TWI688519B - 定翼機起飛系統及其方法 - Google Patents

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楊傅凱
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傅照文
沈孟妍
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經緯航太科技股份有限公司
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Abstract

一種定翼機起飛系統，設置於一定翼機上，該定翼機起飛系統包含：一感測器，感測該定翼機的一加速度、一俯仰角及一滾轉角；一飛行角度控制裝置，在起飛過程中啟用一起飛控制模式，使該飛行角度控制裝置調整該俯仰角及該滾轉角；以及一螺槳，當該加速度達到一加速度門檻值時啟動，其中該加速度門檻值大於重力加速度。

Description

定翼機起飛系統及其方法
本發明係關於一種定翼機起飛系統及其起飛方法，特別係關於一種用於測繪地形之無人定翼機的定翼機起飛系統及其起飛方法。
無人定翼機(fixed-wing unmanned aerial vehicle)目前已廣泛應用於地形、地貌偵照與地形、地貌測繪，其主要係因為定翼機相較於多旋翼無人機更適合較大範圍的地形、地貌偵照與測繪。而習知無人定翼機為了確保在起飛時可具備一定的推進力，因此會於起飛前先啟動螺槳。然而，當採用手拋模式起飛定翼機時，使用者可能會在拋擲定翼機的過程中被轉動的螺槳割傷。
有鑑於此，需要一種拋擲或彈射定翼機後才開啟螺槳的定翼機起飛系統及方法，以於定翼機起飛時確保使用者的安全。
為了解決上述問題，本發明之一構想在於提供一種於拋擲或彈射定翼機後才開啟螺槳的定翼機起飛系統及方法。
基於前揭構想，本發明提供一種定翼機起飛系統，設置於一定翼機上，該定翼機起飛系統包含：一感測器，感測該定翼機的一加速度、一俯仰角及一滾轉角；一飛行角度控制裝置， 調整該定翼機之該俯仰角及該滾轉角；以及一螺槳，當該加速度達到一加速度門檻值時啟動，其中該加速度門檻值大於重力加速度。
本發明提供之定翼機起飛系統，該定翼機起飛系統在起飛過程中啟用一起飛模式及一起飛控制模式。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛模式時，該加速儀持續感測該加速度，該姿態儀持續感測該俯仰角及該滾轉角，而當該加速度達到一預先設定之加速度門檻值時，該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式，其中該起飛控制模式中該螺槳被啟動，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，該飛行角度控制裝置調整該俯仰角及該滾轉角；該一螺槳於該加速度達到一加速度門檻值時啟動，其中該加速度門檻值大於一預先設定之重力加速度值。
於本發明之一較佳實施例中，該預先設定之重力加速度值為5G。
於本發明之一較佳實施例中，該預先設定之重力加速度值為座標系上X軸、Y軸、Z軸之總合重力加速度，其中當
Figure 108100728-A0305-02-0004-1
時，該螺槳啟動。
於本發明之一較佳實施例中，該感測器為一姿態航向參考系統。
於本發明之一較佳實施例中，該感測器包含一加速儀及一姿態儀；其中該加速儀感測該加速度，該姿態儀感測該俯仰角及該滾轉角。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角範圍內。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式後，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角範圍內。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式後，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，該飛行角度控制裝置包含一對控制舵。
於本發明之一較佳實施例中，該螺槳在啟動後，於起飛過程中以最大功率運轉。
於本發明之一較佳實施例中，該定翼機係藉由一彈射架使該加速度達到該加速度門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，該加速度門檻值為五倍重力加速度(5G)。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機到達一預設高度時，該定翼機起飛系統停止啟用該起飛控制模式。
根據本發明之目的，再提供一種定翼機起飛方法，該方法包含：藉由一定翼機的一感測器感測該定翼機的一加速度、一俯仰角及一滾轉角；當該加速度達到一加速度門檻值時，啟動該定翼機的一螺槳；當該螺槳啟動後，使該定翼機的一飛行角度控制裝置在起飛過程中啟用一起飛控制模式，以藉由該飛行角度控制裝置調整該俯仰角及該滾轉角；。
於本發明之一較佳實施例中，該螺槳為全速啟動。
於本發明之一較佳實施例中，該加速度門檻值為一預先設定之重力加速度。值
於本發明之一較佳實施例中，該感測器為一姿態航向參考系統。
於本發明之一較佳實施例中，該感測器包含一加速儀及一姿態儀；其中該加速儀感測該加速度，該姿態儀感測該俯仰角及該滾轉角。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角範圍內。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角範圍內。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機起飛系統啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，該飛行角度控制裝置包含一對控制舵。
於本發明之一較佳實施例中，該螺槳在啟動後，於起飛過程中以最大功率運轉。
於本發明之一較佳實施例中，該定翼機係藉由一彈射架使該加速度達到該加速度門檻值。
於本發明之一較佳實施例中，當該定翼機到達一預設高度時，該定翼機起飛系統停止啟用該起飛控制模式。
本發明前述各方面及其它方面依據下述的非限制性具體實施例詳細說明以及參照附隨的圖式將更趨於明瞭。
100:定翼機
110:機身
112、114:機艙
113:飛行控制電腦
120、130:機翼
140、150:飛行角度控制裝置/控制舵
160:螺槳
172、174:舵面控制器
176、178:控制舵連接裝置
180:機腹蓋
182:彈射勾
200:折疊式彈射架
300:定翼機
312:機腹方向
314:機背方向
320:右機翼
330:左機翼
340:右控制舵
350:左控制舵
360:螺槳
400:定翼機
414:機背方向
440:右控制舵
450:左控制舵
500:定翼機起飛方法
510~550:步驟
602:起飛控制模式
604:起飛模式
702:使用者
第一A圖為本發明定翼機起飛系統應用於定翼機的一具體實施例的俯視圖。
第一B圖為本發明定翼機起飛系統應用於定翼機的一具體實施例的仰視圖。
第二圖為彈射架一具體實施例示意圖。
第三圖為飛行角度控制裝置根據感測器的感測數據調整定翼機的滾轉角一具體實施例示意圖。
第四圖為飛行角度控制裝置根據感測器的感測數據調整定翼機的俯仰角一具體實施例示意圖。
第五圖為本發明定翼機起飛方法一具體實施例的流程圖。
第六圖為一具體實施例中，定翼機起飛系統在起飛模式及起飛控制模式的相關數據資料示意圖。
第七圖為使用者以手拋拋射定翼機一具體實施例的示意圖。
請參閱第一圖，其例示說明了本發明定翼機起飛系統應用於定翼機一具體實施例的俯視圖。如第一圖所示實施例，定翼機100具有機身110；機翼120、130；飛行角度控制裝置，其包含控制舵140、150；以及螺槳160。
在一具體實施例中，該定翼機起飛系統可於起飛過程中啟用起飛模式，當該定翼機起飛系統啟用該起飛模式時，該加速儀感測該加速度，該姿態儀感測該俯仰角及該滾轉角，該加速度超過一預先設定之加速度門檻值時，該螺槳160被啟動，該定翼機起飛系統於該螺槳160被啟動的同時或之後，啟用該起飛控制模式，其中該起飛控制模式中，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值，其中加速度門檻值係大於重力加速度。
螺槳160於定翼機100的加速度達到加速度門檻值時啟動，在一具體實施例中，當螺槳啟動後，在起飛過程中均以最大功率運轉，以於起飛過程中為定翼機100提供穩定的推進力。在一具體實施例中，加速度門檻值為2G(Gravitational acceleration，重力加速度)。在另一具體實施例中，加速度門檻值為5G，如此可避免定翼機因加速度門檻值過低而於定翼機遭遇非預期的事件(例如定翼機受到撞擊而產生加速度)時啟動螺槳。而在又一具體實施例中，由於係採用彈射架彈射起飛，因此加速度門檻值可設為4G。應了解，上述之加速度門檻值在此僅為例示，本發明之加速度門檻值並非僅可設為2G、4G或5G，而係可視需求將加速度門檻值設定為任意數值。
在一具體實施例中，定翼機的加速度係由以下公式計算而得：
Figure 108100728-A0305-02-0009-3
 其中，a為定翼機的加速度，a x 為定翼機在x方向上的加速度，a y 為定翼機在y方向上的加速度，a z 為定翼機在z方向上的加速度。
在一具體實施例中，定翼機100需先處於一起飛(take off)模式，螺槳160才會於定翼機100的加速度達到加速度門檻值時啟動。亦即，若定翼機100未處於一起飛模式，則即便定翼機100的加速度達到加速度門檻值，螺槳160仍不會啟動。藉由此機制，將可避免定翼機於遭遇非預期的事件(例如定翼機受到撞擊而產生加速度)時啟動螺槳。在一具體實施例中，當使用者將定翼機豎起至60度以上(亦即，使定翼機的俯仰角呈60度以上)，即可令定翼機啟用並維持在起飛模式。在一具體實施例中，使用者亦可依需求隨時將起飛模式關閉。
在一具體實施例中，當起飛控制模式啟用時，飛行角度控制裝置根據定翼機100的即時俯仰角數值以及即時滾轉角數值調整定翼機100的俯仰角及滾轉角，同時可預先設定一預設高度，使定翼機起飛系統於定翼機100到達預設高度時停止啟用起飛控制模式。
請參閱第一B圖，第一B圖為本發明定翼機起飛系統應用於定翼機的一具體實施例的仰視圖。如圖所示，定翼機100於機腹處具有一機腹蓋180，其上具有一彈射勾182。當使用彈射架以彈射方式起飛定翼機100時，係透過彈射勾182彈射定翼機100以使定翼機100達到加速度門檻值。在一具體實施例中，係透過機腹蓋180將用於建立通訊的天線蓋住，如此除了可保護天線外，亦可避免天線外露而增加風阻。在一具體實施例中，機腹蓋180為流線造型，因此可減少風阻。請參閱第二圖，第二圖所示之彈射架具體實施例即為一個折疊式彈射架200，定翼機100可透過折疊式彈射架200達到加速度門檻值並彈射起飛。
請回參第一A圖，機身110另具有機艙112、114，其中在機艙112中可具有影像擷取裝置，其可於飛航過程中擷取地面影像。在機艙114中具有飛行控制電腦113(Flight Control Computer,FCC)，其與一地面控制站(Ground Control System)通訊連接，並電性連接一感測器，其用以感測定翼機100的加速度、俯仰角及滾轉角。飛行控制電腦113、感測器、螺槳160以及飛行角度控制裝置140、150構成定翼機起飛系統。在一具體實施例中，機艙114中可另具有導航裝置，其一 部或全部與飛行控制電腦(FCC)113結合，提供定翼機導航功能；導航通訊裝置及資料傳輸通訊裝置，其一部或全部與飛行控制電腦(FCC)113結合，並與地面控制站通訊連結；以及儲存器(FCC)，用以儲存飛航過程中的各種資料。
在一具體實施例中，感測器為姿態航向參考系統(AHRS，Attitude and Heading Reference System)。在另一具體實施例中，感測器包含加速儀及姿態儀，其中加速儀可感測定翼機100的加速度，姿態儀可感測定翼機100的俯仰角及滾轉角。應了解，感測器並非僅可使用姿態航向參考系統、加速儀或姿態儀，而係可視需求使用任何可用於感測定翼機100之加速度、俯仰角及滾轉角的感測器或裝置。此外，感測器並非僅可置於機艙114中，而係可視需求放置或架設於定翼機100的其他機艙或位置。
在一具體實施例中，定翼機100進一步包含舵面控制器172、174以及控制舵連接裝置176、178。控制舵連接裝置176、178接合或固定於控制舵140、150，舵面控制器172、174接合或固定於控制舵連接裝置176、178。其中控制舵連接裝置176、178與控制舵140、150的斜邊完全接觸，而並非僅與控制舵140、150的斜邊之一部分接觸。此接觸方式可使控制舵連接裝置176、178與控制舵140、150的斜邊達到較高的接合度，以避免舵面控制器172、174於長時間控制(或帶動)控制舵140、150時，致使控制舵140、150損壞。在另一具體實施例中，機翼120、130與控制舵140、150之間具有溝槽，溝槽具有經選擇的深度，以使控制舵140、150可藉此調整角度。在 一具體實施例中，機翼120、130與控制舵140、150為一體成型。而在另一具體實施例中，機翼120、130與控制舵140、150為分開的不同組件。
請參閱第三圖，其例示說明了飛行角度控制裝置根據感測器的感測數據調整定翼機的滾轉角的一具體實施例。如圖中所示，飛行角度控制裝置包含左控制舵350以及右控制舵340。在此具體實施例中，當飛行角度控制裝置啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置會將定翼機300的滾轉角維持在起飛滾轉角門檻值0度(亦即將機身左右兩側維持水平)。此時當定翼機300的左機翼330向上傾斜而右機翼320向下傾斜時，飛行角度控制裝置將左控制舵350朝向機腹方向312(即向下)調整，並將右控制舵340朝向機背方向314(即向上)調整，以使定翼機300的滾轉角回復到起飛滾轉角門檻值0度。
應了解，第三圖中之定翼機在此僅為例示，定翼機的飛行角度控制裝置並非僅限於包含一對控制舵，而係可視需求包含一個控制舵或三個以上的控制舵，例如飛行角度控制裝置可包含一對副翼及一對升降舵。另外，當飛行角度控制裝置啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置並非僅可將滾轉角維持在一個定值，而係可視需求將滾轉角維持在一個預設的起飛滾轉角範圍內。
請參閱第四圖，其例示說明了飛行角度控制裝置根據感測器的感測數據調整定翼機的俯仰角的一具體實施例。如圖中所示，飛行角度控制裝置包含左控制舵450以及右控制舵440。在此具體實施例中，當飛行角度控制裝置啟用起飛控制模式 時，飛行角度控制裝置會將定翼機400的俯仰角維持在起飛俯仰角門檻值40度，(在另一具體實施例中，起飛俯仰角門檻值為30度)。此時當定翼機400的俯仰角低於40度時，飛行角度控制裝置將左控制舵450及右控制舵440朝向機背方向414(即向上)調整，以使定翼機400的俯仰角回復到起飛俯仰角門檻值40度。應了解，當飛行角度控制裝置啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置並非僅可將俯仰角維持在一個定值，而係可視需求將俯仰角維持在一個預設的起飛俯仰角範圍內。
請參閱第五圖，其例示說明了本發明定翼機起飛方法一具體實施例的流程圖。其中，定翼機起飛方法500包含以下步驟：首先，進行步驟510，使定翼機處於一起飛模式。在一具體實施例中，係由使用者將定翼機豎起至60度以上(亦即，使定翼機的俯仰角呈60度以上)，以令定翼機啟用並維持在起飛模式。在一具體實施例中，使用者亦可依需求隨時將起飛模式關閉。接著，進行步驟520，藉由定翼機的感測器感測定翼機的加速度、俯仰角以及滾轉角。在一具體實施例中，感測器為姿態航向參考系統。而在另一具體實施例中，感測器包含加速儀及姿態儀；其中加速儀感測定翼機的加速度，姿態儀感測定翼機的俯仰角及該滾轉角。
接著，進行步驟530，當定翼機的加速度達到加速度門檻值時，啟動定翼機的螺槳。其中加速度門檻值係大於一預先設定的重力加速度值。在一具體實施例中，螺槳在啟動後，於起飛過程中以最大功率運轉。在一具體實施例中，定翼機係藉由彈射架使定翼機的加速度達到加速度門檻值。在一具體實施 例中，定翼機係由例如第七圖所示的使用者702藉由手拋投擲使定翼機的加速度達到加速度門檻值。
接著，進行步驟540，使定翼機啟用起飛控制模式，並於後進行步驟550，使定翼機的飛行角度控制裝置在起飛過程中調整定翼機的俯仰角及滾轉角。在一具體實施例中，飛行角度控制裝置包含一對控制舵，並藉由該對控制舵調整定翼機的俯仰角及滾轉角。在一具體實施例中，當定翼機到達一預設高度時，停止啟用該起飛控制模式。在一具體實施例中，當定翼機起飛系統啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置將俯仰角維持在起飛俯仰角範圍內。例如當啟用起飛控制模式時，將俯仰角維持在40度至50度之間。前述俯仰角是指定翼機對水平面的角度。在一具體實施例中，當啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置將俯仰角維持在起飛俯仰角門檻值。例如飛行角度控制裝置於啟用起飛控制模式時，將俯仰角維持在40度；而在另一具體實施例中，起飛俯仰角門檻值為30度。在一具體實施例中，當啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置將滾轉角維持在起飛滾轉角範圍內。在一具體實施例中，當啟用起飛控制模式時，飛行角度控制裝置將滾轉角維持在起飛滾轉角門檻值。例如於啟用起飛控制模式時，將滾轉角維持在0度。
請參閱第六圖，為定翼機起飛系統在起飛模式604(take-off mode)及起飛控制模式602(take-off control mode)中，螺槳轉速(Throttle)對時間(t)圖(第六圖(A))、定翼機加速度(Acceleration,“Acc”)對時間(t)圖(第六圖(B))、俯仰角指令 (Pitch Command)對時間(t)圖(第六圖(C))。如第六圖(B)顯示，橫軸為時間t，t自0起算。定翼機起飛系統在t=0時設定於起飛模式，感測器啟動，開始連續偵測定翼機之加速度。當使用者以手拋(如第七圖所示)拋射或彈射架彈射定翼機，瞬間加速度上升，在t=t1時，定翼機加速度達到一峰值(peak value)，且該峰值達到預先設定的加速度門檻值，定翼機起飛系統啟動定翼機的螺槳，在t=t2時，螺槳達到最大轉速(如第六圖(A)所示)。依據第六圖(A)及第六圖(B)，在t1<t<t2時，由於手拋或彈射的外力終止，定翼機加速度略為降低；在t=t2時，螺槳轉速(throttle)達到最大出力，定翼機加速度拉升至一個比0<t<t1時加速度更高的值。在t
Figure 108100728-A0305-02-0015-4
t2時，定翼機起飛系統啟動起飛控制模式(Take-off Control Mode)。在一具體實施例中，如第六圖(C)所示，飛行角度控制裝置將俯仰角維持在30度。
至此，本發明之定翼機起飛系統及其方法已經由上述說明及圖式加以說明。然應了解，本發明各具體實施例僅是做為說明之用，在不脫離本發明申請專利範圍與精神下可進行各種改變，且均應包含於本發明之專利範圍中。因此，本說明書所描述的各具體實施例並非用以限制本發明，本發明之真實範圍與精神揭示於以下申請專利範圍。
100‧‧‧定翼機
110‧‧‧機身
112、114‧‧‧機艙
120、130‧‧‧機翼
140、150‧‧‧飛行角度控制裝置/控制舵
160‧‧‧螺槳
172、174‧‧‧舵面控制器
176、178‧‧‧控制舵連接裝置

Claims (27)

  1. 一種定翼機起飛系統，設置於一定翼機上，該定翼機起飛系統包含：一感測器，感測該定翼機的一加速度、一俯仰角及一滾轉角；一飛行角度控制裝置，調整該定翼機之該俯仰角及該滾轉角；以及一螺槳，當該加速度達到一加速度門檻值時啟動，其中該加速度門檻值大於重力加速度。
  2. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該感測器為一姿態航向參考系統。
  3. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該感測器包含一加速儀及一姿態儀；其中該加速儀感測該加速度，該姿態儀感測該俯仰角及該滾轉角。
  4. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該定翼機處於一起飛模式。
  5. 如申請專利範圍第4項所述之系統，其中當該起飛模式啟用時，該感測器持續感測該定翼機的一加速度，當該加速度達到一該加速度門檻值時，啟動該螺槳。
  6. 如申請專利範圍第5項所述之系統，其中該螺槳在啟動後，以最大功率運轉。
  7. 如申請專利範圍第5項所述之系統，其中該定翼機係藉由一彈射架彈射或使用者以手拋擲，使該加速度達到該加速度門檻值。
  8. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該定翼機處於一起飛控制模式。
  9. 如申請專利範圍第8項所述之系統，其中當該起飛控制模式啟用時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角範圍內。
  10. 如申請專利範圍第8項所述之系統，其中當該起飛控制模式啟用時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值。
  11. 如申請專利範圍第8項所述之系統，其中當該起飛控制模式啟用後，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角範圍內。
  12. 如申請專利範圍第8項所述之系統，其中當該起飛控制模式啟用後，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角門檻值。
  13. 如申請專利範圍第8項所述之系統，其中當該定翼機到達一預設高度時，停止啟用該起飛控制模式。
  14. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該飛行角度控制裝置包含一對控制舵。
  15. 如申請專利範圍第1項所述之系統，其中該加速度門檻值為五倍重力加速度(5G)。
  16. 一種定翼機起飛方法，該方法包含：使該定翼機啟用一起飛模式；藉由一定翼機的一感測器感測該定翼機的一加速度、一俯仰角及一滾轉角； 當該加速度達到一加速度門檻值時，啟動該定翼機的一螺槳，其中該加速度門檻值大於重力加速度；使該定翼機啟用一起飛控制模式；以及藉由該飛行角度控制裝置調整該俯仰角及該滾轉角。
  17. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該螺槳在啟動後以最大功率運轉。
  18. 如申請專利範圍第16項所述之系統，其中當該定翼機到達一預設高度時，停止啟用該起飛控制模式。
  19. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該感測器為一姿態航向參考系統。
  20. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該感測器包含一加速儀及一姿態儀；其中該加速儀感測該加速度，該姿態儀感測該俯仰角及該滾轉角。
  21. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中當該起飛控制模式啟用時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角範圍內。
  22. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中當該起飛控制模式啟用時，該飛行角度控制裝置將該俯仰角維持在一起飛俯仰角門檻值。
  23. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中當該飛行角度控制裝置啟用該起飛控制模式時，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角範圍內。
  24. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中當該起飛控制模式啟用時，該飛行角度控制裝置將該滾轉角維持在一起飛滾轉角門檻值。
  25. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該飛行角度控制裝置包含一對控制舵。
  26. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該定翼機係藉由一彈射架彈射或使用者以手拋擲，使該加速度達到該加速度門檻值。
  27. 如申請專利範圍第16項所述之方法，其中該加速度門檻值為五倍重力加速度(5G)。
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