以上的缺点对于直升飞机甚至更加严重，因为在发动发生机故障的情况 下，只能借助于复杂的自转动操纵来力图抑制坠机，但结果并无把握。
所有传统空气动力学升力的飞行器的另一缺点是，油耗很高，因此，续航力有 限制，因为尽管有足够高的效率但需要有大的动力来进行飞行。

因此，本发明的主要目的是提供一种飞行器，其组合以上两组的飞行器(即， 空气静力学升力飞行器和空气动力学升力的飞行器)的优良特征，同时，克服它 们的缺点，且有非常高的安全性。
本发明的另一目的是提供一种飞行器，其在飞行中具有高的稳定性，而与飞行 速度无关，甚至在强气流和狂风的情况下，它容易控制，对于飞行员的任何错误 反应程度很低。
下面将会更好地显现出上述目的和其它的特征，这些目的和特征通过具有如权 利要求1所述特征的飞行器予以实现，而其它的权利要求陈述了其它优点，但是 本发明的第二位的特征。
附图说明
现将参照几个优选的但非排他外的实施例来更详细地描述本发明，实施例借助 于附图中的非限制性的实例示出，在附图中：
图1是根据本发明的飞行器的立体图，
图2是图1飞行器的分解立体图，
图3是图1飞行器的平面图，
图4是一侧视图，单独地示出图1飞行器的一部分；
图5是根据本发明一替代实施例的飞行器的侧视图。

参照上述附图，根据本发明的飞行器10包括一对管状的分支12、14，它们成 直角连接以形成一V形的气腔，总的标示为16，并在其相对的端部处用相应的锥 形端部18、20封闭。气腔16用比空气轻的气体填充，最好是用氦气填充。一对 帆22、24伸展在管状分支12、14之间，它们成合适的形状以匹配于管状分支12、 14的内部外形，并从V形顶点逐渐地会聚而相遇到一导出边缘(delivery edge)B， 其形成在管状分支的两个相对端之间。
如图3所示，一对气囊25a、25b容纳在管状分支12、14的相对端处的气腔内， 并可工作地连接到一通向大气的常闭阀N，还连接到飞行器内的一泵P(仅在图3 中示意地示出)，其任务将在下面解释。
气腔16支承一细长的框架结构26，该框架结构设置有推进装置和水平安定面 (或称机翼面)，它们将在下面作详细描述，以及还设置有一驾驶舱28。
框架结构26包括一刚性安装框架，其被夹紧在V形的内顶点与一绳29或是 诸如一刚性梁那样的任何其它细长的张拉构件(图3中只示意地示出)之间，该 绳29或张拉构件拉在管状分支12、14的相对端上。安装框架包括一偏置抵靠在 气腔16的内顶点上的竖直构件30，以及一对斜交的纵向梁32、34，它们在不同 高度处从竖直构件30向后突伸并在它们后端处连结，并在那里，它们被绳子29 配合。梁的前端32a、34a从竖直构件30向前突出并在气腔16的对应的相对侧处 包围气腔16的顶点。竖直构件30具有平的锥形外形。
在借助于图中实例示出的实施例中，驾驶舱28支承在竖直构件30的下端并具 有一通过一翼(或称垂直安定面)(fin)40连接到纵向梁32、34的尾部38。该 尾部包括一水平尾部表面42和一支承在翼(或称垂直安定面)40上的舵44，两 者可以本技术领域内的传统方式通过驱动装置(未示出)由驾驶舱28进行操作。 一推进器发动机46支承在竖直构件30上，介于驾驶舱28和下纵向梁34之间， 使其推进器面向后。
飞行器10设置有起落架48、50，它们分别连接到驾驶舱28和尾部38的后端。
两对加强杆52、54和56、58从纵向梁的前端32a、34a向后突伸，它们的形 状适于沿着分别与上部帆22和下部帆24连接的连接区域匹配管状分支12、14 的外形。
与预计的相反，在实践中业已发现，尽管气腔16和帆22、24的外形的上述组 合呈非空气动力学的外观，但它可提供一空气动力学升力，当与气腔16内的氦气 体积产生的空气静力学升力组合在一起时，该空气动力学升力足以维持飞行器的 飞行。尤其是，气腔根据所要承载的载荷可有合适的尺寸，以使飞行器支承作用 的20-40％由空气静力学升力获得。包括有效载荷和燃料在内的其余的60-80％的 飞行器支承作用由空气动力学升力获得。因此，飞行器不需停泊结构来保持向下 停在地面上，因为空气静力学升力不足以提升飞行器。另一方面，飞行器10的气 腔体积提供一大的翼面积，当与空气静力学升力组合时，该大翼面积允许飞行器 10以非常低的速度起飞和着陆，而且起飞/着陆行程非常短，这是因为在重量相等 的条件下，所需要的空气动力学压力约为提升一仅由空气动力学升力支承的传统 飞机所需要的压力的1/5。
业已发现，上述V形的气腔16由两个管状分支组成，它们成直角地连接以改 进方向的稳定性，该V形气腔16与上述布置的帆22、24组合起来，可提供一最 佳的空气动力学升力表面，这是因为，利用该结构，空气静力学升力的重心匹配 于空气动力学升力的重心。这样的情形连同气腔16下面的载荷“悬挂”的布置可 使飞行器在飞行中具有自稳定性，产生如摆锤一样的平衡，这就只需垂直和方向 上的控制，于是，领航变得相当简单。这种情形使飞行器在飞行中具有惊人的稳 定性和可操纵性，对于气流和狂风以及对于驾驶员的任何错误不产生响应，于是， 飞行器非常容易控制。
由于随着飞行器爬升，氦气因为大气压力逐渐地减小而膨胀，，所以在爬升时 通过打开阀N以便逐渐地使管状分支12、14内的气囊25a、25b放气，以及在下 降时通过操作泵P对气囊充气，从而对如此的效应进行补偿。此外，在管状分支 的相对端处上述气囊布置具有进一步的有利效应，即气腔内氦气体积在爬升和下 降时相对于气囊内空气体积的相对变化致使飞行器的空气动力学升力重心移位， 因此纵向攻角改变，由此，在爬升时增加如此的角度，带来飞行的稳定性方面的 优点。
从安全性观点看，起飞、巡航和着陆所需的低的速度也使得根据本发明的飞行 器非常有优点，不仅因为它们使驾驶员主要在起飞和着陆的时候(这些时候的操 纵通常被认为更加重要)能从容不迫地操纵，而且因为在发动机故障的情形中， 飞行器可以低速下降。
此外，飞行器低速巡航导致油耗大大地减小，因此，提高续航力。
根据本发明的飞行器适用于各种应用，诸如地形监察使命、勘察、货物和乘客 运输以及其它应用，其中，可根据具体的要求来选择尺寸。此外，由于它的静态 稳定性只稍许受到火灾产生的上升气流的影响，而且它的低巡航速度使飞行器能 安全地执行取水的困难操纵并将水卸载到受火灾影响的区域，因此，该飞行器特 别和有利地适用于灭火使命。
在图5的替代实施例中，对应于先前实施例的零件用相同的标号加100来表示， 发动机146支承在附连到框架结构前端的鳍形支承件160上的前面的位置处，使 推进器面向前面。在如此的实施例中，竖直构件由一杆130组成。
当然，尽管这里已经描述了本发明几个优选实施例，但本技术领域内的技术人 员在本发明理念的范围之内可以作出许多变化。尤其是，与气腔关联的框架结构 的形状可以作很大的改变，例如，正如本技术领域内的技术人员会明白的，在相 当大的飞行器的情形中，可以添加其它的加强元件。尤其是，一加强环可沿着管 状分支的连接区域布置。此外，起落架48、50可用将飞行器支承在地面上的其它 装置替代，诸如在水面上起飞/降落的浮动装置、滑橇等。此外，飞行器也可设置 有一货舱，其方式类似于传统的空中货运，和/或设置有不同大小的乘客舱。
此外，飞行器可设置有支承在飞行器相对侧上的多个发动机，而不是设置沿着 其中线连接到框架结构的单个发动机，如以上优选实施例所示。所用发动机类型 也可以不同，视特殊要求而定，尤其是，可采用导管式推进器的发动机。
此外，所有对于本发明不是关键的零件可以省略。例如，加强杆48、50和52、 54在管尺寸相当的情形中特别有用，不是关键的，而填充氦气的气腔本身的刚度 在小管的情形中可以是足够的。