CN111216867A - 一种飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器。该飞行器包括：氦气舱、载荷舱、两个方向舵机、降落支撑、至少两个旋翼助推器和浮力调节装置；所述浮力调节装置包括：压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统和控制器。应用本发明可以在该飞行器飞行的任何阶段(起飞、巡航以及降落)有效地、大范围地调节该飞行器的浮力大小。

Description

一种飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器制造技术领域，尤其涉及一种包含轻质气体气囊作为主要浮力提供形式，可变角度旋转的多旋翼作为辅助浮力和主要平动动力的飞行器。

背景技术

根据升力产生的来源，现有技术中所使用的飞行器一般可大致分为三类：固定翼飞行器、旋翼飞行器和浮空器。其中，固定翼飞行器的升力来源于空气动力；旋翼飞行器的升力来源于矢量推力；浮空器的升力来源于轻质气体产生的浮力。近几年来，随着相关技术的成熟，多旋翼飞行器得到越来越多的关注。

多旋翼飞行器的优点在于可以垂直起降、易于实现电动化、飞控系统成熟、飞行品质稳定等。由于旋翼飞行器在整个飞行过程中，旋翼需提供足够的竖直升力和前进动力，因此能源消耗大。为了增大飞行器的航程，需要在飞行器上设置更多的电池组，使得旋翼的输出功率和能耗进一步加大，而且又带来更大的重量。因此，由于续航里程有限，多旋翼飞行器的应用场景有较大的局限性。

现有技术中还提出了一种结合多旋翼和固定翼的技术方案，该技术方案具有垂直起降、飞行速度快、航程远等优点，但是开发难度非常大，仅有少数公司开发成功。

现有技术中已经提出了一种轻质气体气囊和多旋翼结合的飞行器技术方案。该技术方案综合了浮空器和多旋翼飞行器的优点，能够实现垂直升降，载重大，能耗小，结构简单，成本低廉，易于实现电动化。但是，这种飞行器还存在需要攻克的难点，例如，在装载/卸载负荷时，如何有效调节升力的问题。

假设飞行器的自重为M1，载荷为M2，旋翼所能提供的最大升力为F1_max，浮空器所能提供的最大浮力为F2_max，则当该飞行器平飞时应满足的条件为：

有负载情况下：F1+F2＝M1+M2； (1)

无负载情况下：F1'+F2'＝M1； (2)

其中，F1和F1'是旋翼在两种情况下所提供的升力，F1和F1'的取值范围是[0，F1_max]，即最小为0，最大为F1_max；F2和F2'是浮空器在两种情况下所提供的升力，F2和F2'的取值范围是[0，F2_max]，即最小为0，最大为F2_max。

为了最大程度地利用浮空器的浮力来承担载荷以节约能耗，假设F2和F2'均为定值F2_max，在上述两式成立的情况下，当F1'＝0时，浮空器的浮力最大值F2_max将与飞行器的自重M1相等，即浮空器的浮力全用于抵消飞行器的自重。此时，旋翼所提供的升力用于提供相当于载荷的重量的升力，即：

有负载情况下：F1＝M2，F2＝F2_max＝M1 (3)

根据旋翼飞行器的载荷与能耗关系图表可知，旋翼飞行器的载荷与小时能耗呈指数关系。例如，当旋翼飞行器的载荷分别是基础载荷的5倍、10倍、50倍和100倍时，小时能耗分别是原来的11.2倍、31.8倍、246.3倍和586.1倍。因此可知，减少旋翼飞行器的载荷是降低小时能耗的关键，即增大航程的关键。

根据上述的公式(1)和(2)可知，F1和F1'的取值范围是[0，F1_max]，最小的取值为0，此时可以最大化地减少耗能，因此有：

有负载情况下：F2＝M1+M2； (4)

无负载情况下：F2'＝M1； (5)

因此可知，浮空器所能提供的浮力的取值范围最好是在飞行器的自重M1以及飞行器的自重与载荷重量的和之间。飞行器的自重相对载荷重量的比例越小，浮空器浮力的调节范围也就越大。所以，设计出可以有效地、大范围地调节浮力大小的浮空器是实现该飞行器的技术要求的关键因素。

现有技术中的浮空器一般是通过地面和飞行服务人员装载/抛弃压舱物来实现浮力的调整。但是，该技术方案可能需要地面或控制服务人员的辅助才能实现，且具有一定的危险性，因此还存在较大的缺陷，其使用的场景受到了较大的限制。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种飞行器，从而可以在该飞行器飞行的任何阶段(起飞、巡航以及降落)有效地、大范围地调节该飞行器的浮力大小。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种飞行器，该飞行器包括：氦气舱、载荷舱、两个方向舵机、降落支撑、至少两个旋翼助推器和浮力调节装置；

所述多个旋翼助推器分别对称设置在所述氦气舱的两侧；

所述载荷舱设置在所述氦气舱的底部，或者设置在所述氦气舱的前端，或者设置在所述氦气舱的后端；

所述方向舵机两个分别对称设置在所述氦气舱的顶部；

所述降落支撑设置在所述氦气舱的底部的两侧；

所述浮力调节装置包括：压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统和控制器；

所述压缩空气罐、压缩氦气罐设置在所述氦气舱中；

所述压缩空气罐，用于储存压缩空气；

所述压缩氦气罐，用于储存压缩氦气；

所述气体压缩/透平系统包括：空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置；

所述空气压缩/透平装置的一端与压缩空气罐连接，另一端与外界连通；

所述氦气压缩/透平装置的一端与压缩氦气罐连接，另一端与所述氦气舱连通；

所述控制器，用于向所述空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置发送控制指令；

所述空气压缩/透平装置，用于根据控制指令将压缩空气罐中的压缩空气释放到外界，或者根据控制指令将外界的空气增压后压缩进压缩空气罐中；

所述氦气压缩/透平装置，用于根据控制指令将压缩氦气罐中的压缩氦气释放到所述氦气舱中，或者根据控制指令将所述氦气舱中的氦气增压后压缩进压缩氦气罐中。

较佳的，所述压缩空气罐的空气高压进气口和空气高压排气口分别通过管路与所述空气压缩/透平装置的一端连接；所述空气压缩/透平装置的另一端通过空气低压进气口、空气低压排气口和管路分别与外界连通；

所述压缩氦气罐的氦气高压排气口和氦气高压进气口分别通过管路与所述氦气压缩/透平装置的一端连接；所述氦气压缩/透平装置的另一端通过氦气低压排气口、氦气低压进气口和管路分别与所述氦气舱连通；

所述空气高压进气口、空气高压排气口、空气低压进气口、空气低压排气口、氦气高压排气口、氦气高压进气口、氦气低压排气口、氦气低压进气口上均设置有止通阀。

较佳的，所述空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置均包括：储能单元、电动机/发电机、第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器；

所述储能单元，用于向电动机/发电机供电，或者用于储存电能；

所述电动机/发电机，用于在对气体进行压缩时作为电动机，将电能转换成机械能；或者在对气体进行透平时作为发电机，将机械能转换成电能；

所述第一能量可逆转换器，用于实现机械能和气体动能之间的转换；

所述第二能量可逆转换器，用于实现气体动能和气体势能之间的转换。

较佳的，所述第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器为径向压气机或者轴向压气机。

较佳的，所述第二能量可逆转换器所使用的最大压力为7.25个大气压。

较佳的，所述气体压缩/透平系统设置在氦气舱中或载荷舱中；

所述控制器可以设置在所述载荷舱中。

较佳的，所述氦气舱包括：绗架结构和轻质膜结构；

所述绗架结构呈笼状，包括一个纵向环状结构、多个横向环状结构和多个固定节点；

所述纵向环状结构和横向环状结构，用于支撑所述氦气舱；

所述固定节点，用于与飞行器中的部件进行连接和固定；

所述轻质膜结构包覆在所述绗架结构的外部，形成氦气舱的气密空间，用于对氦气舱中的氦气进行密封。

如上可见，在本发明中的飞行器中，由于设置了氦气舱、载荷舱和浮力调节装置，且浮力调节装置中包括：压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统和控制器，因而可以根据控制指令将压缩空气罐中的压缩空气释放到外界，或者将外界的空气增压后压缩进压缩空气罐中，还可以将压缩氦气罐中的压缩氦气释放到氦气舱中，或者将氦气舱中的氦气增压后压缩进压缩氦气罐中，从而可以根据飞行器的不同载荷或不同的飞行状态，很方便地调节氦气舱的浮力，实现浮力与载荷的匹配，可以在该飞行器飞行的任何阶段(起飞、巡航以及降落)压缩并回收轻质气体，所以可以有效地、大范围地调节该飞行器的浮力大小。

附图说明

图1为本发明实施例中的飞行器处于降落状态时的正视图。

图2为本发明实施例中的飞行器处于飞行状态时的侧视图。

图3为本发明实施例中的飞行器的截面示意图一。

图4为本发明实施例中的飞行器的截面示意图二。

图5为本发明实施例中的气体压缩/透平系统的结构示意图。

图6为本发明实施例中的空气压缩/透平装置或氦气压缩/透平装的结构示意图。

图7为本发明实施例中的旋翼助推器与氦气舱的连接示意图。

图8为本发明实施例中的绗架结构的示意图。

具体实施方式

为使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明作进一步详细的说明。

根据阿基米德关于浮力的定律，充满轻于空气的气体的浮空器在空气中产生的浮力由以下的两个公式来确定：

F_浮＝ρ_空gV； (6)

G_总＝ρ_气gV+G_浮； (7)

其中，F_浮为浮空器在空气中产生的浮力，ρ_空为空气的密度，g为重力常数，V为浮空器在空气中排开空气的体积，G_总为浮空器所受的总的重力，ρ_气为轻质气体的密度，G_浮为浮空器的自重。

因此：

F_总浮力＝F_浮-G_总＝(ρ_空-ρ_气)gV-G_浮； (8)

ΔF_总浮力＝(ρ_空-ρ_气)gΔV-ΔG_浮； (9)

其中，F_总浮力为总浮力，ΔF_总浮力为总浮力的变化值，ΔV为浮空器在空气中排开空气的体积的变化值，ΔG_浮为浮空器的自重的变化值(由于载荷大小的变化)。

因此，调节浮空器的浮力大小的取值范围主要可以通过浮空器的重量和排开空气体积的变化来实现。对于浮空器的重量，传统的浮空器主要是通过增加或减少压舱物的方式来进行调节。对于减少浮空器的重量，无论在地面或者空中都可以通过抛下压舱物的方式(虽然在城市飞行中，抛下压舱物是很危险的操作)。但是，对于增加浮空器重量，则仅能在具备地面服务人员的条件下才能实现。因此，传统的浮空器在载荷较大的时候，譬如增加数百公斤甚至成吨的压舱物时，尤其显得更不便利，甚至是无法实现。

另外，浮空器体积(即浮空器在空气中排开空气的体积)的变化也可以通过充气或者排气实现。无论是在地面或者空中，充气显得更为简单。而排气操作，尤其是在使用昂贵的某些轻质气体(如氦气)时，假如该轻质气体在空中被释放到大气中，将造成较大的经济损失，因此对于商业项目是不可持续的。所以，在本发明的技术方案中，设计了一种飞行器，该飞行器能够在其飞行的任何阶段(起飞、巡航以及降落)压缩并回收轻质气体，从而可以有效地、大范围地调节该飞行器的浮力大小。

如图1～图6所示，本发明实施例中的飞行器包括：氦气舱11、载荷舱12、两个方向舵机13、降落支撑14、至少两个旋翼助推器15和浮力调节装置；

所述多个旋翼助推器15分别对称设置在所述氦气舱11的两侧；

所述载荷舱12设置在所述氦气舱11的底部，或者设置在所述氦气舱11的前端，或者设置在所述氦气舱11的后端；

所述方向舵机两个13分别对称设置在所述氦气舱11的顶部；

所述降落支撑14设置在所述氦气舱11的底部的两侧；

所述浮力调节装置包括：压缩空气罐21、压缩氦气罐22、气体压缩/透平系统23和控制器；

所述压缩空气罐21、压缩氦气罐22设置在所述氦气舱11中；

所述压缩空气罐21，用于储存压缩空气；

所述压缩氦气罐22，用于储存压缩氦气；

所述气体压缩/透平系统23包括：空气压缩/透平装置31和氦气压缩/透平装置32；

所述空气压缩/透平装置31的一端与压缩空气罐21连接，另一端与外界连通；

所述氦气压缩/透平装置32的一端与压缩氦气罐22连接，另一端与所述氦气舱11连通；

所述控制器(图中未示出)，用于向所述空气压缩/透平装置31和氦气压缩/透平装置32发送控制指令；

所述空气压缩/透平装置31，用于根据控制指令将压缩空气罐21中的压缩空气释放到外界，或者根据控制指令将外界的空气增压后压缩进压缩空气罐21中；

所述氦气压缩/透平装置32，用于根据控制指令将压缩氦气罐22中的压缩氦气释放到所述氦气舱11中，或者根据控制指令将所述氦气舱11中的氦气增压后压缩进压缩氦气罐22中。

因此，当需要增大飞行器的浮力时，高压氦气(即压缩氦气罐中的压缩氦气)将通过氦气压缩/透平装置减压并释放至氦气舱中；同时高压空气(即压缩空气罐中的压缩空气)将通过空气压缩/透平装置减压并释放至外界。

而当需要减小飞行器的浮力时，氦气舱中的低压氦气将通过氦气压缩/透平装置增压并压缩至压缩氦气罐中；同时外界的空气将通过空气压缩/透平装置增压并压缩至压缩空气罐中。

所以，通过上述的浮力调节装置，可以根据飞行器的不同载荷或不同的飞行状态，很方便地调节氦气舱的浮力，实现浮力与载荷的匹配。

另外，在本发明的技术方案中，可以使用多种方式来实现压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统之间的连接，以下将以其中的一种具体连接方式为例，对本发明的技术方案进行详细地介绍。

例如，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述压缩空气罐21的空气高压进气口41和空气高压排气口42分别通过管路与所述空气压缩/透平装置31的一端连接；所述空气压缩/透平装置31的另一端通过空气低压进气口43、空气低压排气口44和管路分别与外界连通；

所述压缩氦气罐22的氦气高压排气口51和氦气高压进气口52分别通过管路与所述氦气压缩/透平装置32的一端连接；所述氦气压缩/透平装置32的另一端通过氦气低压排气口53、氦气低压进气口54和管路分别与所述氦气舱11连通；

所述空气高压进气口41、空气高压排气口42、空气低压进气口43、空气低压排气口44、氦气高压排气口51、氦气高压进气口52、氦气低压排气口53、氦气低压进气口54上均设置有止通阀55。

通过使用上述的连接方式，所述气体压缩/透平系统可以很方便地根据控制器的控制指令，将空气、氦气压缩进压缩空气罐或压缩氦气罐中，也可以很方便地将压缩空气罐中空气排放到外界，或者将压缩氦气罐中的氦气排放到氦气舱中。

另外，较佳的，如图6所示，在本发明的一个具体实施例中，所述空气压缩/透平装置31和氦气压缩/透平装置32均包括：储能单元61、电动机/发电机62、第一能量可逆转换器63和第二能量可逆转换器64；

所述储能单元61，用于向电动机/发电机62供电，或者用于储存电能；

所述电动机/发电机62，用于在对气体进行压缩时作为电动机，将电能转换成机械能；或者在对气体进行透平时作为发电机，将机械能转换成电能；

所述第一能量可逆转换器63，用于实现机械能和气体动能之间的转换，即将在对气体进行压缩时电动机的机械能转换为气体动能，或者在对气体进行透平时将气体动能转换为机械能；

所述第二能量可逆转换器64，用于实现气体动能和气体势能之间的转换，即在对气体进行压缩时将气体动能转换为气体势能，或者在对气体进行透平时将气体势能转换为气体动能。

因此，当需要压缩气体时，储能单元向电动机/发电机供电(即输出电能)，使得电动机/发电机作为电动机，并驱动该电动机/发电机产生动力，从而将储能单元的电能转换成机械能，并将机械能输出至第一能量可逆转换器；此时，由于所述第一能量可逆转换器与低压气体的进气口连接，低压气体可以经由该进气口进入所述第一能量可逆转换器中，因此所述第一能量可逆转换器将机械能转换为低压气体的气体动能，并将转换后的具有气体动能的低压气体输出至第二能量可逆转换器；所述第二能量可逆转换器将气体动能转换为气体势能，即增加低压气体的压强，使得低压气体增压为高压气体，由于所述第二能量可逆转换器与高压气体的排气口连接，从而可以将该增压后的高压气体作为压缩气体输入至压缩空气罐或压缩氦气罐中，从而实现了将低压气体压缩为高压气体。

而当需要透平气体(例如，将压缩空气释放到外界，或者将压缩氦气释放到所述氦气舱中)时，由于所述第二能量可逆转换器与高压气体的进气口连接，高压气体可以经由该进气口进入所述第二能量可逆转换器中，因此所述第二能量可逆转换器将高压气体的气体势能转换为气体动能，即减小高压气体的压强，使得高压气体减压成为具有动能的低压气体，并将转换后的具有气体动能的低压气体输出至第一能量可逆转换器；由于所述第一能量可逆转换器同时也与低压气体的排气口连接，失去气体动能的气体(即低压气体)可以经由该排气口从所述第一能量可逆转换器中排出，因此所述第一能量可逆转换器将气体动能转换为机械能，并将机械能输出至电动机/发电机；所述电动机/发电机此时作为发电机，将机械能转换为电能，并将转换后的电能输出至储能单元，给所述储能单元；所述储能单元则可以对所输入的电能进行储存。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器可以是压气机。例如，所述第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器可以优选为径向压气机或者轴向压气机。

另外，在本发明的技术方案中，根据浮力定律可知，缩小轻质气体排开空气的体积能够产生浮力变化；但当轻质气体不对外排放，而是被压缩时，该轻质气体的密度将增大。理论上，当轻质气体的密度大到一定程度，使得其排开空气所产生的浮力与浮空器自身重量一致时，该浮空器的浮力为零。为了简化计算，可以假设浮空器的重量为零，则当轻质气体排开空气所产生的浮力与该轻质气体自身重力相等时，浮力为零。此时，轻质气体的密度与空气密度相等。因此，在本发明的技术方案中，所述第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器所使用的压强可以比现有技术中的其他技术方案中所使用的压强更低。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述储能单元可以是锂电池系统，或者其他制式的高能量密度化学电池组。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述气体压缩/透平系统设置在所述氦气舱中，或者设置在所述载荷舱中。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述控制器可以设置在所述载荷舱中。

在本发明的技术方案中，所述载荷舱可以用于装载所需携带的载荷，例如，客运或者货运载荷，还可以装载所需的各种设备。另外，在本发明的技术方案中，所述载荷舱既可以设置在所述氦气舱的底部，或者也可以是设置在所述氦气舱的前端，还可以是设置在所述氦气舱的后端，以减少空气阻力。

另外，较佳的，如图7和图8所示，在本发明的一个具体实施例中，所述氦气舱11包括：绗架结构71和轻质膜结构72；

所述绗架结构71呈笼状，包括一个纵向环状结构81、多个横向环状结构82和多个固定节点(图中未示出)；

所述纵向环状结构81和横向环状结构82，用于支撑所述氦气舱；

所述固定节点，用于与飞行器中的部件进行连接和固定；

所述轻质膜结构72包覆在所述绗架结构71的外部，形成氦气舱的气密空间(即氦气舱的内部空间)，用于对氦气舱中的氦气进行密封。

在上述氦气舱中，所述绗架结构的主要作用是承载飞行器中各个部件的重量和作用力，包括载荷、浮力、重力、飞行阻力和动力等，以保证飞行器在设计受力情况下各部件都处于安全负荷范围内。另外，通过所述绗架结构可以将飞行器的其他各个部分(例如，氦气舱、载荷舱、旋翼助推器、方向舵机和降落支撑等)稳固地连接起来。因此，在本发明的一个较佳的具体实施例中，所述载荷舱、方向舵机、降落支撑、旋翼助推器和浮力调节装置均可通过所述绗架结构与所述氦气舱固定连接。

另外，在本发明的技术方案中，所述轻质膜结构不仅具有密封氦气的功能，并且还具有一定强度。另外，为了减少空气阻力以及气候因素的影响，提供平飞升力，所述轻质膜结构还可以设计成低空气阻力的升力体型。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述旋翼助推器可以通过所述绗架结构与所述氦气舱固定连接，如图7所示。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述旋翼助推器15包括：电机、旋桨、涵道和旋转轴。在本发明的技术方案中，所述旋翼助推器用于产生矢量推力，且能够通过旋转轴调整矢量推力的方向，从而可以在飞行器起降过程中提供辅助升降动力，并在飞行器处于平飞状态时提供前进、后退、转向、升降以及俯仰等动力。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述方向舵机13用于调整飞行器的行进方向。该方向舵机可以通过左右偏转来形成偏转力矩，从而使得飞行器可以向对应方向偏转。

另外，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述降落支撑14用于在飞行器降落时与地面稳固接触，对整个飞行器进行支撑。另外，该降落支撑14在飞行过程中可以折叠收起收至氦气舱的底部与地面平行。

综上所述，在本发明的技术方案中，由于上述的飞行器中设置了氦气舱、载荷舱和浮力调节装置，且浮力调节装置中包括：压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统和控制器，因而可以根据控制指令将压缩空气罐中的压缩空气释放到外界，或者将外界的空气增压后压缩进压缩空气罐中，还可以将压缩氦气罐中的压缩氦气释放到氦气舱中，或者将氦气舱中的氦气增压后压缩进压缩氦气罐中，从而可以根据飞行器的不同载荷或不同的飞行状态，很方便地调节氦气舱的浮力，实现浮力与载荷的匹配，可以在该飞行器飞行的任何阶段(起飞、巡航以及降落)压缩并回收轻质气体，所以可以有效地、大范围地调节该飞行器的浮力大小。

另外，由于在需要向外界排放气体时，是将压缩空气罐中的压缩空气释放到外界，而不必将昂贵的氦气释放到大气中，因此大大降低了系统的成本，使得该飞行器的商业用途变得具有可持续性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (7)

1.一种飞行器，其特征在于，该飞行器包括：氦气舱、载荷舱、两个方向舵机、降落支撑、至少两个旋翼助推器和浮力调节装置；

所述多个旋翼助推器分别对称设置在所述氦气舱的两侧；

所述载荷舱设置在所述氦气舱的底部，或者设置在所述氦气舱的前端，或者设置在所述氦气舱的后端；

所述方向舵机两个分别对称设置在所述氦气舱的顶部；

所述降落支撑设置在所述氦气舱的底部的两侧；

所述浮力调节装置包括：压缩空气罐、压缩氦气罐、气体压缩/透平系统和控制器；

所述压缩空气罐、压缩氦气罐设置在所述氦气舱中；

所述压缩空气罐，用于储存压缩空气；

所述压缩氦气罐，用于储存压缩氦气；

所述气体压缩/透平系统包括：空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置；

所述空气压缩/透平装置的一端与压缩空气罐连接，另一端与外界连通；

所述氦气压缩/透平装置的一端与压缩氦气罐连接，另一端与所述氦气舱连通；

所述控制器，用于向所述空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置发送控制指令；

所述空气压缩/透平装置，用于根据控制指令将压缩空气罐中的压缩空气释放到外界，或者根据控制指令将外界的空气增压后压缩进压缩空气罐中；

所述氦气压缩/透平装置，用于根据控制指令将压缩氦气罐中的压缩氦气释放到所述氦气舱中，或者根据控制指令将所述氦气舱中的氦气增压后压缩进压缩氦气罐中。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述压缩空气罐的空气高压进气口和空气高压排气口分别通过管路与所述空气压缩/透平装置的一端连接；所述空气压缩/透平装置的另一端通过空气低压进气口、空气低压排气口和管路分别与外界连通；

所述压缩氦气罐的氦气高压排气口和氦气高压进气口分别通过管路与所述氦气压缩/透平装置的一端连接；所述氦气压缩/透平装置的另一端通过氦气低压排气口、氦气低压进气口和管路分别与所述氦气舱连通；

所述空气高压进气口、空气高压排气口、空气低压进气口、空气低压排气口、氦气高压排气口、氦气高压进气口、氦气低压排气口、氦气低压进气口上均设置有止通阀。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述空气压缩/透平装置和氦气压缩/透平装置均包括：储能单元、电动机/发电机、第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器；

所述储能单元，用于向电动机/发电机供电，或者用于储存电能；

所述电动机/发电机，用于在对气体进行压缩时作为电动机，将电能转换成机械能；或者在对气体进行透平时作为发电机，将机械能转换成电能；

所述第一能量可逆转换器，用于实现机械能和气体动能之间的转换；

所述第二能量可逆转换器，用于实现气体动能和气体势能之间的转换。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：

所述第一能量可逆转换器和第二能量可逆转换器为径向压气机或者轴向压气机。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：

所述第二能量可逆转换器所使用的最大压力为7.25个大气压。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述气体压缩/透平系统设置在氦气舱中或载荷舱中；

所述控制器可以设置在所述载荷舱中。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述氦气舱包括：绗架结构和轻质膜结构；

所述绗架结构呈笼状，包括一个纵向环状结构、多个横向环状结构和多个固定节点；

所述纵向环状结构和横向环状结构，用于支撑所述氦气舱；

所述固定节点，用于与飞行器中的部件进行连接和固定；

所述轻质膜结构包覆在所述绗架结构的外部，形成氦气舱的气密空间，用于对氦气舱中的氦气进行密封。

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