TWI812533B

TWI812533B - 模組化飛行器和其控制方法

Info

Publication number: TWI812533B
Application number: TW111142040A
Authority: TW
Inventors: 李建忠; 陳德宗; 林裕惟
Original assignee: 信邦電子股份有限公司
Priority date: 2022-11-03
Filing date: 2022-11-03
Publication date: 2023-08-11
Also published as: TW202419341A

Abstract

本發明提供一模組化飛行器，其包括一機體以及可跟該機體拆卸和連接的多個動力模組；該機體一機身內的一主控制單元內建一參數資料庫，且各動力模組的一動力控制單元內建一參數資料；當該機體的一第一機電連結組件連結其中一該動力模組的一第二機電連結組件時，該動力控制單元送出內建的該參數資料至該機體的該主控制單元，以利該主控制單元自動化的更新該參數資料庫，以利該主控制單元根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組的運作。

Description

模組化飛行器和其控制方法

一種飛行器和其控制方法，尤指一種模組化飛行器和其控制方法。

飛行器為近年來快速發展的一無人機領域，其優點在於可平穩地透過至少4軸的馬達飛行，並且根據控制4個馬達的運作，藉以執行上升、下降、前進、後退、左移、右移、左轉、右轉、上揚、下傾等動作。

不過，飛行器所具有至少4軸的馬達經過長時間的使用有可能出現損壞或是衰老的情形，或是因為碰撞而毀損支撐馬達的其中一支臂，以至於部分的馬達和支臂需要受到更換。然而，並非所有的無人機都於結構上允許做出部分馬達和支臂之更換。多數的飛行器無法受到模組化的更新馬達零組件和支撐馬達的手臂。

進一步來說，雖說有一部份的飛行器可以模組化的更新馬達和支臂，然而卻無法根據更新的組件自動化的調整參數。舉例來說，當飛行器的其中一軸損壞，需拆卸一支臂和組裝新一引擎時，新一引擎可能為較新或是較舊之引擎型號，因而需要使用不同的參數加以控制。然而，現有的飛行器僅根據預設的韌體參數控制引擎，而無法於組裝另一型號的引擎時自動的調整參數，以使用適當的參數控制飛行器飛行。換言之，當現有的飛行器需要調整韌體參數時，飛行器需送回工廠內由工程師人為協助調整參數，而無法即時的在組裝後自行調整參數。在未適當調整參數的情況下，裝上較新型號或是較舊型號引擎的飛行器將無法以相同之品質控制所有的引擎馬達，以至於較容易出現飛行器飛行失去平衡而失控的情形。

本發明提供一種模組化飛行器和其控制方法，可自動化的根據新更換後的動力單元調整控制之參數。

本發明之該模組化飛行器，包括：一機體，進一步包括：一機身；一主控制單元，設置於該機身內，且內建一參數資料庫；和多個第一機電連結組件，其中各該第一機電連結組件分別包含：一第一電氣連接件，電連接該主控制單元；一第一機構連接件，設置於該機身上；多個動力模組，其中各該動理模組分別包括：一動力控制單元，內建一參數資料；一第二機電連結組件，包含：一第二電氣連接件，電連接該動力控制單元；一第二機構連接件，可拆卸地連接該機體的該第一機構連接件；其中，當其中一該動力模組的該第二機電連結組件連接該機體的其中一該第一機電連結組件時，該第一機構連接件連接該第二機構連接件，該第一電氣連接件電連接該第二電氣連接件，並且該動力控制單元送出內建的該參數資料至該機體的該主控制單元；其中，該主控制單元根據該參數資料更新該參數資料庫；其中，該主控制單元根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組的運作。

本發明之該模組化飛行器的控制方法，係由所述之該模組化飛行器的該主控制單元所執行，且包括以下步驟：接收該參數資料，並儲存該參數資料於一第一記憶體；判斷該第一記憶體之參數是否正常；當判斷該第一記憶體之參數正常時，根據該參數資料更新一參數資料庫；判斷該參數資料庫的更新是否正常；當判斷該參數資料庫的更新正常時，根據更新的該參數資料庫控制多個動力模組的運作。

當該模組化飛行器的其中一動力模組需要更換時，就算是使用其他型號的動力模組結合該模組化飛行器的該機體，新結合的動力模組還是會在其動力控制單元電性連接該主控制單元時輸出該參數資料至該主控制單元，使該主控制單元自動的對應更新該參數資料庫。更新該參數資料庫後的該主控制單元將能更貼切的控制新動力模組的韌體，以利更穩定的控制新動力模組運作產生推力。在無需回廠維修的情況下，本發明即可在受到模組化的組裝後自動且即時地更新該參數資料庫，以利馬上可以準備好再次飛行。

並且，透過在更新該參數資料庫前對該第一記憶體的檢查，和在更新該參數資料庫後對更新該參數資料庫的檢查，該主控制單元更可以確保該模組化飛行器確實地更新該參數資料庫。

1:機體

2:機體外殼

10:機身

20:主控制單元

21:第一微處理器

22:第一穩壓電路

23:第一記憶體

30:第一機電連結組件

31:第一電氣連接件

32:第一機構連接件

33:第一開孔

40:主感測單元

41:陀螺儀

42:三軸加速度感測器

43:三軸加速度角感測器

44:氣壓感測器

45:空速感測器

46:GPS感測器

50:無線接收器

51:無線遙控器

60:電池

100:動力模組

110:動力外殼

120:動力控制單元

121:第二微處理器

122:第二穩壓電路

123:第二記憶體

124:動力驅動單元

130:第二機電連結組件

131:第二電氣連接件

132:第二機構連接件

133:第二開孔

134:固定插銷

140:感測單元

141:轉速感測器

142:溫度感測器

143:風速感測器

144:震動感測器

150:馬達引擎

160:螺旋槳

1211:ARM處理器

1212:微控制器單元

1241:閘極驅動器與場效電晶體

1242:電壓/電流感測器

S0~S6:步驟

S31~S34:步驟

圖1為本發明模組化飛行器的系統方塊圖。

圖2為本發明模組化飛行器的外觀圖。

圖3為本發明模組化飛行器機體結合動力模組的爆炸示意圖。

圖4為本發明模組化飛行器的另一系統方塊圖。

圖5為本發明模組化飛行器主控制單元的系統方塊圖。

圖6為本發明模組化飛行器動力控制單元的系統方塊圖。

圖7為本發明模組化飛行器動力控制單元的電連接示意圖。

圖8為本發明一模組化飛行器的控制方法的流程圖。

圖9為本發明該模組化飛行器的控制方法的另一流程圖。

請參閱圖1和圖2，本發明提供一種模組化飛行器。該模組化飛行器包括一機體1和多個動力模組100。該機體1包括一機身10、一主控制單元20和多個第一機電連結組件30。該主控制單元20設置於該機身10內，且該主控制單元20內建一參數資料庫。各該第一機電連結組件30另包含一第一電氣連接件31和一第一機構連接件32。該第一電氣連接件31電連接該主控制單元20，而該第一機構連接件32設置於該機身10上。

本發明之該些動力模組100可和該機體1可拆卸式的連接結合。詳細來說，各該動力模組100進一步包括一動力控制單元120和一第二機電連結組件130。在各該動力模組100中，該動力控制單元120內建有一參數資料。該第二機電連結組件130另包含一第二電氣連接件131和一第二機構連接件132。該第二電氣連接件131電連接該動力控制單元120，而該第二機構連接件132可拆卸地連接該機體1的該第一機構連接件32。

當其中一該動力模組100的該第二機電連結組件130連接該機體1的其中一該第一機電連結組件30時，該第一機構連接件32連接該第二機構連接件132，該第一電氣連接件31電連接該第二電氣連接件131，並且該動力控制單元120送出內建的該參數資料至該機體1的該主控制單元20。該主控制單元20根據該參數資料更新該參數資料庫。並且，該主控制單元20根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組100的運作，使各該動力模組100產生推力以利本發明之該模組化飛行器飛行。

請一併參閱圖3，進一步來說，該模組化飛行器進一步包括複數固定插銷134。該機體1的該機身10包括一機體外殼2，且該主控制單元20係設置於該機體外殼2內。各該動力模組100進一步包括一動力外殼110，且該動力控制單元120係設置於該動力外殼110內。

在本發明的一實施例中，該機體1的各該第一機構連接件32為該機體外殼2上的一部分，且各該第一機電連結組件30的該第一機構連接件32分別為該機體外殼2上形成的一第一開孔33。並且，該些動力模組100的各該第二機構連接件132為該動力外殼110上的一部分，且各該第二機電連結組件130的該第二機構連接件132分別為該動力外殼110上形成的一第二開孔133。當該機體1的其中一該第一機電連結組件30的該第一機構連接件32連接其中一該動力模組100的該第二機電連結組件130的該第二機構連接件132時，該第一開孔33和該第二開孔133的位置對齊，並且其中一該固定插銷134栓入位置對齊的該第一開孔33和該第二開孔133，如此固定該機體1和其中一該動力模組100。而當其中一該固定插銷134栓離位置對齊的該第一開孔33和該第二開孔133時，該機體1和其中一該動力模組100即可拆卸的分離。如此，該機體1和各該動力模組100即具有模組化組裝和拆裝的功能。

另外，該第一電氣連接件31為該機體外殼2內的一傳輸線，而該第二電氣連接件131為該動力外殼110內的另一傳輸線。當該第一機構連接件32連接該第二機構連接件132時，該第一電氣連接件31和該第二電氣連接件131的兩傳輸線將結合形成電連接關係。在本實施例中，此兩條傳輸線具有一公一母的對應連接器，且連接器的型號種類不受限制。舉例來說，連接器的型號可為RS232、RS422、RS485、USB、CAN或是EtherCAT等不同形式的連接器。

請一併參閱圖4，在本實施例中，各該動力模組100分別進一步包括一感測單元140、一馬達引擎150和一螺旋槳160。並且，該機體1進一步包括一主感測單元40、一無線接收器50和一電池60。在其他實施例中，該馬達引擎150的構造不做限制，且該馬達引擎150和該螺旋槳160可換為一渦輪葉扇引擎、一活塞引擎或是其他的種類的一燃料引擎。該機體1內設有一燃料槽，且該燃料槽儲放之燃料例如木精(甲醇；Methanol)，該燃料引擎例如為一木精引擎。

該感測單元140電性連接該動力控制單元120，且該感測單元140產生一感測訊號至該動力控制單元120。進一步來說，該感測單元140包括了一轉速感測器141、一溫度感測器142、一風速感測器143和一震動感測器144。該轉速感測器141、該溫度感測器142、該風速感測器143和該震動感測器144分別電性連接該動力控制單元120，且分別設置於該馬達引擎150中，且該轉速感測器141通過一霍爾感測器(Hall sensor)感測該馬達引擎150的轉速以產生一轉速感測訊號。該溫度感測器142感測該馬達引擎150的溫度以產生一溫度感測訊號。該風速感測器143感測該馬達引擎150產生的風速以產生一風速感測訊號。該震動感測器144感測該馬達引擎150的震動以產生一震動感測訊號。該感測訊號包括上述該感測單元140所產生的該轉速感測訊號、該溫度感測訊號、該風速感測訊號和該震動感測訊號等訊號。當其中一該動力模組100的該第二機電連結組件130連接該機體1的其中一該第一機電連結組件30時，該動力控制單元120將自該感測單元140接收的該感測訊號輸出至該主控制單元20。而當該主控制單元20接收該感測訊號時，該主控制單元20進一步根據該感測訊號控制各該動力模組100的運作。

舉例來說，當該主控制單元20根據該轉速感測訊號判斷其中一該動力模組100的該馬達引擎150轉速快過一轉速閾值時，該主控制單元20控制該馬達引擎150降低轉速。當該主控制單元20根據該溫度感測訊號判斷其中一該動力模組100的該馬達引擎150溫度高過一溫度閾值時，該主控制單元20控制該馬達引擎150降低轉速。當該主控制單元20根據該風速感測訊號判斷其中一該動力模組100的該馬達引擎150產生的風速大過一風速閾值時，該主控制單元20控制該馬達引擎150降低轉速。當該主控制單元20根據該震動感測訊號判斷其中一該動力模組100的該馬達引擎150震動大過一震動閾值時，該主控制單元20控制該馬達引擎150降低轉速。

另外，該馬達引擎150連接該螺旋槳160，且該馬達引擎150電性連接該動力控制單元120。該機體1內之該電池60輸送一電力至該些動力模組100。而當該主控制單元20控制各該動力模組100的運作時，該主控制單元20係透過一脈衝寬度調變(Pulse-width modulation；PWM)訊號控制該馬達引擎150之轉速。舉例來說，當該主控制單元20控制該馬達引擎150降低轉速時，該主控制單元20即控制該電力至各該馬達引擎150的工作週期(duty cycle)減少。

在本實施例中，該馬達引擎150為使用一無刷直流馬達(Brushless DC Motor)之引擎。並且，該些動力模組100的總數為一偶數。例如，如同圖2所示，在此一實施例中，該些動力模組100的總數為六個該動力模組100。在其他實施例中，該些動力模組100的總數也可為四個該動力模組100、八個該動力模組100、或是任意偶數之該動力模組100。並且，當該主控制單元20控制各該動力模組100的運作時，該主控制單元20係控制任二相鄰的該動力模組100所具有的兩個該螺旋槳160的旋轉方向相反。換言之，當該些動力模組100的總數為六時，其中三個該動力模組100將具有順時鐘旋轉之該馬達引擎150和該螺旋槳160，而另外三個該動力模組100將具有逆時鐘旋轉之該馬達引擎150和該螺旋槳160。並且任二相鄰的該動力模組100中，一組該馬達引擎150和該螺旋槳160會順時鐘旋轉，另一組該馬達引擎150和該螺旋槳160會逆時鐘旋轉。同理，當該些動力模組100的總數為四時，其中兩個該動力模組100將具有順時鐘旋轉之該馬達引擎150和該螺旋槳160，而另外兩個該動力模組100將具有逆時鐘旋轉之該馬達引擎150和該螺旋槳160。如此之該馬達引擎150和該螺旋槳160控制方式，能使該螺旋槳160旋轉所產生的力矩互相抵銷，以利維持該模組化飛行器之各該動力模組100在輸出推力相同時不會旋轉。

另外，該主感測單元40電性連接該主控制單元20，且該主感測單元40產生一主感測訊號至該主控制單元20。進一步來說，該主感測單元40包括了一陀螺儀41、一三軸加速度感測器42、一三軸加速度角感測器43、一氣壓感測器44、一空速感測器45和一全球定位系統(Global Positioning System；GPS)感測器46。該陀螺儀41感測該模組化飛行器之指向以產生一指向方位感測訊號。該三軸加速度感測器42感測該模組化飛行器飛行移動之三軸加速度以產生一三軸加速度感測訊號。該三軸加速度角感測器43感測該模組化飛行器飛行移動之三軸加速度角(angular acceleration)以產生一三軸加速度角感測訊號。該氣壓感測器44感測該模組化飛行器飛行高度之氣壓值以產生一氣壓感測訊號。該空速感測器45感測該模組化飛行器飛行時之空速以產生一空速感測訊號。該GPS感測器感測該模組化飛行器飛行時之GPS座標位置產生一定位訊號。該主感測訊號即包括了上述該主感測單元40所產生的該指向方位感測訊號、該三軸加速度感測訊號、該三軸加速度角感測訊號、該氣壓感測訊號、該空速感測訊號和該定位訊號等訊號。當該主控制單元20接收該主感測訊號時，該主控制單元20進一步根據該主感測訊號控制各該動力模組100的運作。

舉例來說，當該主控制單元20根據該指向方位感測訊號判斷該模組化飛行器之指向方向出現跟一預定方向偏差時，該主控制單元20控制各該動力模組100對應改變該模組化飛行器之指向。當該主控制單元20根據該三軸加速度感測訊號判斷該模組化飛行器之移動加速度快過一移動加速度閾值時，該主控制單元20控制各該動力模組100對應放緩該模組化飛行器改變速度的速度。當該主控制單元20根據該三軸加速度角感測訊號判斷該模組化飛行器之轉向加速度快過一轉向加速度閾值時，該主控制單元20控制各該動力模組100對應放緩該模組化飛行器轉向的速度。當該主控制單元20根據該氣壓感測訊號判斷該模組化飛行器發行高度的氣壓小於一氣壓閾值時，該主控制單元20即判斷該模組化飛行器飛行之高度過高，所以該主控制單元20控制各該動力模組100使該模組化飛行器下降。當該主控制單元20根據該空速感測訊號判斷該模組化飛行器之飛行速度快過一飛行速度閾值時，該主控制單元20控制各該動力模組100對應放緩該模組化飛行器的飛行速度。當該主控制單元20根據該定位訊號判斷該模組化飛行器之所在位置偏離一預定GPS座標位置時，該主控制單元20控制各該動力模組100對應將該模組化飛行器移動至該預定GPS座標位置。換言之，在此實施例中，該模組化飛行器具有導航之功能，因為該主控制單元20可控制各該動力模組100根據該預定方向對應將該模組化飛行器移動至該預定GPS座標位置。

本發明另具有配合該無線接收器50的一無線遙控器51。該無線遙控器51以無線通訊之方式通訊連接該機體1中的該無線接收器50，並且該無線遙控器51產生一飛行指令訊號至該無線接收器50。該無線接收器50進一步傳輸該飛行指令訊號至該主控制單元20。當該主控制單元20接收該飛行指令訊號後，該主控制單元20進一步根據該飛行指令訊號控制各該動力模組100的運作。舉例來說，當該飛行指令訊號為垂直上升時，該主控制單元20即控制各該動力模組100，使該模組化飛行器在水平平衡之狀態下產生推力上升。

在本實施例中，該無線遙控器51即為人機互動之裝置，且該無線遙控器51包括一搖桿、一油門、一踏板和一顯示器。其中該顯示器和該油門為一體之現有產品，而該搖桿和該油門也為目前市面上之飛行操控搖桿和油門裝置，故在此不做贅述。

另外，本發明該動力控制單元120內存有之該參數資料包括一比例增益參數、一積分增益參數和一微分增益參數。當該主控制單元20根據受到該比例增益參數、該積分增益參數和該微分增益參數更新的該參數資料庫控制各該動力模組100的運作時，該主控制單元20係透過一比例(Proportional；P)、積分(Integral；I)、微分(Derivative；D)控制器(PID控制器)分別根據該比例增益參數、該積分增益參數和該微分增益參數控制各該動力模組100的運作。此PID之控制方式，為使用習知之多軸無人機所使用之PID控制方式，故在此不做贅述。

請參閱圖5所示，本發明之該主控制單元20進一步包括一第一微處理器21、一第一穩壓電路22和一第一記憶體23。該第一穩壓電路22係協助該主控制單元20穩定的收到該電池60之該電力的供給。該第一記憶體23存有該參數資料庫，並且該第一記憶體23在此實施例中為一隨機記憶體(Random Access Memory；RAM)。在其他實施例中，該第一記憶體23也可為一非揮發式記憶體(Non-Volatile Memory；NVM)。該第一微處理器21即為一微處理器(Microprocessor)。

請參閱圖6所示，本發明各該動力模組100之該動力控制單元120進一步包括一第二微處理器121、一第二穩壓電路122、一第二記憶體123和一動力驅動單元124。

該第二穩壓電路122係協助該動力控制單元120透過該主控制單元20所控制的電力分配，穩定的收到該電池60之該電力的供給和輸出該電池60之該電力至該馬達引擎150。而該第二記憶體123存有該參數資料，且該第二記憶體123在此實施例中為一電子抹除式可複寫唯讀記憶體(Electrically-Erasable Programmable Read-Only Memory；EEPROM)。

請一併參閱圖7所示，詳細來說，在本實施例中該第二微處理器121包括一ARM(Advanced RISC Machine)處理器1211和一微控制器單元(Microcontroller Unit；MCU)1212。該ARM處理器1211和該微控制器單元1212之間係通過一通用非同步收發傳輸器(Universal Asynchronous Receiver/Transmitter；UART)做處理資料的傳輸。該第二記憶體123係通過一積體匯流排電路(Inter-Integrated Circuit；I2C)的通訊方式將該參數資料送至該ARM處理器1211中，再由該ARM處理器1211和該第二電氣連接件131做資訊的傳輸。該感測單元140產生的該感測訊號可藉由I2C/UART先傳送至該動力控制單元120，再由該動力控制單元120依序通過該第二電氣連接件131和該第一電氣連接件31傳送該感測訊號至該主控制單元20。該第二穩壓電路122協助供給該電力至該第二微處理器121時，係同時協助供給該電力至該ARM處理器1211和該微控制器單元1212。

另外，在本實施例中該動力驅動單元124包括一閘極驅動器與場效電晶體1241和一電壓/電流感測器1242。該閘極驅動器與場效電晶體1241電連接於該第二電氣連接件131、該微控制器單元1212和該馬達引擎150之間。該閘極驅動器與場效電晶體1241直接自該第二電氣連接件131接收來自該電池60之12~48伏特(Volt；V)的該電力，且該閘極驅動器與場效電晶體1241接收該微控制器單元1212所產生的該脈衝寬度調變訊號，並且根據該脈衝寬度調變訊號調整輸出至該馬達引擎150的該電力多寡。並且，該電壓/電流感測器1242電連接於該微控制器單元1212和該馬達引擎150之間。該電壓/電流感測器1242可偵測該閘極驅動器與場效電晶體1241輸出至該馬達引擎150之該電力的電壓/電流，並且就由一類比數位轉換器(Analog-to-Digital Converter；ADC)回饋數位的資訊至該微控制器單元1212，告知該電力的電壓/電流多寡，以利該微控制器單元1212和該ARM處理器1211協同控制輸出至該馬達引擎150的該電力多寡，以控制該馬達引擎150輸出之推力力度。

請參閱圖8所示，本發明的一種模組化飛行器的控制方法係由該模組化飛行器的該主控制單元20所執行。在該主控制單元20更新該參數資料庫時，該主控制單元20會先檢查該機體1和所有連接的該些動力模組100的狀態。詳細來說，該主控制單元20所執行之該模組化飛行器的控制方法包括以下步驟：

步驟S0：接收該參數資料，並儲存該參數資料於該第一記憶體23。

步驟S1：判斷該第一記憶體23之參數是否正常？

步驟S2：當判斷該第一記憶體23之參數異常時，產生一第一記憶體異常訊息。

步驟S3：當判斷該第一記憶體23之參數正常時，根據該參數資料更新該參數資料庫。

步驟S4：進一步判斷該參數資料庫的更新是否正常？

步驟S5：當判斷該參數資料庫的更新異常時，產生一更新異常訊息。

步驟S6：當判斷該參數資料庫正的更新常時，即根據更新的該參數資料庫控制該些動力模組100的運作。

在本實施例中，當本發明之該主控制單元20執行步驟S1時，該主控制單元20係透過計算校驗和核對和(checksum)值是否為零(sum zero)以判斷該第一記憶體23之參數是否正常。當校驗和checksum值為零時，則判斷該第一記憶體23之參數正常，反之當校驗和checksum值非為零時，則判斷該第一記憶體23之參數異常。

請參閱圖9所示，進一步，在本發明的一實施例中，當該主控制單元20執行步驟S3判斷該第一記憶體23之參數正常時，該主控制單元20進一步執行以下子步驟：

步驟S31：讀取該主感測單元40的參數、透過該無線接收器50讀取該無線遙控器51的參數、讀取該電池60的參數、讀取該動力控制單元120的參數。

其中，當該主控制單元20讀取該動力控制單元120的參數時，該主控制單元20即透過該動力控制單元120一併讀取該動力控制單元120內該感測單元140和該馬達引擎150的參數。

步驟S32：分別判斷該主感測單元40的參數、該無線遙控器51的參數、該電池60的參數和該動力控制單元120的參數是否正常。

步驟S33：當該主控制單元20判斷其中一參數異常時，該主控制單元20根據異常的參數產生對應的一異常訊息。例如，該馬達引擎150的參數異常時，該主控制單元20根據異常之該馬達引擎150的參數產生一馬達引擎異常訊息，並以此類推。

步驟S34：當判斷所有參數正常時，該主控制單元20才根據該參數資料更新該第一記憶體23內存有的該參數資料庫。並且，當該主控制單元20根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組100的運作時，該主控制單元20也將如前述一併參考該無線遙控器51所發出的該飛行指令訊號、該電池60的參數、該主感測單元40所感測的該主感測訊號、以及各該動力模組100之該感測單元140所產生的該感測訊號和該馬達引擎150的參數以協助控制該模組化飛行器的飛行。

在另一實施例中，在本發明之該主控制單元20執行步驟S31前，該主控制單元20係先初始化該主感測單元40、該無線遙控器51、該電池60和該動力控制單元120，再分別檢查初始化後的該主感測單元40、該無線遙控器51、該電池60和該動力控制單元120是否初始化正常。當該主控制單元20判斷該主感測單元40、該無線遙控器51、該電池60和該動力控制單元120都初始化正常時，該主控制單元20再執行步驟S31以讀取各參數。當該主控制單元20判斷該主感測單元40、該無線遙控器51、該電池60和該動力控制單元120任一者初始化異常時，該主控制單元20則產生對應的一初始化異常訊息。另外，當該主控制單元20執行步驟S32時，該主控制單元20係判斷該主感測單元40的參數、該無線遙控器51的參數、該電池60的參數和該動力控制單元120的參數是否應在正常運作的一合理範圍內以判斷上述之參數是否正常。

綜上所述，當本發明之該模組化飛行器的其中一該動力模組100需要更換時，就算是使用其他型號的該動力模組100結合該模組化飛行器的該機體1，新結合的該動力模組100還是會在其對應的該動力控制單元120電性連接該主控制單元20時輸出該參數資料至該主控制單元20，使該主控制單元20自動的對應更新該參數資料庫。更新該參數資料庫後的該主控制單元20將能更貼切的控制新該動力模組的韌體，也就是上述該動力控制單元120內部所有部件之運行，以利更穩定的控制新該動力模組100的該馬達引擎150運作產生推力。在無需回廠維修的情況下，本發明即可在受到模組化的組裝後自動且即時地更新該參數資料庫，以利馬上可以準備好再次飛行。並且，透過在更新該參數資料庫前對該第一記憶體23的檢查，和在更新該參數資料庫後對更新該參數資料庫的檢查，該主控制單元20更可以確保該模組化飛行器確實地更新該參數資料庫。

1:機體

10:機身

32:第一機構連接件

100:動力模組

132:第二機構連接件

Claims

一種模組化飛行器，包括：一機體，進一步包括：一機身；一主控制單元，設置於該機身內，且內建一參數資料庫；和多個第一機電連結組件，其中各該第一機電連結組件分別包含：一第一電氣連接件，電連接該主控制單元；一第一機構連接件，設置於該機身上；多個動力模組，其中各該動力模組分別包括：一動力控制單元，內建一參數資料；一第二機電連結組件，包含：一第二電氣連接件，電連接該動力控制單元；一第二機構連接件，可拆卸地連接該機體的該第一機構連接件；其中，當其中一該動力模組的該第二機電連結組件連接該機體的其中一該第一機電連結組件時，該第一機構連接件連接該第二機構連接件，該第一電氣連接件電連接該第二電氣連接件，並且該動力控制單元送出內建的該參數資料至該機體的該主控制單元；其中，該主控制單元根據該參數資料更新該參數資料庫；其中，該主控制單元根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組的運作。
如請求項1所述之模組化飛行器，進一步包括：複數固定插銷；其中，該機體的各該第一機電連結組件的該第一機構連接件分別具有一第一開孔；該些動力模組的各該第二機電連結組件的該第二機構連接件分別具有一第二開孔；當該機體的其中一該第一機電連結組件的該第一機構連接件連接其中一該動力模組的該第二機電連結組件的該第二機構連接件時，該第一開孔和該第二開孔的位置對齊，並且其中一該固定插銷栓入位置對齊的該第一開孔和該第二開孔。
如請求項1所述之模組化飛行器，其中各該動力模組分別進一步包括：一感測單元，電性連接該動力控制單元，且產生一感測訊號至該動力控制單元；其中，當其中一該動力模組的該第二機電連結組件連接該機體的其中一該第一機電連結組件時，該動力控制單元將自該感測單元接收的該感測訊號輸出至該主控制單元；其中，當該主控制單元接收該感測訊號時，該主控制單元進一步根據該感測訊號控制各該動力模組的運作。
如請求項3所述之模組化飛行器，其中該感測單元包括：一轉速感測器，電性連接該動力控制單元，產生一轉速感測訊號；一溫度感測器，電性連接該動力控制單元，產生一溫度感測訊號；一風速感測器，電性連接該動力控制單元，產生一風速感測訊號；一震動感測器，電性連接該動力控制單元，產生一震動感測訊號；其中，該感測訊號包括該感測單元所產生的該轉速感測訊號、該溫度感測訊號、該風速感測訊號和該震動感測訊號。
如請求項1所述之模組化飛行器，其中該機體進一步包括：一主感測單元，電性連接該主控制單元，且產生一主感測訊號至該主控制單元；其中，當該主控制單元接收該主感測訊號時，該主控制單元進一步根據該主感測訊號控制各該動力模組的運作。
如請求項5所述之模組化飛行器，其中該主感測單元包括：一陀螺儀，產生一指向方位感測訊號；一三軸加速度感測器，產生一三軸加速度感測訊號；一三軸加速度角感測器，產生一三軸加速度角感測訊號；一氣壓感測器，產生一氣壓感測訊號；一空速感測器，產生一空速感測訊號；一全球定位系統(GPS)感測器，產生一定位訊號；其中，該主感測訊號包括該主感測單元所產生的該指向方位感測訊號、該三軸加速度感測訊號、該三軸加速度角感測訊號、該氣壓感測訊號、該空速感測訊號和該定位訊號。
如請求項1所述之模組化飛行器，進一步包括：一無線遙控器，產生一飛行指令訊號；其中，該機體進一步包括：一無線接收器，電性連接該主控制單元；其中，該無線遙控器通訊連接該無線接收器，並且無線傳送該飛行指令訊號至該無線接收器；其中，該無線接收器進一步傳輸該飛行指令訊號至該主控制單元；其中，當該主控制單元接收該飛行指令訊號後，該主控制單元進一步根據該飛行指令訊號控制各該動力模組的運作。
如請求項1所述之模組化飛行器，其中：該參數資料包括一比例增益參數、一積分增益參數和一微分增益參數；當該主控制單元根據更新的該參數資料庫控制各該動力模組的運作時，該主控制單元係透過一比例(Proportional；P)、積分(Integral；I)、微分(Derivative；D)控制器(PID控制器)分別根據該比例增益參數、該積分增益參數和該微分增益參數控制各該動力模組的運作。
如請求項1所述之模組化飛行器，其中：該些動力模組進一步包括一螺旋槳和一馬達引擎；該馬達引擎連接該螺旋槳，且該馬達引擎電性連接該動力控制單元；該機體進一步包括一電池，且該電池輸送一電力至該些動力模組；當該主控制單元控制各該動力模組的運作時，該主控制單元係透過一脈衝寬度調變(Pulse-width modulation；PWM)訊號控制該馬達引擎轉動該螺旋槳產生推力。
如請求項9所述之模組化飛行器，其中：該些動力模組的總數為一偶數；當該主控制單元控制各該動力模組的運作時，該主控制單元係控制任二相鄰的該動力模組所具有的兩個螺旋槳的旋轉方向相反。
一種模組化飛行器的控制方法，係由請求項1所述模組化飛行器的主控制單元所執行，且包括以下步驟：接收一參數資料，並儲存該參數資料於一第一記憶體；判斷該第一記憶體之參數是否正常；當判斷該第一記憶體之參數正常時，根據該參數資料更新一參數資料庫；判斷該參數資料庫的更新是否正常；當判斷該參數資料庫的更新正常時，根據更新的該參數資料庫控制多個動力模組的運作。
如請求項11所述之模組化飛行器的控制方法，其中當判斷該第一記憶體之參數正常，且在根據該參數資料更新該參數資料庫前，進一步執行以下步驟：讀取一主感測單元的參數、讀取一無線遙控器的參數、讀取一電池的參數和讀取一動力控制單元的參數；分別判斷該主感測單元的參數、該無線遙控器的參數、該電池的參數和該動力控制單元的參數是否正常；當判斷其中一參數異常時，產生一異常訊息；其中，當判斷所有參數正常時，才根據該參數資料更新該參數資料庫。