高空飞机、飞机单元以及用于运行飞机单元的方法.pdf

一种无人驾驶的高空飞机、尤其平流层飞机，其带有至少一个机身(10)、机翼(13，14)、控制面(13"，14"，20'，20"，21'，21")和具有至少一个驱动机器和至少一个螺旋桨(15'，16'，17')的至少一个驱动装置(15，16，17)，其特征在于，相应的机翼(13，14)具有在横向于、优选地垂直于机身纵轴线(Z)的方向上延伸的多个翼梁(46'，46")和软管(40，41，42，43，44)，其被形成翼罩(45)的表皮包围，该翼罩确定机翼的横截面轮廓，其中，该横截面轮廓形成层流翼型，其在较小的流动阻力下产生较高的升力；相应的机翼(13，14)在它的背离机身(10)的自由端部处设有横向于所述机翼纵轴线延伸的小翼(13'，14')，并且小翼(13'，14')设有可动的控制面(13"，14")，其使能够产生空气动力学侧向力，以将飞机带到倾斜转动位置中。

权利要求书
1.   一种无人驾驶的高空飞机、尤其平流层飞机，其带有至少一个机身(10)、机翼(13,14)、控制面(13",14",20',20",21',21")和具有至少一个驱动机器和至少一个螺旋桨(15',16',17')的至少一个驱动装置(15,16,17)，
其特征在于，
- 相应的所述机翼(13,14)具有在横向于、优选地垂直于机身纵轴线(Z)的方向上延伸的多个翼梁(46',46")和软管(40,41,42,43,44)，其被形成翼罩(45)的表皮包围，所述翼罩确定所述机翼的横截面轮廓，其中，所述横截面轮廓形成层流翼型，其在较小的流动阻力下产生较高的升力；
- 相应的所述机翼(13,14)在它的背离所述机身(10)的自由端部处设有横向于机翼纵轴线延伸的小翼(13',14')，并且
- 所述小翼(13',14')设有可动的控制面(13",14")，其使能够产生空气动力学侧向力，以将飞机带到倾斜转动位置中。

2.   根据权利要求1所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，在所述机翼(13,14)中的所述软管中的至少一部分能够填充以氢气并且在所述机翼(13,14)中的所述软管中的至少一部分能够填充以氧气。

3.   根据权利要求2所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，容纳氧气的所述软管与容纳氢气的所述软管的容积比是1:2。

4.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，在所述机翼的上侧处所述翼罩(45)的表皮是透明的并且所述机翼的上侧设有太阳能电池(35,37)，其布置在透明的所述表皮与所述软管之间。

5.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，在所述机翼(13,14)的下侧处所述翼罩(45)的表皮由以铝蒸镀的高强度的芳纶膜构成。

6.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，每个机翼(13,14)设有至少一个驱动舱(15,16)用于容纳驱动装置。

7.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，
- 所述机身(10)设有从所述机身(10)向上和向下延伸的牵拉柱(11)并且
- 设置有张紧装置(18,18',19,19')，其将所述机翼(13,14)、优选地其自由端部和/或驱动舱(15,16)相对所述机身(10)和/或所述牵拉柱(11)张紧。

8.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述翼梁(46',46")由优选地两件式的由碳纤维复合材料制成的格栅管结构构成。

9.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，至少一个所述螺旋桨(15',16',17')按照直升飞机转子的形式设有挥舞铰链。

10.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，至少一个所述驱动装置具有氢气-氧气-内燃机。

11.   根据权利要求1至10中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，至少一个所述驱动装置具有由燃料电池供给的电动机。

12.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述机身(10)在其后部截段处设有升降舵(21',21")，其优选地完全可动。

13.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述机身(10)在其后部截段处设有至少一个方向舵(20',20")，其优选地完全可动。

14.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，分别设置有着陆装置(30,32)，其布置在所述牵拉柱(11)处或在所述机身(10)的后端处、优选地在所述升降舵处。

15.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其带有电气的驱动机器，其特征在于，为了产生驱动能量设置有光电的供能装置，其带有：
- 至少一个光电太阳能发电机(101)，其将射入的太阳辐射能(S)转化成电能；
- 用于从水产生氢气和氧气的至少一个水电解设备(104)，其在保持恒定的地面压力下工作，以避免通过氢气扩散污染气体；
- 至少一个水储备容器(106)，其通过第一水管路(160)与所述水电解设备(104)相连接；
- 优选地由第一软管形成的至少一个氢气供应储备容器(107)，其通过第一氢气管路(144)与所述水电解设备(104)相连接；
- 优选地由第二软管形成的至少一个氧气供应储备容器(107a)，其通过第一氧气管路(145)与所述水电解设备(104)相连接；
- 至少一个燃料电池(108)，其在保持恒定的地面压力下以闭合的循环工作，从而能够避免燃烧气体被空气二氧化碳污染，所述燃料电池通过第二氢气管路(180)与所述氢气供应储备容器(107)相连接并且其通过第二氧气管路(180a)与所述氧气供应储备容器(107a)相连接并且其通过第二水管路(164)与所述水储备容器(106)相连接，以及
- 控制装置(103)，其与所述太阳能发电机(101)、所述水电解设备(104)和所述燃料电池(108)电连接。

16.   根据权利要求15所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述太阳能发电机(101)具有设有CIGS薄层太阳能电池(110)的至少一个承载元件(112)，其由薄的膜、优选地聚酰亚胺膜形成。

17.   根据权利要求4至16中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述太阳能电池(110)是薄层太阳能电池、优选地镉-碲化物电池。

18.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，设置有电能储存器(105)、优选地蓄电池。

19.   根据权利要求15至18中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，
- 所述控制装置(103)设计成使得其在存在太阳辐射能的情况下将由所述太阳能发电机(101)所产生的电能输送给所述供能装置的电的消耗器接口(102)而
- 其在不存在太阳辐射能的情况下或者当由所述太阳能发电机(101)所产生的电能不足够用于预设的能量需求时激活所述燃料电池(108)，以将电能提供到所述消耗器接口(102)处。

20.   根据权利要求15至18中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，
- 所述控制装置(103)设计成使得其在存在太阳辐射能的情况下所述控制装置将由所述太阳能发电机(101)所产生的电能的一部分输送给所述水电解设备(104)，并且
- 其将来自所述水储备容器(106)的水输送给所述水电解设备(104)，使得所述水电解设备(104)被激活，以从输送给它的水产生氢气和氧气，其被储存在氢气储备容器(107)和氧气储备容器(107a)中。

21.   根据权利要求15至20中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，由所述太阳能发电机(101)和/或由所述燃料电池(108)所产生的电能的一部分被输送给能量储存器(105)，以给其充电。

22.   根据权利要求15至21中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述太阳能发电机(101)布置在所述飞机机翼(13,14)的至少在上侧处透明地构造的表皮的内部中。

23.   根据前述权利要求中任一项所述的无人驾驶的高空飞机，其特征在于，所述翼罩(45)的表皮是耐恶劣天气的、尤其是防雨的，使得所述飞机适合于还能够在对流顶层和对流层中飞行。

24.   一种飞机单元，其由根据权利要求1至22中任一项所述的无人驾驶的至少一个第一高空飞机和根据权利要求23所述的无人驾驶的至少一个第二高空飞机构成，其中，所述第二高空飞机(2)形成用于所述第一高空飞机(1)的加油飞机。

25.   一种用于运行根据权利要求24所述的飞机单元的方法，
- 其中，所述加油飞机与第一飞机在两个飞机的飞行期间建立加油连接，通过所述加油连接由所述加油飞机将氢气提供给所述第一飞机的氢气储存器且将氧气提供给所述第一飞机的氧气储存器，并且其中，由所述第一飞机将水供回到所述加油飞机处；
- 其中，所述加油飞机在加油过程结束之后下降到较低的飞行高度上并且在那里借助于机载的水电解装置和所收集的太阳能从所接收的水产生氢气和氧气并且将这些气体储存在相应的机载的氢气储存器或氧气储存器中；
- 其中，所述加油飞机在气体产生过程结束之后又上升到较高的飞行水平上，以便能够执行第一飞机的重新的加油过程。

说明书高空飞机、飞机单元以及用于运行飞机单元的方法
技术领域
本发明涉及一种无人驾驶的高空飞机、尤其平流层飞机，其带有至少一个机身、机翼、控制面和具有至少一个驱动机器和至少一个螺旋桨的至少一个驱动装置。本发明尤其涉及一种快速飞行的无人驾驶的高空飞机，其带有自己的太阳能驱动器和通过利用来自太阳能运行的较低地飞行的加油飞机的氢气空对空加油的附加的动力燃料供给部，该加油飞机利用太阳能通过电解携带的水制造氢气。
此外，本发明涉及一种由无人驾驶的至少一个第一高空飞机和无人驾驶的至少一个第二高空飞机构成的飞机单元(Luftfahrzeugverband)，其中，无人驾驶的第二高空飞机形成用于无人驾驶的第一高空飞机的加油飞机。
最后，本发明也涉及一种用于运行这样的飞机单元的方法。
背景技术
当今为了保护领土不受外来侵袭的重要任务在于提早发现飞向该领土的飞行物、例如火箭，使得能够有效地制服该飞行物。借助于卫星来执行的这样的空中监控非常昂贵和复杂。因此，定位在较大的高度上、例如在直至38km高度的平流层中的观察平台可以是卫星的备选。
对于通常由卫星来感测的其它任务，也可应用在超过20km的高度上的平流层平台，在其中不存在带有超过60m/sec的速度的射流并且不存在带有强烈涡流的云。这样的平流层平台必须几乎昼夜不停地准备就绪，这意味着，其必须具有尽可能小的能量消耗并且必须配备有自给的能量源。尽管如此，不能实现完全的能量自给，使得还必须从外面将能量输送给这样的高空飞机，这例如可通过加油飞机实现。
从属的加油飞机通常以较少的能量消耗和以高效的太阳能获得和储存在云上飞行并且水平地或竖直地避开射流涡旋区。
由此高空飞机例如可被用作用于无线信号传输的中继站以代替通讯卫星或者通过附加的宽带数据连接(其不暴露于由于云和雨的强烈衰减并且由此能够以较少的能量经过较大的路程)来补充其。此外，雷达设备可从较大的高度进一步观察直至地平面并且特别是在恶劣天气下获得明显更大的有效距离，因为雷达射线仅须再经过通过雨或云的路程的较小部分。
空中监控的任务可通过在较高高度上的持久飞行来实现并且因此可通过特殊的、轻质制造的高空飞机(其不必经受在较低高度上的强风和可能大雨)来实现。
由通常的现有技术已知基于气球的无人驾驶的飞行器，其可达到可比的飞行高度并且具有较低的运行成本。但是，这些气球飞行器不仅关于高度而且关于地平面不能以必需的程度操纵并且因此不能对抗在那里存在的高空风维持预设的位置。在较高的高度上存在的射流(其走向不恒定)尤其要求高空飞机的合适的可操纵性，由此其例如可在射流之外或其边缘处被定位成使得其关于在地表上的地点几乎静止。仅当其被射流推动时，已知的气球可经过值得一提的路程。
此外已知传统的飞机，其虽然具有所要求的操纵能力，但是其仅实现受限的飞行持续时间并且在此引起非常高的运行成本。
以实验为基础，在1995至2005年中开发了太阳能运行的高空飞机，其中通过在所有合适的表面上的太阳能电池获得能量且其中通过用于将水分解成氢气和氧气的水电解设备的循环储存能量、将氢气和氧气储存在高压储存器(直到700bar)中且回收在氢气-氧气-燃料电池中的电能。
已实现的飞行器是NASA的Pathfinder和Helios(它们两个成功进行了直至30km飞行高度的飞行试验)以及HeliPlat、欧洲航天局ESA的项目和样机，其应达到21km飞行高度。
在这些飞行器中获得每千克自重400Wh的能量储存密度。飞行器的机翼具有直至30的极限纵横比和带有较大挠曲的非常软的机翼，其使飞行器对阵风(B?)非常敏感。飞行器Helios由于阵风在极端的机翼挠曲之后由于机翼断裂而失去。在这些飞行器中所获得的能量储存密度明显高于可利用锂离子电池实现的每千克200Wh的值。锂离子电池被应用在有人驾驶的太阳能飞机“Solar Impulse”中，但是该飞机仅仅达到10km的高度。
发明内容
因此本发明的目的是提供一种无人驾驶的高空飞机，其可以以几乎不受限制的飞行持续时间在直至大约38km的高度的上面的平流层中飞行并且可抵抗刚好存在的高空风静态地被定位在地面之上或者在需要时可以以足够的例如250km/h的速度经过较大的路程、例如3000km。这样的高空飞机应能够承载相应的工作负荷装备以及驱动、飞行调节和通讯装备以及为此必需的能量供应并且运行其。另一目的在于说明一种由根据本发明的高空飞机组成的飞机单元，其中的至少一个形成加油飞机。最后，还有一目的在于说明一种用于运行这样的飞机单元的方法。
针对高空飞机的目的通过在权利要求1中所说明的无人驾驶的高空飞机来实现。
根据本发明的无人驾驶高空飞机(其具有至少一个机身、机翼、控制面和具有至少一个驱动机器和螺旋桨的至少一个驱动装置)特征在于，相应的机翼具有在横向于、优选地垂直于机身纵轴线的方向上延伸的多个翼梁(Fluegelholm)和软管，其被形成翼罩(Fluegelbespannung)的表皮包围。该翼罩确定机翼的横截面轮廓，其形成在较小的流动阻力下产生较高的升力的层流翼型(Laminarprofil)。相应的机翼在它的背离机身的自由端部处设有横向于机翼纵轴线延伸的小翼。小翼设有可动的控制面，其使能够产生空气动力学侧向力以能够将飞机带到倾斜转动位置(Schraegrolllage)中。该机身优选地构造成管形并且例如由碳纤维复合材料管形成。
这样的根据本发明的无人驾驶高空飞机(其由于特别轻的结构形式尤其适合作为平流层飞机)构造为有利地带有较厚的(例如18%型材厚度)、拱曲的(例如4.2%拱曲)层流翼型机翼的飞机，层流翼型机翼在较小的阻力下在较高的升力系数下产生较高的升力并且具有较大的体积。该高空飞机仅须承受在较大高度上的涡流、不必经受雨水并且必须承受在15km飞行高度上在大约30m/sec下的动态压力。因此，飞机设计用于正2.5g与负2g的负载。此外，飞机必须承受在地面处转动时以及在平静的空气中起飞和着陆时的负载。
由于高空飞机设有具有螺旋桨的至少一个驱动器，此外使飞机能够与存在的风无关地自主地进行水平的位置变化。这样的设有驱动器的高空飞机因此不仅可水平地而且可竖直地操纵。
机翼在其内部中在翼展方向(Spannweiterichtung)上具有抗压的(优选地抵抗直至1.5bar过压的)由用于UV保护和用于气体密封的带有铝蒸镀层的芳纶膜(例如KEVLAR?膜)构成的多个软管，其基本上充填翼型(Fluegelprofil)。
形成用于气体储存的腔的这些软管以0.2至1.2bar的压力分别优选地分离地以纯氢气可填充可用体积的2/3且以纯氧气可填充可用体积的1/3。与带有700bar运行压力的高压储存器(在其中所产生的能量的很大百分比被用于压缩氢气，该能量然后失去)相比，最大1.2bar过压的机翼储存器的该较小的工作压力实现能量非常高效的运行。在根据本发明的高空飞机中的储存能量密度达到每千克1300Wh。
对于高空飞行，机翼必须以极其轻的结构形式来实施。在此，当机翼具有在纵剖面中空气动力学地成型的壳时，是特别有利的，该壳在上侧上由薄的膜、优选地透明的聚酯膜而在机翼下侧上由抗UV辐射地以铝蒸镀的高强度的芳纶膜构成。
由于其强度而特别合适的透明的聚酯膜是双轴定向的聚酯膜，如其例如以商标名“MYLAR?”在市场上可用。
有利地，在透明的聚酯膜之下在整个机翼上侧和水平尾翼上侧上来施加CICS(铜铟镓硒)类型的薄层太阳能电池，其有利地被安装在薄的聚酰亚胺膜(例如KAPTON?膜)上并且以另外的膜来遮盖，其中，整个结构有利地仅大约50μm厚并且因此非常轻并且达到直至16%的效率。这样的CIGS薄层太阳能电池具有非常小的重量并且在提高的温度(如其可在较高的高度上出现的那样)下也还良好地在没有单独的冷却装置的情况下工作，从而与由较薄的膜形成的承载元件相结合形成非常轻的太阳能发电机。
此外，当机翼在翼展方向上具有至少两个可利用氢气填充的和一个可利用氧气填充的软管或者至少一个相应的管形的气密的梁(软管或梁在填充的状态中在翼展方向上形成机翼的附加的强化)时，是有利的。此外有利的是将过压软管或管形的梁(其具有与翼型相同的半径并且由此形成形状稳定的轻质的翼前缘)布置在翼型的鼻部中，翼前缘可支撑到处于其后面的软管上。附加地将软管或管形的梁在型材的内部中布置成使得外表皮以期望的轮廓形状在软管或管形的梁上被张紧并且由此产生没有褶皱的非常光滑的机翼，其适合作为层流翼型。在该结构形式中，除了一个或多个翼梁和压力软管之外，仅需要少量非常轻的翼肋(Spant)，从而利用张紧的外表皮产生非常轻的空气动力学上高品质的机翼。
相应的管形的和气密的翼梁有利地构造成使得内部的管(内管)吸收内压力以及还有分摊到其在梁处的面积份额上的由机翼弯矩和机翼压力构成的拉力和压力。纵向波状的外管围绕该内管放置并且沿着接触面连续地整面地被粘接，从而产生统一的管形的承载元件。
优选地，每个机翼设有至少一个驱动舱(Antriebsgondel)用于容纳驱动装置。
当机身设有从机身向上和向下延伸的牵拉柱(Abspannturm)时并且当设置有张紧装置(其将机翼、优选地其自由端部和/或驱动舱相对机身和/或牵拉柱张紧)时，是特别有利的。
为了获得尽可能硬的、轻的机翼，通过经由在机翼的中间的牵拉柱例如相对于驱动舱在机翼翼展的三分之二上的牵拉(Abspannung)尽可能减小在翼根(Fluegelwurzel)中的弯矩。由此与较厚的(18%型材厚度)翼型(其允许翼梁的有利的较高的构型状)一起同时来提供重量非常小的相对于未牵拉的机翼硬得多的机翼。
通过利用在50m的翼展的情况下7.5m高度和250m2机翼面积的小翼加固机翼和选择例如16的翼纵横比(Fluegelstreckung)，避免了在有阵风的空气中伴随机翼的气动弹性的问题，其例如导致在飞行中Helios机型的破坏。
优选地，通过使机翼在翼展方向上通过优选地两个管形的由Kevlar膜或高强度的CFK织物制成的翼梁获得其刚性，机翼特征在于极低的重量。附加地，机翼通过牵拉柱在机翼中心被牵拉。由此，使在翼梁中的弯矩最小化并且获得尽可能轻的结构形式。由于氢气腔，机翼不仅具有空气静力学上升组件而且在相应的入流的情况下也具有空气动力学上升组件。
优选地，该至少一个螺旋桨按照直升飞机转子的形式设有挥舞铰链(Schlaggelenk)。
当该至少一个螺旋桨具有尽可能大的直径(其导致较小的驱动能消耗)时，是特别有利的。在螺旋桨直径较大时，可在不对称的流入的情况下将显著的干扰力矩传递到螺旋桨轴上，其通过产生振动严重损害光学传感器(例如为了侦察目的)的应用。因此，有利地按照直升机转子的形式连续地来实施螺旋桨叶片，其带有在轴处的挥舞铰链(其允许在飞行方向上的挥舞运动)。通过挥舞运动，有利地空气动力学地来补偿干扰力并且干扰力矩不再能被传递到螺旋桨轴上。
特别优选地，根据本发明的高空飞机带有至少一个电气的驱动机器。在该高空飞机中，为了产生驱动能设置有光电的供能装置。该供能装置具有至少一个光电太阳能发电机，其将射入的太阳辐射能转化成电能。此外，其具有至少一个水电解设备用于从水产生氢气和氧气，水电解设备在保持恒定的地面压力下工作，以避免通过氢气扩散污染气体。此外，供能装置具有以下：至少一个氢气储备容器，其通过第一水管路与水电解设备相连接；优选地由第一软管形成的至少一个氢气储备容器，其通过第一氢气管路与水电解设备相连接；优选地由第二软管形成的至少一个氧气储备容器，其通过第一氧气管路与水电解设备相连接；至少一个燃料电池，其在保持恒定的地面压力下以闭合的循环工作，从而可避免燃烧气体受空气二氧化碳污染，其中，燃料电池通过第二氢气管路与氢气储备容器相连接而通过第二氧气管路与氧气储备容器相连接并且此外通过第二水管路与水储备容器相连接。最后，该高空飞机还设有控制装置，其与太阳能发电机、水电解设备和燃料电池电连接。
通过该供能装置，高空飞机能够借助于太阳能发电机和水电解设备自动地从水产生氢气和氧气，以便以此运行燃料电池，其提供此外对于驱动必需的电能。
但是，该至少一个驱动机器也可具有氢气-氧气-内燃机。
优选地，太阳能发电机具有设有CIGS薄层太阳能电池的至少一个承载元件，其由薄膜、优选地聚酰亚胺膜形成。CIGS太阳能发电机在低于100g/m2的单位面积重量的情况下达到16%的高效率。
当太阳能电池是薄层太阳能电池时，是特别优选的，其中，在此优选地涉及镉-碲化物-电池。这样的薄层太阳能电池同样具有非常小的重量，从而结合由薄膜形成的承载元件形成非常轻的太阳能发电机。镉-碲化物-薄层电池尽管达到9%的较低的效率，但是明显比CIGS薄层太阳能电池更轻。
优选地，供能装置附加地设有电能储存器，其例如构造为蓄电池。该电能储存器形成缓冲储存器，当在较短的时间段上不以足够的辐射能来加载发电机时缓冲储存器可短暂地输出电能。该电能储存器因此用于弥补需要来激活燃料电池的时间，或者如果燃料电池未被激活，其用于弥补例如在太阳光短暂遮蔽的情况下应弥补的时间，直到太阳光又射到发电机上。
根据本发明的光电供能装置优选地设有控制装置，其设计成使得在存在辐射能的情况下其将由发电机所产生的电能输送给供能装置的电气的消耗器接口而在不存在辐射能的情况下或者当由发电机所产生的电能不足够用于预设的能量需求时激活燃料电池以将电能提供到消耗器接口处。该控制装置由此可负责使当不足或者没有辐射能供使用时燃料电池自动被激活。
特别优选地，控制装置设计成使得在存在尤其太阳辐射能的情况下其将由发电机所产生的电能的一部分输送给氢气发生器并且其将来自水储备容器的水输送给氢气发生器，从而激活氢气发生器以从输送给其的水产生氢气，其被储存在氢气储备容器中。在该实施形式中，由发电机所产生的电能中的一部分被用于运行氢气发生器以产生氢气，当发电机未提供或提供不充足的电能时燃料电池需要该氢气以产生电能。在此，控制装置可根据现有的氢气储备控制被输送给氢气发生器的电能的量或者还控制氢气发生器的接通时间。
当由发电机和/或由燃料电池所产生的电能的一部分被输送给能量储存器以对其充电时，也是有利的。由此确保电能始终在能量储存器中被缓冲，以便能够在需要时直接从其中来取用。
在高空飞机的一特别的设计方案中，翼罩的表皮是耐恶劣天气的、尤其是防雨的，使得该飞机适合于也可在对流顶层(Tropopause)和对流层中飞行。无人驾驶的高空飞机的该变体特别适合于被用作加油飞机，其可在比平流层飞机更低的高度中飞行并且在那里在空气密度较大的情况下借助于太阳辐射能在从水产生氢气和氧气的时间段以较少的能量消耗行驶。
能够用于空对空加油的特殊化的该太阳能收集和空中加油飞机由于坚固的但是较轻的结构形式尤其适合作为用于3km至21km高度的飞机。其作为飞机有利地构造有较厚的(例如18%型材厚度)拱曲的(例如2.1%拱曲)层流翼型机翼，其在阻力较小且升力系数较小的情况下产生较高的升力并且具有较大的体积。该加油飞机(Tanker)必须经受在较低高度中的涡流并且必须经受小雨和在15km飞行高度上在30m/s下的动态压力。因此，该飞机设计用于正6g与负3g的负载。此外，飞机必须承受在地面处转动时以及在平静的空气中起飞和着陆时的负载。
该加油飞机的机翼在其内部中在翼展方向上具有抗压的(优选地抵抗直至2.5bar过压的)由用于UV保护和用于气体密封的带有铝蒸镀层的芳纶膜(例如KEVLAR?膜)构成的多个软管，其尽可能充填其型材。这些软管以1.2至2.2bar的压力分别分离地以纯氢气可填充可用体积的2/3且以纯氧气可填充可用体积的1/3。与带有700bar运行压力的高压储存器(在其中所产生的能量的很大百分比被用于压缩氢气，该能量然后失去)相比，最大2.2bar的机翼储存器的该较小的工作压力实现能量非常高效的储存器运行。
在加油飞机中的储存能量密度达到每千克2600Wh，因为在低于10km的较低的飞行高度下所储存的氢气的静态升力更强地生效并且由此实现非常有效的能量收集。
该目的的涉及飞机单元的部分通过一种飞机单元来实现，其由无人驾驶的至少一个第一高空飞机(其形成平流层飞机)和无人驾驶的至少一个第二高空飞机(在其中翼罩的表皮构造成耐恶劣天气的、尤其防雨，使得该第二飞机适合于也能够在对流顶层或对流层中飞行)构成，其中，该第二高空飞机形成用于第一高空飞机的加油飞机。利用这样的飞机单元能够使第一高空飞机例如作为侦察平台几乎永久地定位在平流层中并且在需要时借助于加油飞机又给该第一飞机加油。根据本发明的飞机单元即特征在于至少两个特殊的飞机的合作的组，即至少一个太阳能收集及加油飞机和至少一个用于直至38km高度的可在空中加油的高空飞机。
根据在权利要求25中所说明的方法自动地来运行这样的飞机单元。在根据本发明的方法中，加油飞机在两个飞机的飞行期间与第一飞机建立加油连接，通过该加油连接由加油飞机将氢气提供到第一飞机的氢气储存器(软管储存器)处而将氧气提供到第一飞机的氧气储存器(软管储存器)处。与此同时，由第一飞机将在第一飞机的燃料电池中产生的水供回到加油飞机处。在加油过程结束之后，加油飞机下降 到较低的高度上并且在那里借助于机载的水电解装置和所收集的太阳能由在加油时所接收的水且必要时从周围环境所接收的水又产生氢气和氧气。这两个新产生的气体被储存在相应的机载的氢气储存器或氧气储存器中。在气体产生过程结束之后，加油飞机又升高到较高的飞行水平上，以便能够在第一飞机(平流层飞机)处执行重新的加油过程。
空对空加油优选地在15至20km的高度上进行。在此，加油机具有最大2.2bar的初始储存压力，其在加油的过程中下降到1.2bar。待加油的高空飞机具有0.2至0.3bar的初始储存压力并且在加油的过程中获得最大1.2bar的最终压力(当加满油时)。气体的溢流通过压差无泵地实现。在此，所传输的燃料量优选地为80标准m3氢气和40标准m3氧气。在根据本发明所选择的压力下在储存器重量较小的情况下实现较高的储存能力。
氢气容器在较低的飞行高度上附加地有利地用作升力体(Auftriebskoeprer)并且由此减小必需的驱动功率。通过将燃料气体存储器布置在较厚的层流机翼中，有利地没有附加的空气阻力通过燃料储存器产生并且通过氢气的上升效果有利地产生升力而不产生附加的重量(例如由于用于能量储存的电池)。
能量储存通过利用太阳能将水通过PEM水电解分解成氢气和氧气而实现。有利地，在运行压力恒定地保持于地面压力的情况下实施电解。由此，所产生的氢气到电解设备的氧气出口中的扩散可被保持在非常小的量上并且由此产生纯净的气体，使得在长时间运行中也不必进行提高重量的气体净化并且可实现超过70%的高效率。
纯净的气体氢气和氧气可在PEM燃料电池(聚合物电解质燃料电池)中被转化以产生电流或者在氢气-氧气-内燃机中根据柴油机原理被直接转化成机械能以驱动螺旋桨。
有利地，燃料电池的驱动通过不被二氧化碳气体(其否则必须以高成本来去除以避免燃料电池的损坏)污染的所携带的纯净气体实现。有利地，燃料电池的运行在恒定的地面压力下实现，由此可实现超过60%的高效率。
在较大的高度中，燃料电池还有氢气内燃机都不能在1/100bar的低环境压力下良好地工作。因此有利地使两者在恒定1.2bar的在氢气供给舱中存在的压力下运行。有利地可在该压力下来实施构件的冷却和设备的运行。
附图说明
接下来参考附图来详细地说明和阐述带有附加的设计细节和另外的优点的本发明的优选的实施例。
其中：
图1显示了在飞行方向上根据本发明的高空飞机的后视图；
图2显示了根据图1的根据本发明的高空飞机的透视图；
图3显示了沿着图1的线III-III的机翼的横截面；
图4显示了通过被强化的管形的梁的横截面；
图5显示了由加油飞机和待加油的高空飞机构成的单元；
图6显示了根据本发明的高空飞机的供能装置的示意图；
图7显示了在根据图4的单元中加油循环的示意性的流程图；以及
图8作为沿着图3中的线XIII-XIII的示意性的剖示图显示了工作机器在氢气舱中的集成。
具体实施方式
在图1中以在飞行方向上的后视图示出了根据本发明的高空飞机。在管形的机身10(图2)(其在机身鼻部(Rumpfnase)处设有气球式的顶端12)处在侧面安装有两个机翼13、14。在相应的机翼13、14的自由端部处设置有大致竖直地延伸的小翼13'、14'。在每个机翼13、14处在其长度的大约2/3上与机身相间隔地安装有驱动舱15、16，在驱动舱中分别布置有驱动马达15"、16"，其分别驱动相关联的螺旋桨15'、16'。在构造为雷达前鼻(Radom)的气球式的机身鼻部12中例如可设置有雷达设备。
第三驱动舱17安装在从机翼向上伸出的牵拉柱11的顶端上。第三驱动舱也具有驱动马达17"，其驱动相关联的螺旋桨17'。虽然在图1和2中螺旋桨15'、16'、17'作为压式螺旋桨示出，驱动装置当然也可配备有拉式螺旋桨。
牵拉柱11不仅从机身10向上、而且同样向下延伸超过机身。左上的牵拉绳18从牵拉柱11的上顶端延伸至左机翼13的固定驱动舱15的区域。以相同的方式，右上的牵拉绳18'从牵拉柱11的上顶端延伸至右机翼14的安装右驱动舱16的区域。左下的张紧绳(Spannseil)19从牵拉柱11的下端延伸至左机翼13的安装左驱动舱15的区域而右下的张紧绳19'从牵拉柱11的下顶端延伸至右机翼14的安装右驱动舱16的区域。
机翼的自由端部相对机身和/或相对牵拉柱的张紧负责使机翼在作用在其处的升力的负载下不向上弯折。除了设置在机翼的自由端部处的和在驱动舱处的张紧绳之外，在机翼处还可将另外的张紧绳安装在机翼与牵拉柱之间。
在管形的机身10的尾部处，首先相继地设置有竖直延伸的垂直尾翼(Seitenleitwerk)20和水平延伸的水平尾翼(Hoehenwerk)21。垂直尾翼20由设置在机身之上的垂直尾翼截段20'和设置在机翼10之下的下垂直尾翼截段20"构成。不仅上垂直尾翼截段20"而且下垂直尾翼截段20"可同步地围绕共同的垂直于机身轴线Z的且在水平飞行中竖直伸延的垂直尾翼摆动轴线X摆动地支承在机身10处并且由此形成方向舵。
水平尾翼21也是两件式的并且由置于机身10左边的左水平尾翼截段21'和置于机身右边的右水平尾翼截段21"构成。两个水平尾翼截段21'、21"可共同地同步围绕垂直于机身纵轴线Z的且在水平飞行中水平伸延的摆动轴线Y摆动地支承在机身10处并且由此形成升降舵。
不仅在牵拉柱11的下端处而且在垂直尾翼20的下端处分别设置有着陆装置(Fahrwerk)30、32，其在图1和2中以符号示出。着陆装置30、32少阻力地在牵拉柱11的下部中和在下面的垂直尾翼20"中可驶出地来安装。(未示出的)工作负荷舱(Nutzlastgondel)也可设置在机身之下或机翼之下。
在图2中也可识别出，机翼13、14在其上侧处在机翼的上区域中构造成透明的表皮45之下具有小面积地划分的太阳能电池板34、35、36、37。水平尾翼21也可以相同的方式设有太阳能电池。太阳能电池板与外表皮利用良好地导热的胶粘剂被弹性地连接成使得没有负荷被传递到太阳能电池上。
可由在图3中示出的机翼横截面识别出，在相应的机翼13、14的内部中设置有软管40、41、42、43和44，相应的机翼13、14的纵向即垂直于机身纵轴线Z伸延并且彼此并排布置成使得其支撑形成翼罩的壳45。在软管40、41、42、43和44以及壳45之间的间隙借助于(未示出的)通风机利用环境空气来冷却，从而将在构造为舱的软管40、41、42、43和44中可能的产生的热量导出到环境处。
此外在图3中可识别出，软管中的两个41、42构造为管形的气密的且针对翘曲(Beulen)和弯折被强化的翼梁46和47。由这两个翼梁形成的用于强化相应的机翼的轮廓相互且与机身10相连接并且支撑牵拉柱11。
图4显示了通过被强化的管形的翼梁46的横截面，其(如翼梁47那样)由内管46'和在纵向上成波状的外管46''构成。内管46'和纵向成波状的外管46''在形成其粘合部位46'''的接触面处连续地相互粘接，从而形成一体的承载元件。在此，气密的内管46'承担软管41的任务并且因此用作用于氢气和氧气的容纳腔。
内管46'例如形成为由Kevlar?膜或由碳纤维加强的塑料构成的织物构成的软管并且例如在50m的飞机翼展的情况下具有0.9m的直径。不仅内管而且外管的壁厚例如为0.1mm。外管46''的节距T在周向上测量例如为5mm。
通过由外管和内管形成的闭合的轮廓是由此形成的管形的梁相对翘曲被强化成使得其可利用整个轮廓的全部的计算的抗弯矩强度和抗断裂强度。附加地，管形的梁在内侧上以均匀的间距通过带有闭合的轮廓的环来强化，其平地且圆地获得梁横截面直至完全的抗弯强度和抗断裂强度。
由此，管形的翼梁承担两个功能，第一是承载负荷的元件而第二是作为用于氢气或氧气的压力储存器。在此特别有利的是，在所选择的负荷和运行压力下用于压力舱的材料强度与用于承载的梁的近似等大、但是负载出现在不同方向上，从而实际上完全节省否则要附加地设置的部件的重量。
各个软管40、41、42、43和44和管形的翼梁46和47形成用于储存氢气或氧气的腔。软管中的至少一个也可设计成用于储存在产生能量时在燃料电池中产生的水的腔。在根据本发明的具有非常大的机翼且可达到较高的速度的高空飞机中，氢气和氧气即节省空间地在带有较厚的型材的机翼中被安置在耐压的软管中，从而不产生附加的阻力。
由这两个机翼13、14构成的承载面在两个端部处设有小翼13'、14'，其测定成使得其将有效的机翼纵横比提高60%从10到16，而不明显提高飞行重量。优选地，小翼13'、14'配备有舵13''、14''，使得高空飞机在相应的舵操控下可产生直接的侧向力，其允许以例如40°斜置的带有较小阻力的无滑行的倾斜飞行。如果选择横向于阳光入射的飞行方向，由此可使阳光辐射到太阳能电池34、35、36、37上的入射角变陡40°。在太阳位置在水平面上15°时，由此可将入射角提高到55°。这引起，太阳能电池代替射入的太阳能的25%通过策略(Man?ver)可利用太阳能的80%、即3.2倍。由此，在热带在早晚时间中6个小时而在中温度在整个白天期间可使在日间的能量输出几乎翻倍并且在日间平均值中提高到超过最大可能值的85%。
在图5中显示了由两个根据本发明的高空飞机构成的飞机单元，即第一飞机1(其设计成平流层飞机且设置用于长期应用在极端高度中)和加油飞机2(其更坚固地来设计并且也适合用于应用在对流层和对流顶层中)。加油飞机2在机身后端处设有可驶出的加油管52，其在其自由端部处配备有用于第一高空飞机1的可翻开的前加油管56的漏斗形的容纳部54。这样的加油装置在飞机技术中充分已知。借助于该加油装置50，第一高空飞机1可在第二高空飞机2的飞行期间接收氢气和氧气。第一高空飞机1可将在燃料电池中燃烧时产生的水通过加油装置输出到加油飞机2处。
电气的驱动马达证实为特别适合于相应的螺旋桨驱动器。用于电气的驱动马达且还用于高空飞机的其它用电器及其工作负荷的驱动能量优选地借助于在图6中所示的光电供能装置实现，其设有至少一个光电太阳能发电机101(其将射入的太阳辐射能S转化成电能)、用于太阳能发电机101的调节仪和用于从水产生氢气和氧气的至少一个水电解设备。
此外，供能装置包括至少一个水储备容器106，其通过第一水管路与在恒定的地面压力下工作的水电解设备(氢气发生器104)相连接。从水电解设备中将在加油飞机中所产生的气体从地面压力通过泵带到1.2bar直至2.2bar的翼舱(Fluegeltank)的储存压力上。翼舱包括优选地由第一腔形成的至少一个氢气储备容器107和由第二腔形成的氧气储备容器108，其通过第一氢气管路和第一氧气管路与水电解设备相连接。
此外，供能装置包括至少一个氢气输送容器和氧气输送容器，其由翼舱来供给并且其被保持在恒定的地面压力上且至少带有燃料电池(其通过第二氢气管路与氢气储备容器而通过第二氧气管路与氧气储备容器相连接)。
燃料电池由气体产生水和电能并且通过第二水管路与水储备容器(其同样在地面压力下工作)相连接。供能装置具有控制装置103，其与太阳能发电机、水电解设备和燃料电池电连接并且其将供能装置控制成使得充分地以能量来供应工作负荷、电解设备、马达和设备控制部。
在图6中示出带有以氧气和闭合的水和氢气-氧气-燃料循环的形式的能量储存的整个太阳能驱动器。所有设备和马达在氢气氛围中在1.2bar的恒定的压力水平下工作。在氢气供给舱和氧气供给舱中也维持该压力水平。
在图6中显示了形成太阳能发电机101的发电机，其被太阳辐射能S加载。太阳能发电机101在其指向太阳Q的表面上设有太阳能电池101，其安装在承载元件112上。虽然在附图中仅示例性地显示了设有太阳能电池110的承载元件112，太阳能发电机101当然可具有大量大面积的设有太阳能电池101的承载元件112。太阳能发电机也可具有其它技术作为太阳能电池，利用其可能从太阳辐射能中产生电能。
在太阳能发电机101中产生的电能通过第一电流导线113被输送给电流分配装置114。电流分配装置114被中央控制装置103控制成使得通过第一电流导线113输送的电能的一部分被继续传输到氢气发生器104(其设计为氢气电解装置)处。
导入电流分配装置114中的电能的另一部分被导引到能量储存器105、例如蓄电池处，以便如果电的能量储存器105电量不足就给其充电。输送给电流分配装置114的电能的剩余部分被导引到消耗器接口102处，从那里可将由光电供能装置所提供的有用电能输出到用电器120处。
当太阳能发电机在较短的时间段上未以充分的太阳辐射能来加载时，电能储存器形成缓冲存储器，其可短暂地输出电能。因此，该电能储存器用于弥补激活燃料电池所需的时间或者假如燃料电池不被激活其用于弥补例如在太阳光短暂遮蔽(如其在飞行策略中会出现的那样)时要来弥补的时间，直到太阳光又完整地射到太阳能发电机上。
构造为氢气电解装置的氢气发生器104由水储备容器106(其由高空飞机的第一腔(例如在机翼13中的软管40)来形成)通过第一水管路160来供应水。在第一水管路160中设置有可电气操纵的阀162，其可由控制装置103通过第一控制线路130控制，以控制水从水储备容器106流入至水电解装置104。
引入水电解装置104中的水借助于由电流分配装置114通过第二电导线140输送的电能被分解成氧气和氢气。氢气通过第一氢气管路144被导入氢气供给储备容器107中，其通过将氢气排出到由剩下的软管41、42、43、44的第一部分所形成的氢气翼舱154中而被保持在1.2bar的恒定的压力上。氧气通过第一氧气管路145被导入氧气供给储备容器107a中，其通过将氧气排出到由剩下的软管41、42、43、44的第二部分形成的氧气翼舱154中而被保持在1.2bar的恒定的压力上。如果在供给舱中的压力降到1.2bar之下，通过利用气泵从翼舱中再泵入气体来维持该压力。
在第一氢气管路144中设置有可电气操纵的阀146，其可由控制装置103通过第二控制线路132控制，以调节通过第一氢气管路144被输送的氢气的体积流并且以阻止氢气从氢气供给储备容器107回流到氢气发生器104中。
在氧气管路145中类似地来进行，氧气管路145对此具有同样由控制装置103控制的可电气操纵的阀147。
此外，在图5中示意性地示出燃料电池108，通过第二氢气管路180将氢气从氢气供给储备容器107中输送给燃料电池108而通过第二氧气管路180a将氧气从氧气供给储备容器107a中输送给燃料电池108。
如果要求高的单位功率重量，代替燃料电池可设置有优选地配备有废气涡轮增压器和高压氢气吹入部的氢气-氧气-内燃机，其带有后置的第二发电机。
在第二氢气管路180中也设置可电气操纵的阀182，其通过第三控制线路133由控制装置103来控制，以控制通过第二氢气管路180的氢气的体积流。在第二氧气管路180a中类似地来进行，其对此具有同样由控制装置103控制的可电气操纵的阀181。
燃料电池108(或氢气-氧气-内燃机)具有抽吸口184，来自氧气供给储备容器107a的氧气可通过其进入。在氢气-氧气-燃料电池108(或带有发电机的氢气-氧气-内燃机)中，以本身已知的方式从所输送的氢气和氧气来产生电能，其通过第四电流导线186被导引至电流分配装置114。
在燃料电池108(或氢气-氧气-内燃机)中在氢气和氧气再结合时产生的水通过第二水管路164被导入水储备容器106中。在第二水管路164中还设置有可电气操纵的阀166，其可通过第四控制线路134由控制装置103控制。
控制装置103通过(在图6中中断地示出的)第五控制线路135与电流分配装置114相连接，以控制电流分配装置114且因此控制通过第一电流导线113和第四电流导线186导入电流分配装置114中的电能的分配。
此外，控制装置103通过第六控制线路136与水电解设备104相连接，以控制其。第七控制线路137将控制装置103与燃料电池108(或带有发电机的氢气-氧气-内燃机)相连接，以控制其。
如可在图6中辨识出的那样，在水电解设备104和燃料电池108(或氢气-氧气-内燃机)之间形成氢气(H2)、氧气(O2)和水(H2O)的包围水储备容器106和氢气供给储备容器107和氧输送储备设备107a的闭合的循环，如通过箭头所示。通过闭合的循环，污物不能侵入该循环中并且系统的工作压力可与飞行高度无关地被恒定地保持在有利的值上。
设置在根据本发明的高空飞机中的该光电的供能装置因此从外面仅通过太阳辐射能S来供给，其中，所获得的电能一部分被用于填充缓冲存储器(蓄电池-能量储存器105和氢气供给储备容器107)，之后当峰值负荷要求这时或者当没有或不充分的太阳辐射能S供使用时可从其中取用所储存的能量并且作为电能输出到消耗器处。
由此获得的电能也驱动舵机器，其以所说明的形式操纵用于转动控制的副翼(Querruder)13''、14''、用于偏航控制的垂直尾翼20以及用于俯仰控制的升降舵21。
高空飞机精确地受(未示出的)控制部控制，该控制部将微分-GPS系统和惯性-导航系统以及星位置调节系统(Stellar Attitüde Reference System)相互结合。在星位置调节系统中，自动地来执行光学的星定位(Sternpeilung)并且将结果与所携带的数字化星图相比较。在此，该测量以大约25微弧度RMS的精度进行。通过在平流层中的较高的飞行高度来实现这样的高精度，在平流层中对星的视线几乎不被大气干扰阻碍。由星传感器所测量的位置和所测量的位置角在Kalman过滤器中被概括成精确的导航数据组，飞机的控制和用于太阳能发电机101和/或工作载荷舱的位置调节的传感器可动用该导航数据组。
通过添加星位置调节系统，通过传感器的方向测量与纯GPS惯性导航单元相比可变得十倍精确。
储存在翼舱中的氧气同时满足升力气体的和用于燃料电池的燃料的任务。备选地，飞行器可通过氢气-氧气-内燃机根据柴油机原理利用后置的废气涡轮增压器和高压氢气吹入部来运行，其实现与带有燃料电池的电动机几乎相同的效率，但是更轻地来构造。为此，内燃机产生比电动机更多的振动、声音更大并且消耗更多的能量用于冷却。
在该供能装置中光电太阳能发电机、水电解设备和燃料电池的并联设置使能够在白天当太阳辐射能足够供使用时使用由太阳能发电机所产生的电能的一部分用于从水产生氢气和氧气，之后当在夜晚不再提供太阳辐射能时或当太阳辐射能不足够供使用时为了借助于燃料电池产生电能在燃料电池中将氢气与氧气重新结合成水。
光电供能装置对此设有控制装置103，其设计成使得其在存在太阳辐射能时将由太阳能发电机所产生的电能输送给供能装置的电的消耗器接口而其在不存在太阳辐射能时或者当由太阳能发电机所产生的电能不足够用于预设的能量需求时激活燃料电池以将电能提供到消耗器接口处。该控制装置因此负责使当不充分或没有太阳辐射能供使用时燃料电池自动被激活。
控制装置103在存在太阳辐射能时将由太阳能发电机所产生的电能的一部分输送给水电解设备，并且其将水从水储备容器输送给水电解设备，使得水电解设备被激活，以从被输送给它的水产生氢气和氧气(其被储存在氢气或氧气供给储备容器中)。在此，由太阳能发电机所产生的电能中的一部分始终被用于运行水电解设备，以产生氢气，当太阳能发电机不提供电能或不提供足够的电能时，燃料电池需要该氢气以产生电能。在此，控制装置可根据现有的氢气储备控制被输送给水电解设备的电能的量或者还有水电解设备的接通时间。
以该方式，电能始终可供使用，其或者直接由太阳能发电机提供或者间接地通过燃料电池来产生。用于该系统的唯一的输入能量是太阳辐射能，因为水、氢气和氧气形成循环，其具有用于水、用于氢气和用于氧气的储备容器。闭合的循环具有该优点，即没有污物可妨碍运行。此外，与飞行高度无关地总是维持恒定的运行环境压力，并且不必在较大的高度中施加用于压缩燃料气体的压缩功。
如果飞机设有完全可动的升降舵21'、21''和方向舵20'、20''(其优选地利用较长的尾翼杠杆臂(Leitwerkshebelarm)安装在机身10处)，则进一步改善所构造的飞机的可操纵性。这些升降舵和方向舵也可以以与机翼相同的方式来构建，从而在重量最小的情况下获得飞机的特别有效的可操纵性。
利用根据本发明的高空飞机，在由至少一个加油高空飞机和至少一个承载工作负荷的高空飞机组成的单元的飞行部件的长时间运行中飞机单元可在白天和夜晚且以必需的飞行高度和速度在持续运行中飞行。
在图7中以示意性的方式示出了在根据本发明的飞机单元中的加油循环或运行循环的过程，如其在图5中所示并且参考图5来说明。第一高空飞机1是巡逻飞机，其在非常大的高度上例如在平流层中行动并且在那里执行巡逻飞行。该第一高空飞机在图7中被称为“High-Flyer”。
用作加油飞机的且在图7中也称为“Tanker”的第二高空飞机2在较低的高度中行动。
在巡逻飞行期间，巡逻飞机1消耗氢气和氧气以在燃料电池中产生电能并且必要时还用于在氢气-内燃机中的直接燃烧。在该消耗中，作为副产品产生水，其在巡逻飞机1上被收集。在巡逻飞机1的氢气和氧气舱的满状态中，这些舱具有1.2bar的压力。在舱的空状态中，该压力下降到0.2bar。因此，该压力总是还明显高于在巡逻飞行高度中存在的0.006bar的环境压力。
如果在巡逻飞机1的舱中的压力下降到其0.2bar的下阈值，则巡逻飞机1改变其飞行高度并且下降到较低的飞行高度上，在该高度上外部压力大约为0.15bar。在那里进行结合图5所说明的在加油飞机2和巡逻飞机1之间的会和，在其中又以氢气和氧气将巡逻飞机1的舱充填到1.2bar的压力上。在该加油过程期间，在巡逻飞机中所收集的水被引回到加油飞机中。加油飞机2的舱的内压力(其在满状态中为2.2bar)在加油过程期间下降到1.2bar、即下降到巡逻飞机1的最大充填压力上。
在完成加油之后，巡逻飞机返回其原来的高度水平上而加油飞机下降到较低的高度上，在该高度上例如存在大约1bar的环境压力，其中，该高度优选地位于云层之上，以避免加油飞机2的太阳能电池被云不必要地遮蔽。在该较低的高度上，由通过加油飞机的机上的电解装置引回的水和所吸收的太阳能辐射重新来产生氢气和氧气并且储存在加油飞机的相应的舱中，直到其具有大约2.2bar的压力。之后，加油飞机2又准备好用于加油使用。
高空飞机的第一结构形式(High-Flyer)因此适合于超过15km且至38km的飞行高度和在较大的作用范围上直到66m/sec的持续速度的高空飞机。该高空飞机对此具有50m的翼展、250m2的机翼面积和在中午时间30kW的太阳能发电机功率。在翼舱中可携带80标准m3的氢气和40标准m3的氧气。出于重量原因，对于高空飞行仅遵循2.5的断裂负荷倍数(Bruchlastvielfach)并且使用非常轻的例如由25μm厚的MYLAR?膜或Kevlar?膜构成的覆板(Beplankung)，其不适合于在密集的涡旋的空气或雨水中的飞行。以集成的方式得到一种高空飞机，其保持在所追求的例如320kg飞行重量的总重量范围中、可承载50kg的传感器工作负荷并且供以能量并且带来必需的飞行表现，即直至38km的飞行高度和在直至8500km的飞行距离上36h无再加油的直至66m/sec的持续速度。
高空飞机的第二结构形式(Tanker)适合用于太阳能收集并且适合用于对于超过3km且至21km飞行高度和在较大的作用范围上在15km高度中至30m/sec持续速度的飞行的空对空加油。对此，该高空飞机具有50m的翼展、250m2的机翼面积和在中午时间30kW的太阳能发电机功率。在翼舱中可携带80标准m3氢气和40标准m3氧气。对于在云层之上在较低的高度中的太阳能收集飞行，出于稳定性原因遵循6的断裂负荷倍数并且使用坚固的例如由50μm厚的MYLAR?膜或Kevlar?膜构成的覆板，其适合于在密集的涡旋的空气或雨水中飞行。以集成的方式得到一种高空飞机，其保持在所追求的例如320kg飞行重量的总重量范围中、可承载50kg的传感器工作负荷并且供以能量并且带来必需的飞行表现，即直至21km的飞行高度和在直至3000km的飞行距离上30h无再加油的直至30m/sec的持续速度。
所有工作机器(例如燃料电池108、氢气发生器104和螺旋桨的驱动马达15"、16"、17"以及其它产生热量的消耗器120)必须被充分冷却，这特别在带有直至0.006bar的外部压力的较大的高度上要求特别的准备。优选地，如在图8中所示，将氢气发生器104、(多个)燃料电池108和电气的驱动马达15"、16"、17"压力密封封装地布置在氢气供给储备容器107中，其在加油机中通过泵和气压调节阀恒定地被保持在2.2bar的绝对压力上而在高空飞行器中被保持在1.2bar上。由驱动马达15"、16"、17"所产生的扭矩例如借助于磁离合器(Magnetkupplung)被从压力密封的包罩向外传递以传输到螺旋桨处。
在氢气供给储备容器107中，通风机60负责工作机器的冷却。氢气供给储备容器107在其方面布置在较大的氢气储备舱(例如软管式的管形的梁41)中，氢气储备舱处在可变的运行压力之下、但是始终在比氢气供给储备容器107更低的压力下。氢气储备舱全部彼此串联，使得氢气可通过通风机60在循环中运动并且冷却带有设置在其中的工作机器的氢气供给储备容器。
氢气储备舱将其热量发出到外部空气处，外部空气为了冷却被通风机泵送通过在形成氢气储备舱或氧气储备舱的软管40、41、42、43、44之间的间隙48。由此有利地使用氢气储备舱的整个表面作为换热器并且因此在0.006bar外部压力下也确保工作机器冷却。
有利地，通过该布置来保证所有工作机器的冷却，而不需要用于换热器的附加重量。
相应的驱动马达15"、16"、17"经由磁离合器通过气密的膜片(其封闭所有舱)与相关联的螺旋桨15'、16'、17'的螺旋桨轴相连接，从而完全确保整个舱设备的气密性。
概括来说，根据本发明的高空飞机具有以下另外的优点：
- 可通过利用太阳能以实际不受限的飞行持续时间监控靠近地面的空间和地面并且
- 可在白天和在夜间、在夏天和在冬天以实际不受限的使用时间且以飞行重量的较高的工作负荷份额(例如15%)来维持太阳能运行的高空飞行。
- 第一高空飞机(巡逻飞机)可在没有再加油的情况下以其较高的能量储备和以太阳能在较大的高度上以直至250km/h的相对高的持续速度经过较长的路程(来回直至6000km)。
- 带有良好的能量供应和较低的能量消耗的组的部件可在空中以氢气给带有较高的能量需求的部件加油。
- 巡逻飞机可通过它的作为用于传感器和数据连接设备的雷达前鼻的结构形式承载较大的较轻的天线，其使带有较小的重量和较小的能量消耗的这样的设备的构造成为可能。
- 高空飞机可通过应用特殊的大螺旋桨以较低的能量消耗飞行，并且其利用在螺旋桨的转子轴处的挥舞铰链(其使空气动力学干扰力矩远离螺旋桨轴)同时可非常无振动地飞行，这使在机上能够使用长焦距的望远镜摄像机。
- 高空飞机可通过应用特殊结构形式的层流机翼并且通过利用氢气储备容器的静态升力以非常低的能量消耗以不受限制地长时间利用太阳能驱动器飞行。
在权利要求、说明书和附图中的附图标记仅用于更好地理解本发明而不应限制保护范围。
附图标记清单
1 高空飞机
2 加油飞机
10 机身
11 牵拉柱
12 机身鼻部
13 左机翼
13' 小翼
13'' 副翼
14 右机翼
14' 小翼
14'' 副翼
15 第一左驱动舱
15' 螺旋桨
15'' 驱动马达
16 第二右驱动舱
16' 螺旋桨
16'' 驱动马达
17 第三驱动舱
17' 螺旋桨
17'' 驱动马达
18 左上牵拉绳
18' 右上牵拉绳
19 左下张紧绳
19' 右下张紧绳
20 垂直尾翼
20' 方向舵
20" 方向舵
21 水平尾翼
21' 升降舵
21'' 升降舵
30 着陆装置
32 着陆装置
34 太阳能电池板
35 太阳能电池板
36 太阳能电池板
37 太阳能电池板
40 软管
41 软管
42 软管
43 软管
44 软管
45 翼罩
46 翼梁
46' 内管
46'' 外管
46''' 粘接部位
47 翼梁
48 间隙
50 加油装置
52 加油管
54 漏斗形的容纳部
56 前加油管
60 通风机
101 太阳能发电机
102 消耗器接口
103 控制装置
104 氢气发生器
105 能量储存器
106 水储备容器
107 氢气供给储备容器
107a 氧气供给储备容器
108 燃料电池
110 太阳能电池
112 承载元件
113 第一电流导线
114 电流分配装置
120 用电器
130 第一控制线路
132 第二控制线路
134 第三控制线路
135 第五控制线路
136 第六控制线路
137 第七控制线路
140 第二电流导线
144 第一氢气管路
145 氧气管路
146 可电气操纵的阀
147 可电气操纵的阀
154 氢气翼舱
155 氧气翼舱
160 第一水管路
162 可电气操纵的阀
164 第二水管路
166 可电气操纵的阀
180 第二氢气管路
180a 第二氧气管路
181 可电气操纵的阀
182 可电气操纵的阀
184 抽吸口
186 第四电流导线
Q 太阳
S 辐射能
X 垂直尾翼摆动轴线
Y 摆动轴线
Z 机身轴线。