例包括椭球形的舱体1、螺旋桨推进装置2、双排式机翼3、平尾4、垂尾5、伸 缩杆6、支撑肋7、囊体膜结构8、液压孔9、弹簧10和控制系统。其中：
[0047] 所述舱体分为3个，分别是1个中央舱体11和2个翼梢舱体12,其中中央舱体内底 部有有效载荷吊舱。本实施例中，所述的椭球形的中央舱体的长轴和短轴长度分别为2. 30C 和0. 70C，翼梢舱体的长轴的长度和短轴的长度分别为I. 80C和0. 35C。
[0048] 本实施例采用常规的无人机推进系统和微型控制系统。其中推进系统采用螺旋桨 推进装置，由太阳能电池提供动力。所述的螺旋桨推进装置2共有12个，其叶片半径为8 米，均分为三组；三组螺旋桨推进装置分别安装在所述中央舱体11和两个翼梢舱体12上。 具体是：
[0049] 中央舱体11上安装有四台所述螺旋桨推进装置，其中两台位于舱体下的吊舱靠 前的两侧部位，叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点〇. 325C处，法向位于距中央舱体 前缘点的下方〇. 42C处。另外两台位于舱体后方，并使该螺旋桨推进装置的叶片的转轴在 弦向位于距中央舱体前缘点I. 90C处，法向位于距中央舱体前缘点的0. 34C处。2个翼梢舱 体11上各安装有四台螺旋桨推进装置，本实施例以其中的一个翼梢舱体为例描述该翼梢 舱体上四台螺旋桨推进装置的安装位置。
[0050] 微型控制系统、充气和排气系统以及液压系统均布置在中央舱体的内部。
[0051] 在所述翼梢舱体上，四台螺旋桨推进装置均位于舱体后方，其中的两台螺旋桨推 进装置处于该翼梢舱体母线以上，另外两台螺旋桨推进装置处于该翼梢舱体母线以下。所 述四台螺旋桨推进装置的叶片转轴在弦向均位于距翼梢舱体前缘点1.70C处；两台处于 该翼梢舱体母线以上的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的上方〇. 28C处， 两台处于该翼梢舱体母线以下的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的下方 0· 28。处。
[0052] 在所述翼梢舱体后部布置有平尾4和垂尾5。平尾和垂尾的几何外形相同，采用螺 钉固定连接在翼梢舱体的表面。平尾的翼剖面和垂尾的翼剖面均采用NACA0030翼型，翼展 为0. 3C，翼根弦长为0. 1C，前缘后掠角为20。，后缘无后掠角。平尾的前缘位于距翼梢舱体 的前缘点1.65C处，法向位置与翼梢舱体的前缘点相同。垂尾的前缘位于距翼梢舱体的前 缘点I. 60C处，法向位于距翼梢舱体前缘点0. 27C处，并处于所述翼梢舱体母线的上方。
[0053] 双排式机翼3是具有后掠角的双排式机翼，对称的分布在中央舱体的两侧。所述 双排式机翼的翼剖面采用传统的NACA0030翼型，单个机翼的翼型弦长为C，展弦比为20,后 掠角为25°。双排式机翼的前翼翼根的前缘点在轴向位于距中央舱体前缘点0. 345C处，法 向位于距中央舱体前缘点0. 28C处，并处于所述中央舱体母线的上方。双排式机翼的后翼 位于前翼的后下方位置，与前翼的前缘相比，后翼的前缘在弦向的位置比前翼靠后0.867C， 在法向比前翼低0. 254C ;双排式机翼的前翼翼梢的前缘点在轴向位于距翼梢艇体前缘点 0. 21C处，法向位于距翼梢艇体前缘点的上方0. 18C处，如附图8所示。气囊膜采用英国 Lindsrtand气球公司的艇膜材料，在该膜的表面集成了太阳能电池，用于储存太阳能帆板 产生的电能以供推进及控制所需。柔性太阳能帆板也采用专用对接膜带和胶合剂粘贴在各 翼的上表面。气囊内层膜结构采用聚酯薄膜结构。
[0054] 所述前翼内部和后翼内部的结构相同，本实施例中，以前翼为例加以说明。
[0055] 所述前翼包括前翼囊体8、支撑肋7、伸缩杆6和弹簧10。所述翼型支撑肋和伸缩 杆均采用碳纤维复合材料制成。
[0056] 所述的支撑肋7有四个，沿该机翼前翼的展向分别处于该机翼前翼内的翼根、翼 梢和前翼中部，并且各支撑肋之间的距离均等。各支撑肋的外型面与所处位置的前翼的型 面相同；前翼囊体的内表面粘接在各支撑肋的外表面上。在所述各支撑肋上分别有伸缩杆 6的固定孔。所述支撑肋框的中间粘贴固定有隔膜16,隔膜所用的材料与机翼的膜结构8 相同。
[0057] 所述前翼内部有三个气室，分别为第一气室13、第二气室14和第三气室15。所述 各气室是通过支撑肋将该前翼内部的空腔沿展向分隔后得到的。
[0058] 采用空心圆管制成的伸缩杆6有三组，分别是第一伸缩杆组、第二伸缩杆组和第 三伸缩杆组。分别对应的位于前翼内部的第一气室13、第二气室14和第三气室15中。各 伸缩杆组中均有四根伸缩杆6,每根伸缩杆的长度均与前翼内部有三个气室的展向长度相 同。三组伸缩杆分别位于不同的气室中，并使各伸缩杆的两端分别安装并密封在所述各支 撑肋上的固定孔内。
[0059] 所述三组伸缩杆的管径不相同，并且位于翼根处的第三气室中的第三组伸缩杆的 管径最大，位于翼梢处的第一气室中的第一组伸缩杆的管径最小，使第一气室中的伸缩杆6 能够嵌装入位于第二气室中的第二组伸缩杆内，所述第二组伸缩杆能够嵌装入第三组伸缩 杆内，最终实现该机翼前翼的展向伸缩。所述各伸缩杆之间滑动配合。
[0060] 所述各伸缩杆6 -端端盖的中心有通孔，该通孔的孔径与与之配合的伸缩杆的外 径相同；另一端端盖的直径大于该伸缩杆的外径，在该伸缩杆的外圆周表面形成了径向凸 出的限位台；该限位台的直径与所在的伸缩杆装入的另一组伸缩杆的内径相同。
[0061] 本实施例中：所述第三伸缩杆组中，各伸缩杆的内径与第二伸缩杆组中各伸缩杆 上的限位台的外径相同；各伸缩杆端盖上通孔的孔径与第二伸缩杆组中各伸缩杆的杆身的 外径相同；各伸缩杆的限位凸台的直径与所装入的伸缩杆的内径相同。所述第二伸缩杆组 中，各伸缩杆的内径与第一伸缩杆组中各伸缩杆上的限位台的外径相同；各伸缩杆端盖上 通孔的孔径与第一伸缩杆组中各伸缩杆的杆身的外径相同。所述第一伸缩杆组中，各伸缩 杆端盖上无通孔。
[0062] 所述的弹簧10有多个，分别固定在第二伸缩杆组中各伸缩杆端盖的内表面和第 三伸缩杆组中各伸缩杆端盖的内表面。当伸展所述机翼前翼的展向长度时，嵌套在前一级 伸缩杆组中的各伸缩杆的限位台内端面压缩该弹簧；在收缩所述机翼前翼的展向长度时， 各伸缩杆在该弹簧给予的回复力收缩。
[0063] 本实施例通过在机翼前翼内设置独立的三个气室，在需要调节飞艇的驻空高度 时，能够分段对气室进行充气，以满足不同高度的浮力要求。在不同的高度空间，通过伸缩 杆的伸缩带动与之固连的支撑肋作展向的移动，进而通过该支撑肋带动前翼囊体作展向的 伸缩，从而改变机翼的展长。
[0064] 所述机翼前翼的充气软管布置在囊体的内表面上。所述的充气软管有三根，一端 分别连接至机翼前翼内的三个气室内，另一端分别与位于中央舱体内的充气泵连通。所述 充气软管均采用软管。
[0065] 本实施例中，通过对囊体充气以保持机翼的外形。在不同的高度空间，囊体内的氦 气压力比囊体外的大气压力高5%以保证囊体的机翼外形。在地面附近，只对靠近翼根段的 囊体充气，充气展开后的飞艇整体外观如图5~7所示。在高度升高以后，空气密度减小，充