本公开涉及一种透镜状的飞艇。更具体地，本公开涉及透镜状飞艇。

自从1783年以来，随着孟高尔费(Montgolfier)兄弟的热气球的第一次 成功载人飞行，空气静力的比空气轻(lighter-than-air)的飞艇已经具有实际用 途。从那以后进行了许多改进，但是，载人热气球的设计和理念保持大致 类似。这样的设计可包括用于承载飞行员和旅客的吊舱、加热装置(例如， 丙烷炬)以及附着到吊舱并配置的以充满空气的大的气囊或者袋子。飞行员 然后可以利用加热装置加热空气直到受热空气的浮力在气囊上产生足够的 力来升高气球和附着的吊舱。这样的飞艇的航行被证明是困难的，主要是 由于风流以及用于导向气球的推进单元的缺失。
为了改进比空气轻的飞行的理念，一些比空气轻的飞艇已经改进为包 括推进单元、导航仪器和飞行控制装置。这样的添加可以使得这样的飞艇 的飞行员能够在这样的方向导向推进(propulsion)单元的推力(thrust)以使得 飞艇如期望地前进。利用推进单元和导航仪器的飞艇典型地并不使用热空 气作为升力气体(尽管可以使用热空气)，许多飞行员而是优选比空气轻的升 力气体例如氢气和氦气。其中，这些飞艇可还包括用于保持比空气轻的气 体的气囊、船员区域和货物区域。飞艇典型地为软式飞艇或者齐伯林式飞 艇形状的流线型，其尽管提供减小的阻力，但是会使得飞艇遭受不利的航 空影响(例如，受气流作用而转向(weather cocking))。
除了传统的热气球之外，飞艇可以分为若干类构造：硬式的、半硬式 的、非硬式的和混合类型的。硬式飞艇典型地具有包含多个非压缩气体单 元或者气球以提供升力的刚性框架。这样的飞艇一般不依靠气体单元的内 部压力来维持它们的形状。半硬式飞艇一般利用气囊内的一些压力来维持 它们的形状，但是也可以具有沿着气囊的下部的框架以至少为了分布悬挂 负载到气囊中以及为了允许更低的气囊压力。非硬式飞艇典型地利用超过 周围空气压力的压力水平以为了维持它们的形状，并且与货物承载装置相 关的任何负载由气囊和相关的结构支承。常用的软式小型飞船是非硬式飞 艇的一个例子。
混合式飞艇可结合其它飞艇类型的部件，例如用于承载负载的框架和 利用与升力气体有关的压力的气囊来维持其形状。混合式飞艇还可结合比 空气重的飞艇(例如，飞机和直升机)的特征以及比空气轻的技术以产生额外 的升力和稳定性。应当注意到，许多飞艇在满载货物和燃料时会比空气更 重，从而可以使用它们的推进系统和形状以产生停留在高处的空气动力学 升力。但是，在混合式飞艇的情形下，飞艇和货物的重量可以基本由与升 力气体例如氦气相关的力产生的升力来进行补偿。这些力可以施加在气囊 上，而补充的升力可以来自与船体有关的空气动力学升力。
与比空气轻气体相关的升力(也就是浮力)可以取决于许多因素，至少包 括环境压力和温度。例如，在海平面上，大约一个立方米的氦气可以平衡 大约一公斤的质量。因此，飞艇可包括相应大小的气囊，借助其维持足够 的升力气体来升力飞艇质量。配置的以提升重的货物的飞艇可以利用根据 待提升的负载而定大小的气囊。
一旦飞艇开始起飞，飞艇的船体设计和流线型可以提供额外的升力， 但是，特别地，早先设计的流线型飞艇由于这样的船体设计会受到基于空 气动力学力的不利影响。例如，一种这样的力可以是受气流作用的转向力， 其可以由作用在飞艇的不同表面上的环境风引起。术语“受气流作用而转 向”源自于风标作用，其关于垂直轴枢转并总是将其自身与风向对齐。受 气流作用而转向会是不期望的影响，其会导致飞艇经受基于与风相关的速 度的明显的航向变化。这样的影响从而会导致对于运动的更低的地速和额 外的能量消耗。比空气轻的飞艇会对受气流作用而转向特别敏感，因此， 期望设计出最小化这样的力的影响的比空气轻的飞艇。
基于对不利的空气动力学力的敏感性，着陆和固定比空气轻的飞艇还 会引入独特的问题。尽管许多比空气轻飞艇可以执行“垂直起落(VTOL)” 操控，但是一旦这样的飞艇抵达接近地面的点，最后着陆阶段会需要地勤 人员(例如，几个人)的就绪引导和/或用于系留或者别的方式固定飞艇到地 面的停靠设备。没有这些要素的引导，飞艇会被风流或者其它无法控制的 力带走，尽管飞艇的飞行员试图退出和处理最后的着陆阶段。因此，能够 使得由一个或多个飞行员着陆和固定飞艇的系统和方法会是期望的。
发明内容
本公开涉及利用飞艇的各示例性实施例，致力于上述一个或多个期望。
在一方面，本公开涉及一种飞艇。该飞艇可包括：大致扁球状的船体； 一个或多个限定支承结构的框架件，其中支承结构至少形成用于船体的部 分支承；以及至少一个可操作地耦合到飞艇的下表面的水平稳定件。该飞 艇可还包括：至少一个具有第一末端和第二末端的水平稳定件，其中至少 一个水平稳定件限定上反角构型；以及具有枢转耦合到飞艇的第一末端和 定向的以保持在飞艇的上表面下面的第二末端的垂直稳定件，其中垂直稳 定件配置的以在垂直平面内枢转，并且其中垂直稳定件的第一末端和至少 一个水平稳定件的第一末端可操作地耦合。
在另一方面，本公开涉及一种飞艇。该飞艇可以包括：限定支承结构 的一个或多个框架件，其中支承结构形成用于船体的支承；船体，其包括 至少一个配置的以维持一定体积的比空气轻气体气囊，其中该气囊可操作 地连接到支承结构，并且通过充填比空气轻的气体限定大致扁球的形状； 以及至少五个推进组件。至少五个推进组件的第一个可操作地耦合到与飞 艇相关的支承结构并位于与飞艇相关的周边上的前部位置，至少五个推进 组件的第二个可以可操作地耦合到支承结构并位于周边上关于第一推进组 件成大约120度，至少五个推进组件的第三个可以可操作地耦合到支承结 构并位于周边上关于第一推进组件成大约负120度。再者，第四推进组件 可以配置的以沿着大致平行于飞艇的滚转轴的轴导向推力并大致与至少五 个组件的第二个共位，第五个推进组件可以配置的以沿着大致平行于飞艇 的滚转轴的轴导向推力并大致与至少五个推进组件的第三个共位。
在又另一方面，本公开涉及用于与比空气轻的飞艇相关的推进组件的 安置。该安置可以包括至少五个推进组件。在该安置中，至少五个推进组 件的第一个可以可操作地耦合到与飞艇相关的支承结构并位于与飞艇相关 的周边上大致0度位置，至少五个推进组件的第二个可以可操作地耦合到 所述支承结构并位于周边上关于第一推进组件成大约120度，至少五个推 进组件的第三个可以可操作地耦合到支承结构并位于周边上关于第一推进 组件成大约负120度。再者，第四和第五推进组件可配置的以沿着大致平 行于飞艇的滚转轴线的轴导向推力。
根据再一方面，本公开涉及用于与飞艇相关的推进组件的安置。该安 置可以包括五个推进组件。五个推进组件的第一个可以可操作地耦合到与 飞艇相关的支承结构并位于与飞艇相关的周边上的第一位置，五个推进组 件的第二个可以可操作地耦合到支承结构并位于周边上关于第一可导向推 进组件成大约120度，五个推进组件的第三个可以可操作地耦合到支承结 构并位于周边上关于第一可导向推进组件大约负120度，第四推进组件可 以配置的以沿着大致平行于飞艇的滚转轴的轴导向推力并大致与至少五个 推进组件的第二个共位，第五推进组件可以配置的以沿着大致平行于飞艇 的滚转轴的轴导向推力并大致与至少五个推进组件的第三个共位。。
根据又一方面，本公开涉及用于比空气轻飞艇的尾翼组件。该尾翼组 件可以包括：至少一个具有第一末端和第二末端的水平稳定件，其中至少 一个水平稳定件限定上反角构型；以及垂直稳定件，其具有枢转耦合到飞 艇的第一末端和定向的以保持在飞艇的上表面下面的第二末端。垂直稳定 件可配置的以在垂直平面内枢转，并且垂直稳定件的第一末端和至少一个 水平稳定件的第一末端可以可操作地耦合。
在又再一方面，本公开涉及用于比空气轻飞艇的飞行控制系统。该系 统可以包括一个或多个配置的以接收操作者的输入的操作者控制装置、与 水平稳定件相关的水平控制面、与垂直稳定件相关的垂直控制面、配置的 以接收来自操作者控制的输入信号并根据输入信号产生控制信号的处理器 以及五个推进组件。五个推进组件的第一个可以可操作地耦合到与飞艇相 关的支承结构并位于与飞艇相关的周边上的第一位置，五个推进组件的第 二个可以可操作地耦合到支承结构并位于周边上关于第一可导向推进组件 成大约120度，五个推进组件的第三个可以可操作地耦合到支承结构并位 于周边上关于第一可导向推进组件成大约负120度。再者，第四推进组件 可以配置的以沿着大致平行于飞艇的滚转轴的轴导向推力并大致与至少五 个推进组件的第二个共位，第五推进组件可配置的以沿着大致平行于飞艇 的滚转轴的轴导向推力，并大致与至少五个推进组件的第三个共位。
附图说明
图1A是透镜状飞艇(LA)的示例性实施例的示意性透视图；
图1B是支承结构的示例性实施例的示意性透视图；
图2是船体的示例性实施例的示意性透视图；
图3A是尾翼组件的示例性实施例的示意性透视图；
图3B是示例性尾翼架(mount)的示意性部分透视图；
图3C是后部起落架组件构型的示例性实施例的示意性部分透视图；
图3D是突显示例性尾翼、龙骨箍和纵向支承件之间的示例性安装构型 的示意性视图，该构型利用示例性尾翼架；
图4A是推进组件的示例性实施例的示意性部分透视图；
图4B是推进组件的示例性实施例的另一示意性部分透视图；
图4C是推进组件的示例性实施例的又另一示意性部分透视图；
图5A是与LA相关的推进系统的安置的示例性实施例的示意性平面底 部侧视图；
图5B是与LA相关的推进系统的安置的另一示例性实施例的示意性平 面底部侧视图；
图6是示例性控制系统的方框图；
图7是计算机的示例性实施例的方框图；
图8A是吊舱底盘的示例性实施例的示意性透视图；
图8B是吊舱的示例性实施例的示意性透视图；
图9是示出用于在起飞操纵过程中控制LA的方法的示例性实施例的 流程图；以及
图10是示出用于执行与LA相关的着陆操纵的方法的示例性实施例的 流程图。

图1A示出透镜状飞艇(LA)10的一个示例性实施例。LA10可配置用于 VTOL(垂直起落)以及三维(例如X，Y和Z平面)航行。为了有利于这样的 飞行，LA10可包括支承结构20、船体22、尾翼组件25、后部起落架组件 377、包括推进组件31的推进系统、吊舱35、一个或多个计算机600(参见 例如图7)和/或前端起落架组件777。在各个实施例的整个讨论中，术语“飞 艇”和飞艇可以交替使用以表示各个实施例的LA10。再者，术语“前端” 和/或“前部”将用于表示LA10的半球部分内最靠近向前前进的区域，术 语“后部”和/或“后面”将用于表示在LA10的半球部分内最靠近前进的 相反方向的区域。而且，术语“尾部”将用于表示与船体22有关的最后面 的点，而术语“鼻部”将用于表示在船体22的前端部分内最向前的点。
图1A还示出用于参照目的的示例性LA10有关的各个轴。LA10可包 括滚转轴5、俯仰轴6和偏航轴7。LA10的滚转轴5可对应在例如从尾翼 组件25到吊舱35的方向延伸通过船体22的虚线。LA10的偏航轴7可对 应在例如从船体22的底部表面到船体22的顶面方向延伸通过船体22的垂 直于滚转轴的虚线。俯仰轴6可对应垂直于偏航轴和滚转轴二者延伸的虚 线以使得俯仰轴6从LA10的一侧延伸通过LA10的另一侧。“滚转轴”和 “X轴”；“俯仰轴”和“Y轴”；以及“偏航轴”和“Z轴”在整个讨论中 可以交替使用以表示有关LA10的各个轴。本领域技术人员将认识到，在这 些段落中描述的术语仅仅是示例性的，并不意在进行限定。
图1B示出根据本公开的一些实施例的示例性支承结构20。例如，支 承结构20可配置的以限定与LA10有关的形状，同时提供对与LA10有关 的许多系统的支承。这样的系统可以包括例如船体22、吊舱35、货舱(未示 出)和/或推进组件31。支承结构20可由一个或多个互连的框架件限定以形 成期望的形状。例如，根据一些实施例，支承结构20的第一部分可以限定 特定直径的大致圆形的周边梁(例如龙骨箍120)。龙骨箍120可包括一个或 多个具有限定弯曲半径的框架部分，其可以彼此附着以形成期望半径的龙 骨箍120。在一些实施例中，龙骨箍120可以具有例如大约21米的直径。
根据一些实施例，支承结构20可包括横向框架件122，其从龙骨箍120 的各个点以一定弯曲半径大致垂直地延伸为第三尺度，并大致在龙骨箍120 的相对部分正交地汇合，例如，如图1B所示。横向框架件122因此可以提 供支承给龙骨箍120，并还可提供支承给一个或多个与LA10有关的附加部 件(例如推进组件31)。
支承结构20可包括纵向框架件124，其配置的以在纵向方向从龙骨箍 120的前部延伸到龙骨箍120的后部。纵向框架架124可以大致正交地与龙 骨箍120汇合，并可以大致在与龙骨箍120相关的中点对齐。换句话说， 在二维平面观看龙骨箍120时，纵向框架件124可与龙骨箍120以0度和 180度的相对位置相交。
如在图1B的125处可看出的，例如，横向框架件122可与纵向框架件 124基本直角地相交。相交的角度可以根据与纵向框架件124和横向框架件 122相关的弯曲半径而改变。
包括在支承结构20内的一个或多个框架件可以包括一个或多个水平的 支承结构。例如，在一些实施例中，矩形和/或其它多边形状的子支承132 可由一个或多个围绕件134提供和围绕，其可以在切线方向与多边子支承 132相交，适于产生与框架件相关的弯曲半径。在一些实施例中，类似字母 “D”的多边形状可以被使用，如子支承136所示。该实施例可以特别用于 与龙骨箍120有关的框架件的构造。本领域技术人员将认识到，对于一个 或多个子支承132可以利用许多不同的形状，并且可以根据需要使用更多 或更少级的支承。可以基于与一个或多个子支承132相关的形状改变框架 件的大小和形状。任何这样的组合都意在落在本公开的范围内。
根据一些实施例，与支承结构20相关的框架件可以构造为单件并组装 为最终的框架件用于布置在支承结构20上。例如，龙骨箍120可包括限定 弯曲半径的框架的多个部分。该框架部分的组装可以产生具有限定半径的 龙骨箍120。为了紧固与龙骨箍120相关的各个框架件，一个或多个支架可 以与一个或多个紧固件(例如，胶粘剂、螺栓、螺母、螺钉等)结合使用，其 取决于期望的结合强度和类型。替代地，或者，额外地，框架件可以设计 的以使得各个框架件配合在一起，而胶粘剂可以用来保证框架件保持组装 好。
在一些实施例中，六个框架件可以结合起来用于形成龙骨箍120。六个 框架件的每一个然后可以通过连接部件(例如，支架)用适当的胶粘剂和/或 紧固件彼此连接。取决于使用的胶粘剂，加温胶粘剂以保证聚合性和/或利 用一个或多个机械紧固件是期望的。
为了最大化与LA10有关的提升能力，设计和制造支承结构20以使得 与支承结构20有关的重量被最小化同时强度以及因此的例如对空气动力学 力的耐受力最大化，这是期望的。换句话说，最大化与支承结构20相关的 强度/重量比可以提供用于LA10的更期望的构型。例如，一个或多个框架 件可以由重量轻但是强度高的材料构成，这些材料至少包括例如基本基于 碳的材料(例如，碳纤维)和/或铝。
根据一些实施例，一个或多个框架件可以被构成，包括碳纤维/树脂复 合材料和蜂窝碳夹层结构。蜂窝碳夹层结构还包括碳泡沫类型的材料。在 该实施例中，与支承结构20相关的单个框架件可以制造为适当的大小和形 状用于组装在支承结构20中。该构造可以产生用于支承结构20的期望的 强度/重量比。在一些实施例中，制造支承结构20以使得相关质量例如小于 200公斤是期望的。
船体22可包括数层/气囊和/或可以是半硬性结构。再者，船体22可以 为大致扁球形状的，或者“透镜状”形状。例如，扁球形状的尺度可以大 致由代表式A＝B＞C描述，其中A为物体的长度尺度(例如，沿着滚转轴5)； B为宽度尺度(例如，沿着俯仰轴6)；和C为高度尺度(例如，沿着偏航轴 7)。换句话说，扁球可以具有明显圆形的俯视图，高度(例如，极直径)小于 圆形俯视图的直径(例如，赤道直径)。例如，根据一些实施例，船体22可 包括以下尺度：A＝21米；B＝21米；和C7米。与船体22相关的尺度还可 以限定，至少部分地限定一定体积的可以保持在船体22内的比空气轻的气 体。例如，通过使用上面给出的用于船体22的尺度，与船体22相关的未 压缩的内部体积可以为大约1275立方米。
图2是根据本公开的船体22的示例性实施例的示意图。船体22可配 置的以保持一定体积比空气轻的气体并可以制造的以使得通过保持该体积 的气体，产生大致透镜状的和/或扁球形状。因此，船体22可包括由织物或 者材料缝合或者别的方式组装的第一气囊282，其配置的以保持比空气轻的 气体和/或具有圆形俯视图，其最大厚度小于圆形俯视图的直径。第一气囊 282可以由包括例如镀铝塑料、聚氨酯、聚酯、层叠橡胶以及任何适于保持 比空气轻的气体的其它材料制成。在一些实施例中，第一气囊282可以由 一个或多个聚酯片制成并可以缝合或者别的方式成形以使得保持一定体积 的比空气轻气体以使得第一气囊282呈现扁球形状。
与船体22相关的第一气囊282可以配置的以紧固在支承结构20上以 使得支承结构20可提供支承给船体22。第一气囊282可以在适当位置并通 过任何适当的方法包括例如拉链、捆绑带(tie-downs)，咬合等紧固到支承 结构20。根据一些实施例，拉链带284可以设置在龙骨箍120的周边周围， 相配的拉链部分围绕第一气囊282的周边。拉链部分然后可以“拉链闭合” 在一起，以使得第一气囊282紧固到龙骨箍120。第一气囊282可保持在龙 骨箍120的周边内以及保持在由支承结构20限定的区域内。
用于船体22的第一气囊282内的比空气轻的升力气体可以至少包括例 如氦气、氢气、甲烷和氨气。比空气轻的气体的升力潜力可以取决于该气 体的密度相对于周围空气或者其它流体(例如，水)的密度。例如，氦气在0 摄氏度和101.325千帕斯卡下的密度为大约0.1786克/升，而在0摄氏度和 101.325千帕斯卡的空气密度可以为大约1.29克/升。忽略保持气囊的重量， 等式1示出用于计算基于比空气轻的气体体积的浮力F浮力的简化公式，其 中Df是与周围流体相关的密度，Dlta是与比空气轻的气体相关的密度，gc 是重力常数，并且V是比空气轻的气体的体积。
F浮力＝(Df-Dlta)×gc×V    (1)
简化基于悬浮在空气内在0摄氏度和101.325千帕斯卡的氦气的体积的 等式，浮力可大致确定为F浮力/gc＝1.11克每升(也就是，大约1千克每立方米 的氦气)。因此，基于选取的比空气轻的气体，与船体22相关的第一气囊 282的内部体积可以选取的以使得期望量的升力可以由一定体积的比空气 轻的气体产生。等式2可用以计算用于空气静力学升力的期望体积，考虑 LA10的质量M。
V＞M/(Df-Dlta)    (2)
根据一些实施例，与船体22相关的第一气囊282可以被第一气囊282 内的一系列的“壁”或者分隔结构(未示出)分隔。这些壁可以产生分隔开的 “舱”，其可以每个都单独充填比空气轻的升力气体。这样的构型可以减轻 一个或多个舱失效(例如泄露或者织物破裂)的后果以使得在一个或多个舱 失效时LA10可仍具有一些空气静力学升力。在一些实施例中，每个舱可以 与至少一个其它舱流体连通，所述壁可以由类似于制造第一气囊282使用 的那些材料制造，或者，替代地(或者额外地)可以使用不同的材料。
根据一些实施例，第一气囊282可以通过利用由类似于用于形成第一 气囊282的织物形成的“壁”分为四个舱。本领域技术人员将认识到，可 以根据需要使用更多或者更少的舱。
第一气囊282内的一个或多个舱可以包括一个或多个充填和/或释放阀 (未示出)，其配置的以允许充填第一气囊282，其会导致最小化第一气囊282 的过度膨胀的风险。这样的阀可以设计来允许进入比空气轻的气体以及允 许比空气轻的气流在内部压力达到预定值(例如大约150-400帕斯卡)时流出 第一气囊282。本领域技术人员将认识到，可以根据需要使用更多或者更少 的充填/释放阀，并且释放压力可以至少基于与第一气囊282相关的材料进 行选取。
除了由保持比空气轻的气体产生的空气静力学升力之外，当放置在气 流中(例如，LA10处于运动中和/或风围绕船体22运动)时，船体22可配置 的基于相关的攻角以及气流相对于飞艇的速度产生至少一些空气动力学升 力。船体22因此可包括第二气囊283，其配置的以基本符合与第一气囊282 相关的形状。与船体22相关的第二气囊283可以例如大致围绕第一气囊282 的顶部和底部表面，或者，第二气囊283可以由两片或者更多片的材料形 成，每个基本覆盖船体22的顶部和/或底部表面的仅仅一部分。例如，根据 一些实施例，第二气囊283可以非常类似于第一气囊282，但是包含稍微更 大的体积，以使得第二气囊283可以基本围绕与船体22相关的支承结构20 和第一气囊282。
在一些实施例中，第二气囊283的第一部分可以配置的以仅覆盖支承 结构20的下半部(例如，如图2所示)，而第二气囊283的第二部分可以布 置在第一气囊282的上半部之上。在该实施例中，第二气囊283的第一部 分可以定位在支承结构20的下面，并且第二气囊283的边缘被带到龙骨箍 120的外周边用于紧固(例如，拉链闭合)到龙骨箍120。第二气囊283的第 二部分然后可以被覆盖在第一气囊282的顶部表面之上，并且边缘被带到 龙骨箍120的外周边用于紧固(例如，拉链闭合)到龙骨箍120。第二气囊283 到龙骨箍120的紧固可以以与第一气囊282所用的类似方式实现。例如， 围绕龙骨箍120周边的拉链带284可以具有第二拉链，其与第二气囊283 上的拉链部分汇合以使得它们可以被“拉链闭合”在一起。或者，可以使 用任何其它适当的紧固方法(例如，捆绑带)。
第二气囊283可提供将作用在第二气囊283上的升力转移到纵向框架 件124、横向框架件122和龙骨箍120。第二气囊283可包括帆布、乙烯基 和/或其它适当的材料，其可以缝合或者别的方式制作为适当的形状，该形 状可以具有对外部应力(例如，撕拉、空气动力学力等等)期望的抗性。在一 些实施例中，第二气囊283可包括低阻力和/或低重量的织物(fabric)，例如 聚酯、聚氨酯和/或DuPontTM具有热塑性涂层。
除了提供将空气动力学升力转移到支承结构20以及潜在的耐撕裂性之 外，在安装第二气囊283时，可以在第一气囊282和第二气囊283之间形 成一定空间，其可以用作用于LA10的升降气囊。例如，升降气囊可以用于 补偿第一气囊282内的升力气体与围绕LA10的环境空气之间的压差，以及 用于飞艇的压舱。当环境空气压力增大时(例如当LA10下降时)，升降气囊 因此可以允许船体22维持其形状。升降气囊还可以帮助控制第一气囊282 内的比空气轻的气体的膨胀(例如，当LA10上升时)，实质性地防止在更高 高度第一气囊282破裂。压力补偿可以通过当LA10上升和下降时例如分别 泵入空气到升降气囊中或者从升降气囊排出空气而实现。空气的该泵送和 排出可以通过与船体22相关的空气泵、排风片或者其它适当装置(例如，推 进系统30的作用)完成。例如，在一些实施例中，当LA10上升时，空气泵 (例如，空气压缩机)可以用空气充填第一气囊282和第二气囊283之间的空 间以使得在第一气囊282上施加压力，从而限制其响应减少的环境压力而 膨胀的能力。相反地，当LA下降时，随着在船体22上的环境压力增大， 空气可以从升降气囊中排出，从而允许第一气囊282膨胀并有助于船体22 保持其形状。
图3A示出示例性尾翼组件25。尾翼组件25可配置的以提供稳定性和 /或航行功能到LA10。尾翼组件25可以经由支架、架子和/或气体适当的方 法可操作地连接到支承结构20。例如，在一些实施例中，类似于图3B所示 的尾翼架345可以用来可操作地连接尾翼组件25到纵向框架件124和龙骨 箍120。
根据一些实施例，尾翼组件25可包括垂直稳定件310和水平稳定件 315。垂直稳定件310可配置为翼面以提供LA在偏航/直线飞行控制方面的 稳定性和辅助性。垂直稳定件310可包括前边缘、后边缘、枢转组件、一 个或多个桅以及一个或多个垂直控制面350(例如，方向舵)。
垂直稳定件310可枢转附着到尾翼组件25上的点。在LA10的操作过 程中，垂直稳定件310可从尾翼组件25的安装点大致向上导向到支承结构 20，而垂直稳定件310的最上点保持在船体22的顶部表面的最高点的下面 或者基本相同水平。这样的构型可以允许垂直稳定件310保持与LA10相关 的各向同性。在某些情形下(例如，自由空中入坞、疾风等情况)，垂直稳定 件310可配置的以围绕枢转组件在垂直平面内枢转以使得垂直稳定件310 在水平或者向下，垂直方向停下来，并大致在水平稳定件315之间。该安 置还可使得LA10能够最大化相对于垂直轴的各向同性，从而最小化不利的 空气动力学力的影响，例如关于垂直稳定件310的受气流作用而转向。在 本公开的一些实施例中，在船体22包括7米的厚度尺度以及尾翼组件25 安装到龙骨箍120和纵向空间件124的场合，垂直稳定件310可以具有从 大约3米到大约4米范围的高度尺度。
垂直稳定件310可包括一个或多个桅(未示出)，其配置的以限定垂直稳 定件310的俯视图以及提供用于与垂直稳定件310有关的蒙皮(skin)的支承。 一个或多个桅可以包括基本基于碳的材料，例如具有碳纤维泡沫的碳纤维 蜂窝夹层结构。一个或多个桅的每一个可以具有位于不同位置的开口(例如， 圆形孔)以使得重量最小化，并且对强度的损伤最小。本领域技术人员将认 识到，最小化使用的桅的数量，同时仍然保证期望的结构支承，可以允许 最小化与垂直稳定件310相关的重量。因此，可以沿着垂直稳定件310的 跨度以配置的以最大化支承同时最小化重量的期望间隔将一个或多个桅间 隔开。
前边缘322可用于限定垂直稳定件310的边缘形状以及在安装与垂直 稳定件310相关的蒙皮之前固定桅。前边缘322可以还包括基本基于碳的 材料，例如具有碳纤维泡沫的碳纤维蜂窝夹层结构。
前边缘322以及一个或多个桅可以对齐并紧固就位，蒙皮安装的大致 罩住前边缘322和桅。蒙皮可以包括例如帆布、聚酯、尼龙、热塑塑料和 任何其它适当的材料。蒙皮可以通过利用胶粘剂、收缩包装方法和/或任何 其它适当的方法进行固定，从而固定蒙皮到前边缘322和一个或多个桅。
例如，在一些实施例中，帆布材料可施加到一个或多个桅和前边缘322 之上，然后通过利用胶粘剂和/或其它的适当的紧固件进行固定。帆布材料 然后可以用聚氨酯和/或热塑性材料进行涂覆以进一步增加强度和粘结到一 个或多个桅和前边缘322。
垂直稳定件310可还包括一个或多个垂直控制面350，其配置的以操控 垂直稳定件310周围的气流以为了控制LA10。例如，垂直稳定件310可包 括配置的以在垂直稳定件310上从而在尾翼架345和船体22上施加侧向力 的方向舵。该侧向力可以用来产生关于LA10的偏航轴7的偏航运动，其对 于补偿飞行期间的空气动力学力是有用的。垂直控制面350可以可操作地 连接到垂直稳定件310(例如，经由铰链)并可以通信地连接到与吊舱35相关 的系统(例如，操作者踏板)或者其它适当的位置。例如，通信可以与吊舱35 或者其它的适当的位置(例如，远程控制)机械地建立(例如，缆线)和/或电性 地建立(例如，导线和伺服马达和/或光信号)。
与尾翼组件25相关的水平稳定件315可以配置为翼面并可提供水平稳 定性并有助于LA10的俯仰控制。水平稳定件315可包括前边缘、后边缘、 一个或多个桅和一个或多个水平控制面360(例如，升降舵)。
在一些实施例中，在下反角(anhedral又名负或者反上反角)构型中，水 平稳定件315可安装在船体22的下侧。换句话说，水平稳定件315可相对 于滚转轴5以向下的角度延伸远离垂直稳定件310。水平稳定件315的下反 角构型可以允许水平稳定件315用作LA10的后部的地面和着陆支承。或者， 水平稳定件315可安装为上反角或者其它适当的构型。
根据一些实施例，水平稳定件315可以可操作地附着到尾翼架345和/ 或垂直稳定件310。在某些情形下(例如，自由空中入坞、疾风等情况)，水 平稳定件315可配置的以允许垂直稳定件310在垂直平面内枢转，以使得 垂直稳定件310大致在水平稳定件315之间停下来。
在一些实施例中，与水平稳定件315相关的跨度(也就是，末端到末端 的测量)可以为跨过大约10-20米，其取决于船体22的期望尺寸。在一些实 施例中，与水平稳定件315相关的跨度可以为例如大约14.5米。水平稳定 件315可包括一个或多个桅(未示出)，其配置的以限定水平稳定件315的俯 视图以及提供对与水平稳定件315相关的蒙皮的支承。一个或多个桅可以 包括基本基于碳的材料，例如具有碳纤维泡沫的蜂窝夹层结构。一个或多 个桅的每一个可以具有位于不同位置的开口(例如圆形孔)，以使得重量最小 化而强度损伤最小。本领域技术人员将认识到，最小化使用的桅的数量同 时仍然保证期望的结构支承可以允许最小化与水平稳定件315相关的重量。 因此，桅可以沿着水平稳定件315的跨度以配置的以最大化支承同时最小 化重量的期望间隔间隔开。
前边缘352可用于限定水平稳定件315的边缘形状以及在安装与水平 稳定件315相关的蒙皮之前固定每个桅。前边缘352可还包括基本基于碳 的材料，例如具有碳纤维泡沫的碳纤维蜂窝夹层结构以获得期望的强度/重 量比。一旦前边缘352和一个或多个桅已经对齐并紧固就位，蒙皮可以安 装以基本罩住前边缘352和一个或多个桅。蒙皮材料可包括例如帆布、聚 酯、尼龙、热塑塑料和/或任何其它适当的材料。蒙皮可以通过利用胶粘剂、 收缩包装方法和/或任何的其它适当的方法固定。例如，在一些实施例中， 帆布材料可施加在一个或多个桅和前边缘352之上并通过利用胶粘剂和/或 其它适当的紧固件进行固定。帆布材料可以然后用聚氨酯和/或热塑性材料 进行涂覆以进一步增加强度和粘结到桅和前边缘352。
水平稳定件315可还包括一个或多个水平控制面360(例如升降舵)，其 配置的以操控水平稳定件315周围的气流以实现期望的效果。例如，水平 稳定件315可包括升降舵，其配置的以在水平稳定件315上施加俯仰力(也 就是，向上或者向下的力)。这样的俯仰力可以用于使得LA10围绕俯仰轴6 运动。水平控制面360可以可操作地连接到水平稳定件315(例如经由铰链) 并可以从吊舱35或者其它的适当的位置(例如，远程控制)机械地(例如经由 缆线)和/或电性地(例如，经由导线和伺服马达和/或光信号)受控。
图3B是尾翼架345的示例性实施例的示意图。尾翼架345可配置的以 可操作地连接垂直稳定件310、水平稳定件315和支承结构20。尾翼架345 可包括与参照支承结构20讨论的相似的高强度低重量材料(例如，碳纤维蜂 窝夹层结构)。再者，尾翼架345可包括配置的以与支承结构20上的紧固点 配合的紧固点。例如，纵向框架件124和/或龙骨箍120可配置为具有在龙 骨箍120的后部位置附近的紧固点(例如，在绕龙骨箍120大约180度处)。 这样的紧固点可以配置的以与设置在尾翼架345上的紧固点配合。本领域 技术人员将认识到，许多紧固件组合可以用于紧固尾翼架345到龙骨箍220 和纵向框架件124的相关紧固点。
尾翼架345还可配置的以使得垂直稳定件310可以枢转以使得当期望 时垂直稳定件310可被布置在水平稳定件315之间的位置。尾翼架345可 包括销、铰链、轴承和/或其它适当的装置以使得能够实现这样的枢转动作。 在一些实施例中，垂直稳定件310可以安装在与尾翼架345相关的转销(未 示出)上并可以包括配置的以可操作地连接垂直稳定件310到龙骨箍120和/ 或其它适当位置的锁止机构(未示出)。锁止机构(未示出)可包括玳瑁锁止器、 撞击锁止器、弹簧加载销、挡料板、液压促动器和/或任何其它适当机构的 组合。锁止机构(未示出)的控制和垂直稳定件310的枢转可以通过利用机械 (例如，经由缆线)和/或电(例如，经由控制信号和伺服马达)或者任何其它适 当的控制方法(例如，经由液压传动)实现。
例如，当水平稳定件315以下反角安置配置(也就是，向下远离船体倾 斜)并连接到LA10的下侧时，水平稳定件315可以用作LA10的后部的地面 和着陆支承。为了有利于这样的功能，后部起落架组件377可以可操作地 连接到与水平稳定件315相关的每个翼面(例如，如图3C所示)。后部起落 架组件377可包括一个或多个轮378、一个或多个减震器381和安装硬件 379。后部起落架组件377可在末端和/或其它任何适当位置(例如，水平稳 定件315的中点)连接到水平稳定件315。在一些实施例中，后部起落架组 件377可包括安装在轴上的单一的轮，该轴可操作地通过油压气减震器在 每个翼面的最外末端连接到水平稳定件315。该构型可以允许后部起落架组 件377提供关于输入的阻尼力(例如在降落和着陆过程中施加的力)。水平稳 定件315还可以基于所用构型和材料有助于这样的阻尼。本领域技术人员 将认识到，起落架组件377可根据需要包括更多或者更少的部件。
后部起落架组件377可配置的以执行其它的功能，包括，例如收回、 放下和/或调节与LA10相关的负载。本领域技术人员将认识到，可以存在 用于后部起落架组件377的许多构型，并且这样的构型意味着落在本公开 的范围内。
图3D是突显尾翼25、龙骨箍120和纵向支承件124之间的使用尾翼 架345的示例性安装构型的示意性视图。本领域技术人员将认识到可以使 用许多其它安装构型，其意在落在本公开的范围内。
图4A-4C示出推进组件31的各个示例性实施例。例如，如图4A所示， 推进组件31可包括动力源410、动力转换单元415、推进单元支架430和/ 或燃料源(例如，罐)(未示出)。动力源410可包括例如电动马达、液体燃料 马达、燃气涡轮发动机和/或任何配置的以产生旋转动力的适当动力源。动 力源410可还包括可变速度和/或可反转类型马达，其可以在任意方向运转 (例如，顺时针方向或者逆时针方向旋转)和/或基于控制信号(例如，来自计 算机600的信号(例如，如图7所示))以可变转速运转。动力源410可由电 池、太阳能、汽油、柴油燃料、天然气、甲烷、和/或任何的其它的适当的 燃料源赋能。在一些实施例中，例如，动力源410可包括由意大利的Simonini Flying，Via per Marano，4303，41010-San Dalmazio di Serramazzoni(MO)制造的 Mini2和/或Mini3马达。
根据一些实施例，推进组件31可包括动力转换单元415，其配置的以 将动力源410的旋转能转换为适于作用在LA10上的推进力。例如，动力转 换单元415可包括翼面或者其它在旋转时可以产生气流或者推力的装置。 例如，动力转换单元415可安置为轴向风扇(例如，推进器)、离心式风扇和 /或正切风扇。该示例性风扇安置可以适于将由动力源410产生的转动能转 换为对操控LA10有用的推力。或者，在利用动力源例如燃气涡轮发动机的 场合，可以不使用动力转换单元415提供推力。本领域技术人员将认识到， 可以利用许多构型，其并不脱离本公开的范围。
动力转换单元415可以是可调节的以使得动力转换单元415的攻角可 以被修改。这可以允许基于与动力转换单元415相关的攻角改变推力强度 和方向。例如，在动力转换单元415配置为可调节的翼面(例如，可变桨距 推进器)，动力转换单元415可以旋转通过90度以实现完全的推力反向。动 力转换单元415可配置为具有例如叶片、舱门和/或其它装置，以使得由动 力转换单元415产生的推力可以在期望的方向被修改和导向。替代地(或者， 额外地)，与动力转换单元415相关的推力方向可以通过操控推进单元支架 430完成。
如图4B所示，例如，推进单元支架430可以可操作地连接到支承结构 20并可以配置为牢固地保持动力源410，以使得与推进组件31相关的力可 以转移到支承结构20。例如，推进单元支架430可包括紧固点455，其设 计来与龙骨箍120、水平稳定件315、横向框架件122上的紧固位置和/或任 何其它适当位置汇合。这些位置可以包括用于辅助承受与推进组件31有关 的阻力(例如推力)的结构性加强。此外，推进单元支架430可包括一系列的 紧固点，其设计来与特定动力源410上的紧固点相配。本领域技术人员将 认识到，一系列紧固件可以用于固定紧固点以获得推进单元支架430和紧 固位置之间的期望连接。
根据一些实施例，推进单元支架430可包括枢转组件，其配置的以允 许推进组件31响应由例如计算机600提供的控制信号围绕一个或多个轴(例 如轴465和470)转动(例如参见图7)。枢转组件可以包括蜗轮、伞齿轮、轴 承、马达和/或其它可以便于围绕推进组件31的一个或多个轴的受控旋转的 装置。在这些实施例中，电动马达475可配置的以使得相关的蜗轮480旋 转。蜗轮480的旋转然后可以使得推进装置齿轮485旋转，从而转动推进 支架430。
替代地，在一些实施例中，推进组件31可安装的以使得能够实现最小 的旋转或者枢转(例如，基本固定)，如图4C所示。该构型可以根据需要用 于一个或多个推进组件31。
图5A和5B示出根据本公开的LA10的推进系统的示例性构型(从LA10 的底部进行观察)。与LA10相关的推进组件31可配置的以提供定向在特定 方向的推进力(例如推力)(也就是推力矢量)，并配置的以产生运动(例如，水 平运动)，抵消运动力(例如风力)和/或LA10的其它操控(例如偏航控制)。例 如，推进组件31可启动偏航、俯仰和滚转控制以及提供用于水平和垂直运 动的推力。该功能可以取决于与推进组件31相关的布置和动力。与推进系 统30相关的功能可以在多个推进组件31(例如，5个推进组件31)中分配。 例如，推进组件31可用于提供用于垂直起飞的升力以使得在第一气囊282 内的比空气轻的气体的力通过与推进组件31相关的推力在升力方面得到辅 助。替代地(或者，附加地)，推进组件31可用于提供用于着陆操控的向下 的力以使得在第一气囊282内的比空气轻的气体的力被与推进组件31相关 的推力抵消。此外，水平推力还可以由推进组件31提供用于产生与LA10 相关的水平运动(例如，飞行)的目的。
利用推进组件31用于控制或者辅助控制与LA10相关的偏航、俯仰和 滚转是期望的。例如，如图5A所示，推进系统30可包括可操作地附着到 龙骨箍120的前部并大致平行于和/或在LA10的滚转轴5上的前部推进组 件532。除了前部推进组件532之外，推进系统30可包括：右舷推进组件 533，其以相对于LA10的滚转轴5大约120度可操作地附着到龙骨箍120； 和左舷推进组件534，其以相对于LA10的滚转轴5大约负120度(例如，正 240度)可操作地附着到龙骨箍120。该构型可以使得能够控制与LA10相关 的偏航、俯仰和滚转。例如，在期望能够实现LA10的偏航运动的场合，前 部推进组件532可旋转或者枢转以使得与前部推进组件532相关的推力矢 量基于期望的偏航被导向为平行于俯仰轴6并在相对于船体22的左侧或者 右侧。通过前部推进组件532的操作，可以使得LA10与前部推进组件532 相关的定向推力反作用而偏航。
在其它的示例性实施例中，例如，在期望产生与LA10相关的俯仰运动 的场合，前部推进组件532可以旋转以使得与前部推进组件532相关的推 力可以基于期望的俯仰平行于偏航轴并向着地面(也就是，向下)或者向着天 空(也就是，向上)导向。通过前部推进组件532的操作，然后可以使得LA10 受前部推进组件532相关的定向推力的反作用力而俯仰。
根据另外其它的实施例，例如，在期望产生与LA10相关的滚转运动的 场合，右舷推进组件533可旋转以使得与右舷推进组件533相关的推力可 以基于期望的滚转平行于偏航轴7并向着地面(也就是，向下)或者向着天空 (也就是，向上)而导向，和/或左舷推进组件534可以旋转以使得与左舷推进 组件534相关的推力可以在和与右舷推进组件533相关的推力方向相反的 方向导向。通过右舷推进组件533和左舷推进组件534的操作，然后LA10 可以受定向推力的反作用力而产生滚转。本领域技术人员将认识到，通过 利用不同的组合和推进组件31的旋转可以实现类似的结果，其并不脱离本 公开的范围。
前部、右舷和左舷推进组件532，533和534还可配置的以提供用于产 生LA的向前或者向后运动的推力。例如，右舷推进单元533可安装到推进 支架430并配置的以从其中相关的推力在向下方向(也就是，向着地面)导向 的位置枢转到其中相关的推力在大致平行于滚转轴5并向着LA10的后部导 向的位置。这可以允许右舷推进单元533提供额外的推力辅助推进器。替 代地，右舷推进单元534可以从其中相关推力平行于滚转轴5并向着LA10 的后部导向的位置旋转到其中相关推力沿着俯仰轴6导向以使得逆向风力 可以被抵消的位置。
除了分别的前部、右舷和左舷推进组件532，533和534之外，推进系 统30可包括一个或多个右舷推进器541和一个或多个左舷推进器542，其 配置的以提供水平推力到LA10。右舷和左舷推进器541和542可安装到龙 骨箍120、横向框架件122、水平稳定件315或者与LA10相关的任何其它 适当位置。右舷和左舷推进器541和542可利用类似于上述那些的可操作 推进单元支架430进行安装，或者，替代地，右舷和左舷推进器541和542 可以安装的以使得能够实现最小旋转或者枢转(例如，基本固定的)，如图4C 所示。例如，右舷和左舷推进器541和542可以在垂直稳定件310的任一 侧上的后部位置(例如，在大约160度和负160度，如图5B所示)安装到龙 骨箍120。在一些实施例中，右舷和左舷推进器541和542可基本与如上所 述的右舷和左舷推进组件533和534共位(例如，正120度和负120度)。在 该实施例中，与右舷和左舷推进组件533和534相关的推进单元支架430 可包括其它紧固点以使得与右舷和左舷推进器541和542相关的推进单元 支架430可以可操作地彼此连接。替代地，与右舷和左舷推进器541和542 相关的推进单元支架430可以可操作地连接到支承结构20上的紧固点，该 紧固点与连接到与右舷和左舷推进组件533和534相关的推进单元支架430 的紧固点基本类似。
在一些实施例中，来自右舷和左舷推进器541和542的推力可以沿着 大致平行于滚转轴5的路径被导向。该构型可以使得与右舷和左舷推进器 541和542相关的推力能够基于推力方向在向前或者向后方向驱动LA10。
在一些实施例中，来自右舷和左舷推进器541和542的推力可以基于 相关推进单元支架430的位置构造。本领域技术人员将认识到，可以利用 用于右舷和左舷推进器541和542的其它构型，其并不脱离本公开的范围。
图6是示例性控制系统的方框图。根据一些实施例，吊舱35可配置有 操控杆和/或操纵杆，用于提供推进组件31、水平稳定件315和垂直稳定件 310和/或水平控制面360和垂直控制面350控制信号。此外，吊舱35可包 括意在控制与LA10相关的俯仰和滚转运动以及控制与LA10相关的向前和 向后或者减速运动的操控杆(未示出)。吊舱35可还包括用于控制垂直稳定 件例如310和/或垂直控制面350的两侧方向舵杆。
根据一些实施例，操控杆353可安装在固定支承上以为了围绕第一轴 和围绕例如垂直于第一轴的第二轴角向运动。操纵杆353围绕第一轴的运 动可以控制LA10的俯仰运动，而操控杆353围绕第二轴的运动可以控制 LA10的滚转运动。换句话说，当操控杆353围绕第一轴运动时，可以促动 具有水平控制面360的升力马达组件31。当操控杆353围绕第二轴运动时， 可以相应地促动升力马达组件31。
此外，操控杆353可以可滑动地安装在支承上以为了至少通过控制右 舷和左舷推进器541和542控制LA10的向前和向后或者减速运动。
再者，侧方向舵杆354还可以被促动以控制垂直稳定件410、垂直控制 面350和右舷和左舷推进器541和542在当其速度不足以使得通过垂直稳 定件310偏航时，或者替代地在任何时候，辅助LA10的偏航运动。如图6 所示，取决于其围绕第一轴和第二轴的运动，并且取决于其滑动运动，操 控杆353可提供表征俯仰、滚转和向前/向后运动的信息，并且侧方向舵杆 354可以提供表征期望偏航的信息。
如所示，俯仰信息可以用于控制推进组件31和特别地前部推进单元 532、右舷推进单元533和左舷推进单元534的桨距设置和节流阀设置。相 应地，滚转信息可以用于控制与右舷推进单元533和左舷推进单元534相 关的桨距设置和节流阀设置，以及水平控制面360。再者，向前/向后运动 信息可以用于控制与右舷和左舷推进器541和542相关的桨距设置和节流 阀设置。偏航信息可以用于控制与右舷和左舷推进器541和542相关的桨 距设置和节流阀设置，以及垂直稳定件310。
如所示，俯仰、滚转、运动和偏航信息可以通过编码器和多路传输器 以编码和多路传输的方法通过机载通信网络提供。
作为用于控制动力转换单元415(例如，推进器)和推进组件31的桨距 和节流阀设置所关心的信息，从操控杆353和方向舵杆354发出的信号的 值由球面电位器356设定。但是，与每个俯仰、滚转、运动和偏航相关的 信息可以通过单独的电位计例如357单独设定。
作为意在控制垂直稳定件310和水平控制面360所关心的滚转和偏航 信息，开关，例如开关358可用于提供多路传输器355相应的信息。
如上所述，与各种描述的控制信号相关的信息然后被编码和传输，例 如经由多路传输器或者其它类似装置，通过机载传输或者通信网络(例如， 电传操纵系统(fly-by-wire)或者光传操纵系统(fly-by-light))，在各个推进组件 31和/或垂直和水平控制面350和360上解码。
根据一些实施例，至少推进组件31和控制面可以由计算机600控制。 图7是本公开的计算机600的示例性实施例的方框图。例如，如图7所示， 计算机600可包括处理器605、磁盘610、输入装置615、多功能显示器 (MFD)620、任选的外部装置625和接口630。计算机600可根据需要包括 更多或者更少的部件。在该示例性实施例中，处理器605包括CPU635，其 连接到随机存取存储器(RAM)单元640、显示存储器单元645、视频接口控 制器(VIC)单元650和输入/输出(I/O)单元655。处理器还可包括其它部件。
在该示例性实施例中，磁盘610、输入装置615、MFD620、任选的外 部装置625和接口630通过I/O单元655连接到处理器605。再者，磁盘610 可包含可由处理器605处理并由MFD620显示的一部分信息。输入装置615 包括一机构，通过该机构用户和/或与LA10相关的系统可以访问计算机 600。任选的外部装置625可允许计算机600经由控制信号操控其它装置。 例如，电传操纵系统或者光传操纵系统可以被包括进来，从而允许控制信 号发送到任选的外部装置，包括，例如，与推进单元支架430相关的伺服 马达和与水平和垂直稳定件310和315相关的控制面。在此所用的“控制 信号”可以指任何模拟、数字和/或其它形式的配置的以使得操作与飞艇10 的控制相关的部件的信号(例如，配置的以使得操作与LA10相关的一个或 多个控制面的信号)。在此所用的“电传操纵系统”是指其中控制信号可以 以电子形式通过导电材料(例如铜线缆)的控制系统。该系统可以包括在操作 者控制装置和最终的控制促动器或者表面之间的计算机600，其可以根据预 定的软件程序修正操作者的输入。在此所用的“光传操纵系统”是指其中 控制信号类似于电传操纵系统地传输(也就是，包括计算机600)但是其中控 制信号经由光在导光材料(例如光纤)上传输的控制系统。
根据一些实施例，除了通过输入装置615，接口630可允许计算机600 发送和/或接收信息。例如，计算机600可接收表征来自飞行控制装置720、 远程控制装置和/或任何其它适当装置的控制信息的信号。计算机600然后 可以处理这样的指令并相应地传输适当的控制信号到与LA10相关的各系 统(例如，推进系统30，垂直和水平控制面350和360等)。计算机600可还 接收来自有关LA10的传感器(例如，高度计，导航无线电、空速管等)的天 气和/或环境情形信息并利用该信息产生与操作LA10相关的控制信号(例 如，与配平、偏航和/或其它的调节相关的信号)。
根据一些实施例，计算机600可包括使得实现其它功能的软件和/或系 统。例如，计算机600可包括允许LA10的自动驾驶仪控制的软件。自动驾 驶仪控制可包括配置的以独立于LA10的操作者自动维持预定航线和/或执 行其它航行功能的任何功能(例如，稳定LA10，防止不期望的操控、自动着 陆等)。例如，计算机600可接收来自LA10的操作者的信息，包括飞行计 划和/或目的地信息。计算机600可使用这样的信息连同自动驾驶仪软件用 于确定适当的指令给推进单元和控制面以便于根据所提供的信息航行 LA10。其它部件或者装置也可以通过I/O单元655附着到处理器605。根据 一些实施例，可以不使用计算机，或者其它计算机可以用于冗余。这些构 型仅仅是示例性的，并且其它实施例将落在本公开的范围内。
图8A示出根据本公开的与吊舱35相关的底盘705的示例性实施例。 底盘705可配置为附着到支承结构20以便提供支承给与吊舱35、货物和/ 或旅客相关的系统。底盘705可包括一个或多个彼此附着形成与底盘705 相关的形状的框架件。底盘705的一些实施例可配置的以提供支承给飞行 员、导航仪表和/或飞行控制装置。替代地(或者额外地)，底盘705可配置的 以提供支承给除了飞行员和相关飞行装置之外的多位旅客。本领域技术人 员将认识到，用于吊舱35的设计可以基于LA10的建议的用途(例如，旅客 装载、货物装载、观察平台等)而改变。
包括底盘705的一个或多个框架件可以包括高强度/重量比的材料，其 包括，例如，铝和/或碳纤维。在一些实施例中，底盘705的一个或多个框 架件可以构造为大致管状的并可包括碳纤维/树脂复合材料和蜂窝碳夹层结 构。蜂窝碳夹层结构可以包括碳泡沫或者泡沫类型的材料。在这样的实施 例中，单个框架件可以构造为适当的大小和形状用于底盘705的组装。该 构型可以产生根据LA10的特定目的需要产生用于底盘705的适当的强度/ 重量比。本领域技术人员将认识到，底盘705可构造为许多构型，其并不 超出本公开的范围。如图8A所示的底盘705的构型仅仅是示例性的。
根据一些实施例，底盘705可配置的以提供支承以及操作性连接到前 端起落架组件777。例如，前端起落架组件777可以可操作地连接到底盘 705。前端起落架组件777可包括一个或多个轮、一个或多个减震器和安装 硬件。前端起落架组件777可以在一定位置连接到底盘705，其配置的以提 供在LA10处于停止或者在地面上滑行期间的稳定性。例如，前端起落架组 件777可以在操作者接口之后连接到吊舱35以使得在LA10的各个部件、 后部起落架组件377和前端起落架组件777之间实现平衡。本领域技术人 员将认识到，前端起落架组件777的各定位构型(例如直接在操作者接口710 之下的吊舱35上的点)可以被使用，其并不超出本公开的范围。在一些实施 例中，前端起落架777可包括安装在轴上的双轮，该轴经由油气减震器在 操作者接口710周边的点上可操作地连接到吊舱35。
根据一些实施例，前端起落架组件777可配置的以执行其它的功能， 包括，例如，当在地面上转向(steer)LA10，收回、放下、调节负载等。例如， 前端起落架组件777可包括到吊舱35的可操作连接以使得前端起落架组件 777可以转动以使得LA10在地面上移动时朝向期望的方向。该连接可以包 括齿轮齿条副、蜗轮、电动马达和/或其它适当装置用于使得前端起落架组 件777响应转向输入而转动。
根据一些实施例，前端起落架组件777可包括到与吊舱35中的轭相关 的转向控制的可操作连接。操作者可以转动轭，从而使得表征转向力的信 号发送到计算机600。计算机600然后可以使得与前端起落架组件777相关 的电动马达迫使前端起落架组件777在由来自操作者的转向力输入的方向 转动。替代地，转向可以通过机械连接(例如，缆线、液压传动装置等)或者 任何其它适当的方法完成。本领域技术人员将认识到，转向控制可以连接 到飞行控制装置720、专门的转向控制装置和/或其它的适当的控制装置， 其并不超出本公开的范围。
图8B示出根据本公开的吊舱35的示例性实施例。吊舱35可包括底盘 705、操作者接口710、前端起落架组件777(例如，如图8A所示)、计算机 600(例如，参见图7)和/或压舱物(未示出)。
例如，吊舱35可配置的以安装在纵向框架件124上的位置以使得与 LA10相关的静态平衡可以得以维持。吊舱35可安装在例如沿着滚转轴5 的位置，以使得与吊舱35的质量相关的关于俯仰轴6的转矩大致抵消与尾 翼组件25的质量相关的关于俯仰轴6的转矩。吊舱35可安装在沿着俯仰 轴6的位置以使得不从吊舱35的质量产生关于滚转轴5的转矩。
吊舱35可包括操作者界面，其可以配置的以提供飞行员或者其它个人 场所以执行与飞行LA10相关的任务。操作者界面710可至少包括导航仪表 715、飞行控制装置720和/或气囊控制装置(例如，还包括座椅等)。导航仪 表715可包括模拟仪表(例如，高度计、空速表、无线电等)、数字仪表和/ 或可包括一个或多个MFD620。MFD620可包括任何航空显示器，其提供多 种功能的显示，例如基本功能显示(PFD)。如本领域技术人员熟知的，MFD 可包括CRT显示器、等离子体显示器、LCD显示器、触摸敏感显示器和/ 或任何其它类型的电子装置。计算机600可连接到导航仪表和/或MFD620， 以及垂直和水平控制面350和360、推进系统30和/或其它与LA10有关的 系统。
飞行控制装置720可配置的以提供给LA10的操作者能够在滑行和飞 行期间控制LA10的控制。飞行控制装置720可接收表征来自操作者的期望 的航行功能(例如，转动、偏航、俯仰等)的输入并提供该输入给计算机600、 垂直和/或水平控制面350和360、推进单元支架430或者其它的适当的系 统，其配置的以使得LA10由操作者根据需要导向。飞行控制装置720可包 括飞行手柄(flight stick)740、控制踏板741和/或发动机控制装置742。飞行 控制可根据需要通信地连接到计算机600、垂直和水平控制面350和360、 推进单元支架430以及其它系统。
根据一些实施例，气囊控制装置(未示出)可配置的以允许控制气囊内的 压力。例如，气囊控制装置可以使得能够促动泵、阀、襟翼和/或其它装置， 以使得气囊内的压力可以得以控制。例如，增加气囊内的压力以在LA10产 生压舱效果是期望的。操作者可以促动气囊控制装置，其使得空气泵(未示 出)将压缩空气泵入到气囊内，从而在第一气囊282上施加压力。替代地(或 者额外地)，操作者会希望利用气囊内的压缩空气来在LA10产生止停力。 操作者可以促动气囊控制装置以使得阀打开，从而从气囊在与LA10相关的 运动方向大致相反的方向释放一股压缩空气。气囊控制装置可以通信地连 接到计算机600或者其它的适当的装置用于产生与气囊相关的期望的结果。 本领域技术人员将认识到，许多其它操作可以与气囊控制装置相关并意在 落在本公开的范围内。
图9是示出用于在起飞操控期间控制LA10的方法的示例性实施例的 流程图880。LA10的操作者可以确定是否从LA10的当前位置进行垂直起 飞(也就是，不滑行LA10而升空)或者滑行起飞(步骤882)。例如，在LA10 定位为具有沿着地面滑行的最小能力(例如，周围有许多树或者建筑物)的场 合，操作者可以确定垂直起飞会是最适当的(步骤882：是)。因为船体22 可包括大量比空气轻的升力气体，LA10可以基于与比空气轻的升力气体相 关的升力而垂直升空，如上所述。替代地(或者额外地)，LA10的操作者会 希望利用与推进系统30相关的力用于垂直升空。在该实施例中，操作者可 以例如促动飞行控制装置(例如，飞行驾驶杆、发动机控制装置等)以使得与 前部推进单元532、右舷推进单元533和/或左舷推进单元534相关的推进 单元支架430旋转以使得与推进单元31相关的推力大致在向下方向导向(步 骤884)。根据一些实施例，通过接收操作者输入，计算机600可传输控制 信号，其配置的以产生与前部推进单元532、右舷推进单元533和/或左舷 推进单元534相关的推进单元支架430的操控。一旦推进单元31已经旋转 到期望位置，对该推进单元31的动力可以增大，例如，通过节流阀(步骤 886)。本领域技术人员将认识到，存在许多用于增大给推进组件31的各实 施例(例如，节流阀、电流调节器等)的动力的方法，其意在落在本公开的范 围内。增大对推进单元31的动力然后可以导致来自每个推进单元31额外 的推力，因此，额外的向上力施加到支承结构20，从而增大与LA10相关 的其它升力(例如，与比空气轻的气体相关的力)。LA10然后可以以垂直起 飞方式离开地面(步骤888)。
根据一些实施例，LA10的操作者可以确定滑行起飞将是更期望的(例 如，在LA10由于货物而很重的场合)(步骤882：否)。LA10的滑行可以通 过当与前后起落架组件777和377相关的轮接触地面时提供动力给左舷及 右舷推进器542和541而实现(步骤894)。提供动力给左舷及右舷推进器可 以产生与左舷及右舷推进器相关的推力以在LA10上通过支承结构20施加 力，从而使得LA10在与该推力相反的方向(例如，向前)滑行(步骤896)。在 该滑动期间，LA10的操作者可以至少在可通过控制面350和360之外通过 使用与前端起落架组件777的转向组件通信地耦合的控制装置(例如，轭) 控制与LA10相关的移动方向。当滑行LA10时操作者还可以执行其它功能， 例如，调节前部推进单元532、右舷推进单元533和/或左舷推进单元534 以提供额外的升力，如上所述(步骤898：是)。替代地，操作者可以不期望 来自该推进组件31的额外的升力并可以允许LA10在与LA10相关的空空 气动力学力和空气静力升力下离地(步骤898：否)。
一旦升空，操作者和/或计算机600可传输配置的以控制与LA10相关 的飞行的各方面的各种信号(步骤892)。例如，在飞行期间，LA10的操作 者可以期望通过利用飞行控制装置720转动LA10到不同的航向。在该例子 中，操作者可以促动一个或多个飞行控制装置720，从而使得相应的信号传 输到计算机600。计算机600然后可以基于操作者期望的结果(例如，向右 转)确定相应的动作。该动作可以包括水平和/或垂直控制面360和350的操 控和/或推进单元31的操控(例如，至少动力和方向控制)。因此，计算机600 可产生配置的以产生与LA10的各系统相关的特定动作以产生意在的结果 的控制信号。例如，计算机600可传输信号到与水平控制面360相关的液 压促动器，从而使得控制面改变其攻角。再者，计算机600可传输信号， 其配置的以使得与前部推进单元532相关的推进单元支架430旋转以使得 推力被导向以产生LA10的偏航运动。该动作可以根据LA10的操作者的期 望促进稳定的转动。替代地，可以利用机械连接来绕过计算机600并将操 作者期望的动作直接传输到LA10的各个系统。例如，操作者可以利用节流 阀来增大给推进单元31的动力。该节流阀的运动可以使得通信地连接到动 力源410的缆线增大或者减小供应给动力源410的燃料。本领域技术人员 将认识到，计算机600可以与机械连接级联使用以用于完成与LA10的航行 相关的期望动作。可以预见，这样的构型落在本公开的范围内。
根据一些实施例，计算机600传输飞行中的信号是期望的，该信号配 置的以例如独立于LA10的操作者纠正航向和/或辅助稳定LA10。例如，计 算机600可以基于来自各个传感器(例如，高度计，空速管，风速计等)的输 入计算与LA10周围的环境条件相关的风速和风向。基于该信息，计算机 600可确定一组可维持LA10的稳定性的运行参数。该参数可以包括例如推 进单元参数、控制面参数、压舱参数等。计算机600然后可以传输根据该 参数的指令，从而辅助维持LA10的稳定性和/或控制。例如，计算机600 可以确定随着LA10获得高度，气囊应当被压缩以防止第一气囊282的过压。 在这种情形下，计算机600可使得空气泵促动，从而施压升降气囊到期望 的压力。应当注意到，与风以及在LA10上的其它各种影响(例如空气动力 学应力)相关的数据可以根据经验和/或实验确定，并存储在计算机600内。 这可以允许计算机600执行符合安全航行LA10的各种动作。
根据一些实施例，一旦升空，会期望保持LA10在期望的区域和在期望 的高度上基本不动。例如，计算机600和/或操作者可以传输控制信号到推 进系统30、垂直和水平控制面350和360、气囊和/或其它与LA10相关的 系统，以使得LA10保持基本不动，甚至在风流可以使得LA10遭受空气动 力学力的场合。
图10示出用于执行与LA10相关的着陆操纵方法的示例性实施例的流 程图900。LA10的着陆操纵可以包括例如航行LA10到期望的着陆区域(步 骤905)。该航行可以包括类似于上面关于图9所述的那些步骤。一旦LA10 已经抵达期望的着陆区域，或者在接近其的范围内，LA10的操作者可以使 得LA10开始下降(步骤910)。该下降可以在本质上为基本垂直的或者可以 包括与水平向量耦合的下降，类似于飞机进行的下降。在下降过程中，计 算机600和/或操作者可以监测环境情形以及LA10的稳定性以使得能够进 行补偿动作。例如，在下降过程中会遭遇紊流，其会不利地影响LA10。计 算机600和/或操作者可以采取纠正动作以最小化不利影响，包括，例如， 操控推进单元31、水平和垂直控制面360和350和/或压舱物(步骤920)。
当抵达地面的期望距离内的点时，操作者和/或计算机600可使得与前 部、右舷和左舷推进组件532，533和534相关的推进单元支架430旋转以 使得与前部、右舷和左舷推进组件532，533和534相关的推力可以大致向 上地导向。这可以使得来自前部、右舷和左舷推进组件532，533和534的 垂直推力施加大致向下的力。结果，到前部、右舷和左舷推进组件532，533 和534的动力可以得以增大以使得产生期望的向下压力(例如，足以迫使 LA10到地面)(步骤925)。操作者然后可以退出吊舱35并利用附着到支承结 构20的线或者其它夹具(例如，轴或者锁止器)固定飞艇到地面固定物(例如， 停靠柱)或者其它适当位置。一旦LA10已经被固定，可以切断到推进单元 31的动力(步骤935)。
从在此公开的本发明的描述以及实践的考虑，本发明的其它实施例对 于本领域技术人员将是明显的。例如，LA10可包括配置的以将通信设备(例 如，卫星转发/接收器、蜂窝基站等)悬挂在特定位置上面的平台或者其它货 物支承结构。因为LA10可以利用例如相关的控制面、推进组件31及其扁 球形状以在给定位置保持悬浮并基本保持不动，LA10可以用作在期望区域 的通信前哨。再者，基于LA10的许多特征，其它功能，包括但不限于建筑 起重、运输(例如，乘客承载和/或游览)、卫星通信、显示(例如广告)、娱乐、 军事或者其它的侦察/监视(例如，用于边境巡逻)、灾害救护支持、科学研 究等可以利用LA10进行。该功能可以通过LA10的远程控制装置和/或利用 载人飞行而执行。
意在的是，描述和例子都仅仅为示例性的，本发明的实际范围和精神 通过权利要求限定。