TWI818361B - 具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統 - Google Patents
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Abstract
本發明係有關一種具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其包括無人機、主自動駕駛系統、副自動駕駛系統及第一切換單元。自動駕駛系統用以操控飛行控制系統來驅動無人機的飛行，主自動駕駛系統包含用以發出第一觸發訊號的訊號觸發部。第一切換單元可受第一觸發訊號的觸發而選擇讓主自動駕駛系統接管操控飛行控制系統，以控制無人機飛行；當第一觸發訊號消失時，切換單元則選擇讓副自動駕駛系統接管操控飛行控制系統，以控制無人機飛行，俾能藉由雙主、副自動駕駛系統與雙航空感測系統等硬體建置，以讓平常自動飛行控制時由主自動駕駛系統負責，副自動駕駛系統負責監看主自動駕駛系統健康狀態和發揮較佳介面能力的I2C介面的感測器讀取功能，當主自動駕駛系統失能時，則由副自動駕駛系統接手自動飛行控制的工作。
Description
本發明係有關一種具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，尤指一種具備雙主、副自動駕駛系統與雙航空感測系統等硬體建置的高空長滯(HALE)太陽能無人飛機雙自動駕駛系統技術。
按，高空長滯(HALE)太陽能無人飛機一旦升空飛行後，即可依靠太陽能電池的電力供應和電池儲能循環下，短則可飛行數日，長則可飛行數月之久，故可在空中長時間地觀測地面。可見，高空長滯(HALE)太陽能無人飛機最大的優勢在於已然可以代替衛星來執行任務。衛星科技具有國防和民生應用的需求，而高空長滯HALE(High altitude and long endurance)太陽能無人機是屬於衛星和無人機兩個領域的結合，並賦與無人飛機全新的應用和挑戰。HALE太陽能無人飛機(Solar UAV)被國際航太界認定為大氣層中的衛星，它們可飛行在20公里高的平流層，提供衛星般的服務，而製造費用低、優於衛星的照相解析度或通訊品質、具有回收可修復性。目前以Airbus的Zephyr、BAE Systems的PHASA、和Boeing的Odysseus最有成果。而韓國EAV1~3幾乎每年一台不斷的測試；瑞士AtlantikSolar翼展6米，於2015年7月締造太陽能供電81小時1000m航高的成功飛行紀錄；俄羅斯Sova翼展9.5米具有三個機身和三個controller，達到主動的機翼變形控制，以減輕突風和在惡劣天氣飛行對機翼過度彎曲的風險。
高長滯空(HALE)太陽能無人機(solar UAV)的自動駕駛儀
(autopilot)必須面對飛機穿越對流層時54~80km/hr的強風(高度7~14km間)、日夜長時間航行的電能量管理、高空任務執行的飛行控制和長時間低溫低壓飛行的穩定性等，這已超乎一般UAV autopilot的功能，必須要有專屬的自主飛行系統，尤其是自動駕駛儀(autopilot)。於2013年後廣為流行的Pixhawk autopilot採用單顆ST公司32-bit單晶片來完成。不過這些晶片的計算能力與導控迴圈計算速度皆有其極限，僅是堪用的設計而已，若要增加對航空系統周邊的整合度與導控迴圈的計算速度，並兼顧未來的擴充性，甚至要導入較先進的飛控理論、國防上多機的編隊飛行、影像處理或智慧化的演算是相當受限而不可能。
目前大區域環境監控，仍是以衛星為主，但衛星設計製作和發射佈建費用較貴，衛星每天能對台灣照相時間只有幾分鐘，只有地球同步衛星(geosynchronous satellite)才能全時停滯在任務區上空照相，衛星軌道至少400公里高以上，影像解析度或通訊延遲不如無人飛機，如能設計類衛星(Pseudo satellite)的平流層(Stratosphere)載具，利用白天太陽能發電和電池儲能的長滯空無人機，在航高(3~22km)攜帶任務酬載，類似同步衛星在任務區上空停滯數日至數月巡航。
依據所知，如果要增加自動駕駛儀(autopilot)的功能，目前習知的做法是利用多板系統來和自動駕駛儀(autopilot)分工。無人機最重要的技術核心是自動駕駛儀(autopilot)，它整合了航空感測與飛行紀錄系統、電能管理系統、飛行伺服控制系統和通訊與導航系統等。自動駕駛儀(autopilot)收到航空感測資料後，才能進行飛行控制和導航的演算，於此即可進一步達到自主飛行的目的，並透過無線通訊接收地面控制命令和下傳飛行狀態至地面站，所以無人飛機的主人是地面站的操作員。再者，既有之習知技
術只有單顆控制晶片和一套航空感測系統而已，這當如GPS、AHRS、空速管等重要感測模組一種失效時，飛機便無法飛行，因而造成無人機於長時間滯空飛行時的安全與不便等情事產生。
由上述得知，上述習知技術於自動駕駛系統與飛行感測系統的功能性建置確實未臻完善，因而有再改善的必要性；有鑑於此，如何開發出一種具備控制權轉移和備用航行感測器的雙自動駕駛技術，實已成為相關技術領域產學業者所亟欲挑戰與解決的技術課題；緣是，本發明人等乃經不斷的努力研發之下，終於研發出一套有別於上述習知技術的本發明。
本發明主要目的，在於提供一種具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，主要是藉由雙主、副自動飛行系統與雙航空感測系統等硬體建置，以讓平常自動飛行控制時由主自動飛行系統負責，副自動飛行系統負責監看主自動飛行系統健康狀態和發揮較佳介面能力的I2C介面的感測器讀取，當主自動飛行系統失能時，則由副自動飛行系統接手自動飛行控制的工作。達成本發明主要目的之技術手段，係包括太陽能無人機、主自動飛行系統、副自動飛行系統及第一切換單元。自動飛行系統用以操控飛行控制系統來驅動太陽能無人機的飛行，主自動飛行系統包含用以發出第一觸發訊號的訊號觸發部。第一切換單元可受第一觸發訊號的觸發而選擇讓主自動飛行系統接管操控飛行控制系統，以控制進太陽能無人機飛行；當第一觸發訊號消失時，切換單元則選擇讓副自動飛行系統接管操控飛行控制系統，以控制進太陽能無人機飛行。
10:太陽能無人機
11:飛行控制系統
110:伺服通道
12:第三航空感測系統
122:耗電流計
121:太陽光強度計
120:電壓電流計
20:主自動駕駛系統
21:第一航空感測系統
210,310:空速計
211,311:氣壓高度計
212,312:三軸姿態儀
213,313:GPS定位模組
214:廣播式自動監視模組
215:酬載感測模組
216:飛機顯示燈
217:飛行記錄卡
218:溫濕度計
22:第一訊號處理器
220:訊號觸發部
221:第一資料輸出腳位
222:第一無線訊號輸出腳位
30:副自動駕駛系統
31:第二航空感測系統
32:第二訊號處理器
320:第二資料輸出腳位
321:第二無線訊號輸出腳位
324:超音波風速感測器
325:SBUS接收機
40:第一切換單元
41:第一數據多工器
42:第一訊號輸入電路
50:長距無線通訊模組
51:資料接收端
60:第二切換單元
61:第二數據多工器
62:第二訊號輸入電路
70:訊號傳輸介面
80:第三數據多工器
C1:第一電容
R1:第一電阻
C2:第二電容
C3:第三電容
C4:第四電容
R2:第二電阻
S1,S1',S2,S2':切換選擇腳
圖1係本發明具體實施的功能方塊示意圖。
圖2係本發明主自動駕駛系統核心處理與航空感測實施的架構示意圖。
圖3係本發明主自、副動駕駛系統核心處理與航空感測實施的架構示意圖。
圖4係本發明主、副自動駕駛系統切換控制的實施架構示意圖。
圖5係本發明切換單元的系統切換控制實施示意圖。
圖6係本發明主自動駕駛系統向副自動駕駛系統發送讀取資料命令的通訊格式示意圖。
圖7係本發明副自動駕駛系統對主自動駕駛系統發出要求指令的通訊格式示意圖。
圖8係本發明重要模組的航空感測數據切換控制示意圖。
圖9係本發明副自動駕駛系統的控制流程實施示意圖。
圖10係本發明主自動駕駛系統的控制流程實施示意圖。
為讓 貴審查委員能進一步瞭解本發明整體的技術特徵與達成本發明目的之技術手段，玆以具體實施例並配合圖式加以詳細說明：
請配合參看圖1所示，本發明一種具體實施例，係包括一高空長滯型(HALE)太陽能無人機10、一主自動駕駛系統20、一副自動駕駛系統30及一第一切換單元40等技術內容。該飛行控制系統11設置於太陽能無人機10，用以控制太陽能無人機10飛行。該主自動駕駛系統20設置於太陽能無人機10，用以操控飛行控制系統11來控制太陽能無人機10的飛行，該主自動駕駛系統20包含一用以發出第一觸發訊號的訊號觸發部
220。該副自動駕駛系統30設置於太陽能無人機10。該第一切換單元40可受第一觸發訊號的觸發而選擇讓主自動駕駛系統20接管操控飛行控制系統11，以控制太陽能無人機10飛行；當第一觸發訊號消失時，該切換單元則選擇讓副自動駕駛系統30接管操控飛行控制系統11，以控制太陽能無人機10飛行。
請配合參看圖1所示，該主自動駕駛系統20包括一用以產生多種第一航行狀態數據的第一航空感測系統21及一用以解讀處理第一航行狀態數據為第一航行狀態資訊的第一訊號處理器22。該副自動駕駛系統30包括一用以產生多種第二航行狀態數據的第二航空感測系統31及一用以解讀處理第二航行狀態數據為第二航行狀態資訊的第二訊號處理器32。
請配合參看圖2、3所示，該第一航空感測系統21與第二航空感測系統31各自包含一用以產生空速感測數據的空速計210,310、一用以產生氣壓高度感測數據的氣壓高度計211,311、一用以產生三軸姿態感測數據的三軸姿態儀212,312、一用以產生定位訊號的GPS定位213,313及其他重要的飛行感測器。
再請配合參看圖2、3所示，本發明更包含一由主自動駕駛系統20及副自動駕駛系統30共用且共同電性連接的第三航空感測系統12，該第三航空感測系統12包含一用以感測太陽能無人機10之耗電流的耗電流計122、一用以感測太陽光強度的太陽光強度計121及一用以感測設於太陽能無人機10的一太陽能發電系統、飛行控制系統11耗電量的電壓電流計120及其感測器。
請配合參看圖1、5所示，本發明實施例中，該第一切換
單元40包含一第一數據多工器41(Mux)及一第一訊號輸入電路42，該第一數據多工器41包含二輸入部、一切換部及一輸出部，其一輸入部與第一訊號處理器22用以輸出控制飛行控制系統11之第一控制指令的複數第一資料輸出腳位221(TX)電性連接，其二輸入部與第二訊號處理器32用以輸出控制飛行控制系統11之第二控制指令的複數第二資料輸出腳位320(TX)電性連接，該切換部與第一訊號輸入電路42之輸出端電性連接，該切換部之輸入端與第一訊號處理器22作為訊號觸發部220的切換選擇腳S2電性連接，該輸出部與飛行控制系統11之複數伺服通道110電性連接；當切換選擇腳S2產生第一觸發訊號時，則經第一訊號輸入電路42輸入至第一數據多工器41的切換部，該第一數據多工器41則使複數第一資料輸出腳位221(TX)與複數伺服通道110電性導通，用以使第一訊號處理器22的第一控制指令傳輸至複數伺服通道110；當切換選擇腳S2無第一觸發訊號時(如故障；或當機時)，該第一數據多工器41則使複數第二資料輸出腳位320(TX)與複數伺服通道110電性導通，用以使第二訊號處理器32的第二控制指令傳輸至複數伺服通道110。
具體的，如圖5所示，該第一訊號輸入電路42包含一第一電容C1、一第一電阻R1及一第三電容C3，該第一電容C1一端作為輸入端而與切換選擇腳S2電性連接，該第一電容C1另端與第一電阻R1的一端電性連接，該第一電阻R1另端與第三電容C3一端電性連接，該第一電阻R1與第三電容C3電性連接的接點與切換部電性連接，該第三電容C3另端則接地，該第二訊號處理器32之一切換選擇腳S2'則電性連接於第一電阻R1與第三電容C3電性連接的接點上。
請配合參看圖2~4所示，本發明更包含一用以與一地面站
進行長距無線通訊的長距無線通訊模組50及一第二切換單元60，該第二切換單元60包含一第二數據多工器61及一第二訊號輸入電路62，該第二數據多工器61包含二輸入部、一切換部及一輸出部，其一該輸入部與第一訊號處理器22用以輸出無線訊號的一第一無線訊號輸出腳位222(TX)電性連接，其二輸入部與第二訊號處理器32用以輸出無線訊號的一第二無線訊號輸出腳位321(TX)電性連接，該切換部與第二訊號輸入電路62之輸出端電性連接，該切換部之輸入端與第一訊號處理器22之切換選擇腳S1電性連接，該輸出部與長距無線通訊模組50的一資料接收端51電性連接；當切換選擇腳S1產生第二觸發訊號(即方波)時，則經第二訊號輸入電路62輸入至第二數據多工器61的切換部，該第二數據多工器61則使第一無線訊號輸出腳位222與資料接收端51電性導通，用以使第一訊號處理器22與地面站進行長距離的無線通訊；當切換選擇腳S1無第二觸發訊號時，該第二數據多工器61則使第二無線訊號輸出腳位321與資料接收端51電性導通，用以使第二訊號處理器32與地面站進行長距離的無線通訊。
具體的，請配合參看圖5所示，該第二訊號輸入電路62包含一第二電容C2、一第二電阻R2及一第四電容C4，該第二電容C2一端作為輸入端而與切換選擇腳S1電性連接，該第二電容C2另端電性連接第二電阻R2的一端，該第二電阻R2另端與第四電容C4一端電性連接，該第二電阻R2與第四電容C4電性連接的接點與切換部電性連接，該第四電容C4另端則接地，該第二訊號處理器32之一切換選擇腳S1'則電性連接於第二電阻R2與第四電容C4電性連接的接點上。
請配合參看圖1、3、4所示，該主自動駕駛系統20係透過
一訊號傳輸介面70(如12C通訊介面)與副自動駕駛系統30資訊連結，於太陽能無人機10飛行時，該副自動駕駛系統30會於預設之固定間隔時間透過訊號傳輸介面70發出回覆正常的要求指令給主自動駕駛系統20，當主自動駕駛系統20接收到要求指令時，該主自動駕駛系統20則透過訊號傳輸介面70發出狀況正常的回覆訊號給副自動駕駛系統30。當副自動駕駛系統30未收到回覆訊號時，則持續重覆發出要求指令，當要求指令持續發出時間達到一預設時間時，該副自動駕駛系統30則判斷主自動駕駛系統20故障，並透過一切換電路(本圖式例未示；如電晶體或繼電器)使第一觸發訊號斷開而消失，以讓副自動駕駛系統30接管操控飛行控制系統11。
本發明自動駕駛(autopilot)硬體系統與各航空感測系統確實可以實現雙晶片與雙航空感測系統redundancy的自動駕駛(autopilot)硬體架構。其中，雙晶片係採master和slave分工，平常自動駕駛(autopilot)由運算能力強的第一訊號處理器22；master(三核心32位元)負責，第二訊號處理器32；slave(單核心16位元)負責監看master的健康狀態和發揮較佳介面能力的I2C通通訊介面感測器讀取，並將第二套航空感測系統和風向風速資料分享給master，而如果有發現和確認master已經失能時，則接手自動駕駛(autopilot)的大部分工作，結束任務返航和降落檢查。而slave的健康狀態則由自己的看門狗(watchdog)來維持，雙晶片則使用I2C通訊介面來溝通。
較佳的，本發明第一訊號處理器22(即主晶片)係採用第一代AURIXTM三核心TC275T晶片，具有1440DMIPS@200MHz整合空速計、氣壓高度計、三軸姿態、GPS等航空感測器和Micro SD飛行紀錄卡，並增加太陽能無人機10所需的太陽光強度計、溫溼度計、電壓計、電流計等，然後輸出8個PWM伺服通道110來控制馬達和翼面伺服器，並透過(P900)
遠距無線通訊模組50進行上下鏈路的資料無線傳輸。
較佳的，本發明第二訊號處理器32(即次晶片)係選擇較便宜的Microchip 16-bit disPIC33單核心晶片。在第一訊號處理器22程式發展環境下，首先設計航空感測系統的介面讀取driver和感測器資料fusion整合程式，整合空速計210,310(airspeed)、氣壓高度計211,311(altimeter)、三軸姿態儀212,312(AHRS)、GPS定位模組213,313等感測器和Micro SD飛行紀錄卡217，並增加太陽能無人機10所需的太陽光強度計121(BPW34)、溫濕度計218(SHT35)、電壓電流計120(WCS1800)等。但由於TC275T週邊的驅動driver並不容易修改，目前UART介面和AD轉換使用上較沒有問題，但I2C通訊介面和直接記憶體存取(DMA)的使用較受限於示例代碼(sample code)無法修改為本發明需要的功能。而以I2C為介面的感測器眾多，所以本發明係使用修改I2C和DMA程式較方便的dsPIC33EP的晶片系列，做為主晶片(master)TC275T的次晶片(slave)晶片，具有自動駕駛(autopilot)的冗餘(redundancy)訊號處理器功能。dsPIC33EP晶片使用I2C2收集感測器的資料和處理後，再經另一個I2C1或者UART介面傳給TC275T。本發明將較重要的GPS定位模組213,313、三軸姿態儀212,31態(AHRS)、氣壓高度計211,311和空速計210,310，讓TC275T和dsPIC33EP晶片都各有一套，讓航空感測系統具有redundancy的規劃。
如圖2、3所示，該第一訊號處理器22電性連接一廣播式自動監視模組214(ADS-B)、酬載感測模組215(payload)、飛機顯示燈216(LIGHT)及飛行記錄卡217(MICRO SD)；該第二訊號處理器32電性連接一超音波風速感測器324(FT205)及一SBUS接收機325。其中，ADS-B是一種飛機監視技術，飛機通過衛星導航系統確定其位置，並進行定期廣播，使其可被追蹤。FT205是新一代輕量級超音波風速感測器。SBUS接收機是
目視範圍手動遙控器RC的接收機，除了維持運作之基本系統外，其餘之荷重稱為酬載。此外，酬載通常係以重量表示之，在飛機上(包括民用機、軍用機或無人駕駛飛機)是指可消耗，可運送或可做為達成某些專門任務目的之負荷，如相機或基地台等。
從圖3得知，主晶片與次晶片共用的周邊有自動駕駛(autopilot)的耗電流計122(ACS724)、量測太陽能發電和飛行控制系統11耗電的電壓電流計120(WCS1800)、量測太陽光強度的太陽光強度計121(BPW34)皆為電壓輸出，直接接到兩顆晶片的A/D轉換輸入，並不需要切換電路。而長距無線通訊模組50(P900)的TX腳位也可以直接接到兩顆晶片通用異步收發介面(UART)的RX腳位，至於長距無線通訊模組50(P900)的接收端51(RX)則是對地面站無線傳輸，所以需要一個通道切換的機能設置，主要是由第二切換選擇腳(S1)來選取是由主晶片發送還是次晶片發送。而8個伺服通道110(servo)也需要通道切換的機能設置，並由選取切換選擇腳S2，是由主晶片或是次晶片執行飛行控制與導航。如圖5所示，本發明設計主晶片的主程式會產生方波訊號至切換選擇腳S2和切換選擇腳S1。切換選擇腳S1經過第二電容C2和第二電阻R2再到切換選擇腳S1’；或切換選擇腳S2經過第一電容C1和第一電阻R1再到切換選擇腳S2’。此時切換選擇腳S1’和S2’是高電位，選擇伺服器是由主晶片TC275T控制；而當主晶片失能時這一方波就不會產生，所以切換選擇線自動變為低電位，選擇飛行控制系統11之伺服器是由次晶片(dsPIC33EP)控制。
本發明於主晶片失能時，係由次晶片接收控制飛機飛回地面站和降落(RC遙控或自動降落)。次晶片接手控制飛機時，必須擁有最基本的航空感測與伺服控制的能力，所以GPS2、AHRS2、空速計和氣壓高度計等基本感測器都直接電性連接在次晶片上，無須主晶片提供。唯一要再說
明的是，長距通訊模組50(P900)的RX和伺服通道110的切換訊號。話說主晶片已經失能，又如何能產生切換訊號？本發明設計主晶片的主程式會產生方波訊號，經過電容再到切換選擇線和接地電阻，此時切換選擇線是高電位，選擇伺服器是由主晶片控制；而當主晶片失能時這一方波就不會產生，所以切換選擇線為低電位，選擇伺服器是由次晶片控制。次晶片如何能知道主晶片失能，可以有下列三個方法步驟：
(1)連續讀取S1’或S2’的訊號為0時。
(2)次晶片重複透過雙晶片通訊送出health請求，如主晶片在一定時間內都沒有回覆，就代表主晶片失能。
(3)如果次晶片收到主晶片的health內容是屬於不正常的health狀態。
以圖9的次晶片軟體流程圖實現感測主晶片處於失能的狀態。當次晶片感測到主晶片失能，可以先嘗試重置主晶片，再不行就要接手飛機的控制和導航工作，結束任務將太陽能無人機10飛回地面站降落檢查。至於次晶片自己健康狀態的維護，是靠本身的看門狗(watchdog)。此外，如果次晶片要強制接手太陽能無人機10的控制，是可以把平時設定為輸入的S1’和S2’改為輸出腳位，強制把通道切換為次晶片dsPIC33EP使用。由於次晶片平常需將所收集的航空感測資料處理，和第二套的GPS2和AHRS2定期傳送給主晶片，達到重要航空感測器的redundancy，同時主晶片的健康狀態也需要次晶片透過本通道監控。本發明為增加可用UART的數量，選擇以I2C1做為雙晶片的通訊介面。當然也可以選擇CAN bus，但本發明已選擇無CAN bus的dsPIC33EP晶片，以節省成本和耗電。目前選擇此I2C的通訊架構為主晶片是master和次晶片為slave及address是33h。此I2C的通訊協定為圖6~7所示。
對固定翼飛機來說，能維持飛行的基本航空感測器就是重要模組，包括GPS、AHRS、airspeed、氣壓高度計等。如圖3、8所示，本發明在主和次晶片上都各自接一套重要的第一、第二航空感測系統21,31。平常是由主晶片掌管飛機的飛控和導航任務執行，當主晶片上的某個重要模組不正常時，主晶片就會採用次晶片平常一直在傳送另一套重要模組的資料，維持任務的執行或者結束返航檢查和更換。這就是本發明的重要模組redundancy設計。從上一節雙晶片的通訊協定，次晶片透過I2C或者UART一直以20Hz的更新率，傳送a、g、p和t四個sentence給主晶片，這四個sentencc包括了GPS、AHRS、airspeed等重要資訊，達到維持基本飛行的航空感測資料，如圖8所示係以第三數據多工器80的硬體或者如圖10的軟體流程圖來選擇切換第一或第二航空感測系統21,31的航空感測數據。
再者，圖9所示係為本發明副自動駕駛系統的軟體控制流程實施示意圖。而圖10所示則為本發明主自動駕駛系統的軟體控制流程實施示意圖。
經上述具體實施例的詳細說明后，本發明確實可以藉由雙主、副自動飛行系統與雙航空感測系統等硬體建置，以讓平常自動飛行控制時由主自動飛行系統負責，副自動飛行系統負責監看主自動飛行系統健康狀態和發揮較佳介面能力的I2C介面的感測器讀取，當主自動飛行系統失能時，則由副自動飛行系統接手自動飛行控制的工作。
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:太陽能無人機
11:飛行控制系統
12:第三航空感測系統
20:主自動駕駛系統
21:第一航空感測系統
22:第一訊號處理器
220:訊號觸發部
30:副自動駕駛系統
31:第二航空感測系統
32:第二訊號處理器
70:訊號傳輸介面
Claims (9)
- 一種具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其包括：一太陽能無人機；一飛行控制系統，其設置於該太陽能無人機，用以控制該太陽能無人機飛行；一主自動駕駛系統，其設置於該太陽能無人機，用以操控該飛行控制系統來驅動該太陽能無人機的飛行，該主自動駕駛系統包含一用以發出一第一觸發訊號的訊號觸發部；一副自動駕駛系統，其設置於該太陽能無人機；及一第一切換單元，其可受該第一觸發訊號的觸發而選擇讓該主自動駕駛系統接管操控該飛行控制系統，以控制該太陽能無人機飛行；當該第一觸發訊號消失時，該切換單元則選擇讓該副自動駕駛系統接管操控該飛行控制系統，以控制該太陽能無人機飛行；其中，該主自動駕駛系統包括一用以產生多種第一航行狀態數據的第一航空感測系統及一用以解讀處理該第一航行狀態數據為第一航行狀態資訊的第一訊號處理器，該副自動駕駛系統包括一用以產生多種第二航行狀態數據的第二航空感測系統及一用以解讀處理該第二航行狀態數據為第二航行狀態資訊的第二訊號處理器。
- 如請求項1所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其中，該第一航空感測系統與該第二航空感測系統各自包含一用以產生空速感測數據的空速計、一用以產生氣壓高度感測數據的氣壓高度計、一用以產生三軸姿態感測數據與航向的三軸姿態儀及一用以產生定位資訊與飛行速度方向的GPS定位模組。
- 如請求項1所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其更包含一由該主自動駕駛系統及該副自動駕駛系統共用且共同電性連接的第三航空感測系統，該第三航空感測系統包含一用以感測該太陽能無人機之耗電流的耗電流計、一用以感測太陽光強度的太陽光強度計及一用以感測設於太陽能無人機的一太陽能發電系統與該飛行控制系統耗電量的電壓電流計。
- 如請求項1所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其中，該第一切換單元包含一第一數據多工器及一第一訊號輸入電路，該第一數據多工器包含二輸入部、一切換部及一輸出部，其一該輸入部與該第一訊號處理器用以輸出控制該飛行控制系統之第一控制指令的複數第一資料輸出腳位電性連接，其二該輸入部與該第二訊號處理器用以輸出控制該飛行控制系統之第二控制指令的複數第二資料輸出腳位電性連接，該切換部與該第一訊號輸入電路之輸出端電性連接，該切換部之輸入端與該第一訊號處理器之作為該訊號觸發部的一第一切換選擇腳電性連接，該輸出部與該飛行控制系統之複數伺服通道電性連接；當該第一切換選擇腳產生該第一觸發訊號時，則經該第一訊號輸入電路輸入至該第一數據多工器的該切換部，該第一數據多工器則使複數第一資料輸出腳位與該複數伺服通道電性導通，用以使該第一訊號處理器的該第一控制指令傳輸至該複數伺服通道；當該第一切換選擇腳無該第一觸發訊號時，該第一數據多工器則使複數第二資料輸出腳位與該複數伺服通道電性導通，用以使該第二訊號處理器的該第二控制指令傳輸至該複數伺服通道。
- 如請求項4所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系 統，其中，該第一訊號輸入電路包含一第一電容、一第一電阻及一第三電容，該第一電容一端作為輸入端而與該切換選擇腳(S2)電性連接，該第一電容另端與該第一電阻的一端電性連接，該第一電阻另端與該第三電容一端電性連接，該第一電阻與該第三電容電性連接的接點與該切換部電性連接，該第三電容另端則接地，該第二訊號處理器之一切換選擇腳(S2')則電性連接於該第一電阻與該第三電容電性連接的該接點上。
- 如請求項1所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其更包含一用以與一地面站進行長距無線通訊的長距無線通訊模組及一第二切換單元，該第二切換單元包含一第二數據多工器及一第二訊號輸入電路，該第二數據多工器包含二輸入部、一切換部及一輸出部，其一該輸入部與該第一訊號處理器用以輸出無線訊號的一第一無線訊號輸出腳位電性連接，其二該輸入部與該第二訊號處理器用以輸出無線訊號的一第二無線訊號輸出腳位電性連接，該切換部與該第二訊號輸入電路之輸出端電性連接，該切換部之輸入端與該第一訊號處理器之一第三切換選擇腳電性連接，該輸出部與該長距無線通訊模組的一資料接收端電性連接；當該第三切換選擇腳產生第二觸發訊號時，則經該第二訊號輸入電路輸入至該第二數據多工器的該切換部，該第二數據多工器則使該第一無線訊號輸出腳位與該資料接收端電性導通，用以使該第一訊號處理器與該地面站進行長距離的無線通訊；當該第三切換選擇腳無該第二觸發訊號時，該第二數據多工器則使該第二無線訊號輸出腳位與該資料接收端電性導通，用以使該第二訊號處理器與該地面站進行長距離的無線通訊。
- 如請求項6所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系 統，其中，該第二訊號輸入電路包含一第二電容、一第二電阻及一第四電容，該第二電容一端作為輸入端而與切換選擇腳(S1)電性連接，該第二電容另端電性連接該第二電阻的一端，該第二電阻另端與該第四電容一端電性連接，該第二電阻與該第四電容電性連接的接點與該切換部電性連接，該第四電容另端則接地，該第二訊號處理器之一切換選擇腳(S1')則電性連接於該第二電阻與該第四電容電性連接的該接點上。
- 如請求項1所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其中，該主自動駕駛系統係透過一訊號傳輸介面與該副自動駕駛系統資訊連結，於該太陽能無人機飛行時，該副自動駕駛系統會於預設之固定間隔時間透過該訊號傳輸介面發出回覆正常的要求指令給該主自動駕駛系統，當該主自動駕駛系統接收到該要求指令時，該主自動駕駛系統則透過該訊號傳輸介面發出狀況正常的回覆訊號給該副自動駕駛系統。
- 如請求項8所述之具控制權轉移和備用航空感測器的雙自動駕駛系統，其中，當該副自動駕駛系統未收到該回覆訊號時，則持續重覆發出該要求指令，當該要求指令持續發出時間達到一預設時間時，該副自動駕駛系統則判斷該主自動駕駛系統故障，並透過一切換電路使該第一觸發訊號斷開，以讓該副自動駕駛系統接管操控該飛行控制系統。
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| TW201823899A (zh) * | 2016-08-01 | 2018-07-01 | 高通公司 | 動態地控制用於處理感測器輸出資料的參數以用於碰撞避免和路徑規劃的系統和方法 |
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-
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