CN1420829A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

本文提供一个利用太阳能的、可再充电的飞行器，该飞行器制造便宜、易驾驶、而且能几乎无限期地保持在空中飞行。飞行器优选是一个跨距离装载的飞行翼形物，没有机身或方向舵。该飞行器以较低的速度飞行，并具有二百英尺的翼展，在该机翼表面的大部分装有光电单元。该飞行器利用它的八个推进器的推力之差来转弯。机翼的五个部分的每一个具有一台或多台发动机以及光电矩阵，并独立于其它部分而产生其自身的升力，以避免对其它的部分产生负载。全部五个光电矩阵通过透明的表面接收自机翼上部入射的光电能量，以及自机翼下部入射的光电能量。该飞行器包括铰链装置和致动装置，用于为机翼形成可调节的两面角。该致动装置可以是发动机或控制表面。作为选择，该致动装置可以是可以是机翼中的可移动的物质块，其可以改变机翼的形状以改变该机翼的空气动力学力，并因此致动该铰链装置。由于利用了机翼的两面角，该飞行器包括在阻力中心之上以及阻力中心之下的发动机，该飞行器使用推力差来控制飞行器的俯仰。该飞行器具有各种各样的用途，包括作为一个长期的高海拔高度平台，通过使用无线电波信号与地面站联系和通过使用光学信号与人造卫星联系。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器。本发明尤其涉及具有独特控制的飞行器及其相关应用。

背景技术

飞行器被用作各种各样的用途，包括交通，运输，消防，监视及战斗。已经设计了各种飞行器来满足由这些用途确定的大量功能角色。这些飞行器包括氢气球，飞船，传统的固定机翼飞行器，飞行翼形物和直升飞机。

已经设计一些飞行器来满足的一种功能角色是高海拔高度平台的功能角色。在高的亚轨道海拔高度工作，这种飞行器能够监测气象条件图谱，实施大气研究和监视多个研究对象。由于燃料的限制，这些非凡的飞行器大部分都具有有限的飞行持续时间。然而，多种飞行器已经被提出利用太阳能作动力，并且能够在只要阳光可以得到的情况下维持持续不断飞行甚至飞行更长的时间。

两架这种飞行器被实际建造成，它们是非常著名的Pathfinder和Centurion飞行器，两架飞行器都已经创下了无数的飞行记录。构成这两架飞行器的基本设计在美国专利No.5,810,284里进行了详细地讨论，该专利旨在设计一种具有非常高的展弦比和相对恒定的翼弦和翼面的、非后掠的飞行机翼飞行器。尽管这些飞行器因它们的长期飞行潜力而非常有价值，但是它们在可以得到的动力和有效载荷方面确实还有限制。

Pathfinder和Centurion飞行器被设计成包括大量自己自足的机翼部件的飞行机翼，各个机翼部件具有一个或多个由安装在那个部件上的太阳能电池产生的动力驱动的电动发动机，各个机翼部件都产生足够的升力从而支持它自身的重量。为了减小重量，该飞行器结构是高度柔性的，并且被设计得沿着它的侧轴仅仅经受相对小的扭转载荷。在地面上时，该飞行器的机翼只有很小的两面角或没有两面角。然而，由于高的柔度，大展弦比和恒定的翼弦，在飞行中机翼的载荷趋向于在机翼端引起机翼产生一个相当大的两面角(dihedral angle)。

为了减少扭转载荷，该飞行器机翼包括沿着它机翼后边相当大的部分(即飞行机翼的机翼后沿)分布的升降舵。该飞行器不包括方向舵或副翼，升降舵也不是作为升降副翼(即在相对的机翼端附近沿着相反方向的不能移动)设计的。取而代之，飞行器通过使用对不同发动机应用不同的动力大小施加在翼展上的可变推力来转向(或者说控制偏航角)。飞行器沿纵轴的旋转是通过机翼的两面角被动地控制的，该两面角是在飞行过程中产生的。横向滑移也是通过机翼的两面角和从位于垂直机翼翼展方向位置的大量机翼部件沿着垂直于机翼平面的方向向下延伸的垂直翼被动地控制的。

在亚轨道海拔高度工作的长持续时间的高海拔高度平台，例如Pathfinder和Centurion飞行器，已经被建议用于各种各样的用途。作为一个例子，一个装备有微波通信设备的高海拔高度平台可以在两个相距遥远的地区提供通信中继转播服务。在另一个例子里，高海拔高度平台可以测量和研究风、雪和大气里的污染物。相似地，政府可以使用这些飞行器来监视部队调动或麻醉药物生产。其它类型的飞行器并不最适宜地适合于这些任务，因为受到它们使用的可燃燃料数量的限制，这些可燃燃料是沉重的、昂贵的，并且非常迅速地耗尽。典型地，这些其它类型飞行器不能在对它们预期的位置上保持停留任何有意义的时间长度，因此，在完成这些任务时具有有限的实用性。

回避这些操作性限制的一种方法是使用人造卫星作为高海拔高度平台。然而，人造卫星发射是昂贵的，并且典型地是保持停留在一个永久的、固定的轨道里。一些人造卫星能够在一个有限的程度上改变它们的轨道；然而，这只能在很大困难和很大花费情况下得以完成，而且一个人造卫星可以作多少次轨道改变还有一个燃料限制。例如，如果期望测量和研究一个在非洲产生的飓风，并向着美国的海湾海岸前进，实际地说，人造卫星不能被要求来跟随并跟踪探索这种风暴。

人造卫星的使用对于许多类型的测量和监测也是有缺点的，因为人造卫星在地球大气层外边沿着轨道运行。也就是说，作为一个实际物体人造卫星不能使用优选需要与大气层接触的许多工具。人造卫星所拍摄的摄影图象也有时候不尽如人意(不是最理想的)，因为目标通常是距离人造卫星很大距离的。最后，人造卫星不易于带回到地球并回收，例如，为了维护保养，因此人造卫星典型地只用于一种非常昂贵的、特殊用途的任务。

假设一个长持续时间的亚轨道平台具有潜能来完成这些广范用途，设计这种能够处理较大的有效载荷和动力需求的平台是合乎需要的。这种平台可以是现有平台的变体，例如Pathfinder和Centurion飞行器，或者是重新设计的高海拔平台。

同样地，假设有一个具有增加的有效载荷和动力性能的高海拔高度平台，为这个平台找到新用途是合乎需要的。这种新用途能够增加对这种飞行器的需求，因此引起产量增长和生产成本降低。自然地，对于公众，新用途也具有新利益的潜能。

总之，现在存在着对能够保持在空中飞行长持续时间而不需要重新添加燃料的多用途飞行器的无限需求。这种飞行器优选应该能够在非常高的、亚轨道海拔高度工作。重要地，对于这种飞行器，具有较大的有效载荷和/或动力供应需要的容量，是合乎需要的。而且，现在存在着对这种飞行器能够便宜地建造和运行，并且无污染的需求。而且，还存在着对这种飞行器能够实施监测、试验和测量功能的无限需求，同时需求这种飞行器易于操作驾驶、可移动，能够完成延长的持续时间的各种各样飞行任务。最后，在本发明的硬件可以得到的情况下，应该注意到现在存在着这样一个高海拔高度平台能够满足的各种通信需求。本发明的不同实施例能够满足部分或全部这些需求，并提供进一步的相关的利益。

发明内容

本发明通过提供一种制造便宜、能够几乎不限期地，也就是说，至少直到部件被耗损掉，保持在空中飞行的、利用太阳能作动力的飞行器解决上面提到的需求。这样，本发明提供一种完全适合于需要高海拔高度平台的许多用途的飞行器。例如，该飞行器能够被通过导航来跟随飓风，并使用机上的设备，研究这种风暴是如何产生并发展的。另一方面，本发明提供一种能够把来自一个地面站的无线电波转换为对准一个人造卫星的光学信号的亚轨道平台，或者其它的位置高于亚轨道海拔高度的宇宙飞船。同样地，该飞行器可以被与多个地面站连接来产生宽带和/或无线网络。然而，本发明飞行器的制造不仅远远便宜于人造卫星；它是可以回收的，而且可以重复使用于相同的或不同的任务。通过使用太阳能，本发明的飞行器是完全无污染的，这样，为取代在许多这种用途中使用靠燃烧提供动力的飞行器提供了潜在的前景。

本发明的飞行器典型地包括机翼，包括一个第一机翼部件和一个第二机翼部件，在机翼上安装有太阳能电池阵列。该飞行器优选以铰链装置为特征，该铰链连接到第一机翼部件，并且其构造为允许第一机翼部件相对于第二机翼部件产生一个绕枢轴的转动。优选是各个机翼部件的形状和构造使得当飞行器在飞行状态时各机翼部件能够产生足够的升力来运载它们自身的重量，绕枢轴的转动被优选限制在一个通常允许各个机翼部件继续产生足够的升力来运载它们自己重量的数值大小。该飞行器也能以一个铰链致动装置为特征，该铰链致动装置构造为能够控制铰链装置，这样使得第一和第二机翼部件的两面角在飞行过程中能够相对于对方而被改变。最后，一个控制系统被优选连接到铰链致动装置，引起它致动该铰链，这样使得周期地当一个较大的两面角会增加太阳能电池所产生的动力时两面角变大。

该飞行器优选是一个飞行的机翼飞行器，包括大量按顺序连接的、非后掠的机翼部件(优选是五个或更多的机翼部件)。而且，铰链致动装置优选包括一个质量致动装置，其构造为使得它能够改变机翼所运载物质块的重心，其中机翼和物质块的安装，使得当机翼处于飞行条件时，物质块的重心位置能够驱动铰链装置的旋转。为了驱动这种旋转，改变的物质块重心位置可以使机翼变形，从而产生空气动力学的力。

该飞行器也以一个侧面延伸的机翼为特征。该侧面延伸机翼构造为在飞行过程中它具有两面角，多个发动机被安装在该机翼上。该机翼的两面角形状使得当飞行器处于飞行条件时，两面角引起至少一个发动机沿着经过飞行器阻力中心上面的一条线产生推力，和至少一个发动机沿着经过飞行器阻力中心下面的一条线产生推力，各发动机引起分别引起向下和向上的俯仰运动。该飞行器也包括一个连接到各个发动机节流阀的控制系统，它控制至少该节流阀其中之一来控制飞行器的俯仰。一个相隔遥远的领航员能够通过使用丰富的现有通信网络的组合来控制飞行器。

本发明的其它特征和优点将会从下面对优选实施例连同附图的详细描述中变得显而易见。优选实施例连同附图通过例证的方式说明了本发明的原理。关于特殊的、优选实施例的详细描述，正如下面所给出的，使得一个人能够建造并使用本发明的实施例，目的不是用于限制本发明的权利要求，而是，它们是被作为所要求权利的发明的特殊例子。

附图说明

图1是一个具体体现本发明的飞行器的一个优选实施例的立面图，在零应力位置；

图2是图1中描述的飞行器的一个平面图；

图3是图1中描述的飞行器的一个透视图，位于在飞行条件下装载后的典型的折曲位置；

图4是图1中描述的飞行器的一个透视图，位于当飞行器在地面上静止时装载后的典型的折曲位置；

图5A是一个透视的、剖面图，图示说明图1中描述的飞行器机翼的一个部件的结构；

图5B是图5A中描述的机翼部件的一个剖面平面图，其具有一个构造在机翼中的可再生燃料电池；

图5C是图5A中的部件的一个横截面侧视图，沿着图5B的C-C线截取的；

图6A是图1中描述的飞行器的一个前立面图，具有五个机翼部件，描述该飞行器位于当飞行器在飞行中装载后的典型位置里；

图6B是图6A中描述的飞行器的一个前立面图，具有两个铰链致动装置，该两个致动装置已经旋转，从而允许飞行器两边中任一边上的两个机翼部件来增加两面角；

图6C是图6A中描述的飞行器的一个前立面图，具有两个铰链致动装置，该两个致动装置已经旋转，从而允许飞行器两边中任一边上的一个机翼部件来增加两面角；

图6D是图6A中描述的飞行器的一个前立面图，具有六个机翼部件而不是五个，具有一个铰链致动装置，该致动装置已经旋转，从而允许飞行器两边中任一边上的三个机翼部件来增加两面角；

图6E是图6B中描述的飞行器和太阳的透视图，其中太阳位置是低的，在地平线上，远离飞行器的一个机翼端；

图6F是图6A中描述的飞行器的一个透视图，具有四个机翼部件而不是五个，具有一个改变了的垂直翼形状构造，还具有三个铰链致动装置，这些致动装置已经旋转，从而允许飞行器两边中任一边上的四个机翼部件来形成一个“W”形状；

图7A是图6B中描述的飞行器的一个铰链的立面剖面图；

图7B是图7A中描述的铰链的第一变体的立面剖面图；

图7C是图7A中描述的铰链的第二变体的立面剖面图；

图7D是图7A中描述的铰链的第三变体的立面剖面图，位于一个折曲位置，并且包括一个垂直翼的附件；

图7E是图7D中描述的铰链的一个平面图；

图8是图6B中描述的飞行器的第一变体的机翼的一个部件的上剖面图，图示说明一个包括副翼的铰链致动装置；

图9是图6B中描述的飞行器的第二变体的机翼的一个部件的上剖面图，图示说明一个包括横向可移动物质块的铰链致动装置；

图10是图6B中描述的飞行器的可供选择的第二变体的机翼的一个部件的上剖面图，图示说明用于横向物质块移动的容器；

图11示图5B中描述的飞行器的第三变体侧截面图，图示说明一个包括可在从机头到机尾方向纵向移动物质块的铰链致动装置；

图12A是图6B中描述的飞行器的可供选择的第三变体的一个透视截面图，图示说明一个包括可在从机头到机尾方向纵向移动物质块的铰链致动装置，并图示说明一个移动的物质块所导致的局部区域机翼偏转；

图12B是图6B中描述的飞行器的可供选择的第三变体的一个透视截面图，图示说明一个包括可在从机头到机尾方向纵向移动物质块的铰链致动装置，并图示说明一个移动的物质块所导致的机翼部件的偏转；

图13是图1中描述的飞行器的可供选择的变体的一个透视图，位于当飞行器在飞行时装载后的典型位置，其形状和构造，使得一些发动机位于阻力中心之上，而一些发动机位于阻力中心之下；

图14A是根据本发明，一个具有三轴飞行控制的第一简化的柔性飞行器的图示说明；

图14B是根据本发明，一个具有三轴飞行控制的第二，更普通的，简化的柔性飞行器的图示说明；

图14C是一个实施控制原理，形成图14B所示飞行器的控制系统方框流程示意图；

图15是图1中所描述飞行器的飞行器控制通信系统的一个实施例的示意图；

图16A是图1中所描述飞行器的示意图，作为一个在通信系统里的高海拔高度平台，在一个使用无线电波信号的地面站和一个使用光学信号的人造卫星之间传递信号，图16A进一步描述了从一个人造卫星到一个第二人造卫星的转发通信；

图16B是图16A的通信系统的示意图，其中人造卫星与地面站相比位于一个显著不同的海拔高度；

图16C是图16A的通信系统的示意图，其中飞行器与多个地面站通信，人造卫星与一个或多个地面站之间的通信被高山阻挡住；

图16D是图16A的通信系统的示意图，其中飞行器与三个不同的人造卫星同时通信；

图16E是图16A的通信系统的示意图，其中人造卫星直接与两个飞行器和一个地面站同时通信；

图16F是图16A的通信系统的示意图，其中一个人造卫星与多个飞行器通信，各个飞行器作为一个用于与多个地面站通信的基站；

图17A是图1中所描述飞行器的示意图，作为一个高海拔高度的、亚轨道平台基站，；

图17B是一个带有图17A所示的通信系统的用于使用的电话用户基站的示意图；

图17C是一个带有图17A所示的通信系统的、应用的电话用户遥远基站的示意图。

具体实施方式

通过参考下面的详细描述，上面概述的本发明和本发明的权利要求确定的本发明可以得到更好地理解，下面的详细描述应当连同附图一起阅读。关于特殊的、优选实施例的详细描述，正如下面所给出的，使得一个人能够建造并使用本发明的一个特殊的装置，目的不是用于限制本发明的权利要求，而是，它是被用于作为它的一个特殊的例子。

优选飞行器说明

根据本发明，本发明的一种飞行器的优选实施例具有与在“背景”部分所提到的Pathfinder和Centurion飞行器的设计相似的设计。下面描述的优选飞行器实施例的设计和它的变体，有助于实施这个发明的进一步细节，在美国专利No.5,810,284里提供，而美国专利No.5,810,284通过参考被引入此处。然而，应该理解的是本发明的其它实施例的设计能够包括基本上与所描述的飞行器不同的装置设备。

优选的实施例是利用太阳能作动力的、带有用于为连续不断地日日夜夜地飞行储存动力的燃料电池的飞行机翼。该飞行器包括多个横向连接的机翼部件，该各个机翼部件在飞行中分别支撑它们自身的重量，从而减小节间的载荷，因而减小所需的载荷支撑结构。在优选实施例的大多数变体里，机翼部件有致动装置，但是没有副翼(aileron)或方向舵(rudder)，进一步限制节间的载荷。尽管这些特征是优选的，但它们不是在本发明的所有可能实施例里必需的。

参考图1-3，优选的实施例是一个飞行的机翼飞行器10，即，它没有机身(fuselage)或尾翼(empennage)。相反，它由一个向后掠的机翼12组成，具有一个沿着翼展基本上连贯的机翼形状和尺寸。优选，六个、八个或十四个发动机14被安装在沿着翼展的各种不同位置上，各个发动机驱动一个单一的螺旋桨16来产生推力。优选，两个、四个或五个垂直翼(vertical fins)18a-18d，或短舱(pods)，从机翼向下延伸，在它们的下端带有降落用的起落架。

飞行器10被沿着纵向优选分成五或六部分，制成标准组件的零部件沿着翼展顺序地分布。这些零部件包括一个中心部件20，左、右中间部件22、24，和左、右翼端部件26、28。这些零部件长度范围是从39到43英尺，翼弦长大约为8英尺。这样，飞行器的长度大约为8英尺，优选，具有一个大约为100、120、200、或250英尺的翼展。

中心部件20具有一个中间的翼面部件30，四个带有螺旋桨16的发动机14，左、右垂直翼18b、18c，和一个太阳能阵列32。飞行器10的两个中间部件22和24分别具有两个螺旋桨发动机14和一个太阳能阵列32，但是分别都只具有一个位于该部件外端的单个垂直翼18a和18d。最后，翼端部件26、28每一个都安装有三个带有螺旋桨16和一个太阳能阵列32的发动机14。

垂直翼18a-18d从机翼12上在部件之间的连接点处向下延伸，每一个垂直翼安装有降落用的起落架前、后轮34和36。垂直翼被成形为短舱(pod)形状，来容纳飞行器的部件，如电子设备，和/或各种各样的有效载荷。其中一个短舱，一个“控制短舱”被用于装载控制电子设备，包括一个主要以软件实现的自动驾驶仪，来控制发动机和致动装置。另外，这些短舱装载传感器，包括全球定位系统(“GPS”)设备，也包括通信设备，测试设备，监测设备或有效载荷，这取决于构造该飞行器所要完成的特殊任务。

第一实施例被设计成一个跨距离装载机(span-loader)，其各个部件被设计成基本上在飞行过程中支撑它们自身的重量，因此避免较多装载其它任何部件。这允许各个部件相当柔韧，也允许部件之间的结合处包括一些柔度，具有低的刚性(即高的柔度)需要，允许飞行器结构被以最小的重量建造。

优选，在飞行器10的优选实施例上没有方向舵(rudder)或副翼(aileron)，因此进一步允许机翼是柔性的。唯一主动控制翼面是升降舵38，它们被沿着飞行器机翼后缘的大部分安装。以典型的形式，升降舵被按着前后顺序驱动来改变飞行器攻角(angle of attack)。然而，在其它的实施例里，一部分升降舵可以被设计成用作副翼的形状(即设计成升降副翼形状)。

飞行器10使用来自螺旋桨16的变化的发动机扭转力矩的差动推力控制偏航角(yaw)，从而转向。也可以应用其它已知的用于产生差动推力的方法或机构。飞行器依靠它的大的翼展和小的速度来避免偏航不稳定性。沿纵轴的旋转(Roll)是通过将机翼设计成具有正的两面角而被动控制的。在机翼12的下面延伸的垂直翼18a-18d，用于避免在飞行器转向时不希望有的偏航和飘摆(dutch-roll)。

图1图示说明处于未受应力位置的优选实施例，带有中心的和中间的部件20、22和24，它们处于相对地同高度上和同平面里，翼端部件26、28具有一个自然的6°的两面角。图3的透视图说明了机翼部件的自然的曲率，正如在飞行过程中出现的。这个曲率在中间部件22和24里引起大约3度的两面角，而在翼端部件26、28里引起大约9度的两面角，这为该设计提供了被动的沿纵轴旋转的稳定性，并消除了对主动的沿纵轴旋转的控制。图4，相反，图示说明一个在地面上的优选实施例的示意图，其中翼端部件由于重力作用而弯曲。在这两者中任一种情况下，中心部件20基本上是关于它的中心线对称的。

参考图5A，五个部件20、22、24、26、28均有一个主梁40作为它们各自的主要结构部件。这个主梁提供与其它部件的基本结构连接，基本上运载部件之间的全部载荷。本发明的飞行器10与常规飞行器结构和典型的飞行翼状物不同，后两者在飞行中使用沉重的主机翼梁来支撑机身或大的中心部件(在飞行翼状物情况下)。它不包括大的中心结构，如机身或尾翼。因此不需要这种相对强壮稳固的梁来保持结构的完整和机翼的动力稳定性。

如上所述设计的结果，飞行器的优选实施例重量是轻的(小于1磅每平方英尺机翼面积)，以相对慢的空中速度(从在低的海拔高度时的13节(knot)每小时到在高的海拔高度时的100节每小时)飞行，为了停留在空中，需要相对小的来自太阳能电池阵列的电能。

参考图1-3，发明的优选实施例从螺旋桨16得到它的推进力，被电动发动机14驱动，该电动发动机14靠太阳能阵列32产生的电能来工作的。飞行器优选产生足够的太阳能，并包括有足够的能量储存容量，来进行连续不断地飞行，即日日夜夜地飞行。优选，它这样做，既不污染环境，也不被产生推进力的储存燃料如矿物燃料的重量拖累。或者，它可以被设计成从矿物燃料或其它储存的燃料、或燃料资源的组合如白天利用太阳能和夜间利用储存的不可再生的或部分可再生的燃料来得到部分或全部动力。

由于五个部件均支撑它们各自的重量，而不包括机身的重量，机翼12被设计得具有一个恒定的翼弦(chord)，而不是一个锥形渐缩的翼端。这种设计比其它情况允许甚至更多的太阳能电池被安装在飞行器10的太阳能阵列里，基本上机翼的整个上翼面42被用于将太阳能转换为电能。现在的技术已经制造出了一些转换率超过20％的太阳能电池，人们期望随着太阳能电池效率的增加，支撑一个给定载荷所需的飞行器翼展将减小。现在的用于优选实施例的太阳能电池包括14.5％～18.5％之间的电池。

优选的飞行器10被设计得是动力利用效率高的，具有一个安装在最贴近于各个螺旋桨的发动机14的太阳能阵列32。它使用五个太阳能阵列，在它的五个部件里各有一个太阳能阵列，这样太阳能阵列占据了机翼的向上翼面42的大部分。这些阵列的容量远远超过发动机的瞬时动力需求，因此在每一个白天时间段内产生的电能多于螺旋桨发动机14所需的电能。

为了进一步提高动力产生，机翼上翼面和下翼面的蒙皮是透明的，太阳能电池32最好是两面工作的。这样，太阳能阵列能够由入射到机翼的上、下翼面的阳光产生电能。这样另外的动力可以由从地球反射回来的阳光产生。

参考图5B和5C，当没有阳光时，例如在夜间，为了提供动力，飞行器10在包括在多个可再生燃料电池44里的能量储存系统里储存过剩的电能，优选，以位于飞行器上的燃料电池要素池槽如水、氢气和氧气为基础。这部分能量用于保持飞行器持续地在空中飞行。中心部件20、中间部件22和24里的梁40分别在梁里的密闭式大容器46里为燃料电池容纳有氢气和氧气。所有这三个部件有一个直径大约为12英寸的梁用于容纳这些大容器。与中间的三个部件不同，翼端部件26和28没有它们自身的可再生燃料电池，它们以一个被减小了直径的主梁为特征。然而，它们可以被任选地用于燃料电池气体储存。例如，已知燃料电池从每单位的水可以产生两倍于氧气的氢气，飞行器外侧靠翼端处的部件可以用于氧气储存，而内侧的部件可以用于氢气储存。

除了主梁40，飞行器10在部件之间交叉处最靠近梁的位置还安装了一个水箱48和其它部件。各个可再生燃料电池44需要一个混合燃料槽/电解装置50，一个水箱，保温层52，和一套泵和阀门54用于控制燃料电池的储存和排出。在有阳光的时间里，来自太阳能阵列32的过剩电流被用于由水形成氢气和氧气。这些气体在加压状态下产生，然后被储存在位于主梁里的它们各自的容器里。夜晚，通过燃料电池得到来自这些气体的电能，燃料电池允许通过使用质子转换膜使这些气体重新化合。唯一的副产品，水，被泵入到水箱并储存在那里，准备在随后的能量储存循环里使用。

在可供选择的方案里，优选的飞行器，本身是动力利用效率高的，通过为燃料电池装载储存的燃料如氢气，可以持续飞行很长时间。而且，储存的燃料和太阳能混合的技术也能够用于长时间的飞行。

飞行器10非常适合于需要飞行器在一个给定位置之上的高海拔高度保持就位的、持续很长时间的飞行任务。这种飞行任务包括，例如，监测天气，提供一个可动的、可重复使用的通信平台，实施监视，监测大气条件，和其它类似的活动。

飞行器特征

为了执行前面提到的任何一个飞行任务或新飞行任务，飞行器必须能够从它每天的光照时间里获得尽可能多的能量。增加的能量产生不但允许有效载荷使用增加了的可用动力，而且允许得到更大的发动机推力，因此可以得到更大的有效载荷容量。而且，飞行器必须是进行能量利用效率高地飞行，而且重量尽可能的轻。

具体体现本发明的飞行器最好包括一个或多个下述特征以实现这些用途中一个或多个用途。

可调整的机翼两面角

参考图6A、6B和7，飞行器10的一个特征，即，使从太阳能阵列32得到的动力显著增加，涉及到可调整的机翼两面角的使用。特殊地，机翼12构造为有一个通过铰链装置102与飞行器其它部件连接的第一机翼部件100，铰链装置102允许第一机翼部件绕着旋转轴104相对于飞行器其它部件上的第二机翼部件旋转。在图6B所述的实施例里，第一机翼部件包括左侧的中间部件22和左侧的翼端部件26，而第二机翼部件包括中心部件20。

优选，铰链装置102的形状和构造允许，在不使机翼12的后掠有很大程度改变的情况下，改变两面角。当飞行器在飞行中时，铰链装置优选限制第一机翼部件100的旋转到这样一个值，此时第一机翼部件仍然能产生足够的升力来运载它自身的重量。还是优选，当太阳相对于飞行器位于接近地平线的位置时，铰链装置允许足够的旋转来产生足够的两面角，从而显著增加太阳能阵列32所产生的电能数量。

飞行器10优选以一个用于控制铰链装置102旋转的铰链致动装置为特征，因此，改变第一机翼部件100相对于第二机翼部件106的两面角。在飞行过程中铰链致动装置被用于提供足够的扭转力矩来调整两面角。优选，一个控制系统108，位于短舱里面，与铰链致动装置相连接，当在太阳相对于飞行器接近于地平线时，引起两面角增加。取决于飞行器相对于太阳的航向，较大的两面角能够引起动力产生量显著增加。正如在图6E中所示，当太阳恰好位于与飞行器的一侧远离的位置时，在飞行器靠近太阳一侧机翼的下表面114能够接受大量的入射阳光，而在飞行器远离太阳的另一侧机翼的上表面116能够接受大量的入射阳光，甚至当部分机翼被遮蔽时。

为了通过减少阻力来尽可能提高飞行效率，当太阳高悬在天空中，或者在夜间，控制系统引起两面角减小。这允许飞行器在动力产生和飞行效率之间优化选择平衡。为了实现这个目的，控制系统确定一个两面角形状来增加由太阳能电池产生的动力。这可以通过简单地读取时钟信号并基于预期的光线条件调整两面角来实现。优选，该控制系统能够检测光线条件，通过来自光线测量装置的信号，或者通过一个或多个太阳能电池产生的动力大小来表明。

如图7A所示，铰链致动装置优选包括一个铰链发动机120，用于致动铰链装置102，从而控制第一和第二机翼部件相对于对方的旋转。铰链致动装置也优选包括一个用于铰链装置的旋转的闭锁装置122，它或者位于铰链装置里面，或者控制它。当旋转的闭锁装置处于打开状态时，铰链致动装置允许第一机翼部件相对于第二机翼部件106进行旋转。然而，当旋转的闭锁装置处于锁定状态时，铰链装置受到约束，禁止第一机翼部件相对于第二机翼部件旋转，从而维持机翼的两面角形状。

一个优选的铰链致动装置可以被设计得带有一个驱动与蜗轮126啮合的齿杆125的发动机124(见图7C中的所示的变体)。一个优选的旋转闭锁装置可以被设计得带有圆盘127和测径器128(见图7B和7D中的所示的变体)。在飞行器的可供选择的实施例里，部分或全部垂直翼129可以被安装在铰链上，可选择地啮合以使在铰链的两个机翼部件131相对于垂直翼旋转相等的数量(或者一些其它的传动比或方案)。

更为可取的是在飞行器10上铰链装置102是对称地排列(安排布置)的。因此，飞行器优选具有一个第三、对称分布的机翼部件110，它通过一个第二、对称分布的铰链装置112与飞行器的其它部件连接。

尽管本发明的优选实施例包括位于中心部件20和中间部件22、24之间的铰链装置102，它们也可以位于中间部件和翼端部件26、28之间，如图6D所示。同样地，如果飞行器部件数量是偶数个，一个单个的铰链装置可以被用于调整两面角，如图6E所示。

另外的构造，如被设计成弯曲成W形或M形的飞行器也在本发明的范围里。这种具有交替变化的正、负两面角的形状能够减小机翼的负载。如图6F所示，一个被设计成以W形飞行的实施例优选具有偶数个机翼部件。垂直翼115优选被安装在向上弯曲形成正两面角的铰链装置113附近，这样垂直翼在飞行器的其它部件下面延伸。而且，优选垂直翼不被安装在向下弯曲形成负两面角的铰链装置117附近。其它的包括可调整的两面角的飞行器设计也包括在本发明的范围里。

参考图6B和8，在一个优选实施例的第一变体里，铰链致动装置被设计得具有控制翼面130，例如副翼或升降副翼，它们能够在飞行条件下产生旋转铰链装置102所需的扭转力矩。这些控制翼面可以是用于正常受控飞行的相同翼面，或者它们可以是专门地为铰链致动装置造形的控制翼面。当这些选择不需要机翼12来运载控制翼面产生的附加扭转载荷时，它具有消除铰链发动机的重量的优点。这个系统的另一个优点是具有典型的飞行用计算机的飞行器将已经被造形得具有计算机来控制这些现有的控制翼面，这样飞行用计算机能够作为控制系统。

参考图9，在本发明的一个第二变体里，铰链致动装置被设计得带有一个物质块致动装置140，安装该物质块致动装置140来横向(即翼展方向)地改变将被旋转的第一机翼部件100运载的物质块142的重心(CG)。物质块CG(重心)的横向移动改变第一机翼部件的CG(重心)，从而当机翼是处于飞行状态时驱动铰链装置102的旋转。特殊地，物质块被移动这样使得第一机翼部件的CG(重心)位于一个位置，相对于第一机翼部件的升力中心，从而在第一机翼部件上引起扭转力矩。

自然地，当试图分析这个致动过程时，施加在第一机翼部件的其它力和扭转力矩必须被考虑到。本发明的其它变体可能涉及到被放置在飞行器部件上的物质块，而不是将要被旋转的第一机翼部件，只要物质块CG(重心)的移动引起旋转铰链装置用的扭转力矩。

而图9描述了沿着旋转地驱动的螺杆144移动的物质块142，其它能够移动物质块的致动装置在本发明的范围里。而且，该物质块可以是一个单独为这一用途设计的组成部分，或者，它可以是一个兼有其它用途的物质块，如一个结构组成部分或有效载荷的一部分。例如，参考图10，燃料电池的组分，它们被储存在容器里和梁上，能够在储存的容器之间用泵抽吸来横向地移动它们的CG(重心)。特殊地，通过用泵从密闭的梁容器46a抽吸氢气、氧气和/或水，电池组件的CG(重心)可以被横向地移动。自然地，为了使这个重心位置的变化起作用，还需要位于适当位置的储存容器，或在储存梁里的间隔物，也许要适当地安装的电池系统泵来提供移动组件CG(重心)的能力。当安装控制系统卡控制用泵的抽吸过程时，它需要考虑燃料电池组分的各种各样的状态(即它们是否是化合的水，或者是分解开的氢气和氧气)。而且，因为燃料电池将在大部分时间里一直被放电或者充电，燃料电池的本身的功能实现过程可以被用作一个泵来重新安置该物质块的位置。另外，取决于飞行器的轮廓构造，重力可以被用于从一个位置向另一个位置运送燃料电池的组分(或其它的物质)。这样，使用这种重心位置的变化，电池的控制机构能够被用作一个物质块致动装置来移动电池组分的CG(重心)。

参考图11和12A，优选实施例的一个第三变体与第二变体有相似之处。这这个变体的铰链致动装置里，物质块被转化，从而使得它的CG(重心)向前或向后移动。该物质块可以被安置在机翼12里(如图12A所示)，或者在一些其它的飞行器组件里，例如垂直翼18a里(如图11所示)。虽然物质块和它的致动装置可以是许多形状，图11里所示的特殊形状是一个在两个旋转着的卷线轮148a之间的缆索146a，图12a所示的物质块是一个骑跨在螺杆148b上的圆柱体146b。

物质块的移动影响机翼里物质块周围局部区域的CG(重心)，从而引起局部区域的CG(重心)向着相对于局部区域的推力中心偏移。这种向前/后的偏移效果在物质块周围局部区域由重力和推力引起一个扭转力矩。

在这个变体里，机翼12可以发生足够的柔性扭曲，从而有效地响应该扭转力矩，物质块146周围局部区域150的结构变化形状，如图12A所示。在形状变化中，物质块周围的局部区域相对于机翼的其它部件沿着扭转力矩的方向明显地上或下倾斜。这种受控的局部区域的上或下倾斜引起在局部区域里产生的升力的增加或减少，与控制翼面的致动作用相似。这种升力的变化是一种空气动力学力，接着它对铰链装置施加扭转力矩。这样，通过改变机翼的形状，物质块和物质块致动装置可以起到一个铰链致动装置的作用。

另外，如如12B所示，在这个变体里，机翼部件20、22、24、26和18可以相对于机翼部件之间的连接发生足够的刚性扭曲，机翼部件之间的连接为机翼部件提供相对之间旋转。在这种情况下，整个左侧的中间部件22上或下倾斜，从而提供致动铰链装置所需要的空气动力学的力。在一些设计里，机翼部件和机翼部件之间的连接都能够弯曲到一个允许产生有效空气动力的程度。

简言之，铰链致动装置可以有广泛的设计种类，如物质块致动装置和其它的。各种各样的致动装置(例如线性致动装置，发动机驱动的臂状致动装置，螺杆/齿轮致动装置，滑轮致动装置，液压致动装置，气压致动装置，空气动力致动装置如飞行器调整片，等等)因各种各样的用途而为人所知，它们的潜在用于铰链致动装置的用途也包括在本发明的范围里。而且，铰链装置的组合可被用于所需要的地方。例如，本发明的第四实施例，作为机翼部件里局部区域的倾斜，可以被应用到机翼扭转极限所允许的程度，另外的铰链致动作用可以由铰链发动机提供。

而且，当所述的具有主动两面角控制的实施例，被用于具有无数易弯曲的、非后掠的、有恒定和翼面和翼弦的部件飞行器上时，它们同样地可以被用于其它的飞行器设计，包括常规的飞行器，甚至双翼飞行器。

上述的机构提供了一个在飞行过程中能被改变的受控制的两面角。在对空中太阳位置敏感的控制系统的控制下，如通过装有一个太阳传感器或时间和海拔高度信息。飞行器能够调整机翼的两面角来优化或改善在最大太阳能动力产生(即通过使电池转向太阳)和最大的机翼效率(即通过减小两面角来指向升力方向，对抗重力)之间的平衡。这样，这种机构提供了一种在白天的不同时间里控制机翼上安装的太阳能电池暴露于阳光下的方法。

主动的飞行器沿纵轴旋转控制

飞行器10的一个为高效率的动力利用提供增加的飞行控制的特征，是在不使用主动控制翼面的情况下(或，在减小了对主动控制翼面的依赖情况下，进行主动的沿纵轴旋转)提供主动的沿纵轴旋转控制。特殊地，使用主动的沿纵轴旋转控制允许为高效率转向提供所需的飞行器受控的侧倾，也允许去除在正常的飞行中所不期望的沿纵轴的旋转。

主动的沿纵轴旋转控制可以通过使用一种与上述的、用于可调整的两面角的机构相似的机构来实现。特殊地，上面的优选实施例的第三变体，包括一个用于在向前和/或向后的方向里移动物质块146bCG(重心)的物质块致动装置148b，图图12A和12B所示。易弯曲的机翼12的一部分(物质块周围的局部区域或整个机翼部件)构造为通过移动的CG(重心)而向上和/或向下倾斜(俯仰)，从而引起升力象飞行器副翼一样的变化。明显地，这种飞行器副翼一样的运动出现，但不显著改变机翼翼面的设计形状，例如副翼弯曲会显著改变翼面的设计形状。本发明的这个特征连同铰链装置一起能够提供主动的沿纵轴旋转控制和可以调整的两面角。

俯仰控制

正如本发明的优选实施例为飞行器在没有副翼的情况下可以被控制创造条件，它也能为飞行器在没有升降舵的情况下可以被控制创造条件。大家知道刚性的飞行器理论上能够控制俯仰，如果它有刚性地安装在飞行器阻力中心上面和下面的发动机。然而，垂直的结构增加了重量但却对升力没有贡献，特别是当它们必须既要运载发动机的重量又要将它的推力分送到飞行器的其它部分去时。因此，结构如发动机吊架被设计得尽可能紧凑。

在上述的各种各样的实施例里，横向延伸的易弯曲的机翼典型地形成一个有意义的两面角角度，甚至不用来自铰链装置产生的两面角增加量。参考图13，本发明包括一个横向延伸的机翼12，在飞行中该机翼形状具有显著的两面角，由于机翼的柔性而不是由于刚性结构的设计。

各个飞行器发动机14有一个节流阀来控制发动机的推力。机翼的两面角引起一个或多个发动机在典型的飞行条件下沿着经过飞行器阻力中心202上边的线200产生推力，从而引起向下的倾斜阶段。而且，两面角引起至少一个发动机在飞行器典型的飞行条件下沿着经过飞行器阻力中心202下边的线204产生推力，从而引起向上的倾斜阶段。

飞行器也包括用于控制各个发动机节流阀的控制系统，安装该控制系统用于控制节流阀这样一个控制的俯仰运动被施加于飞行器。特殊地，控制系统增加具有位于飞行器阻力中心202上面的推力线200的发动机的节流阀，减小具有位于飞行器阻力中心202下面的推力线204的发动机的节流阀，从而引起一个向下的倾斜阶段，当需要这种倾斜阶段时。这种推力的变化可以被反过来创造一个向上的倾斜阶段。优选，控制系统和发动机被对称地安装，这样它允许产生俯仰阶段而不引起不适当的扭转力矩(即左侧是右侧的镜像)。

另外，更多的限制的节流阀控制可以被用于产生一些俯仰控制。例如，沿着飞行器阻力中心下面的线产生推力的发动机或发动机们可以被剩下一个恒定的推力大小，而沿着飞行器阻力中心上面的线产生推力的发动机或发动机们可以被控制从而产生一个向上或一个向下的倾斜阶段。

通过前述的主动的控制翼面如升降舵，部件的说明，飞行器的成本和重量减少了，而飞行器的CG(重心)可能受到有利地影响(即沿着机翼向前移动)。移动部件的减少的数量提供提高了的系统可靠性。差动推力提供迅速的响应时间。例如，差动推力(differential thrust)避免升降舵旋转时间的效应。这尤其适合于具有高两面角的飞行器，或者自然的，或者那些在飞行载荷下制造的飞行器。

没有对控制翼面的要求的全面飞行器控制

上面关于沿纵轴旋转控制的讨论实际上是在本发明的一个方面里的一个广义概念的简化。图14A所示的飞行中飞行器的简化，表现出这方面的更为基础的概念的一部分。

图14A是一个具有4个发动机212、214、216和218的易弯曲飞行器210的简化，将根据从这些发动机引出参考数字来引用它们，它们分别产生的推力大小为T₁、T₂、T₃和T₄。在一个以飞行器阻力中心220原点的坐标系里，发动机位于距离阻力中心y₁、y₂、z₁和z₂距离的位置，如图中所示，在x＝0的平面上，并在x轴正方向产生推力。优选，机翼的两面角主要通过易弯曲性而不是通过一个沉重的刚性结构形成。各个发动机的推力线直接通过机翼的梁(即扭转的主轴)。该飞行器在中心部分222具有显著的扭转柔度。

飞行器210的偏航和俯仰可以通过差动推力产生的扭转力矩实现。特殊地，增加T₂和T₃，同时减小T₁和T₄相同的大小，引起一个飞行器机首向上升起(-y)的俯仰扭转力矩同时维持整个推力、绕纵轴旋转的扭转力矩和偏航的扭转力矩不变。同样地，增加T₃和T₄，同时减小T₁和T₄相同的大小，引起一个飞行器机向左偏航(+z)的扭转力矩同时维持推力、俯仰扭转力矩和绕纵轴旋转的扭转力矩不变。

飞行器210绕纵轴的旋转可以通过中心部分222扭转实现。特殊地，增加T₂和T₄，同时减小T₁和T₃相同的大小，引起一个飞行器左侧224向上(-y)倾斜的扭转力矩，和一个飞行器右侧226向下(+y)倾斜的扭转力矩同时维持整个推力、俯仰扭转力矩和偏航的扭转力矩不变。由于飞行器右侧和左侧之间不同的俯仰扭转力矩，右侧和左侧分别向下倾斜和向上倾斜，同时中心部分在扭矩状态扭转来适应它们。

因为左侧224已经向上倾斜了，它的开始工作角度变大，也因此升力增加，且推力矢量的一部分指向向上的方向。同样地，因为右侧226已经向下倾斜了，因此升力减小，且推力矢量的一部分指向向下的方向。由于垂直力的这种差别，该飞行器具有一个沿纵轴向右(+x)旋转的旋转力矩。相反的旋转力矩可以通过逆转推力的增加和减小来实现。

已知飞行器210的几何形状，总推力，偏航扭转力矩，俯仰扭转力矩和中心部分222扭转扭力矩可以被一个本领域技术人员计算得出，如下：

总推力	T1+T2+T3+T4
		偏航扭转力矩	(T1-T4)y1+(T2-T3)y2
俯仰扭转力矩	(T1+T4)z1+(T2+T3)z2
		中心部分扭转扭力矩(在不同的攻角(angle ofattack)作用于翼尖)	(T1-T4)(z1+z2)

用矩阵形式把这些方程表达出来产生用于四个发动机推力大小作为总推力、偏航扭转力矩、俯仰扭转力矩和(中心部分)扭转扭力矩函数的控制定律，如下： $\left[\begin{array}{c}{T}_1\\ T_2\\ T_3\\ T_4\end{array}\right]={\left[\begin{array}{cccc}1& 1& 1& 1\\ y_1& y_2& {-y}_2& {-y}_1\\ z_1& -z_2& -z_2& z_1\\ z_1+z_2& 0& 0& z_1+z_2\end{array}\right]}^{-1}\left[\begin{array}{cc}\mathrm{Thrust}& \\ \mathrm{Yaw}& \mathrm{Torque}\\ \mathrm{Pitch}& \mathrm{Torque}\\ \mathrm{Twist}& \mathrm{Torque}\end{array}\right]$

已知飞行器210的空气动力学和中心部分222的扭转刚性，计算或估计由已知的中心部分的扭转扭力矩产生的绕纵轴旋转的扭转力矩属于业内专业技能。取决于弯曲的大小和空气动力学，绕纵轴旋转的扭转力矩可能不是与中心部分的扭转扭力矩线性相关的。然而，随着(中心部分)扭转扭力矩和绕纵轴旋转的扭转力矩之间的关系的建立，扭转扭力矩可以被表示(或估算)为绕纵轴旋转扭转力矩的τ函数：τ(绕纵轴旋转扭转力矩)。把这个函数带入到上面的控制定律提供满足一系列推力、俯仰、旋转和偏航飞行必要的条件所需推力大小的计算结果，如同飞行用计算机可能接收的结果一样。

参考图14B，上面关于本发明范围内易弯曲飞行器的简化可以进一步被推广到一个在可柔性扭转的机翼236上具有n个由飞行器翼下吊架装载的发动机232的易弯曲飞行器。对各个发动机i(i＝1到n)，都具有一个飞行器翼下吊架安装架238的位置矢量 x _i，一个推力位置矢量 E _i，和一个推力矢量 T _i，连同机翼的各个部分240的几何形状、刚性和空气动力学信息，机翼的各个部分在连续的发动机之间延续。

与为图14A所示的简化所进行的计算相似，在机翼的各个部分上，推力矢量可以被合成(现在在所有三个方向里)来产生总推力、偏航扭转力矩、俯仰扭转力矩和扭转扭力矩。因为发动机推力在x方向上不是必然的，仍然有总y和z力需要考虑。在矩阵力区分这种情况，控制定律方程可以用于求解得出各个 T ₁的大小，发动机推力大小。

正如在前面对于图14A所示的飞行器一样，已知飞行器230的空气动力学和机翼236的各个部分的扭转刚性，计算或估计由已知的各个部分的扭转扭力矩τ_k产生的绕纵轴旋转的扭转力矩属于业内专业技能。根据扭转扭力矩τ_k和绕纵轴旋转的扭转力矩之间建立的关系，扭转扭力矩可以被表示(或估算)为绕纵轴旋转扭转力矩的τ函数：τ_k(绕纵轴旋转扭转力矩)。把这个函数带入到上面的计算推力大小的控制定律提供满足一套需要所需的推力大小的计算结果，包括推力、俯仰、旋转和偏航，(沿着垂直运动和侧滑)如同飞行用计算机可能接收的结果一样。

上面的控制定律可以通过一个图14C所示的体现控制方框流程图的控制系统完成；方框流程图进一步考虑旋转、偏航和航向之间，以及俯仰角和空速之间的关系。

参考图14B所提供的本发明的描述，可以通过加入可动物质块的使用进一步引起机翼变形被进一步扩充。这种类型的程序在上面的题为“可调整的两面角”和“主动的绕纵轴旋转控制”部分进行了描述。为了分析图14B的飞行器，连同可动物质块的进一步加入，包括可动物质块的各个机翼部分240可以被认为是由可动物质块分隔开的多个机翼部件。各个可动物质块j的偏转可以用物质块移动大小M_j定量表示，从而建立使各个移动大小M_j和产生的扭转扭力矩T_j联系起来的方程。这些方程被与上面的推力方程和为包括有发动机推力大小T_i和物质块移动大小M_j的矩阵解出的推力方程联合。这个矩阵方程为控制系统形成一个控制定律，与在上面的图14C里所述的(控制定律)相似，连同物质块移动指令和伺服系统的加入。

总之，使用本发明的这个方面，可以在没有对主动控制翼面的要求，如人们一般认识到的，的情况下，维持全面的飞行器控制。易弯曲的飞行器变形可以通过使用差动推力和/或使用可变的结构性能如物质块而实现。在这里一个可变的刚性，例如可以通过使用加压到各不相同压力大小的液体管而得到的刚性，也可以起到相似的作用。

从远方进行对飞行器无人驾驶的控制

取决于无人驾驶飞行器里的控制系统形式，飞行器将典型地需要被熟练的飞行员、技师、或其它类型的飞行任务控制专家控制。典型的无线电控制通常被限制在400节实现操作。上述飞行器或者真正地任何无人驾驶飞行器的控制，经常可能需要从障碍周围和/或在比通过一般无线电信号控制可以维持的距离远的距离处来完成。这对于希望使用熟练的飞行任务控制器有限的组合控制高海拔高度和长耐久性的大舰队的、商业的或军事的操作人员具有特殊的意义。

一个专用的人造卫星网络或其它的通信设备给远程控制提供一个解决办法。然而，这个解决办法是非常昂贵的，同时可能在网络里易于发生关键的故障。

本发明以显著低于专用控制系统的成本为上面的无人控制飞行器或任何飞行器的高度可靠控制提供了控制通信系统。实际上，本发明的这个方面，具有远远超过飞行器发明的相关技术范围的应用潜能，它可以被用于在各种各样情况下的通信和/或控制。

这个世界的大部分是通过各种各样竞争的和互补的通信系统如因特网、地面线电话网络(出租的或公用的)，陆地上的无线网络，海底电报调制解调器网络，空中电话网络，人造卫星网络，和其它这种网络。这种网络本身是复杂的系统，许多是为了提供99.99％量级的可靠性而设计的，可靠性被定义为系统在它的使用寿命里一直处于工作状态。然而，这些系统中的任何一个均不可能提供操作飞行器的最佳可靠性水平。

在本发明的这个方面，足够的可靠性通过使用多个部分地、大体上地或优选完全地冗余的(redundant)通信途径，(即冗余的通信子系统，来传送和/或接收飞行任务控制者和飞行器之间的信号)。优选，本发明包括一个控制一个第一主要的通信子系统和一个第二可供选择的通信子系统的控制器，各个通信子系统均典型地由大量系统部件制成。为了完全地冗余，子系统不能共享任何关键的链路。或者，系统可以是部分冗余的，仅仅具有有限的共享的关键链路，这些链路优选具有高于普通可靠性的可靠性，或者是至少在对飞行器感兴趣的实体组织的控制之下。

必须注意保证看起来不同的系统实际上不是共享一个普通的关键通信链路。例如，一个远距离电话网络可能实际上从另一个网络租用线路，这样就共享了一个关键链路。因此，最好是选择保持有它们自身的通信干线的服务提供商(服务器)。

典型地，将有三个等级的子系统部件，干线链路(例如包括光纤网络，微波传输网络，人造卫星网络，同轴电缆网络，或者铜线网络)，飞行器接入链路(例如在干线链路和飞行器之间的无线电链路)，和飞行任务控制器链路(例如地面电话线，蜂窝电话链路，微波链路或在干线链路和飞行任务控制器之间的直接人造卫星链路)。

例如，如图15所示，一个第一通信子系统可以包括一个从导航站402到因特网网关404的电话线链路400，它为向飞行器10广播的地对空电话广播站408提供因特网链路406。一个第二通信子系统可以包括一个与和一个独立电话系统416相连接的电话交换中心连接的蜂窝电话链路412，独立电话系统416传送控制信号到人造卫星地面站418，人造卫星地面站418传送控制信号到人造卫星网络420，人造卫星网络420能直接与飞行器通信。显著地和更为可去取地，在通信子系统之间没有共用的链路，使得它们是完全冗余的。

选择系统组件时，应该考虑关于与其它系统的重叠程度。例如，因特网是一个分散控制的网络系统，它使用各种各样的互相连接的计算机系统中的任何一种，通过多个不同途径中的任何一个途径，从第一位置向第二位置传送数据包，因此它具有一些固有的冗余。任何一个计算机系统的故障，或者只是局部的故障，可能影响一对位置之间的通信，显著超过影响另一对位置之间的通信。网络中的一个已知的计算机对两个通信子系统可能不是关键性的(即减少子系统的可用性(有效性)到一种不允许有足够控制的水平)。然而。因特网的一个系统范围的故障，不管怎样地不可能，可能沿着看起来好象是独立的途径(如一个沿着向东边状态延伸，另一个沿着向西边状态延伸)相同地影响因特网通信。这样，通过不同接口使用因特网的两个通信子系统是大体上地，但不是完全地，冗余的。

根据上面的考虑，一个单独的分散控制的网络系统用于多个通信子系统里，它不是关键性部分重叠的，是属于本发明的范围里的。然而，优选，通信子系统是完全独立的和互不相同的，即完全地冗余的，在它们之间不重叠。

为了有效性，附加的通信子系统也可以被主动地维护和/或监测。实际上控制器优选监测大量可得到的通信子系统的有效性，控制器优选在它监测的各个这样的子系统上可存取可靠性数据。它优选选择是否实际建立这些附加的链路，和实际要建立和/或监测附加链路的数量，视各个系统预期的可靠性和子系统和/或它的组件的有效性而定。

通信子系统可以预先选择，端对端的通信路径，例如上面所述的，或者它们可以是可以从大量可以得到的系统组件构成的子系统的大得多的数量。在后一种情况下，为了有效性，各个系统组件被优选监测，而在前一种情况下，可以更容易地进行安排来简单地监测整个端对端的功能。

本发明的通信系统，具有N个通信子系统的，它的整个可靠性RS可以被计算为：

RS＝1-(1-R_S1)^*(1-R_S2)^*…^*(1-R_SN)

其中R_S1，R_S2…R_SN，是N个通信子系统的各个通信子系统的系统可靠性。这个公式反映了只要任何一个子系统是在工作的，系统就是在起作用的这样一个事实。各个这样的通信子系统的可靠性P，具有I个系统组件，接着可以被计算为：

R_SP＝R_C1 ^*R_C2 ^*…^*R_CI

其中R_C1，R_C2，…R_CI，是I个系统组件的各个组件的系统可靠性。这个公式反映了只要任何一个系统组件遇到故障，子系统就会遇到故障这样一个事实。

控制器优选监测飞行任务控制器和飞行器之间通信的当前状态。控制器优选通过考虑整个系统可靠性的计算结果来选择要使用的通信子系统。控制器优选还考虑使用各个子系统时涉及到的各种各样的成本，这样减少运转通信系统所需的整个成本。

有利地，这个通信系统将典型地通过主要使用现有的通信基础设施提供与几乎世界范围的飞行器通信的能力，这将简化飞行器系统的部署和调度。现有的系统部件典型地具有已经建立的通信频率，而且通常具有已知的可靠性，提供了减少的开办和运转费用。组件的较高的可靠性将可能导致高效率的飞行器控制，这接下来可以提供减少的动力需要，这样导致有更多的动力可以为飞行器的有效载荷所利用。

该飞行器的飞行任务

如上所述，优选实施例的飞行器是理想地适宜于某些类型的长时间的飞行任务。这包括监测天气，提供可移动的、可重复利用的通信平台，实施监视，检测大气条件，和许多其它的活动。例如，优选的实施例可以被用于高海拔高度的天气观察，改变它的航向或飞行路线来在高海拔高度跟随一个的飓风，在那里飞行器是没有危险的。

这个飞行器被设计的可以飞行3000小时连续的、无人驾驶的飞行任务，或者更长时间，这长于大多数飞行器大修之间的平均飞行时间。因此，该飞行器在设计时优先考虑可靠性。至少可以通过冗余来增加这种可靠性，也就是在该飞行器上提供多个备份系统。

人造卫星下行链路系统

参考图16A，本发明的飞行器10非常适合的一种飞行任务类型，是高带宽的地对空通信系统的建立，从一个位于轨道高度或更高高度的宇宙飞船，例如人造卫星，到一个地面站。更特殊地，该飞行器特别适合于作为人造卫星下行链路系统的基本构成成分，人造卫星下行链路系统也将包括一个人造卫星302，一个地面站300，和在它们之间被传送的信号。这种类型的飞行任务在广泛种类的通信系统结构里是有用的。

典型地，在一个地面站和一个人造卫星之间的通信使用一些类型的无线电波信号，例如微波信号，它可以穿过各种大气现象，例如云层，而不受干扰。这些信号的一部分是不定向的(全向辐射的)，一些则是以一给定的束宽射向一个目标。然而，对于一个已知大小的接收机灵敏度和背景噪音，运载一个特定带宽所需要的信号强度随着地面站和人造卫星之间距离的增加而显著增加，即使广播天线具有相对窄的束宽。接收机灵敏度可以随着天线尺寸的增加而被增加，但是需要考虑承载质量进行折衷，但是对于人造卫星系统而言它是代价高的。而且，除了对地静止通信卫星有限的例外，人造卫星在地球赤道上反复地跟随一个地面导向装置中心，它引起它们距离地面站的距离和方向的变化，在定向天线里需要大的定向调整(例如进行从人造卫星到人造卫星的周期地转换)。根据人造卫星(人造卫星组)的地面导向装置，地面站可能需要大量的功率来维持一个具有远距离人造卫星的人造卫星下行链路。

因此，信号强度典型地是可得到带宽的一个限制因素，而且，对于下行链路和定向的地面站，定向天线典型地必须具有追踪它的目标的能力。而且，这种追踪能力达到这样的程度，以致信号强度可以被增加，这种信号强度增加将增加遭受显著的信号干扰的地区面积，尤其如果该信号具有一个宽的束宽或者是不定向的(全向辐射的)(例如用于蜂窝通信的信号)。总之，通信带宽受到人造卫星在地面站上的高度、最大地面距离(即纬度和经度)、接收器灵敏度(例如由天线尺寸决定的)、束宽和功率大小的限制。另外，至少对于一部分应用，通信带宽受到背景噪音大小和与其它位置的信号之间可以允许的信号干扰极限的限制。而且，如果窄束宽的地面站天线被用于减小对功率的要求，可能引起显著的成本增加，而且由于跟踪精度的需要，额外的发生故障的危险可能发生，

人造卫星到人造卫星通信信号，或者人造卫星到不沿轨道运行的宇宙飞船的上行链路，不是必然受到这些限制，因为它们可以应用高频信号，例如激光或者其它的光学信号，利用有限的功率就可以获得宽带宽。这些信号通过大气现象例如云层时可以迅速衰减。因此这种高频通信信号典型地仅限于人造卫星通信，或者不通过大气现象例如云层的人造卫星和地面站之间通信。

本发明的优选的实施例可以，通过提供一个亚轨道平台304来将来自地面站300的无线电波信号，例如微波信号转换为指向人造卫星的光学信号，来提供地对空通信带宽的显著增加。而这种通信链路可以是两个方向中任何一个方向的，最好是该通信链路是双方向的。

为了这个功能，优选的亚轨道平台，本发明的飞行器10，包括一个用于与地面站里的一个带有指向向上天线的微波收发信机312通信的、带有指向向下天线的微波收发信机310，和一个用于与人造卫星里的一个带有指向向下天线的光学收发信机316通信的、带有指向向上天线的光学收发信机314。该飞行器优选上升到一个高于发生大量大气光学干扰的典型海拔高度的海拔高度。优选，该飞行器具有多个用于地面站的天线，优选这些指向地面的天线都是可以确定目标的。

优选，飞行器在50,000英尺和70,000英尺之间的高度工作，而且可以连续这样工作长达200小时或者更长时间(优选是工作300小时或者更长时间)。使用这个飞行器建立的通信系统，优选工作在一个将禁止远在地面和低轨道海拔高度距离之间的有效的通信(即有效带宽的通信)的地面站微波功率水平。

优选，飞行器位于一个相对于地面相对静止的位置里，这样限制或者消除地面站追踪飞行器的必要性。特殊地，飞行器优选工作在一个7000英尺直径的圆周里，且高度范围为1000英尺，优选基本上是在4000英尺直径的圆周范围里或者接近4000英尺直径的圆周。而且，飞行器优选工作在一个1000英尺的垂直高度范围里，或者优选在1000英尺垂直高度范围里或者接近100英尺垂直高度范围。

作为一个把来自地面站300的无线电波信号中继传送到使用光学信号的人造卫星302的亚轨道平台，飞行器提供了大量优点。并且可以执行各种各样的飞行器任务。例如，如果这样的飞行器发生机械故障，它可以被迅速地更换。同样地，这样的飞行器可以，通过使用在更高的功率水平里(对于宽束宽或者不定向的(全向辐射的)信号)可能发生互相干扰的频率，在互相之间相当接近的距离范围里工作，因为达到各个飞行器的无线电波信号基本上具有比为在轨道里运行的人造卫星提供一个相似的带宽所需要的功率低的功率水平。这可以被进一步的增大，用一个封闭的回路信号强度控制系统从而减小各种信号的功率消耗到需要的大小。

通过使用具有有限带宽的指向向上的地面天线和/或指向向下的人造卫星天线，功率消耗可以被进一步的减小。这些可以确定目标的天线都划定一个飞行器必须保持在其中的一个空域范围。如果指向向上的地面天线和一个指向向下的人造卫星天线都被使用了，它们必须被瞄准以互相确定一个飞行器可以在其中保持飞行图样的空域范围。

为了维持航空站在一个划定界限的空域里，飞行器将优选是一个低速飞行的飞行器。飞行模式一般是阿司匹林模式(aspirin shaped)，通常是圆形，带有某一定量的垂直变化。然而，应该被理解的是在高风条件里，优选飞行器图样可以从Z字形图样，其中飞行器反复地在一个通常迎风的方向里做Z字形飞行改变为一个直线的迎风飞行。

飞行器可以起到促进一个单一的地面站和一个单一的宇宙飞船之间通信，例如一个对地静止的(或者其它对地同步的)人造卫星，或者它可以与一系列相继通过飞行器的光学通信范围的、在较低的轨道运行的人造卫星通信，如图16A所示。优选，一个为在人造卫星之间转换而设计的飞行器将包括两个光学通信装置314和320，为的是在终止它与第一人造卫星302的通信链路以前获得与一个第二人造卫星322的一个通信链路。

如图16B所示，在一个飞行任务变化中，飞行器10可以被用于在更北边的或南边的纬度，在那里恒定的和直接的接入通信人造卫星可能，否则的话，不是可以容易地得到的。通过将飞行器定位于适当的亚轨道海拔高度，飞行器可以建立与位于超过80°纬度远处的人造卫星324的通信，人造卫星可能是在更接近地球赤道的位置。

飞行器通过使用专门用于赤道附近人造卫星的、重新使用波长的、定向信号可以有利地利用大多数任何非赤道附近的航空站。特殊地，一个特殊的地面站通过使用相同的波长可以定向地播出两种不同的信号，一个指向与地球同步的人造卫星，另一个指向飞行器。与非赤道附近人造卫星不同，飞行器不许要穿越地球赤道，这样地面站不需要周期地转换到一个新的广播方向(例如当地面站必须接通人造卫星时出现的情况)。自然地，对于一个给定的飞行器位置，一些地面站将不能在与对人造卫星广播相同的频率上广播，因为这个方向的信号将互相重叠(例如，如果飞行器是位于稍微地球赤道北面的位置而地面站是位于地球赤道北面很远的位置，信号可能重叠)。

同样地，如图16C所示，该系统可以被用于绕过高山325和其它的障碍物。这个特点可以备用与地面站到人造卫星的上行链路，同样地可以被用于地面站到地面站的上行链路。这是特别有效的系统利用，因为在没有巨大的努力和/或消费情况下，地面站和人造卫星没有一个是典型地可以重新定位的。这样的系统的一个潜在的有效应用是克服障碍物对广泛广播的信号如电视信号的影响。电视信号的来源可以是地面站、人造卫星或者甚至另外一个飞行器。这样的系统的另外一个潜在的有效应用是在对多数地区性地分隔开的地面站使用相同的频率广播时的频率重新应用。这在下面这一点上是有利的，即遥远的人造卫星，将需要一个更窄的束宽来与两个地面站使用相同的频率进行独立的通信。

对于一个或多个飞行器10另外一个相关的飞行任务是用于一个通信系统里，其中飞行器被用作一个区域中心，中继传送位于少量波束里的终端用户和网络之间的通信。通信网络可以是以地球为基础的通过地面天线可以得到的网络，也可以是以宇宙为基础的通过光学的或者特别高频率的微波链路可以得到的网络。

一个这样的相关飞行任务，如图16D所示，是作为一个通信中心，同时在地面站326和多个人造卫星328之间通信。在这个飞行任务里，飞行器将需要较大数量的光学收发信机，而且将需要产生额外的动力来使收发信机工作。或者，如图16E和16F所示，图中给出用一个飞行器提供双方互相覆盖的两个覆盖区域。特殊地，一个或多个这种飞行器10都可以一个单一的人造卫星330通信，这样将一个或多个地面站与一个单一的作为通信中心的人造卫星连接起来。这潜在地提供了频率被各个飞行器的重复利用(即各个飞行器可以利用相同的一套可以得到的频率)，增加了人造卫星和地面站之间可以得到的带宽。

这种方案可以在一个人口密集地区和一个人造卫星之间，或者在人造卫星和两个相距遥远的位置，提供增加了的带宽(参见图16E)。后一种方案在飞行器和人造卫星之间提供特别高的即将传送的数据数量。那个人造卫星可以，接下来，作为一个中心，并且与一个或多个其它的人造卫星334通信，人造卫星334也可以使用亚轨道平台进行地面通信。另外，也可以利用直接的飞行器到飞行器的通信。这些例子说明，飞行器可以用作各种各样通信系统的结构部分。

尽管上述的优选实施例使用微波和光学信号，应该被理解的是该系统对于多个各种各样的信号都是可以操作的。特殊地，大家知道大气湿度显著干扰无线电波长大约为1mm或者更小的(即较高频率信号)信号，但该干扰与对较长波长信号的干扰不一样大(即较低频率信号，低于20千兆赫兹)。这样该系统优选可以使用一个地面站到飞行器的、具有小于1mm波长的无线电信号来工作。而且，使用上述发明的飞行器来改变一个信号的方向和/或放大该信号，动力可以被节省下来，即使该系统的飞行器到人造卫星部分用一个能通过大气干扰的信号，例如一个与该系统的地面站到飞行器部分使用的信号一样的信号工作。

宽带分配系统

参考图17A，本发明的飞行器非常适合的另外一种类型的飞行任务，是作为无线本地环路的一部分，宽带的和/或其它的通信网络。

通信的各种各样形式，例如移动的和住宅用的声音电话，移动的和住宅用的因特网接入，和宽带的数据接入，每一个都具有不同的传送必要条件。例如，声音电话对于延长的时间周期(例如2～30分钟)，需要一个相对低的带宽(例如4～64KBps千字节/秒)，因特网接入对于有限的的时间周期(例如几秒钟)，需要一个较大的带宽(例如64～2000KBps千字节/秒)，而宽带接入是以一个在几乎连续的基础上的大带宽为基础的(例如1Mbit兆字节或者更高)。

为了提供这种通信必要条件，典型地开发了各种各样的网络结构，导致形成各种形式的网络。其中包括地面有线电话网络、蜂窝网络、无线本地环路，和各种以位于平流层的人造卫星为基础的网络。

典型地，需要不同的设备来支持所有这些技术。然而，在一些情况下，这种网络可以服务于多于一个功能。然而，通过使用由地面线传送的ASDL(非对称数字用户线)技术，宽带技术可以被连接到固定的位置终端用户。然而，大多数这些不同类型的网络典型地需要多个和昂贵的电线设施来使用户或者蜂窝塔互相连接。

如果人造卫星被用于网络里，典型地它们在为高密度地区用户提供大量接入时会遇到困难。满足严格的重量和动力需要的、用于人造卫星的设备的发展是昂贵的。而且，由于有限的频率重复使用和传送到移动用户可以选择去的不理想位置所需的过量的动力富余，支持是困难的。而且，有效的频带是不可用的，由于它们不能穿透大气湿度(潮气)或者其它干扰。

蜂窝和PCS系统在穿透建筑物方面胜过别的系统，难以到达地区，通过使用过量的功率和显著的频率重新利用。然而，这些系统在基站和/或发射塔之间要求显著的带宽连接性。

因为上述的那些原因，对于一个通信公司而言最初到缺少现存基础设施的地区、或者是到具有不能得而用之的、专有基础设施的地区推广应用是困难的。本发明提供了一种，在各个实施例里说明了一个或多个这种业务的创造性的网络结构。

如图17所示，本发明的这个实施例，包括一个或多个高海拔高度平台的使用，它们可以是飞行器(利用太阳能的或者常规的，有人驾驶的或者无人驾驶的)，或者甚至是氢气球，用于提供固定的地面站之间的、宽带的点到多点的可连接性。或者，可以使用接近地球的轨道人造卫星。优选，这种高海拔高度平台是一个，如上所述，包围或者保持在一个相对于地面(不变)的位置处或者接近于一个相对于地面(不变)的位置处的飞行器10。

该飞行器用作一个优选维持它与各种地面站500之间的、以及各种地面站500之间的宽带通信信号的亚轨道平台基站，典型地在固定的地面位置，潜在地包括电话用户的商业建筑502和电话用户的住宅用的建筑504。优选至少部分地面站是作为基站而配备的，用于分送数据或者声道到一个或多个远距离的电话用户站，该电话用户典型地是局域固定的或者移动的用户。除了建筑物，地面基站可以被集成到或者安装在街灯506里，标牌，高耸的塔508或者其它结构里。优选，电话用户基站(商业的和住宅用的)通过有线链路或者无线链路也与在电话用户家里的电话用户的接入端口连网。可以通过单独的地面站310，用人造卫星网络512，或者通过接入现有的电话用户基站，来提供与其它网络，例如PSTN(公共交换电话网络)、PLMN(公共地面移动网络)或者因特网，的链路。在现有的电话用户基站里，与这种网络的接入链路在电话用户基站里是可以得到的。

如图17B所示，一个用户电话基站500典型地配备有天线520，用于维持一个与飞行器的宽带或者无线环路链路。可选择地，太阳能阵列522可以被用于减少电换用户基站通过一个动力连接524汲取的动力。各种形式的地面基站可以被配备得服务于单个的电话用户或者多个电话用户。为了服务于其他的电话用户，是否移动电话用户，或者固定在一个基站的局域地区的固定电话用户，优选是使用一个无线本地环路，尽管一个有线的网络也可以到达固定的位置。为了与其他遥远的电话用户通信，电话用户基站优选具有一个适合于所选择的有联系的遥远电话用户基站的无线标准的天线526。作为一个例子，遥远电话用户基站可以是电话用户所拥有的、否则不为电话用户基站接受的无绳电话，它的有关连的电话用户，和它现有建筑。

多个通信标准，包括无线本地环路，可以用于电话用户基站(或其它地面基站)与具有远端电话用户站的电话用户的链路。兼容的无线通信标准包括AMPS(高级移动电话服务)、TACS(总体接入通信系统)、NMT(北欧移动电话系统)、IS-95(码分多址美国数字蜂窝标准)、IS-54/IS136(美国蜂窝标准，也称为D-AMPS)、B-CDMA(宽带码分多址)、W-CDMA(宽带码分多址)、UMTS(全球移动移动通信服务)、或者其它的3G、PHS(个人的手持电话系统)、DECT(数字高级无绳电话)、PACS(个人高级通信系统)、PDC(个人数字蜂窝)、CDPD(蜂窝的数字数据包数据)、MOBITEX(无绳数据包数据网络的爱立信标准)和RD-LAP(摩托罗拉开发的无绳的数据包网络)。这样大量的服务可以被传送给这些电话用户，包括声音电话，电子邮件，因特网接入、传真、可视电话和可视会议。

如图17C所示，一个远端电话用户站530将优选包括一个适于远端电话用户站的相关地面基站所使用的无线电标准的天线532。这些远端电话用户站将具有与电话用户的各装置连接的、有线的或者无线的网络链路534。

正如从上面的关于这个分配系统的描述可以看出，本发明的这个方面提供一个信息分配系统，同时不需要安装大量的基础设施。相反，该系统仅仅需要与电话用户坐落在一起的个别的电话用户基站，或者其它的地面站，以及，优选，一个或者多个高海拔高度的亚轨道平台，用于提供到地面站和与地面站之间的链路。

尽管本发明的一种特定的形式已经用插图进行了说明和描述，显而易见的是在不背离本发明的精神和范围的情况下，可以制造各种各样的变体。这样，虽然仅仅参考优选的实施例已经对本发明进行了详细地描述，那些具有本专业基本技能的专业人员将意识到在不背离本发明的情况下，可以制造各种各样的变体。因此，本发明不仅仅被限制于上面的讨论，而是参考下面的权利要求被定义的。

Claims (47)

1.一种飞行器，包括：

一个机翼，包括一个第一机翼部分和一个第二机翼部分；

安装于所述机翼上的多个太阳能电池单元；

一个在所述第一机翼部分和第二机翼部分之间连接的铰链装置，其中该铰链装置构造为允许第一机翼部分相对于第二机翼部分的枢轴旋转，该枢轴旋转处于一种改变第一机翼部分和第二机翼部分相对于对方的两面角的自由度之中；

一个铰链致动装置，构造为用于控制铰链装置，从而使得在飞行中第一机翼部分和第二机翼部分的两面角可以被相对于对方改变，所述改变位于一个较低的两面角形状和一个较高的两面角形状之间；以及

一个控制系统，配置为用于确定第一机翼部分和第二机翼部分相对于对方的两面角形状，从而增加所述多个太阳能电池所产生的能量，并且配置为用于控制铰链致动装置以便调整第一机翼部分和第二机翼部分相对于对方的两面角，从而确定两面角的形状；

其中所述第一机翼部分和所述第二机翼部分的每一个，构造为当处于一较低两面角形状时产生基本承担其自身重量的升力。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器是一基本上没有机身的飞行的机翼飞行器。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述多个太阳能电池配置为用于由从两个相对的侧面入射到它上面的光线产生能量，并且其中飞行器机翼的材料是透明的，这样所述多个太阳能电池可以由入射到机翼的上翼面或者下翼面的光线产生能量。

4.根据权利要求2所述的飞行器，进一步包括一个用于铰链装置的旋转的闭锁装置，该旋转的闭锁装置构造为当该旋转的闭锁装置处于未闭锁状态时，允许第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转，并且当该旋转的闭锁装置处于闭锁状态时，该闭锁装置用于阻止第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转。

5.根据权利要求2所述的飞行器，其中该铰链致动装置包括一个发动机，该发动机用于致动铰链装置来控制第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内的绕枢轴旋转。

6.根据权利要求2所述的飞行器，其中该铰链致动装置进一步包括至少一个位于机翼上的控制翼面，这样当机翼处于飞行状态时，铰链装置的绕枢轴旋转可以被至少一个控制翼面驱动。

7.根据权利要求2所述的飞行器，其中该铰链致动装置进一步包括一个物质块致动装置，该物质块致动装置用于改变机翼运载的物质块的重心，其中当机翼处于飞行状态时，物质块的重心位置可以驱动铰链装置的绕枢轴旋转。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其中该铰链致动装置构造为基本在机翼翼展的方向里改变物质块的重心。

9.根据权利要求8所述的飞行器，进一步包括一个燃料槽，用于储存多个太阳能电池所产生的电能，其中物质块包括燃料电池组成部分。

10.根据权利要求7所述的飞行器，其中该铰链致动装置构造为基本在纵向的方向里改变物质块的重心。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一机翼部分包括大约翼展的50％。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼包括一个第三机翼部分，并进一步包括：

一个连接在第二机翼部分和第三机翼部分之间的第二铰链装置，其中该铰链装置构造为允许第二机翼部分相对于第三机翼部分绕枢轴旋转，该绕枢轴旋转处于一种改变第二机翼部分和第三机翼部分相对于对方的两面角的自由度之中；以及

一个第二铰链致动装置，配置为用于控制铰链装置，从而使得在飞行中所述第二机翼部分和第三机翼部分的两面角可以被相对于对方改变，所述改变位于一个较低的两面角形状和一个较高的两面角形状之间；

一个控制系统，配置为用于确定所述第一机翼部分和第二机翼部分相对于对方的两面角形状，从而增加所述多个太阳能电池所产生的能量，并且配置为用于控制铰链致动装置以便调整第一机翼部分和第二机翼部分相对于对方的两面角，从而确定两面角的形状；

其中该控制系统配置为用于确定第二机翼部分和第三机翼部分相对于对方的两面角形状，从而增加所述多个太阳能电池所产生的能量，并且配置为用于控制第二铰链致动装置以便调整第二机翼部分和第三机翼部分相对于对方的两面角，从而确定两面角的形状；

其中第二和第三机翼部分配置为在较低的两面角形状时产生足够的升力来基本上运载它们自身的重量。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中所述多个太阳能电池中的每一个构造为用来由两个相对的侧面中的任何一个侧面入射到它上面的光线产生能量，其中飞行器机翼的材料是透明的，这样使得所述多个太阳能电池可以由入射到机翼的上翼面或下翼面的光线产生能量。

14.根据权利要求12所述的飞行器，其中所述第一机翼部分包括至少大约翼展的20％。

15.根据权利要求12所述的飞行器，其中所述第一机翼部分包括至少大约翼展的40％。

16.一个飞行的机翼飞行器，包括：

一个非后掠的机翼，包括一个横向地连接到一个第二机翼部件的第一机翼部件；

一个铰链装置，连接第一铰链部件和第二铰链部件，其中该铰链装置构造为允许第一和第二机翼部件相对于对方绕枢轴旋转，该绕枢轴旋转处于一种改变第一机翼部件和第二机翼部件相对于对方的两面角的旋转的自由度之中；以及

一个铰链致动装置，该铰链致动装置构造为在飞行过程中控制铰链装置，这样所述第一机翼部件和第二机翼部件的两面角可以被相对于对方改变。

17.根据权利要求16所述的飞行器，进一步包括一个用于铰链装置的旋转闭锁装置，该旋转的闭锁装置构造为当旋转的闭锁装置处于未闭锁状态时，允许所述第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转，当旋转的闭锁装置处于闭锁状态时，该旋转的闭锁装置用于阻止第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转。

18.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述铰链致动装置包括一个发动机，该发动机配置为用于致动所述铰链装置，从而控制第一和第二机翼部分相对于对方在旋转自由度之内的绕枢轴旋转。

19.根据权利要求16所述的飞行器，其中铰链致动装置进一步包括至少一个位于机翼上的控制翼面，这样当机翼处于飞行状态时，所述铰链装置的绕枢轴旋转可以被所述至少一个控制翼面驱动。

20.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述铰链致动装置进一步包括一个物质块致动装置，该物质块致动装置构造为用于改变机翼运载的一物质块的重心，其中当机翼处于飞行状态时，物质块的重心的位置可以驱动铰链装置绕枢轴旋转。

21.根据权利要求20所述的飞行器，其中该铰链致动装置构造为用于在基本上翼展方向改变物质块的重心。

22.根据权利要求20所述的飞行器，其中该铰链致动装置构造为用于在基本上纵向方向改变物质块的重心。

23.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述第一机翼部分大约包括至少翼展的20％。

24.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述第一机翼部分大约包括至少翼展的40％。

25.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述第一机翼部分大约包括至少翼展的50％。

26.一种飞行器，包括：

一个机翼，包括一个第一机翼部分和一个第二机翼部分；

一个铰链装置，与所述第一机翼部分连接，其中该铰链装置构造为允许第一机翼部分相对于第二机翼部分绕枢轴旋转，该绕枢轴的旋转是在一个改变第一和第二机翼部分相对于对方的两面角的旋转自由度之内的旋转；以及

一个铰链致动装置，该铰链致动装置构造为用于在飞行过程中控制铰链装置，这样所述第一和第二机翼部分的两面角可以相对于对方而改变，其中该铰链致动装置包括一个物质块致动装置，该物质块致动装置构造为用于改变机翼运载的物质块的重心，其中该机翼和物质块构造为当机翼处于飞行状态时，物质块的重心位置可以驱动铰链装置的绕枢轴旋转。

27.根据权利要求26所述的飞行器，其中该飞行器是一个基本上没有机身的飞行的翼状飞行器。

28.根据权利要求26所述的飞行器，进一步包括一个用于铰链装置的旋转闭锁装置，该旋转的闭锁装置构造为当旋转的闭锁装置处于未闭锁状态时，允许所述第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转，当旋转的闭锁装置处于闭锁状态时，该旋转的闭锁装置用于阻止第一和第二机翼部分相对于对方在旋转的自由度之内绕枢轴旋转。

29.根据权利要求26所述的飞行器，其中所述物质块致动装置用于在翼展方向改变机翼运载的物质块的重心，从而当机翼处于飞行状态时，驱动铰链装置绕枢轴的旋转。

30.一种控制太阳能电池暴露于光线的方法，其中太阳能电池被安装在飞行器的机翼上，并且其中光线入射到飞行器的机翼上，所述方法包括：

提供给飞行器一个铰链装置，该铰链装置构造为允许第一机翼部分相对于第二机翼部分在一个改变第一和第二机翼部分相对于对方的两面角的旋转自由度之内绕枢轴旋转；以及

提供给飞行器一致动装置，该致动装置构造为在飞行中致动所述铰链装置以改变所述第一和第二机翼部分相对于对方的两面角；以及

用致动装置致动铰链装置，从而控制太阳能电池对光线的暴露。

31.一种飞行器，包括：

一个横向扩展的、柔性的机翼，该机翼构造为在飞行过程中产生两面角；

多个安装在机翼上的发动机，至少所述多个发动机的一部分具有控制所述至少一部分发动机的推力的节流阀，其中当飞行器在飞行中，两面角使至少所述多个发动机中的一个用于产生在飞行器的阻力中心之上的推力，因而产生一个向下的俯冲力矩，其中当飞行器在飞行中，两面角使至少所述多个发动机中一个来产生在飞行器的阻力中心之下的推力，因而产生一个向上的拉升力矩；以及

一个与节流阀连接的控制系统，其中该控制系统配置为用于控制节流阀从而控制飞行器的俯仰运动。

32.一种飞行器，包括：

一个横向扩展的机翼，该机翼构造为具有一个沿着一个横向机翼轴、预先确定的扭转柔性；

一个物质块，以重心为特征，被机翼支撑；

一个致动装置，该致动装置构造为用于控制该物质块，用于改变该物质块的重心相对于机翼的位置，其中该致动装置用来在一个将引起机翼发生扭转弯曲的位置范围里改变物质块的重心位置，其中机翼构造为移动的物质块引起的机翼的扭转弯曲引起一部分机翼在攻角之内改变，使由该部分机翼产生的升力发生变化；以及

一个与致动装置相连的控制系统，其中该控制系统配置为用于引起致动装置改变物质块的重心，以便通过改变该部分机翼产生的升力来使飞行器的执行受控制的运动。

33.一种飞行器，包括：

一个机架，具有一个预先确定的、沿着一个柔性轴的柔性；

一个物质块，以重心为特征，被机架支撑；

一个致动装置，该致动装置用于控制物质块，以便改变物质块的重心相对于机架的位置，其中该致动装置用来在一个将引起机架发生扭转弯曲的位置范围里改变物质块的重心位置，并且其中该机架构造为移动的物质块引起的机架的扭转弯曲，引起一部分机架改变空气动力学外形，使由该部分机架产生的空气动力学力产生变化；以及

一个与致动装置相连的控制系统，其中该控制系统配置为用于引起致动装置改变物质块的重心，以便通过改变该部分机架产生的空气动力学力来使飞行器的执行一个受控制的运动。

34.一个用于提供一个或多个地面站和位于高于亚轨道高度的宇宙飞船之间通信的通信系统，包括：

一个亚轨道平台，在一个亚轨道航空站里运行，位于远离该一个或多个地面站的位置，其间距离小于宇宙飞船和任何一个地面站之间的距离；

其中该亚轨道平台和该一个或多个地面站中的一个第一地面站被配置为可以支持在一个第一波长波段里的一个互相之间的第一通信信号，该第一波长波段能够穿透大气的干扰；以及

其中该亚轨道平台和宇宙飞船被配置为可以支持在一个第二波长波段里的一个互相之间的第二通信信号；以及

其中该亚轨道平台被配置为用来连接互相之间的所述第一通信信号和第二通信信号，从而在第一地面站和宇宙飞船之间建立一个通信链路。

35.根据权利要求34所述的通信系统，其中所述第二波长波段不能穿透大气的干扰。

36.根据权利要求34所述的通信系统，其中该亚轨道平台构造为至少用于工作200小时。

37.根据权利要求34所述的通信系统，其中该亚轨道平台构造为至少用于工作3000小时。

38.根据权利要求34所述的通信系统，其中该亚轨道平台和该一个或更多地面站的一个第二地面站配置为在第一波长波段里支持一个互相之间的第三通信信号。

39.根据权利要求38所述的通信系统，其中所述第三通信信号基本上与所述第一通信信号是相同的频率。

40.根据权利要求34所述的通信系统，进一步包括：

在第一地面站的一个地面站微波收发信机，其配置为用来发送和接收微波通信信号；

在所述亚轨道平台上的一个亚轨道平台微波收发信机，其配置为用来发送和接收微波通信信号，其中该地面站微波收发信机和亚轨道平台微波收发信机都被配置为可以向对方发送和从对方接收微波通信信号，从而支持互相之间的一个第一通信信号；

在亚轨道平台上的一个亚轨道平台光学信号收发信机，其配置为用于发送和接收光学通信信号；以及

在宇宙飞船上的一个宇宙飞船光学信号收发信机，其中该亚轨道平台光学信号收发信机和宇宙飞船光学信号收发信机都被配置为可以向对方发送和从对方接收光学通信信号，从而支持互相之间的一个第二通信信号。

41.根据权利要求34所述的通信系统，其中：

该第一通信信号是无线电波通信信号；以及

该第二通信信号是光学通信信号。

42.根据权利要求40所述的通信系统，其中该亚轨道平台是一个飞行器。

43.根据权利要求42所述的通信系统，其中该飞行器在一个高于显著限制光学信号的大气现象的高度工作。

44.根据权利要求42所述的通信系统，其中该亚轨道平台构造为至少用于工作3000小时。

45.根据权利要求42所述的通信系统，其中该亚轨道平台构造为至少用于工作200小时。

46.根据权利要求40所述的通信系统，其中该宇宙飞船是一个人造卫星。

47.根据权利要求46所述的通信系统，进一步包括一个在该亚轨道平台上的第二亚轨道平台光学信号收发信机，用于向一个位于独立于第一人造卫星光学信号收发信机位置的第二人造卫星光学收发信机发送和接收光学信号。

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