CN109398723B - 混合动力无人驾驶飞行器系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种无人驾驶飞行器系统，其具有竖向起落飞行模式和向前飞行模式。该无人驾驶飞行器系统包括机架、可旋转地联接至机架的旋翼组件以及可旋转地联接至机架的螺旋桨。旋翼组件包括具有稍部喷射器的至少两个旋翼叶片，稍部喷射器可操作地与压缩气体动力系统相关联。螺旋桨可操作地与电力系统相关联。在竖向起落飞行模式中，来自压缩气体动力系统的压缩气体通过稍部喷射器排出以使旋翼组件旋转并且产生竖向升力。在向前飞行模式中，电力系统驱动螺旋桨以产生向前的推力并且旋翼组件的自动旋转产生竖向升力。

Description

混合动力无人驾驶飞行器系统
技术领域
本公开总体上涉及具有向前飞行模式和竖向起落飞行模式的飞行器，特别地，涉及利用为获得竖向升力的压缩气体动力系统和为获得向前推力的电力系统的混合动力无人驾驶飞行器系统。
背景技术
无人驾驶飞行器系统(UAS)——也称作无人驾驶空中运载体(UAV)或遥控飞机——是一种自供电飞行器，这种自供电飞行器不承载人类操作者，使用空气动力来提供运载体提升、是自主和/或远程操作的、可以是消耗性的或者可回收性的、并且可以承载致命的或非致命的载运物。UAS可用于军事、商业、科学、娱乐和其他应用。例如，军事应用可以包括情报任务、监视任务和侦察任务以及攻击任务。民用应用可以包括：空中摄影，搜索和救援任务，公用线路和管道检查，包括向难以进入的地区投递食物、药品和其他供给的人道主义援助，环境监测，边境巡逻任务，货物运输，森林火险探测和监测，事故调查和人群监测，这里仅举几个示例。
最近，军事组织已经表明了希望小型无人驾驶飞行器系统可作为士兵随身传感器(soldier borne sensor)(SBS)进行操作。这种士兵随身传感器应当易于运输而不给士兵增加重量负担并且配置简单还能够在某些不利条件下连续飞行数分钟或数小时。另外，这种士兵随身传感器应当能够在数百米或数千米的包括可见瞄准线操作的操作战区中远程和/或自主飞行。此外，这种士兵随身传感器应当能够提供与紧挨着士兵周围区域相关的实时信息，使士兵能够对最明显的威胁和/或迅速改变的威胁进行估计和响应。
发明内容
在第一方面，本公开涉及具有竖向起落飞行模式以及向前飞行模式的无人驾驶飞行器系统。无人驾驶飞行器系统包括机架、可旋转地联接至机架的旋翼组件和可旋转地联接至机架的螺旋桨。旋翼组件包括具有稍部喷射器的至少两个旋翼叶片。压缩气体动力系统可操作地与稍部喷射器相关联并且电力系统可操作地与螺旋桨相关联，使得在竖向起落飞行模式中，来自压缩气体动力系统的压缩气体通过稍部喷射器排出以使旋翼组件旋转而产生竖向升力，并且在向前飞行模式中，电力系统驱动螺旋桨以产生向前推力并且旋翼组件的自动旋转产生竖向升力。
在某些实施方式中，旋翼组件可以具有平衡自由度。在一些实施方式中，旋翼组件可以具有自由旋转自由度和/或倾斜自由度以支持向前飞行模式中的自动旋转。在某些实施方式中，旋翼组件的每个旋翼叶片可以具有稍部喷射器。在一些实施方式中，压缩气体动力系统可以包括压缩气体罐和用于从压缩气体罐选择性地释放压缩气体的阀。在这些实施方式中，压缩气体罐可以是现场可更换单元。在某些实施方式中，压缩气体动力系统可以是压缩二氧化碳动力系统。
在某些实施方式中，螺旋桨可以是推进式螺旋桨。在一些实施方式中，电力系统可以包括电池系统和电动马达。在某些实施方式中，飞行控制系统能够操作成控制压缩气体动力系统和电力系统。在这些实施方式中，飞行控制系统能够操作成使用GPS航路点导航来自主控制无人驾驶飞行器系统。附加地或替代性地，飞行控制系统能够操作成与用于辅助人工导航的远程站进行通信。在一些实施方式中，无人驾驶飞行器系统可以包括传感器系统，例如传感器系统包括以下各项中的一者或更多者：光学照相机，热感照相机，红外照相机，摄影机，情报、监视和侦察的载运物以及GPS系统。
在第二方面，本发明涉及具有竖向起落飞行模式和向前飞行模式的无人驾驶飞行器系统。无人驾驶飞行器系统包括机架、可旋转地联接至机架的旋翼组件和可旋转地联接至机架的螺旋桨。旋翼组件包括具有稍部喷射器的至少两个旋翼叶片。压缩气体动力系统可操作地与稍部喷射器相关联，并且电力系统可操作地与螺旋桨相关联。飞行控制系统能够操作成控制压缩气体动力系统和电力系统。传感器系统由机架承载。在竖向起落飞行模式中，来自压缩气体动力系统的压缩气体通过稍部喷射器排出以使旋翼组件旋转而产生竖向升力。在向前飞行模式中，电力系统驱动螺旋桨以产生向前推力，并且旋翼组件的自动旋转产生竖向升力。
在一些实施方式中，压缩气体动力系统可以包括压缩气体罐和用于从压缩气体罐选择性地释放压缩气体的阀，并且电力系统可以包括电池系统和电动马达。在某些实施方式中，控制系统能够操作成使用GPS航路点导航来自主控制无人驾驶飞行器系统以及与用于辅助人工导航的远程站进行通信中的一者或两者。
附图说明
为了更完整地理解本公开的特征和优点，现在参照详细描述和附图，其中，不同的附图中对应的附图标记指示对应的部件，在附图中：
图1A至图1E是根据本公开的实施方式的混合动力无人驾驶飞行器系统的示意图；
图2是根据本公开的实施方式的混合动力无人驾驶飞行器系统的各种机械系统的框图；
图3是根据本公开的实施方式的用于混合动力无人驾驶飞行器的控制系统的框图；以及
图4是根据本公开的实施方式的混合动力无人驾驶飞行器系统的示意图。
具体实施方式
虽然以下详细讨论了本公开的各种实施方式的制作和使用，但是应当理解的是，本公开提供了很多可应用的发明构思，这些发明构思可以在多种具体情境中实施。本文中讨论的具体实施方式仅仅是说明性的并且不限定本公开的范围。为了清晰起见，在本公开中并非对实际实施的所有特征都进行描述。当然可以理解的是，在任何这样的实际实施方式的开发中，必须做出多种特定于实现方式的决策以实现开发者的特定目标，例如符合系统相关和商业相关的约束，这将随着实现方式的不同而不同。此外，将理解的是，这种开发工作可能是复杂的并且耗时的，但对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言仍然是日常工作。
在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参考各个部件之间的空间关系和部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开之后将认识到的，本文中描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中描述的装置可以以任何期望的方向定向，因此使用诸如“在……上方”、“在……下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或者来描述这些部件的各方面的空间取向应当理解成分别描述各个部件之间的相对关系或者描述这些部件的个方面的空间取向。如在本文中使用的，术语“联接”可以包括通过任何方式直接或间接联接，包括运动的和/或非运动的机械连接。
参照附图中的图1A至图1E以及图2，描述了一种混合动力无人驾驶飞行器系统，在本文中被称为飞行器10提及。飞行器10可以是小型无人驾驶飞行器系统或者适合于用作士兵随身传感器的迷你型无人驾驶飞行器系统。在示出的实施方式中，飞行器10具有机架12，机架12包括机身14、尾部悬臂16和上部整流罩18。机架12可以由下述重量轻、强度高的材料形成，例如包括发泡聚苯乙烯(EPS)泡沫的塑料，包括铝的金属，或者包括玻璃纤维织物、碳纤维织物、玻璃纤维带、碳纤维带及其组合的可以通过将多个材料层固化在一起而形成的复合材料。机身14的延伸尾部是尾桁20，尾桁20支承尾翼22，尾翼22描述成具有水平稳定器24和竖向稳定器26的三部分式尾部，竖向稳定器26包括三个竖向翼片。在示出的实施方式中，水平稳定器24包括描述成升降舵28a、28b的两个活动的气动表面(aerosurface)，并且竖向稳定器26包括描绘成方向舵30的活动的气动表面，方向舵30在飞行器10的向前飞行期间有助于俯仰和偏航的稳定性。在其他实施方式中，尾翼22可以是T形尾部、V形尾部、常规尾部、十字形尾部、双尾部或者包括或排除活动的气动表面的其他合适的尾部。机身14下方的延伸件是起落撬32，起落撬32对于飞行器10而言是可选的。
飞行器10包括旋翼组件34，旋翼组件34绕不旋转的杆36可旋转地联接至机架12，旋翼组件34为飞行器10提供竖向升力。旋翼组件34包括旋翼毂38和两个旋翼叶片40a、40b。旋翼叶片40a包括稍部喷射器42a并且旋翼叶片40b包括稍部喷射器42b。在示出的实施方式中，稍部喷射器42a、42b是响应于压缩气体如二氧化碳的排出而提供推力的冷循环压力喷射器或者旋翼叶片喷嘴。在其他实施方式中，每个稍部喷射器42a、42b可以包括燃烧室，在燃烧室中点燃空气和燃料混合物以提供推力。如图1B中所见，旋翼叶片40a包括叶片导管44a并且旋翼叶片40b包括叶片导管44b，叶片导管44a、44b可以是旋翼叶片40a、40b内的一体的通路或者是定位在旋翼叶片40a、40b内的独立部件。叶片导管44a、44b与旋翼毂38内的毂室46流体连通并且提供通向稍部喷射器42a、42b的流体路径。旋翼组件34优选地具有允许旋翼组件34在VTOL操作期间摇摆的平衡自由度。另外，旋翼组件34具有自由旋转自由度和倾斜自由度，自由旋转自由度和倾斜自由度允许旋翼组件34在向前飞行操作期间进行自动旋转，从而在向前飞行模式中为飞行器10提供升力。
飞行器10包括螺旋桨，螺旋桨描述成为飞行器10提供向前推力的推进式螺旋桨48。飞行器10由包括压缩气体动力系统50和电力系统52的混合动力系统提供动力。在示出的实施方式中，压缩气体动力系统50包括描述成二氧化碳容器的压缩气体罐54。压缩气体罐54可以是8克罐、12克罐、16克罐或具有其他合适重量的罐。压缩气体动力系统50还包括阀56，阀56能够操作成将压缩气体从压缩气体罐54选择性地释放到杆36内的通路中，杆36内的通路与毂室46流体连通。电力系统52包括一个或更多个电池58和电动马达60，电动马达60通过驱动轴或其他合适的连接件联接至螺旋桨48。优选地，压缩气体罐54和电池58为现场可更换单元(line replaceable unit)，使得在一个或更多个任务结束之后，可以在现场容易地移除并且更换压缩气体罐54和/或电池58以给飞行器10补给燃料来为下一个任务做准备。
在示出的实施方式中，飞行器10具有容置在机身14内的飞行控制系统62。飞行控制系统62如数字式飞行控制系统优选地包括非暂时性计算机可读存储介质，非暂时性计算机可读存储介质包括可由一个或更多个处理器执行的一组计算机指令，用于控制飞行器10的操作。飞行控制系统62可以在一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储和处理能力的其他机器上实施。例如，飞行控制系统62可以包括一个或更多个存储器存储模块，存储器存储模块包括但不限于内部存储存储器如随机存取存储器、非易失性存储器如只读存储器、可移动存储器如磁性存储器、光学存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储物体。飞行控制系统62可以是基于微处理器的系统，基于微处理器的系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，飞行控制系统62能够通过合适的通信网络选择性地连接至其他计算机系统，合适的通信网络可以包括有线连接和无线连接两者。
飞行控制系统62与压缩气体动力系统50和电力系统52通信以向飞行器10提供推进力。例如，当期望发动飞行器10时，飞行控制系统62向阀56发送打开命令，从而允许来自压缩气体罐54的压缩气体经由叶片导管44a、44b、毂室46和杆通路通过稍部喷射器42a、42b排出。通过稍部喷射器42a、42b排出压缩气体引起旋翼组件34旋转，从而产生竖向升力，使得飞行器10能够起飞、盘旋并且爬升到期望的高度。在竖直许可至期望的高度之后，飞行器10可以开始从竖向起飞转变为向前飞行。飞行控制系统62通过向电动马达60发送开始使螺旋桨48旋转而产生向前推力的操作命令来使飞行器10从竖向起落飞行模式转变为向前飞行模式。飞行控制系统62还向阀56发送关闭命令，从而停止从稍部喷射器42a、42b输出推力。另外，飞行控制系统62可以向旋翼组件34发送沿尾部方向倾斜的命令以产生旋翼叶片40a、40b的优选冲角，使得在向前飞行期间空气动力能够操作成引起旋翼组件34的自动旋转，这在向前飞行操作期间为飞行器10提供竖向升力。
飞行器10的飞行控制系统62可以响应于自主飞行控制、远程飞行控制或其组合而操作。例如，飞行控制系统62可以使用航路点导航来追踪预编程航路点的痕迹以完成期望的任务。替代性地或附加地，可以基于通过使用无线通信协议的通信系统64从地面站接收到的命令响应于辅助人工飞行而操作飞行控制系统62。在辅助人工飞行期间，飞行器10可以被限制在视线通信范围内飞行。
在示出的实施方式中，飞行器10包括传感器系统66，传感器系统66由飞行控制系统62控制。在其他实施方式中，传感器系统66可以利用独立的控制系统。传感器系统66可以包括传感器阵列，传感器阵列具有以下各项中的一者或更多者：光学照相机，热感照相机，红外照相机，摄像机，情报、监视和侦察的载运物，GPS系统和其他所需的传感器。在示出的实施方式中，传感器系统66包括向前指向照相机66a和向下指向照相机66b。传感器系统66可以通过使用无线通信协议的通信系统64向地面站提供实时图像和/或视频，这在飞行器10作为士兵随身传感器操作时可能是有用的。
当飞行器10的任务完成时，飞行控制系统62通过向电动马达60发送减小螺旋桨48的旋转速度或使螺旋桨48的旋转停止的命令而将飞行器10从向前飞行模式转变为竖向起落飞行模式。此外，飞行控制系统62向旋翼组件34发送向前倾斜的命令，并且向阀56发送打开命令以允许来自压缩气体罐54的压缩气体通过稍部喷射器42a、42b排出而使旋翼组件34旋转并且产生竖向升力。在飞行器10已经完成了向竖向起落飞行模式的转变时，飞行器10可以在期望位置处开始竖向下降至着陆表面。
此外，参照附图中的图3，框图描绘了能够操作成与本公开的飞行器10一起使用的飞行器控制系统100。在示出的实施方式中，系统100包括两个基于主计算机的子系统；即自主系统102和远程系统104。如本文中所讨论的，本公开的飞行器可以响应于由飞行控制系统62产生的命令而自主地操作。在示出的实施方式中，飞行控制系统62包括命令模块106、监测模块108和控制器110。本领域技术人员将理解的是，由飞行控制系统62执行的这些和其他模块可以以包括硬件、软件、固件、专用处理器及其组合的各种形式实施。
在飞行器10的包括竖向起落飞行模式、盘旋飞行模式、向前飞行模式以及在这些飞行模式之间的转变的各种操作模式期间，命令模块106向控制器110提供命令。例如，这些命令使得压缩气体动力系统50和电力系统52的操作能够向飞行器10提供竖向升力和向前推力。飞行控制系统62接收来自压缩气体动力系统50、电力系统52、通信系统64、旋翼组件34和气动表面28a、28b、30的反馈。该反馈由监测模块108处理，监测模块108能够向命令模块106和/或控制器110提供正确数据和其他信息。传感器系统66可以包括定位传感器、姿态传感器、速度传感器、环境传感器、燃料传感器、温度传感器、位置传感器等，这些传感器向监测模块108提供附加信息以进一步提高自主控制能力。
飞行控制系统62的一些或全部自主控制能力能够由远程飞行控制系统104增扩或代替。远程系统104可以包括可以在通用计算机、专用计算机或者包括例如平板计算机的具有存储及处理能力的其他机器上实现的一个或更多个计算系统。计算系统可以包括一个或更多个内存器存储模块，其包括但不限于内部存储存储器如随机存取存储器、非易失性存储器如只读存储器、可移动存储器如磁性存储器，光学存储存储器、固态存储存储器或其他合适的存储器存储物体。计算系统可以是基于微处理器的系统，基于微处理器的系统能够操作成执行呈机器可执行指令形式的程序代码。另外，计算系统可以通过专有加密网络、公共加密网络、因特网或其他合适的通信网络连接至其他计算机系统，所述合适的通信网络可以包括有线连接和无线连接两者。远程系统104通过通信链路112经由通信系统64与飞行控制系统62通信，通信链路112可以包括有线连接或无线连接两者。
远程系统104优选地包括一个或更多个显示装置114，所述一个或更多个显示装置114构造成显示关于本公开的一个或更多个飞行器的信息或者由本公开的一个或更多个飞行器获得的信息。远程系统104还可以包括音频输出和输入装置，例如麦克风、扬声器和/或允许操作者与例如其他远程站操作者通信的音频接口。如果使用触摸屏显示方案，则显示装置114还可以用作远程输入装置116，然而，其他远程输入装置如键盘或操纵杆可以替代性地用于允许操作者向飞行器10提供控制命令。
参照附图中的图4，描绘了在本文中被称为飞行器210的混合动力无人驾驶飞行器系统。飞行器210可以是小型无人驾驶飞行器系统或者适于用作士兵随身传感器的迷你型无人驾驶飞行器系统。在示出的实施方式中，飞行器210具有机架212，机架212包括机身214和上部整流罩218。机架212可以由重量轻、强度高的材料——比如参照机架12所描述的材料——形成。机身214的延伸尾部是尾桁220，尾桁220支承尾翼222，尾翼222描述成具有水平稳定器224和竖向稳定器226的三部分式尾部，竖向稳定器226包括三个竖向翼片。在示出的实施方式中，水平稳定器224包括描绘成升降舵228a、228b的两个活动的气动表面，并且竖向稳定器226包括描绘成方向舵230的活动的气动表面，方向舵230在飞行器10的向前飞行期间有助于俯仰和偏航稳定性。机身214下方的延伸件是起落撬232，起落撬232对于飞行器210而言是可选的。
飞行器210包括旋翼组件234，旋翼组件234绕不旋转的杆236可旋转地联接至机架212，旋翼组件234为飞行器210提供竖向升力。旋翼组件234包括旋翼毂238和四个旋翼叶片240a、240b、240c、240d，四个旋翼叶片中的两个旋翼叶片包括稍部喷射器。具体地，旋翼叶片240a包括稍部喷射器242a，并且旋翼叶片240b包括稍部喷射器242b，稍部喷射器242a、242b是响应于压缩气体如二氧化碳的排出而提供推力的冷循环压力喷射器或者旋翼叶片喷嘴。与飞行器10类似但在图4中不可见，旋翼叶片240a、240b包括叶片导管，叶片导管与毂室流体连通，毂室提供通向稍部喷射器242a、242b的流体路径。旋翼组件234优选地具有允许旋翼组件234在VTOL操作期间摇摆的平衡自由度。另外，旋翼组件234具有自由旋转自由度和倾斜自由度，自由旋转自由度和倾斜自由度允许旋翼组件234在向前飞行操作期间进行自动旋转，从而在向前飞行模式中为飞行器210提供升力。
飞行器210包括螺旋桨248，螺旋桨248可旋转地联接至机身214的机首，螺旋桨248为飞行器210提供向前推力。飞行器210由混合动力系统提供动力，该混合动力系统包括与飞行器10类似的压缩气体动力系统和电力系统。压缩气体动力系统包括描述成二氧化碳罐的压缩气体罐254以及阀，阀能够操作成从压缩气体罐254选择性地释放压缩气体以用于操作稍部喷射器242a、242b。电力系统包括一个或更多个电池和电动马达，电动马达通过驱动轴或其他合适的连接件联接至螺旋桨248。
飞行器210包括飞行控制系统，飞行控制系统与压缩气体动力系统和电力系统通信以向飞行器210提供推进力。可以响应于自主飞行控制、远程飞行控制或其组合来操作飞行控制系统。例如，飞行控制系统可以使用航路点导航以追踪预编程航路点的痕迹来完成期望的任务。替代性地或附加地，可以基于通过使用无线通信协议的通信系统从地面站接收到的命令响应于辅助人工飞行来操作飞行控制系统。在示出的实施方式中，飞行器210包括传感器系统266，传感器系统266可以包括传感器阵列，传感器阵列具有以下各项中的一者或更多者：光学照相机，热感照相机，红外照相机，摄像机，情报、监视和侦察的载运物，GPS系统和其他所需的传感器。传感器系统266可以通过使用无线通信协议的通信系统向地面站提供实时图像和/或视频，这在飞行器210作为士兵随身传感器操作时可能是有用的。
出于说明和描述的目的，已经呈现了本公开的实施方式的前述描述。这并非旨在穷举或者将本公开限制于所公开的精确形式，并且可以根据以上教示进行修改和改变或者可以从本公开的实践中获得修改和改变。选择和描述实施方式是为了解释本公开的原理及其实际应用，以使本技术领域人员以各种实施方式利用本公开，并且各种修改均适用于所考虑的特定用途。在不背离本公开的范围的情况下，可以在设计、操作条件和实施方式的布置中进行其他替代、修改、改变和省略。参照说明书，对于本领域技术人员而言，示出的实施方式和其他实施方式的这些修改和组合将是显而易见的。因此，所附权利要求旨在包括任何这种修改或实施方式。

Claims (15)

1.一种无人驾驶飞行器系统，所述无人驾驶飞行器系统具有竖向起落飞行模式和向前飞行模式，所述无人驾驶飞行器系统包括：
机架；
杆，所述杆联接至所述机架；
旋翼组件，所述旋翼组件包括旋翼毂和具有稍部喷射器的至少两个旋翼叶片，所述旋翼组件绕所述杆可旋转地联接至所述机架；
压缩气体动力系统，所述压缩气体动力系统包括压缩气体罐和阀，所述阀构造成选择性地将压缩气体从所述压缩气体罐释放到所述杆内的通路中，所述杆内的通路与毂室和叶片导管连通，所述叶片导管构造成提供通向所述稍部喷射器的流体路径；
螺旋桨，所述螺旋桨可旋转地联接至所述机架；以及
电力系统，所述电力系统包括一个或多个电池和电动马达，所述电动马达联接至所述螺旋桨；
其中，在所述竖向起落飞行模式中，来自所述压缩气体罐的压缩气体通过所述稍部喷射器排出以使所述旋翼组件旋转而产生竖向升力；
其中，在所述向前飞行模式中，所述电力系统驱动所述螺旋桨以产生向前推力，并且所述旋翼组件的自动旋转产生竖向升力；并且
其中，所述旋翼组件具有自由旋转自由度和倾斜自由度，以支持所述向前飞行模式中的自动旋转。
2.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述旋翼组件还包括平衡自由度。
3.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述旋翼组件的每个旋翼叶片具有稍部喷射器。
4.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述压缩气体罐还包括现场可更换单元。
5.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述压缩气体动力系统还包括压缩二氧化碳动力系统。
6.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述螺旋桨还包括推进式螺旋桨。
7.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，还包括飞行控制系统，所述飞行控制系统能够操作成控制所述压缩气体动力系统和所述电力系统。
8.根据权利要求7所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述飞行控制系统能够操作成使用GPS航路点导航来自主控制所述无人驾驶飞行器系统。
9.根据权利要求7所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述飞行控制系统能够操作成与用于辅助人工导航的远程站进行通信。
10.根据权利要求1所述的无人驾驶飞行器系统，还包括传感器系统。
11.根据权利要求10所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述传感器系统还包括传感器阵列，所述传感器阵列包括光学照相机、热感照相机、红外照相机和摄像机中的一者或更多者。
12.根据权利要求10所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述传感器系统还包括情报、监视和侦察载运物。
13.根据权利要求10所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述传感器系统还包括GPS系统。
14.一种无人驾驶飞行器系统，所述无人驾驶飞行器系统具有竖向起落飞行模式和向前飞行模式，所述无人驾驶飞行器系统包括：
机架；
杆，所述杆联接至所述机架；
旋翼组件，所述旋翼组件包括旋翼毂和具有稍部喷射器的至少两个旋翼叶片，所述旋翼组件绕所述杆可旋转地联接至所述机架；
压缩气体动力系统，所述压缩气体动力系统包括压缩气体罐和阀，所述阀构造成选择性地将压缩气体从所述压缩气体罐释放到所述杆内的通路中，所述杆内的通路与毂室和叶片导管连通，所述叶片导管构造成提供通向所述稍部喷射器的流体路径；
螺旋桨，所述螺旋桨可旋转地联接至所述机架；
电力系统，所述电力系统包括一个或多个电池和电动马达，所述电动马达联接至所述螺旋桨；
飞行控制系统，所述飞行控制系统能够操作成控制所述压缩气体动力系统和所述电力系统；以及
传感器系统，所述传感器系统联接至所述机架；
其中，在所述竖向起落飞行模式中，来自所述压缩气体罐的压缩气体通过所述稍部喷射器排出以使所述旋翼组件旋转而产生竖向升力；
其中，在所述向前飞行模式中，所述电力系统驱动所述螺旋桨以产生向前推力，并且所述旋翼组件的自动旋转产生竖向升力；并且
其中，所述旋翼组件具有自由旋转自由度和倾斜自由度，以支持所述向前飞行模式中的自动旋转。
15.根据权利要求14所述的无人驾驶飞行器系统，其中，所述飞行控制系统能够操作成使用GPS航路点导航来自主控制所述无人驾驶飞行器系统以及与用于辅助人工导航的远程站进行通信中的一者或两者。
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