TWI558617B - Unmanned flight vehicle autonomous flight computer system and control method - Google Patents
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Description
本發明係有關一種無人飛行載具自主飛行電腦系統及控制方法，尤指一種可以使無人飛行載具達到自主飛行的飛行控制技術。
按無人飛行載具(Unmanned Aerial Vehicle)應用範圍越來越廣泛，無論在國防或科學上，許多具有高度危險性或經常性的任務已經逐步由無人飛行載具取代來執行。主要原因是無人飛行載具價格低和減少人員傷亡的風險等優勢。雖然無人飛行載具(無人飛行載具)已發展幾十年，近幾年才有逐漸看到不同的應用，而隨著相關科技的發展，無人飛行載具的功能愈趨多元化，電子儀器的迷你化以及通訊科技的進步，應用也不再局限於軍事上，科學研究者樂意捨棄租用大型飛機，改用輕巧機動性高的無人飛行載具做為儀器載具。例如，Aerosonde UAV應用於大氣科學研究的觀測任務；Manta UAV執行Maldives project，研究因空氣污染使得更多的太陽光被反射回太空，影響了地球的溫度和氣候，甚至於與地球暖化的關係。無人飛行載具的重要性是無可取代的，幾乎全世界的國家都在研發無人飛行載具，但世界各國對這項技術的保護，尤其美國對無人飛行載具各項技術出口的管制，並干涉他國出口至第三世界，致使市場上難買到好的無人飛行載具，僅能全憑各國自行發展。
無人飛行載具一般包括三大部份，分別是航空載具、自主飛行電腦系統(Autopilot)以及地面導控站(Ground control station)。無人飛行載具
是依照任務需求的航程、載重、滯空時間選擇合適的機型。飛行電腦是以系統單晶片(System on Chip)整合各航空感測器、飛行控制器、伺服系統、導航系統、無線通訊系統以及電力管理等單元，進而達到由電腦駕駛飛機執行遙測任務。至於地面導控站則是負責無人載具與地面人員的溝通，無人載具透過無線通訊將飛行與遙測資料下傳(Down link)到地面站，地面人員也可透過地面站將資料或控制命令上傳(Up link)送至無人飛行載具中。再者，無人飛行載具的關鍵技術為自主飛行電腦系統，因為在飛行控制迴路上，飛機氣動力參數、引擎或馬達的動力性能、控制翼面的伺服系統servo及感測器等單元的特性會影響飛行控制器參數設定。由於市售的自主飛行電腦系統較為昂貴的，而且必須繁複地調整設定自主飛行電腦系統的飛行控制架構與控制參數方能達到自主飛行之目的，因此，如何開發出一套造價更為便宜且參數設定更為容易方便的自主飛行電腦系統實已成為相關產官學界所急欲克服與解決的重要技術課題。
依據目前所知，尚未有一種造價便宜且飛行控制參數設定更為簡易之無人飛行載自主飛行電腦系統的專利或是論文被提出，而且基於無人飛行載具產業的迫切需求下，本發明人乃經不斷的努力研發之下，終於研發出一套有別於上述文獻之技術概念的本發明。
本發明第一目的，在於提供一種造價便宜且飛行控制參數設定更為簡易之無人飛行載具自主飛行電腦系統及控制方法，主要是讓無人飛行載具更能穩定地飛行，除了可以執行導航系統命令達到自動駕駛的目的之外，並具備定航向飛行、定高度飛行、定速飛行等控制功能。達成本發明第一目的所採用之技術手段，係包括無線通訊模組、空速維持控制模組、高度維持控制模組、航向維持控制模組及導航模組。無線通訊模組接
收來自地面導控站所傳輸的飛行控制指令。空速維持控制模組，用以決定無人飛行載具的油門開度大小。高度維持控制模組用以決定無人飛行載具的俯仰角度大小。航向維持控制模組依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具之滾轉角度大小。導航模組依據定位資料以導引無人飛行載具航向指定之航路點或該航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。
本發明第二目的，在於提供一種可於執行導航時具備航點追
蹤、航路點通過判定及航線追蹤等功能的無人飛行載具自主飛行電腦系統及控制方法。達成本發明第二目的所採用之技術手段，係包括無線通訊模組、空速維持控制模組、高度維持控制模組、航向維持控制模組及導航模組。無線通訊模組接收來自地面導控站所傳輸的飛行控制指令。空速維持控制模組，用以決定無人飛行載具的油門開度大小。高度維持控制模組用以決定無人飛行載具的俯仰角度大小。航向維持控制模組依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具之滾轉角度大小。導航模組依據定位資料以導引無人飛行載具航向指定之航路點或該航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。其中，該導航模組執行時包括航點追蹤步驟、導航點通過判定步驟及航線追蹤步驟，於該航點追蹤步驟中，在該無人飛行載具開始動作前，指定該導航點之經緯度，當該無人飛行載具開始移動後，可由該GPS定位模組接收該無人飛行載具目前經緯度的該定位資料與航向角y，再由該無人飛行載具目前經緯度的該定位資料與導航點推算出目標航向角ycom，藉該航向角y與目標航向角ycom的比較，反覆修正該無人飛行載具的行進方向；於該導航點通過判定步驟中，該無人飛行載具在導航模式中，則會持續朝向所設定的目標航點位置飛行，並定義每一該導航點為一圓心，而繞此圓心將形成一個圓形面積，若該無人飛行載具位置在此圓形面積內，即
認定該無人飛行載具已經到達該導航點位置；於該航線追蹤步驟中，該無人飛行載具依據所設定之導航點或該航線軌跡飛行，計算該無人飛行載具當前位置與該航線之距離為航線誤差距離，再由該航線誤差距離推算出目標航向角ycom，並反覆修正該無人飛行載具的行進方向，直到航線誤差距離為零。
本發明第三目的，在於提供一種具備通訊失效保護與飛行電腦失效保護因應處理機制的無人飛行載具自主飛行電腦系統及控制方法。達成本發明第三目的所採用之技術手段，係包括無線通訊模組、空速維持控制模組、高度維持控制模組、航向維持控制模組及導航模組。無線通訊模組接收來自地面導控站所傳輸的飛行控制指令。空速維持控制模組，用以決定無人飛行載具的油門開度大小。高度維持控制模組用以決定無人飛行載具的俯仰角度大小。航向維持控制模組依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具之滾轉角度大小。導航模組依據定位資料以導引無人飛行載具航向指定之航路點或該航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。其中，該導航模組包含下列之失效保護步驟：一通訊失效保護步驟，控制該無人飛行載具之翼面回到中點，油門收至怠速，並維持俯仰與滾轉平飛姿態角，再強制放棄所有該航路點或該航線之任務，並強制使該無人飛行載具飛回預設歸回點位置，到達歸回點後在上空盤旋和等待通訊鏈恢復；及一飛行電腦失效保護步驟，當該自主飛行電腦系統失效時，則透過一看門狗(Watch Dog)模組，使該自主飛行電腦系統系統自動重置，進而恢復正常運作狀況。
10‧‧‧無人飛行載具
20‧‧‧自主飛行電腦系統
21‧‧‧無線通訊模組
22‧‧‧空速維持控制模組
220‧‧‧氣壓高度計
221‧‧‧第一控制器
23‧‧‧高度維持控制模組
230‧‧‧空速計
231‧‧‧第二控制器
24‧‧‧GPS定位模組
25‧‧‧航向維持控制模組
250‧‧‧第三控制器
26‧‧‧航線維持控制模組
260‧‧‧第四控制器
28‧‧‧姿態與/航向感測模組
290‧‧‧SD記憶卡
291、32‧‧‧USB介面
292‧‧‧資訊裝置
293、294‧‧‧酬載裝置
30‧‧‧地面導控站
31‧‧‧介面盒
33‧‧‧平板電腦
34‧‧‧電腦
35‧‧‧搖桿
圖1係本發明具體的實施示意圖。
圖2係本發明高度維持控制迴路的實施示意圖。
圖3係本發明空速維持控制迴路的實施示意圖。
圖4係本發明航向維持控制迴路的實施示意圖。
圖5係本發明可航線維持控制迴路的實施示意圖。
圖6係本發明航向維持控制的實施示意圖。
圖7係本發明產生到達目的地和障礙物位置的示意圖。
圖8係本發明列出可能的航路點和航線的示意圖。
圖9係本發明航線的平滑化的實施示意圖。
圖10係本發明所選出的飛行路徑與路徑平滑化示意圖。
圖11係本發明平滑航路點的方法示意圖。
圖12係本發明飛行路徑函數T(y)的曲線示意圖。
圖13係本發明航路軌跡控制的實施架構示意圖。
圖14係本發明航點追蹤的實施示意圖。
圖15係本發明通過導航點的實施示意圖。
圖16係本發明側風強干擾下之航點追蹤的實施示意圖。
圖17係本發明航線追蹤的實施示意圖。
圖18係本發明航線誤差計算的示意圖。
圖19係本發明航線追蹤的軌跡示意圖。
圖20係本發明無人飛行載具與地球的幾何關係示意圖。
圖21係本發明具體實施架構的功能方塊示意圖。
圖22係本發明高度維持、空速維持及四個航路點的實施曲線的示意圖。
圖23係本發明高度維持的曲線實施示意圖。
圖24係本發明空速維持的曲線實施示意圖。
圖25係本發明3D飛行軌跡的曲線實施示意圖。
圖26係本發明飛行姿態的曲線實施示意圖。
圖27係無人飛行載具之運動載體座標系定義示意圖。
圖28係無人飛行載具姿態角Roll(、Pitch(θ)、Heading(ψ)定義示意圖。
本發明的理論基礎說明如下。所謂的無人飛行載具(Unmanned Aerial Vehicle,UAV)是受控飛機的運動方程式。有關飛機的運動方程式，係定義飛機在3D空間運動的三軸平移速度(u,v,w)、三軸角速度(p,q,r)和三個姿態角如圖27、28所示，一般將飛機六個自由度的運動，分成縱向運動(Longitudinal Motion)和橫向運動(Lateral Motion)。縱向運動的數據包括有沿X軸的平移速度u、沿Z軸的平移速度w及繞Y軸的俯仰(Pitch)率q。橫向運動的數據包括有沿Y軸的平移速度v、繞X軸的側滾率p及繞Z軸的偏航率r。飛機在巡航時六個自由度的運動量變化很小，因此縱向運動狀態方程式及橫向運動的狀態方程式可以被線性化為式(2.1)及(2.2)：
線性系統之狀態空間表示法為：=AX+BK；Y=CX，X：為狀態變數向量(u,v,w,p,q,r,θ,；A：為系統矩陣，由氣動力係數所決定；B：控制影響矩陣，代表每單位控制翼面的偏轉角所產生的力或力矩；C：狀態輸出矩陣；K：為控制翼面的elevator δe、aileron δa和rudder δr偏轉角度。
目前有關飛行控制的研究中，控制器的設計大多是以現代控制理論為基礎，輔以最佳化控制理論或適應控制理論而成，而楊憲東教授則是使用強健控制(Robust Control)之H∞理論設計飛行控制器。在實際飛機飛行控制器的設計，自主飛行電腦系統(autopilot)一般以控制器(PID)實現的方法最多。其自主飛行電腦系統(autopilot)買來後要先將飛機的氣動力參數輸入電腦模擬，獲得一組性能優異的PID控制參數(比例控制常數Kp、積分控制常數Ki、微分控制常數Kd)，然後再設定於自動飛行電腦內。如果控制器輸入為命令與實際值之差e(t)，則PID控制器的輸出為：。然而，只有一組PID參數是不夠的，因為飛行運動是高度非線性的系統，常在分析非線性系統時，使用線性化的方法，如果考慮一非線性系統是由m個線性系統所組成，那麼PID參數最好也要有m組PID控制參數，使得飛機的飛行控制被劃分成許多不同的飛行區間，每一區間都有其預設的飛行條件，然後依飛行狀態切換不同的PID控制參數，便構成一非線性控制器。
請配合參看圖1~5所示，為達成本發明第一目之一種實
施例，本發明主要是裝設於無人飛行載具10上。自主飛行電腦系統20係包括無線通訊模組21、空速維持控制模組22、高度維持控制模組23、GPS定位模組24、航向維持控制模組25、航線維持控制模組26及導航模組等技術特徵。無線通訊模組21接收來自地面導控站30所無線傳輸的飛行控制指令，以控制無人飛行載具10執行預設之航路點或航線以及航高等之自主飛行任務。空速維持控制模組22以航路點或航線的空速設定值為命令，以決定無人飛行載具10的油門開度大小，使無人飛行載具10之空速維持在空速設定值的範圍內。高度維持控制模組23以航路點或航線的高度設定值為高度命令，以決定無人飛行載具10的俯仰角度大小，使無人飛行載具10之航高維持在高度設定值的範圍內。GPS定位模組用以產生定位資料。航向維持控制模組25依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組24產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具10之滾轉角度大小。航線維持控制模組26，其依據該航路點或該航線之航線命令以及該GPS定位模組24產生之該定位資料，計算當前位置與該航線命令位置的誤差距離，以決定方向舵面量的大小航線維持控制模組26。導航模組其依據GPS定位模組24產生之定位資料，以導引無人飛行載具10航向指定之航路點或航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。
本發明導航模組包含四種導航模式，第一導航模式可重複執
行該導航點或該航線之所有飛行任務。第二導航模式執行完一次該導航點或該航線任務時，則使該無人飛行載具10飛回歸航點和盤旋待命。第三導航模式於重複執行所有該航路點或該航線任務，若超過預設時間時，則使該無人飛行載具10飛回歸航點和盤旋待命。第四導航模式執行完一次該導航點或該航線任務，若超過預設時間或完成任務時，則使該無人飛行載具10飛回歸航點和盤旋待命。此外，該導航模組於執行時包括下列步驟：時序協調管理步驟，設定目的地位置以及必須避開障礙物的位置；一航
點路徑規劃步驟，設定飛行路徑的導航點與區段直線路徑；動態軌跡平滑步驟，依據該區段直線路徑產生平滑的飛行路徑；及自適應軌跡追踪步驟，由一軌跡控制器來控制該無人飛行載具10的橫向運動，並依照所產生的該飛行路徑由該無人飛行載具10來依循飛行。
請配合參看圖1~5所示，為達成本發明第二目之一種實
施例，本發明之自主飛行電腦系統20包括係包括無線通訊模組21、空速維持控制模組22、高度維持控制模組23、GPS定位模組24、航向維持控制模組25、航線維持控制模組26及導航模組等技術特徵。無線通訊模組21用以接收來自地面導控站30所無線傳輸的飛行控制指令，以控制無人飛行載具10執行預設之航路點或航線以及航高等之自主飛行任務。空速維持控制模組22以航路點或航線的空速設定值為命令，以決定無人飛行載具10的油門開度大小，使無人飛行載具10之空速維持在空速設定值的範圍內。
高度維持控制模組23以航路點或航線的高度設定值為高度命令，以決定無人飛行載具10的俯仰角度大小，使無人飛行載具10之航高維持在高度設定值的範圍內。GPS定位模組24用以產生定位資料。航向維持控制模組25依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組24產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具10之滾轉角度大小。航線維持控制模組26，其依據該航路點或該航線之航線命令以及該GPS定位模組24產生之該定位資料，計算當前位置與該航線命令位置的誤差距離，以決定方向舵面量的大小航線維持控制模組26。導航模組其依據GPS定位模組24產生之定位資料，以導引無人飛行載具10航向指定之航路點或航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。其中，該導航模組執行時包括航點追蹤步驟、導航點通過判定步驟及航線追蹤步驟，於該航點追蹤步驟中，在該無人飛行載具10開始動作前，指定該導航點之經緯度，當該無人飛行載具10開始移動後，可由該GPS定位模組24接收該無人飛行載具10目前
經緯度的該定位資料與航向角y，再由該無人飛行載具10目前經緯度的該定位資料與導航點推算出目標航向角ycom，藉該航向角y與目標航向角ycom的比較，反覆修正該無人飛行載具10的行進方向；於該導航點通過判定步驟中，該無人飛行載具10在導航模式中，則會持續朝向所設定的目標航點位置飛行，並定義每一該導航點為一圓心，而繞此圓心將形成一個圓形面積，若該無人飛行載具10位置在此圓形面積內，即認定該無人飛行載具10已經到達該導航點位置；於該航線追蹤步驟中，該無人飛行載具10依據所設定之導航點或該航線軌跡飛行，計算該無人飛行載具10當前位置與該航線之距離為航線誤差距離，再由該航線誤差距離推算出目標航向角ycom，並反覆修正該無人飛行載具10的行進方向，直到航線誤差距離為零。
請配合參看圖1~5所示，為達成本發明第三目之一種實
施例，本發明之自主飛行電腦系統20包括係包括無線通訊模組21、空速維持控制模組22、高度維持控制模組23、航向維持控制模組25、航線維持控制模組26及導航模組等技術特徵。無線通訊模組21接收來自地面導控站30所無線傳輸的飛行控制指令，以控制無人飛行載具10執行預設之航路點或航線以及航高等之自主飛行任務。空速維持控制模組22以航路點或航線的空速設定值為命令，以決定無人飛行載具10的油門開度大小，使無人飛行載具10之空速維持在空速設定值的範圍內。高度維持控制模組23以航路點或航線的高度設定值為高度命令，以決定無人飛行載具10的俯仰角度大小，使無人飛行載具10之航高維持在高度設定值的範圍內。GPS定位模組24用以產生定位資料。航向維持控制模組25依據航路點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組24產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定無人飛行載具10之滾轉角度大小。航線維持控制模組26，其依據該航路點或該航線之航線命令以及該GPS定位模組24產生之該定位資料，計算當前位置與該航線命令位置的誤差距離，以決定方向舵面量的大小航線維持控制模
組26。導航模組其依據GPS定位模組24產生之定位資料，以導引無人飛行載具10航向指定之航路點或航線位置，並判定是否達到預設之航路點或航線位置。其中，該導航模組包含下列之二個失效保護步驟：(a)通訊失效保護步驟：控制該無人飛行載具10之翼面回到中點，油門收至怠速，並維持俯仰與滾轉平飛姿態角，再強制放棄所有該導航點或該航線之任務，並強制使該無人飛行載具10飛回預設歸回點位置，到達歸回點後在上空盤旋和等待通訊鏈恢復。(b)飛行電腦失效保護步驟：當該自主飛行電腦系統20失效時，則透過一看門狗(Watch Dog)模組，使自主飛行電腦系統20系統自動重置，進而恢復正常運作狀況。
本發明在此從無人飛行載具10(UAV)的自主飛行控制電腦
(autopilot)硬體架構，並以下說明軟體如何實現飛行控制系統的工作。其係包括縱向控制系統與橫向控制系統的實現。縱向控制系統：包括高度Altitude維持和空速Airspeed維持。並以Altitude_control副程式演算最後輸出是油門Throttle的PWM duty；空速Airspeed_control副程式演算輸出升降Elevator的PWM duty。橫向控制系統：由Lateral Control副程式輸出roll運動量命令和由Roll_control來演算輸出副翼Aileron的PWM duty。
當獲得了受控飛機的運動方程式與決定飛行控制系統的閉
迴路設計後，必需使用軟體模擬進行控制系統的分析與控制器參數的設定，在這方面可以使用MatlabSimulinlk下的Aerospace Blockset或AeroSim的建立。縱向控制包含高度控制與速度控制，高度控制採用油門大小改變來控制高度，速度控制採用升降舵改變來控制速度。由於高度與速度控制存在耦合現象，因此在設計控制器的同時必須考慮此耦合現象。在控制器的選擇上，採用最為廣泛的PID控制器為入門，並以有效率的方法找到控制器參數值。以下是Matlab Simulink的一些模擬結果。做飛行測試時，由於地面導控軟體具有即時修改飛行控制器參數的功能，並能即時分析飛行測試
的成效，而逐漸的找到飛行控制器的次佳(Sub-optimal)參數。如下表1所示，為電腦模擬與飛試後PID控制參數的比較。
請參看圖2所示為本發明高度維持控制模組22之迴路控制示意，其係包含一氣壓高度計220，及至少一第一控制器221(包含Altitude PID及Climb rate PID)。該氣壓高度計用以感測該無人飛行載具10即時高度狀態而產生高度訊號。該第一控制器221以取樣頻率25Hz將高度訊號與導航點或航線所設定的航高設定值進行比對運算而輸出控制訊號至伺服機構(如伺服馬達)，以控制無人飛行載具10之油門開度大小。
請參看圖3所示為本發明空速維持控制模組23之迴路控制示意，該空速維持控制模組23包含一空速計230及至少一第二控制器231(AirspeedPID、Pitch ang.PID及Pitch rate PID)。該空速計230用以感測無人飛行載具10即時空速狀態而產生空速訊號。該第二控制器231將空速訊號與導航點或航線所設定的空速設定值進行比對運算而輸出控制訊號至伺服機構，以控制無人飛行載具10之俯仰角度大小，最後加入俯仰角限制，避免無人飛行載具10持續爬升導致攻角過大而失速，取樣頻率則為25Hz。
請參看圖4、6所示為本發明航向維持控制模組25之迴路控制示意，該航向維持控制模組25包含至少一第三控制器250(如Track ang.PID、Roll ang.PID Roll及ratePID)，依據導航點或航線之軌跡角命令與GPS定位模組24產生之定位資料所得軌跡角之差，經第三控制器運算後決定無人飛行載具10之滾轉角度大小，最後加入滾轉角限制，避免飛機持續轉彎導致滾轉過大而翻覆。控制迴路取樣頻率為GPS的5Hz定位速度。
請參看圖5所示，為本發明航線維持控制模組26之迴路
控制示意，其係依據GPS定位模組24產生之當前位置(即定位資料)，計算當前位置與命令航線(route)的誤差距離，再由第四控制器260之路線錯誤控制器(Route ErrorPID)運算所需偏航率大小，最後由第四控制器260之偏航率控制器(Yaw rate PID)決定方向舵面量的大小，控制迴路取樣頻率為GPS的5Hz定位速度，其中無人飛行載具10在做Matlab模擬時是用方程式(2.4)和(2.5)來取代，Attitude/AHRS為姿態與/航向感測模組28，本發明之姿態與/航向感測模組28係選用荷蘭Xsens公司的Mti AHRS，是多軸MEMS慣性感測器的陀螺儀增強型航向測量系統。
本發明無人載具自動飛行系統功能如下說明：協同時序管理(Coordinated Timing Manager)：係用以產生要到達目的地的位置與必須避開障礙物的位置。
航點路徑規劃(Waypoint Path Planner)：決定飛行路徑的航路點與區段直線路徑。亦即，將在地面上先訂好要到達目的地的與必須避開障礙物的位置，如圖7所示，圖8所示則為產生到達目的地和障礙物位置，圖8所示則是列出可能的航路點和航線。
動態軌跡平滑(Dynamic Trajectory Smoother)：依據區段直線路徑產生平滑的飛行路徑。亦即，將在地面上依據區段直線路徑，產生平滑的飛行路徑函數T(y)，如圖9、10所示。圖9所示為航路的平滑化，圖10所選出的飛行路徑與路徑平滑化，圖11所示為平滑航路點的方法示意，圖12所示為飛行路徑函數T(y)曲線示意，其中平滑航路點直線路徑的方法有以下三種。
自適應軌跡跟踪(Adaptive Trajectory Tracker)：由軌跡控制器(Trajectory Controller)控制無人飛行載具10的橫向運動，依照所產生的飛行路徑由無人飛行載具10來依循飛行。係由軌跡控制器(Trajectory Controller
或稱為Route Tracker)，控制無人飛行載具10的運動依照所產生的飛行路徑與無人載具的能力飛行。導航問題最主要在處理橫向運動(Lateral Motion)，橫向運動包含沿Y軸的平移速度v，繞X軸的側滾率p，繞Z軸的偏航率r，並假設在巡航時，飛機定高度飛行()，故飛機的運動可用下列方程式描述其運動：
其中，N和E代表無人飛行載具10的在導航座標系的位置，g為重力加速度，y為Tracking angle，f為roll angle，V為無人飛行載具10的空速airspeed，fc和Vc為設定值，和。本發明將提出一方法，令x=N、y=E、u 1是f，將(2.7)之飛機平面運動方程式轉為狀態空間的表示法如下：；其中a11 a12 a21 a22 b1b2均為常數和D1、D2是非線性系統線性化所考慮的高次項和外在的干擾。更進一步，定義e x ≡x-r x ，和e y ≡y，其中r x 為飛行路徑函數T(y)，而且微分兩次連續，定義如后式及如圖12所示：r x =T(y),T(y) C 2。
以誤差表示系統的動力學方程dynamic equation。本發明設計軌跡跟踪Trajectory Tracker使得無人載具能飛行在平滑的飛行路徑函數T(y)上。軌跡控制器Trajectory controller的架構如圖13所示。
在經過航空感測系統感測、GPS定位系統、及參考AHRS姿態後，我們可以利用這些資料來進行自主飛行控制的系統製作。航向維持屬於飛機橫向運動，橫向運動包含平移、滾轉與偏航運動；而導航系統則是導引飛機航向指定位置並判定使否達到導航點。航向維持依據GPS所得的軌跡角(Track Angle)，與命令的航向角做比對，使用控制器演算法運算後決定滾轉角度(Roll angle)的大小，並加入滾轉角限制。
航點追蹤(Waypoint track)：如圖14所示，在無人飛行載具
10開始動作前，指定一導航點之經緯度(lat2,lon2)，當無人飛行載具10開始移動後，可由GPS定位模組24接收無人飛行載具10目前經緯度(latitude,longitude)的位置與航向角y(事實上從GPS讀到的是Track angle)，接著無人飛行載具10目前經緯度(latitude,longitude)的位置與導航點(lat2,lon2)推算出目標航向角ycom，藉此y與ycom航向角的比較，反覆修正無人飛行載具10的行進方向。以往無人飛行載具10的橫向導航方法為航點追蹤(Waypoint Track)，即無人飛行載具10的Track angle會朝向目標航點飛行，適合用於歸航、不受地形與禁航區限制場合飛行，易受側風干擾。
航點Track angle計算：在無人飛行載具10起飛前，指定
所有任務航點經緯度座標值(W iX ，W iY )與任務高度W iZ 歸納成如下矩陣列：
當UAV起飛後，可由無人飛行載具10上的GPS定位出目前位置的經緯度座標值(w x ，w y )與航向角ψ(事實上從GPS讀到的是Track angle)。接著將無人飛行載具10目前位置(w x ，w y )與導航點(w iX ，w iY )帶入下式，可推算出航向目標航點的Track angle ψ com ，藉由飛行Track angle ψ與目標航點的Track angle ψ com 的比較，反覆修正無人飛行載具10的行進方向。ψ com 計算為：
導航點通過判定：如圖15所示，無人飛行載具10在導航模式中，會持續朝向所設定的目標航點位置飛行，如此需要預設一個條件，決定無人飛行載具10是否已經到達目標位置，才可以切換下一個目標航點，本發明是採用的判斷方法是假設目標航點為一圓心，而繞此圓心將形成一個圓形面積，若無人飛行載具10位置在此圓形面積內，就決定無人飛
行載具10已經到達目標位置；換句話說，即規劃圓心到圓周的距離為誤差半徑，當無人飛行載具10小於或等於導航點的誤差半徑，即判判定無人飛行載具10已通過導航點。訂立誤差半徑需考量下列兩點：(a)不可過大：假設誤差半徑過大，無人飛行載具10到達誤差半徑邊緣便會判定通過導航點，自動飛往下個目標航點，如此會讓無人飛行載具10輕易的經過導航點。(b)不可過小：無人飛行載具10可能直接飛過導航點，而無法判定通過導航點。須考量GPS之定位速度與無人飛行載具10當前飛行速度，GPS更新訂位資料前，無人飛行載具10飛行距離不可大於誤差半徑。有關導航點判定法則為，無人飛行載具10當前位置與目標導航點的距離小於或等於誤差半徑即判定通過導航點，然後導航系統會載下個航點的經緯度，導引無人飛行載具10飛往下個航點。其中誤差半徑由下列函數關係決定：誤差半徑=f(無人飛行載具10當前飛行速度，GPS定位精確度)(2.14)。
圖16是無人飛行載具10(如前置引擎飛機Tiger Trainer 40)飛試時航點導航方法之飛行軌跡圖，無人飛行載具10的航向角(Track angle)會朝向目標航點飛行，適合用於歸航、不受地形與禁航區限制場合飛行，但易受側風干擾。
航線追蹤(Route Track)：如圖17所示，即無人飛行載具10會依照設定航線軌跡飛行，適合用於有地形限制(如山谷、峽谷)或禁航區限制場合飛行，不易受側風影響。兩導航點的連線為航線，無人飛行載具10當前位置與航線之距離為航線誤差距離(Cross-Track error)；由航線誤差距離推算出目標航向角ψcom，反覆修正無人飛行載具10的行進方向，直到航線誤差距離為零，即無人飛行載具10飛行在預定航線上。依照圖18的分析，我們依據下圖中ABC三點所構成的球面三角形(spherical triangle)，因此利用正弦定律(Sine law)獲得Cross_track_error如下：
圖18為航線誤差計算圖示，其中在A點的夾角是90度、d Bc
是B和C點間的弧長、R是地球半徑6378km、α和ψcom是兩條線與北方的夾角(可由B和C點的經緯度獲得α，和由前個航點B的經緯度和現在要飛往的航點經緯度獲得ψcom)，因此可順利計算穿過軌跡誤差(Cross_track error)。下圖為航線追蹤之導航方法之飛行軌跡，適合用於有地形限制(如山谷、峽谷)或禁航區限制場合飛行。航線追蹤的測試環境也是側風干擾嚴重，但比起航點追蹤法，能使飛機有效的收斂在預定的航線上，抗側風的效果很好。如圖19之軌跡曲線為航線追蹤的結果。
如圖21所示的實施例中，本發明自主飛行電腦系統(autopilot)
包含一工業級32位元的微控制器(MCU27)29，分別取樣航空感測器(如姿態與/航向感測模組、空速計、氣壓高度計)了解飛行狀態、演算飛行控制與伺服命令、進行航路點的導航、對地上下鍊(Up/Down Link)無線通訊、SD記憶卡290飛行紀錄和電池容量理等工作。微控制器(MCU27)29必須由GPS定位模組24進行GPS定位資料讀取、透過無線通訊模組21對地的通訊、將飛行資料儲存於SD記憶卡290內、透過姿態與/航向感測模組28讀取飛行姿態、透過氣壓高度計220、空速計230讀取高度與空速感測資料，並經計算後觸發伺服驅動模組，以實現所需的自主飛行導航的任務。除此之外，其微控制器29透過該第一USB介291面訊號連結一智慧型手機，使智慧型手機作為該自主飛行電腦系統的酬載(Payload)電腦與導航(Navigation)電腦。具體來說，微控制器(MCU27)29係透過第一USB介291訊號連結一資訊裝置292(如智慧型手機、照相機、SD記錄器、資料傳輸介面USB OTG及酬載裝置294(PLAY LOAD 2)，亦可將酬載裝置293(PLAY LOAD1)與微控制器(MCU27)29之I/O埠訊號連結，以增加任務酬載。
再請參看圖21所示之地面導控站30包括一介面盒31、一
第二USB介面32及一平板電腦33，該介面盒31透過一資料傳輸介面(USB OTG)與第二USB介面32及平板電腦33訊號連結，使平板電腦33作為地面導控站30的控制電腦。具體來說，地面導控站30係包括一介面盒31、第二USB介面32、電腦34、平板電腦33及一搖桿(STICKER)35，其中，介面盒31設置有RF通訊模組(RF MODULE)及資料傳輸介面(USB OTG)，RF通訊模組與無人飛行載具10上之無線通訊模組21無線訊號連通，電腦34可透過第二USB介面32、資料傳輸介面(USB OTG)將控制指令傳輸至介面盒31內之RF通訊模組中，再由介面盒31內之RF通訊模組將控制指令無線傳輸至無線通訊模組21中。
此外，自主飛行電腦系統20係採模組化設計，足以應付一
般的自主飛行任務，除已整合自主飛行所需的各類感測器，並提供飛行資料的紀錄功能，若需要擴充飛行電腦性能或是增加任務酬載時，只需要透過USB介面，自主飛行電腦系統20即可輕易增加額外裝置。本發明所採用的零件容易購得、性能穩定和價格合理。也參考既有自主飛行電腦系統的架構，和採用廠商所推出的最新產品，讓自製自主飛行電腦系統20能優於既有商品化的產品。例如，所採用工業級Novatel的GPS，具有定位速度5Hz和5m的水平精度；也採用重量較輕和耗電較低的Microhard n920 RF module，1W的發射功率配合地面站指向性天線，至少有25Km和最遠100Km的通訊距離。設計自主飛行電腦系統20時，因為使用微控制器(MCU)整合所有飛行電腦的工作，對於微控制器MCU是一個相當沉重的負擔，因此如何避免使用軟體(software)方法完成工作，而如何善用硬體(hardware)資源解決問題，便是個重要的課題。本發明設計以PIC32MZ為航電系統中心，其策略有以下幾點：善用DMA(直接記憶體存取，Direct Memory Access)的功能，對於大量資料的搬移存取情況，可以免去CPU執行資料搬移的動作，
大量節省CPU的資源耗損，並多去更多時間處理其他重要的工作。善用PLL功能，可以相當彈性改變MCU的運作時脈(以往的倍頻大小是固定的，如2倍、4倍、16倍等，而PIC32MZ倍頻大小由使用者決定)，使得效能與耗電量找到平衡點，如飛行電腦需要大量的運算時，則即時調高運作時脈，若只有少量的運算時，則即時降低時脈或進入睡眠模式減少功率消耗；PIC32MZ最高運作時脈為330DMIPS。善用12bit ADC提供感測器更高解析度，不用外置高解析度的ADC模組。善用輸出比較(Output Compare)可以直接輸出PWM訊號，以控制伺服馬達還有其他瑣碎的應用。善用硬體資源，將微控制器MCU的功能發揮到極致，才能使飛行電腦達到最大效益。其中MPLAB C32编譯器(Compiler)是完全符合ANSI標準，內含PIC32的標準函式庫。它經過高度優化，利用許多PIC32特有的功能，高效地生成軟體代碼。MPLAB C32還提供了擴展，使硬體得到極佳的支援。MPLAB IDE完全集成，以進行高階語言的編譯。MPLAB C32與其匯编器、鏈接器和函式庫管理器緊密结合。這樣使用者在程序中就可以既使用C又使用組合语言了，並與將生成的目標文件鏈接成單個可執行文件。MPLAB C32附帶了一個完整的ANSI C標準函式庫。包括浮點運算式、動態儲存器分配、數據轉換和數學函式(三角函数、指数函数和双曲线函数)等。本發明在MPIAB IDE環境下發展與除錯程式，實現有關autopilot嵌入式系統的程式設計。
除此之外，本發明無線通訊模組21採用Microhard公司的
n920通訊模組，n920通訊模組如果使用指向形天線，在無遮蔽環境下，最長可以達到100km，而且模組體積小和消耗電流低，使它可以實現許多理想運用。使用者可以從電腦的連線作業中使用單點對單點、單點對多點和中繼器的運用。它有32bits的CRC錯誤檢查來預防的錯誤通訊。n920通訊模組可以被設定為Master、Repeaters和Slaves任一種，一般被設定為Master的通訊模組裝置在地面站，被設定為Slaves的通訊模組裝置在無人載具上，
而如果要加長無線通訊距離時，在Master和Slaves間必須增加一個或多個扮演Repeater角色的通訊模組。另外，如果要建置無人飛行載具群，一個Master通訊模組至少可以與七個以上的Slaves模組通訊。
本發明選用無線通訊模組21為900MHz做為傳送/接收頻
率，如圖20所示，S為UAV、O為地心、R是地球半徑6378km、h是無人飛機的巡航高度設定在3000m或4500m、G是地面站和d是UAV與地面站的距離，假設一般無人飛機在地球水平線上5~10度(假設5度)便能與地面站通訊，則在平面三角形OSG中滿足下列正弦定律：
B=180-84.56-95=0.442°。因此最長的通訊距離為。
本發明GPS定位模組24是採用Novatel公司生產的GPS模組，型號為SUPERSTAR Ⅱ。本發明姿態與/航向感測模組28則是選用荷蘭Xsens公司的Mti AHRS，是多軸MEMS慣性感測器的陀螺儀增強型航向測量系統。內部低功耗信號處理器提供無漂移三維定向以及經過校正的三維加速度、三維角速度和三維地磁場信號。本發明氣壓感測器可達成皮托管(Pitot)和氣壓高度計(Altimeter)的功能，本發明使用了Freescale公司生產的靜壓感測器MPX4115A和差壓感測器MPX5010。至於SD記憶卡290是一種快閃記憶體卡的標準。SD記憶卡290的技術建是基於MultiMedia卡(MMC)格式上，SD記憶卡290有較高的資料傳送速度。本發明使用SD記憶卡290紀錄無人飛行載具10飛行資料如GPS、飛行狀態或是大氣數據等資訊，可大量儲存資料，而且重量與大小都相當輕薄，缺點是使用MCU讀寫SD記憶卡290步驟稍微複雜，而且若要使Windows能夠存取飛行資料，還須符合檔案系統的規範；我們使用的SD記憶卡290容量為2GB，以目前規劃每一個紀錄檔案大小為32MB，最多可記錄64個飛行檔案；目前資料紀錄頻率
為20Hz，每筆資料為161Byte，最多可記錄173分鐘，2.89個小時，以我們現有二行程汽油飛機的最大滯空時間1.5小時來看，檔案紀錄時間是足夠，若未來想增長紀錄時間，可以更改資料紀錄頻率或增加紀錄檔案容量，這都可輕易變更設定，使資料紀錄有更大彈性空間。本發明空速計230係使用差壓感測器MPX5010，來達成皮托管(Pitot)的功能。空速計230提供無人飛行載具10飛行時，對空速度的感測參考值。本發明氣壓高度計220使用差壓計MPX5010量測空速管的總壓與靜壓之差，既為動壓值。經測試差壓計容易受到飛機震動影響，因此，使用二階低通濾波電路將機身震動與其他干擾若除雜訊，截止頻率分別為75Hz、33Hz。
於本發明之另一種實施例中，本發明自主飛行電腦系統20
為disPIC雙核心系統的架構，由於使用雙微控制器MCU架構，雖然各司其職，但是右微控制器MCU要演算飛控與導航時，必須要左微控制器MCU的GPS與Waypoints的資料，同時右微控制器MCU的飛行狀態資料也要固定的送給左微控制器MCU儲存和下傳到地面控制站，故兩微控制器MCU間必須要個有效和穩定的溝通介面。因CAN(Controller Area Network)Bus通訊協定，普遍應用於車載電子元件的資料通信系統，改善原來車用網路點對點的資料傳輸方式，所增加配線重量，也增加了系統複雜度。而如果使用CAN Bus的車用網路，可以讓所有電子系統在一個CAN Bus匯流排上相互傳遞資料，改善點對點傳輸方式的缺點。所以CAN BUS是再好不過了，做為無人飛行載具10航電系統的機載標準通訊網路。CAN匯流排任一節點，若有錯誤嚴重的情況發生，將自動關閉輸出，使其他節點不受影響。
在無人飛行載具10上常見的電磁干擾源為通訊裝置的發射電波、引擎點火裝置與系統數位信號等，其中干擾最為強烈也最為嚴重是引擎的點火裝置，其瞬間點火的電弧電壓高達數kV/(仟伏)，因此選擇通訊協定義嚴謹與差分信號的CAN Bus作為無人飛行載具10的通訊網路，具有較強的抗干擾
與檢錯能力。由於高翼機具有較高的穩定性，因此適合做為設計autopilot測試之用，這架飛機也屬同級數練習機中最輕、易購買、成本較低和相關改裝零組件易取得，如有任何意外，可修復或重新買一台約台幣3500。再以Tiger Trainer 40 OBL機型，透過近似無風下的實際飛行所記錄的飛機運動資料(如脈衝響應Impulse response)，與經由MALAB模擬(2.1)和(2.2)的響應做比較，逐次修改矩陣A和B的數值，一直到飛試與Matlab模擬的兩條響應曲線很接近時，才能將矩陣A和B代表此飛機於穩定飛行下之縱向運動矩陣方程式為：
橫向運動運動方程式之數學模型則如下
其中δT是油門和飛機Y軸的側滑角。
再者，為驗證本發明的實施可行性，故參與全國UAV視距外飛行競賽，並由比賽過程中對無人飛行載具10進行多項的測試，而且在幾天內完成不同機型的飛行控制器調整，讓無人飛行載具備實現自主飛行的能力，並且將試飛成果予以記錄，其中，圖22所示為本發明高度維持、空速維持及四個航路點的實施曲線的示意，圖23所示為本發明高度維持的曲線實施示意，圖24所示為本發明空速維持的曲線實施示意，圖25所示為本發明3D飛行軌跡的曲線實施示意，圖26所示為本發明飛行姿態的曲線實施示意。由上述測試數據顯示，本發明確實已完成長時間的視距外自主
飛行測試，並已驗證自主飛行系統的可靠度、穩定性、擴充性。基於目前的成果，未來將進一步推廣UAV的使用，例如大氣與地球暖化、農業調查等用途。
因此，藉由上述之具體實施例說明，本發明自主飛行電腦系統，採模組化設計，若航電系統損壞，只需要更換飛行電腦模組。飛行電腦足以應付一般的自主飛行任務，已整合自主飛行所需的各類感測器，並提供飛行資料的紀錄功能，若需要擴充飛行電腦性能或是增加任務酬載時，只需要透過CAN Bus介面即可輕易增加額外裝置。本發明之具體成果如下：
1. 無人飛行載具藉由機上的航空感測系統，只要依照飛行命令自主維持飛行高度、速度、姿態與達到所規劃飛行的每個航點waypoint，完成地面導控站所規劃的飛行任務。
2. CAN Bus可以輕易擴充多樣任務酬載，具有高可靠性、高抗干擾性與配線簡單等優點，如科學酬載需要放置於機翼右側，與飛行電腦的連接距離約為1公尺多，假如使用I2C、SPI、UART等電腦通訊介面，其訊號勢必嚴重衰減，然而CAN Bus的通訊協定較嚴謹能確保機載良好通訊品質。
3. 透過MicroSD記憶卡，即時儲存系統的狀態與各種飛行資料，檔案儲存符合FAT16規範，因此在Windows環境下可輕易管理資料。
4. 經由無線傳輸模組，自主飛行系統與地面站間即時溝通，如地面站使用指向性天線可達到50km以上，因此可以即時監控無人飛行載具飛行狀態，並可隨時更改命令參數或航點位置。
以上所述，僅為本發明之可行實施例，並非用以限定本發明之專利範圍，凡舉依據下列請求項所述之內容、特徵以及其精神而為之其他變化的等效實施，皆應包含於本發明之專利範圍內。本發明所具體界定
於請求項之結構特徵，未見於同類物品，且具實用性與進步性，已符合發明專利要件，爰依法具文提出申請，謹請 鈞局依法核予專利，以維護本申請人合法之權益。
10‧‧‧無人飛行載具
20‧‧‧自主飛行電腦系統
30‧‧‧地面導控站
Claims (9)
- 一種無人飛行載具自主飛行電腦系統，其係裝設於一無人飛行載具上，該自主飛行電腦系統包括：一無線通訊模組，其接收來自一地面導控站所無線傳輸的飛行控制指令，以控制該無人飛行載具執行預設之航路點或航線以及航高等之自主飛行任務；一空速維持控制模組，以該航路點或該航線的空速設定值為命令，以決定該無人飛行載具的油門開度大小，使該無人飛行載具之空速維持在該空速設定值的範圍內；一高度維持控制模組，其以該航路點或該航線的高度設定值為高度命令，以決定該無人飛行載具的俯仰角度大小，使該無人飛行載具之航高維持在該高度設定值的範圍內；一GPS定位模組，其用以產生定位資料；一航向維持控制模組，其依據該航路點或該航線之軌跡角命令與該GPS定位模組產生之該定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定該無人飛行載具之滾轉角度大小；一航線維持控制模組，其依據該航路點或該航線之航線命令以及該GPS定位模組產生之該定位資料，計算當前位置與該航線命令位置的誤差距離，以決定該無人飛行載具之方向舵面量的大小；及一導航模組，其依據該GPS定位模組產生之該定位資料，以導引該無人飛行載具航向指定之該航路點或該航線位置，並判定是否達到預設之該航路點或該航線位置，其中，該導航模組包含下列之失效保護步驟：一通訊失效保護步驟，控制該無人飛行載具之翼面回到中點，油門收至怠速，並維持俯仰與滾轉平飛姿態角，再強制放棄所有該航路點或該航線之任 務，並強制使該無人飛行載具飛回預設歸回點位置，到達歸回點後在上空盤旋和等待通訊鏈恢復；及一飛行電腦失效保護步驟，當該自主飛行電腦系統失效時，則透過一看門狗(Watch Dog)模組，使該自主飛行電腦系統系統自動重置，進而恢復正常運作狀況。
- 如請求項1所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統，其中，該高度維持控制模組包含一氣壓高度計及至少一第一控制器，該氣壓高度計用以感測該無人飛行載具即時高度狀態而產生高度訊號，該第一控制器將該高度訊號與該航路點或該航線所設定的航高設定值進行比對運算，以輸出控制該無人飛行載具之油門開度大小的控制訊號，該空速維持控制模組包含一空速計及至少一第二控制器，該空速計用以感測該無人飛行載具即時空速狀態而產生空速訊號，該第二控制器將該空速訊號與該航路點或該航線所設定的空速設定值進行比對運算，以輸出控制該無人飛行載具之俯仰角度大小的控制訊號。
- 如請求項1所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統，其中，該航向維持控制模組包含至少一第三控制器，依據該航路點或該航線之軌跡角命令與該GPS定位模組產生之該定位資料所得軌跡角之差，經該第三控制器運算後決定該無人飛行載具之滾轉角度大小，該航線維持控制模組包含至少一第四控制器係依據該GPS定位模組產生之該定位資料，計算當前位置與命令航線(route)的誤差距離，再由該第四控制器運算所需偏航率大小，以決定方向舵面量的大小。
- 如請求項1所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統，其更包含一微控制器及一第一USB介面，該微控制器透過該第一USB介面訊號連結一智慧型手機，使該智慧型手機作為該自主飛行電腦系統的酬載(Payload)電腦與導航(Navigation)電腦。
- 如請求項1所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統，其中，該地面導控站包括一介面盒、一第二USB介面及一平板電腦，該介面盒透過一資料傳輸介面(USB OTG)與該第二USB介面及該平板電腦訊號連結，該使平板電腦作為該地面導控站的電腦。
- 一種無人飛行載具自主飛行電腦系統之控制方法，其係於一無人飛行載具上裝設自主飛行電腦系統，以接收來自一地面導控站所無線傳輸的飛行控制指令，進而控制該無人飛行載具執行預設之航路點或航線以及航高等之自主飛行任務，該自主飛行電腦系統包括一空速維持控制模組、一高度維持控制模組、一GPS定位模組、一航向維持控制模組及一導航模組；該空速維持控制模組係以該航路點或該航線的空速設定為命令，以決定該無人飛行載具的油門開度大小；該高度維持控制模組係以該航路點或該航線的高度設定值為高度命令，以決定該無人飛行載具的俯仰角度大小；該航向維持控制模組，係依據該航路點或該航線之軌跡角命令與該GPS定位模組產生之定位資料所得軌跡角之差，經運算後決定該無人飛行載具之滾轉角度大小；及該導航模組係依據該GPS定位模組產生之該定位資料，以導引該無人飛行載具航向指定位置並判定是否達到預設之該航路點或該航線，其中，該導航模組包含下列之失效保護步驟：一通訊失效保護步驟，控制該無人飛行載具之翼面回到中點，油門收至怠速，並維持俯仰與滾轉平飛姿態角，再強制放棄所有該航路點或該航線之任務，並強制使該無人飛行載具飛回預設歸回點位置，到達歸回點後在上空盤旋和等待通訊鏈恢復；及一飛行電腦失效保護步驟，當該自主飛行電腦系統失效時，則透過一看門狗(Watch Dog)模組，使該自主飛行電腦系統系統自動重置，進而恢復正常運作狀況。
- 如請求項6所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統之控制方法，其中，該導航模組於執行時包括下列步驟：一時序協調管理步驟，設定目的地位置以及必須避開障礙物的位置；一航點路徑規劃步驟，設定飛行路徑的航路點與區段直線路徑；一動態軌跡平滑步驟，依據該區段直線路徑產生平滑的飛行路徑；及一自適應軌跡追踪步驟，由一軌跡控制器來控制該無人飛行載具的橫向運動，並依照所產生的該飛行路徑由該無人飛行載具來依循飛行。
- 如請求項6所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統之控制方法，其中，該導航模組包含四種導航模式，第一導航模式可重複執行該航路點或該航線之所有飛行任務；第二導航模式執行完一次該航路點或該航線任務時，則使該無人飛行載具飛回歸航點和盤旋待命；第三導航模式於重複執行所有該航路點或該航線任務，若超過預設時間時，則使該無人飛行載具飛回歸航點和盤旋待命；第四導航模式執行完一次該航路點或該航線任務，若超過預設時間或完成任務時，則使該無人飛行載具飛回歸航點和盤旋待命。
- 如請求項6所述的無人飛行載具自主飛行電腦系統之控制方法，其中，該導航模組執行時包括航點追蹤步驟、航路點通過判定步驟及航線追蹤步驟，於該航點追蹤步驟中，在該無人飛行載具開始動作前，指定該航路點之經緯度，當該無人飛行載具開始移動後，可由該GPS定位模組接收該無人飛行載具目前經緯度的該定位資料與航向角ψ，再由該無人飛行載具目前經緯度的該定位資料與航路點推算出目標航向角ψcom，藉該航向角ψ與 目標航向角ψcom的比較，反覆修正該無人飛行載具的行進方向；於該航路點通過判定步驟中，該無人飛行載具在導航模式中，則會持續朝向所設定的目標航點位置飛行，並定義每一該航路點為一圓心，而繞此圓心將形成一個圓形面積，若該無人飛行載具位置在此圓形面積內，即認定該無人飛行載具已經到達該航路點位置；於該航線追蹤步驟中，該無人飛行載具依據所設定之航路點或該航線軌跡飛行，計算該無人飛行載具當前位置與該航線之距離為航線誤差距離，再由該航線誤差距離推算出目標航向角ψcom，並反覆修正該無人飛行載具的行進方向，直到航線誤差距離為零。
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