TWI804559B - 長期飛行的無人飛行載具 - Google Patents

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王荻揚
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Abstract

本申請案提供一種長期飛行的無人飛行載具(Unmanned Aerial Vehicle，UAV)。一示例性UAV可包括一UAV主體組件。該UAV亦可包括一耦接到該UAV主體組件的飛行控制系統(Flight Control System，FCS)。該UAV可更包括一馬達，該馬達的一端耦接到該UAV主體組件且另一端耦接到一螺旋槳。該FCS通訊連接該馬達。該UAV的重力中心(Center of Gravity，CG)是介於該UAV之平均氣動弦(Mean Aerodynamic Chord，MAC)的21%和25%之間的一點處。

Description

長期飛行的無人飛行載具
本申請案主張在2018年1月8日所申請之美國臨時專利申請第62/614,976號之優先權的利益，其整個內容在此併入本文供參考。
本申請案係關於無人飛行載具(UAV)，尤其係關於長期飛行之方法及UAV。
UAV可用於各種應用，例如拍攝空中影像、建築物地理模型、測勘及監控。針對這些應用，UAV可能需要長時間或長距離飛行。為了使UAV能夠做到，一種方法係使用較高容量的電池。然而，該UAV可能無法承載大容量電池。因此，所需為具有長期飛行的方法及UAV。
本發明之具體實施例提供能夠較長期飛行的改良方法及UAV。在至少一具體實施例中，該UAV包括一UAV主體組件。示例性UAV亦包括一耦接到該UAV主體組件的飛行控制系統(FCS)。該UAV可更包括一馬達，該馬達的 一端耦接到該UAV主體組件且另一端耦接到一螺旋槳。將該FCS通訊連接到該馬達。在示例性具體實施例中，該UAV之重力中心(Center of Gravity，CG)是在該UAV之平均氣動弦(MAC)的21%和25%之間的點處。例如，該CG在該長期飛行UAV之MAC的23.5%或24%處。該整合的FCS可包括一飛行控制電腦(Flight control computer，FCC)；一姿態航向參考系統(Attitude and heading reference system，AHRS)，其通訊連接到該FCC；一通訊模組，其通訊連接到該FCC；及一天線，其通訊連接到該通訊模組，其中將該天線為嵌入該UAV主體組件中。
在根據本發明的具體實施例中，該UAV亦可包括一調整組件，其構成以在該UAV之MAC的23%和25%之間的點處調整該CG。該UAV可更包括一耦接到該UAV主體組件之皮托管(pitot tube)、及一耦接到該整合的FCS下面的UAV主體組件之鉤件。該鉤件可用於從發射架發射。該皮托管可與該鉤件整合在一起，以減少該UAV之風阻力。該天線、該皮托管及該鉤件可對齊該UAV主體組件之中心軸。該整合的皮托管及鉤件可造成一風阻力實質等於該皮托管之風阻力或該鉤件之風阻力。該天線可為嵌入該鉤件中。該天線可為一平面天線。該鉤件可由玻璃纖維製成。
本說明書亦揭示用於調整UAV之CG以達成長期飛行的方法。示例性方法可包括調整該UAV之一酬載(payload)、一電池、或一飛行控制系統之至少一者的一位置，以在該UAV之MAC之預定範圍內改變該CG。在某些具體實施例中，該UAV之MAC的預定範圍可在21%和25%之間或在23%和25%之間。該UAV之MAC的預定範圍可包括在該UAV之MAC的23.5%或24%處的一點。
應可理解，前述一般說明及下列實施方式僅為示例性和說明性，並非限制如所主張的本發明。
100:無人飛行載具(UAV)
101:左副翼控制器
102:右副翼控制器
110:UAV主體組件
111:中心軸
115:重力中心(CG)
120:飛行控制系統(FCS)
121:空間
125:天線
126:凹槽
127:鉤件
129:皮托管
130:螺旋槳
140:酬載體/酬載攝影機
150:馬達
160:降落傘
161:左小翼
162:右小翼
171:左翼
172:右翼
173:左副翼
174:右副翼
L CG 、L MAC :長度
200:調整組件
1002:飛行控制系統蓋體
1003:下主體組件
1004:酬載蓋
1005:酬載框架
1006:降落傘蓋體
1110、1120:可拆卸套件
1111、1121:插銷
1112、1122:可拆卸插銷
1113、1123:O形環
1320:主體組件
1340:系統模組
1341:飛行控制電腦(FCC)
1342:傾斜體
1343:降落傘固定板
1344:降落傘打開伺服
1345:左副翼伺服
1346:右副翼伺服
現將參考顯示本發明之示例性具體實施例的附圖。在圖式中： 圖1示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之俯視圖。
圖2為根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的UAV之示例性調整組件之示意圖。
圖3示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的UAV之仰視圖。
圖4示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之示例性整合的皮托管及鉤件。
圖5A示意說明根據本發明之某些具體實施例之嵌入在用於長期飛行的示例性UAV之主體組件中的示例性天線。
圖5B示意說明根據本發明之某些具體實施例之嵌入在用於長期飛行的示例性UAV之鉤件中的示例性天線。
圖5C示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之嵌入天線的示例性凹槽。
圖6示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之側視圖。
圖7示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之側視圖。
圖8示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之前視圖。
圖9示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之後視圖。
圖10示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV組件之結構圖。
圖11為根據本發明之某些具體實施例之示例性可拆卸左翼組件之示意圖。
圖12為根據本發明之某些具體實施例之示例性可拆卸左翼組件之示意圖。
圖13為根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV飛行系統組件之示意圖。
現將詳細參考示例性具體實施例，範例是在附圖中示意說明。下列說明參考附圖，除非有別表示，否則不同圖式中的相同號碼表示相同或相似元件。下列示例性具體實施例之說明中所闡述的實施不表示與本發明一致的所有實作。而是，其僅係與文後申請專利範圍中所陳述關於本發明的態樣一致的設備及方法之範例。
圖1示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV 100之俯視圖。UAV 100包括一UAV主體組件110、一飛行控制系統(FCS)120、一酬載體140、一左翼171和一右翼172、一左副翼173和一右副翼174、一左小翼161和一右小翼162、一左副翼控制器101和一右副翼控制器102、一馬達150、及一螺旋槳130。例如，酬載體140可為一攝影機或多光譜攝影機。FCS 120為耦接到UAV主體組件110。馬達150的一端耦接到UAV主體組件110且另一端耦接到螺旋槳130。該FCS通訊連接到馬達150。FCS 120可構成透過分別連接到左副翼控制器101和右副翼控制器102的伺服馬達以控制左副翼173和右副翼174。
如圖1所示，UAV 100之重力中心(CG)115可設置在UAV 100之平均氣動弦(MAC)L MAC 的21%和25%之間的一點處，亦即
Figure 108100623-A0305-02-0007-18
，其中L CG 係從該CG到機翼前緣處的該MAC之一端的長度，且L MAC 為該MAC之長度。在一範例中，一具有1.4公尺翼展及2.2公斤起飛重量的UAV 100可在該MAC的21%和25%之間的點處使用該CG可飛行40至70分鐘。
在某些具體實施例中，UAV 100可包括在UAV 100之MAC的23%和25%之間的一點處的CG。例如，一具有1.4公尺翼展及2.2公斤起飛重量的UAV 100使用在該MAC的23%和25%之間的一點處的CG可飛行至少60分鐘。
在某些具體實施例中，UAV 100可包括在UAV 100之MAC的23.5%處的一CG。例如，一具有1.4公尺翼展及2.2公斤起飛重量的UAV 100使用在該MAC之23.5%的一點處可飛行70分鐘或更長時間。或者，UAV 100可包括針 對長期飛行，在UAV 100之MAC的24%處的CG。在此範例中，具有1.4公尺翼展及2.2公斤起飛重量的UAV 100使用在該MAC之24%的點處的CG可飛行70分鐘或更長時間。
圖2為根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的UAV 100之示例性調整組件200之示意圖。調整組件200為一框架，該框架包括在其兩側的三個位置，用於固定UAV 100之FCS 120、酬載體140、及/或一電池以在UAV 100之MAC的21%和25%之間的點處調整UAV 100之CG。調整組件200的三個位置包括：固定點A1和A2、固定點B1和B2、及固定點C1和C2，其中固定點A1和A2的位置比固定點C1和C2的位置更接近UAV主體組件110之頭部。
例如，當UAV 100需要將其CG調整向該MAC之21%時，FCS 120可固定在固定位置A1和A2處。對照下，當UAV 100需要將其CG調整向該MAC之25%時，FCS 120可固定在固定位置C1和C2處。同樣地，UAV 100之酬載體140及/或電池亦可固定在其框架之可選擇固定點處，以調整UAV 100之CG。在某些具體實施例中，UAV 100可包括一或多個框架，其類似於分別用於FCS 120、酬載體140及/或電池的框架200，以在較長於40分鐘的飛行持續時間，在UAV 100之MAC的21%和25%之間的點處調整該CG。或者，UAV 100可包括一或多個分別用於FCS 120、酬載體140及/或該電池的框架200，以在較長於60分鐘的飛行持續時間，在UAV 100之MAC的23%和25%之間的點處調整該CG。在某些具體實施例中，UAV 100可包括一或多個分別用於FCS 120、酬載40及/或該電池的框架200，以在70分鐘或更長的飛行持續時間，調整在UAV 100之MAC的23.5%或24%處的CG。
圖3示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於長期飛行的示例性UAV之仰視圖。UAV 100包括UAV主體組件110、左翼171和右翼172、左副翼173和右副翼174、左小翼161和右小翼162、左副翼控制器101和右副翼控制器102、馬達150、螺旋槳130、一鉤件127、一皮托管129、酬載體140、及一降落傘160。皮托管129係耦接到UAV主體組件110。鉤件127係耦接到FCS 120下面的UAV主體組件110。鉤件127是用於從發射架發射UAV 100。皮托管129可與鉤件127整合在一起，如此可減少風阻力。例如，如圖3及圖4所示，皮托管129和鉤件127整合在一起並具有流線型形狀，藉此保護皮托管129並減少不必要的風阻力。
在某些具體實施例中，該FCS可包括一飛行控制電腦(FCC)；一姿態航向參考系統(AHRS)，其通訊連接到該FCC；一通訊模組，其通訊連接到該FCC；一天線125，其通訊連接到該通訊模組。天線125可為嵌入UAV主體組件110中，以減少UAV 100之不必要的風阻力。
在某些具體實施例中，該FCC、天線125、皮托管129及鉤件127係對齊UAV主體組件110之中心軸111。例如，如圖3所示，整合的皮托管129及鉤件127設置在UAV主體組件110之中心線111上，同時酬載體140、降落傘160、馬達150及螺旋槳130亦設置在中心線111上。酬載體140、降落傘160、馬達150及螺旋槳130定位在整合的皮托管129及鉤件127後面可有助於平衡UAV 100，並/或減少這些部件所造成的風阻力。
圖4示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV 100之示例性整合的皮托管129及鉤件127。如圖4所示，皮托管129可整合或嵌入鉤件127之前部中。在某些具體實施例中，天線125可嵌入鉤件127中，如圖4所例示， 以減少若天線125未嵌入UAV組件主體110或鉤件127中則天線125可能造成的風阻力。天線125可實行成便於天線125安裝在鉤件127中的一平面天線。在某些具體實施例中，鉤件127由玻璃纖維製成，提供用於從發射架發射的堅固結構。使用玻璃纖維的優點在於不會阻斷天線125的信號傳輸，且重量輕。
在某些具體實施例中，整合的皮托管129及鉤件127可使風阻力實質等於單獨皮托管129之風阻力。例如，當皮托管129含有一迎風面可涵蓋鉤件127之迎風面時，整合的皮托管129及鉤件127可使風阻力實質等於單獨皮托管129之風阻力。
在某些具體實施例中，整合的皮托管129及鉤件127可使風阻力實質等於鉤件127之風阻力。例如，當皮托管129含有的迎風面未涵蓋鉤件127之迎風面時，整合的皮托管129及鉤件127可使風阻力實質等於整合在皮托管129後面的鉤件127之風阻力。
圖5A示意說明根據本發明之某些具體實施例之嵌入示例性UAV 100之UAV主體組件110中的示例性天線125。天線125為嵌入UAV主體組件110中。具體而言，天線125為嵌入UAV主體組件110中並延伸到鉤件127。如前述，鉤件127可由玻璃纖維製成以減少干擾。此外，皮托管129沿著中心線111對齊天線125，藉此減少風阻力。
圖5B示意說明根據本發明之某些具體實施例之嵌入示例性UAV 100之鉤件127中的示例性天線125。請重新參考圖5A，圖5B示意說明可如何整合鉤件127、皮托管129、及天線125。如以上針對圖3、圖4及圖5A的說明，整合的皮托管129及鉤件127可減少不必要的風阻力。
圖5C示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV 100之嵌入天線125的示例性凹槽126。凹槽126是從用於FCS 120的空間121延伸，並使FCS 120能夠經由安裝在附近的天線125傳輸信號。此示例性配置可透過FCS 120改良信號傳輸效率。
圖6及圖7示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV 100之兩側視圖。如圖6及圖7所示，流線型UAV主體組件110可減少飛行期間的某些風阻力。UAV主體組件110之上表面平滑，因此使空氣能夠順暢流過。
圖8示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV 100之前視圖。如圖8所示，UAV 100之迎風面可具有小面積，且這些表面(即UAV主體組件110及翼171和172)可為流線型，藉此減少風阻力。此外，整合的皮托管129及鉤件127可佔據UAV 100之迎風面上的相對小面積。此配置可減少UAV 100之風阻力。
圖9示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV 100之後視圖。如圖9所示，整合的皮托管129及鉤件127可對齊UAV 100之UAV主體組件110之中心線。此配置可有助於平衡UAV 100。
圖10示意說明根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV組件之結構圖。UAV 100包括左翼171和右翼172、左副翼173和右副翼174、一酬載蓋1004、一酬載框架1005、一降落傘蓋體1006、一下主體組件1003、及一飛行控制系統蓋體1002。
圖11為根據本發明所揭示內容之某些具體實施例之示例性可拆卸左翼組件之示意圖。該左翼組件包括左翼171、左副翼173、左小翼161、兩可 拆卸套件1110和1120、及左翼控制器101。可拆卸套件1110包括一插銷1111、一可拆卸插銷1112、及一O形環1113。可拆卸套件1120包括一插銷1121、一可拆卸插銷1122、及一O形環1123。O形環1113、1123可緊固該左翼組件及UAV主體組件110之組合。
圖12為根據本發明之某些具體實施例之示例性可拆卸左翼組件之示意圖。如圖12所示，插銷1111可小於0.5mm。
圖13為根據本發明之某些具體實施例之示例性UAV飛行系統組件之示意圖。此示例性UAV飛行系統組件包括一主體組件1320、一系統模組1340、及一酬載攝影機140。主體組件1320之部件可參見圖10。系統模組1340包括皮托管129、一FCC 1341、一傾斜體(batter)1342、一降落傘固定板1343、一降落傘打開伺服1344、降落傘160、馬達150、螺旋槳130、一左副翼伺服1345、及一右副翼伺服1346。酬載體140可包括一攝影機、一多光譜攝影機、或一熱紅外攝影機。左副翼伺服1345可操作式耦接到左副翼控制器101。右副翼伺服1346可操作式耦接到右副翼控制器102。FCC 1341構成控制左副翼伺服1345及右副翼伺服1346，以在UAV 100需要轉變其飛行方向、爬升或下滑時控制左副翼173及右副翼174。
圖2亦示意說明根據本發明之某些具體實施例之用於調整長期飛行的UAV 100之CG的示例性方法。該方法可包括調整該UAV之酬載體140、一電池、或FCS 120之至少一者的一位置，以在UAV 100之MAC的預定範圍內改變該CG。例如，當UAV 100需要將其CG調整向該MAC之21%時，FCS 120、該電池、及酬載體140之一或多者可固定在這些部件之對應框架中的固定位置A1和A2 處。對照下，當UAV 100將其CG調整向該MAC之25%時，FCS 120、該電池、及酬載體140之一或多者可固定在該等對應框架中的固定位置C1和C2處。因此，調整該UAV之酬載體140、該電池、或FCS 120中至少一者之位置，以改變在UAV 100之MAC的21%和25%之間的一點處的該CG可包括在固定點A1和A2、B1和B2、及C1和C2之中改變這些部件之固定位置。
在某些具體實施例中，用於調整長期飛行的UAV 100之CG的方法可包括透過在固定點A1和A2、B1和B2、及C1和C2之中改變這些部件之固定位置，將該CG調整到UAV 100之MAC的21%和25%之間的一點。如此，可使飛行持續時間能夠超過40分鐘。或者，用於調整UAV 100之CG的方法可包括透過在固定點A1和A2、B1和B2、及C1和C2之中改變這些部件之固定位置，將該CG調整到UAV 100之MAC的23%和25%之間的一點。如此，可使飛行持續時間能夠超過60分鐘。在某些具體實施例中，一種用於調整UAV 100之CG的方法可包括透過在固定點A1和A2、B1和B2、及C1和C2之中改變這些部件之固定位置，將該CG調整到UAV 100之MAC的23.5%或24%。如此，可使飛行持續時間70分鐘或更長。
應明白，本發明並未限於前面已說明且在附圖中所例示的嚴格構造，並可在不悖離本發明的範疇下可進行各種修飾及變化。申請案內容之範疇應係僅受限於文後申請專利範圍。
100:無人飛行載具(UAV)
101:左副翼控制器
102:右副翼控制器
110:UAV主體組件
111:中心軸/中心線
115:重力中心(CG)
120:飛行控制系統(FCS)
130:螺旋槳
140:酬載/酬載攝影機
150:馬達
161:左小翼
162:右小翼
171:左翼
172:右翼
173:左副翼
174:右副翼

Claims (15)

  1. 一種長期飛行的無人飛行載具(UAV)，該無人飛行載具(UAV)包含：一無人飛行載具(UAV)主體組件；一飛行控制系統(FCS)，其耦接到該無人飛行載具(UAV)主體組件；一馬達，其一端耦接到該無人飛行載具(UAV)主體組件，且其另一端耦接到一螺旋槳，其中該飛行控制系統(FCS)通訊連接該馬達；一皮托管，其耦接到該無人飛行載具(UAV)主體組件；以及一鉤件，其耦接到該飛行控制系統(FCS)下面的該無人飛行載具(UAV)主體組件，其中該鉤件用於從一發射架發射，且該皮托管與該鉤件整合在一起，以減少該無人飛行載具(UAV)的風阻力；其中該無人飛行載具(UAV)的一重力中心(CG)是在該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(Mean aerodynamic chord，MAC)的21%和25%之間的一點處。
  2. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該重力中心(CG)是在該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(MAC)的23%和25%之間的一點處。
  3. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該重力中心(CG)是在該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(MAC)的23.5%處。
  4. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該重力中心(CG)是在該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(MAC)的24%處。
  5. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，進一步包含：一調整組件，其配置以於該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(MAC)的21%和25%之間的點處調整該重力中心(CG)。
  6. 如申請專利範圍第5項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該調整組件係配置以於該無人飛行載具(UAV)之平均氣動弦(MAC)的23%和25%之間的點處調整該重力中心(CG)。
  7. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該飛行控制系統(FCS)包括：一飛行控制電腦(FCC)；一姿態航向參考系統，其通訊連接到該飛行控制電腦(FCC)；一通訊模組，其通訊連接到該飛行控制電腦(FCC)；以及一天線，其通訊連接到該通訊模組，其中該天線為嵌入該無人飛行載具(UAV)主體組件中。
  8. 如申請專利範圍第5項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該調整組件係配置以調整該無人飛行載具(UAV)之一酬載(payload)、一電池或該飛行控制系統(FCS)中至少其一的位置，以調整該無人飛行載具(UAV)的該重力中心(CG)。
  9. 如申請專利範圍第7項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該飛行控制電腦(FCC)、該天線、該皮托管及該鉤件為對齊該無人飛行載具(UAV)主體組件的中心軸。
  10. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中所述整合的皮托管及鉤件造成的該無人飛行載具(UAV)的風阻力實質等於該皮托管的風阻力。
  11. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中所述整合的皮托管及鉤件造成的該無人飛行載具(UAV)的風阻力實質等於該鉤件的風阻力。
  12. 如申請專利範圍第7項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該天線為嵌入該鉤件中。
  13. 如申請專利範圍第12項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該天線為平面天線。
  14. 如申請專利範圍第1項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該鉤件由玻璃纖維製成。
  15. 如申請專利範圍第7項之長期飛行的無人飛行載具(UAV)，其中該天線為一平面天線。
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