具有可交换部件的无人驾驶飞机系统的制作方法

相关申请的交叉引用

本专利合作条约专利申请要求2017年8月1日提交的名称为“unmannedaircraftsystemwithswappablecomponents”(具有可交换部件的无人驾驶飞机系统)的美国临时申请no.62/540,000的优先权，该临时申请的内容全文以引用方式并入本文。

所述实施方案整体涉及无人驾驶飞行器，并且更具体地涉及具有可交换部件的无人驾驶飞行器。

背景技术：

无人驾驶飞行器(uav)对于各种应用越来越受欢迎。例如，uav在业余爱好者和发烧友中普遍用于娱乐活动，并且愈发被认为是可行的包裹投递飞行器。uav采取许多形式，诸如旋翼飞机(例如，直升机、四旋翼飞行器)以及固定翼飞机。uav还可被配置用于不同的自主程度并且可具有不同的复杂度。例如，简单uav仅具有基本航空电子设备，其仅可由人类操作的遥控器来控制。更复杂的uav可被配置有复杂的航空电子设备和先进的计算机，并且可被配置用于完全自主和/或半自主的飞行。

技术实现要素：

无人驾驶飞行器可包括机身；锚结构，该锚结构耦合到机身并且包括机翼保持结构和功率模块保持结构；机翼，该机翼可释放地耦合到机翼保持结构，从而将机翼耦合到机身；以及功率模块，该功率模块可释放地耦合到功率模块保持结构，从而将功率模块耦合到机身。

锚结构可包括整体金属框架，该整体金属框架限定机翼保持结构和功率模块保持结构两者的至少一部分，机身可限定腔体，该腔体被配置为在其中接收功率模块，并且整体金属框架可安装到机身并与腔体相邻。机翼保持结构可包括保持销，并且机翼可包括安装托架，该安装托架限定保持狭槽，该保持狭槽被配置为可滑动地接合保持销。该保持销可为第一保持销，功率模块保持结构可包括第二保持销，并且功率模块可被配置为可滑动地接合第二保持销。功率模块可接收在腔体内，功率模块防止机翼的安装托架脱离第一保持销。

无人驾驶飞行器还可包括电路板，该电路板附接到锚结构，以及处理器，该处理器附接到电路板并且被配置为控制无人驾驶飞行器的飞行操作。机翼与机翼保持结构之间的耦合可为机翼与机身之间的专用升力转移连接。机身可包括承重框架以及附接到承重框架的闭孔聚合物泡沫主体，并且锚结构可附接到承重框架。

无人驾驶飞行器可包括机身和集成耦合与控制单元，该集成耦合与控制单元耦合到机身并且包括框架构件、耦合到框架构件的电路板、附接到电路板的处理器、第一机翼电连接器以及第一功率模块电连接器。无人驾驶飞行器还可包括机翼，该机翼包括第二机翼电连接器，该第二机翼电连接器被配置为可拆除地耦合到第一机翼电连接器；以及功率模块，该功率模块包括第二功率模块电连接器，该第二功率模块电连接器被配置为可拆除地耦合到第一功率模块电连接器。

机翼可包括可移动的飞行控制表面和致动器，该致动器耦合到飞行控制表面并被配置为移动可移动的飞行控制表面，并且处理器可被配置为经由第一机翼电连接器和第二机翼电连接器将信号发送到致动器，以引起可移动的飞行控制表面的移动。框架构件可包括机翼保持结构，并且机翼可包括托架，该托架被配置为机械地接合机翼保持结构。

第二机翼电连接器可以以与托架的固定位置关系耦合到机翼，从而在托架与机翼保持结构至少部分地机械接合时引起第一机翼电连接器与第二机翼电连接器电接合。该托架可为第一托架，框架构件可包括功率模块保持结构，并且功率模块可包括第二托架，该第二托架被配置为机械地接合功率模块保持结构。

第二功率模块电连接器可以以与第二托架的固定位置关系耦合到功率模块，从而在第二托架与功率模块保持结构至少部分地机械接合时引起第一功率模块电连接器与第二功率模块电连接器电接合。功率模块可包括锁定机构，该锁定机构被配置为将功率模块保持到机身，从而保持第一托架与机翼保持结构之间以及第二托架与功率模块保持结构之间的机械接合。锁定机构可包括滑动凸轮机构。

功率模块可包括可在打开位置与锁定位置之间移动的手柄，以及耦合到手柄的滑动凸轮。当手柄从打开位置移动到锁定位置时，滑动凸轮可接合锁定销。机翼可在机翼的顶侧上限定通道，当手柄处于锁定位置时，手柄可接收在通道中，并且手柄的暴露部分和与通道相邻的机翼的一部分可限定机身的基本上连续的外表面。

无人驾驶飞行器可包括机身，该机身包括基本上刚性的框架和聚合物材料，该聚合物材料附接到基本上刚性的框架的至少一部分以限定机身的外表面。无人驾驶飞行器还可包括锚结构，该锚结构经由基本上刚性的框架附接到机身；机翼，该机翼经由与锚结构的机械接合来可释放地耦合到机身；以及功率模块，该功率模块经由与锚结构的机械接合来可释放地耦合到机身。机翼与锚结构之间的机械接合可基本上为用于将升力从机翼转移到机身的唯一连接。锚结构可包括机翼保持结构，并且机翼可包括安装托架，该安装托架被配置为通过沿着安装路径平移机翼来接合机翼保持结构。当机翼和功率模块可释放地耦合到机身时，功率模块可防止机翼在与安装路径相反的拆除路径中平移。

机身可限定无人驾驶飞行器的机头部分以及机头部分与机翼之间的腔体，并且功率模块可接收在腔体中。无人驾驶飞行器可包括可展开的降落伞，该可展开的降落伞经由绳索耦合到锚结构。

用于无人驾驶飞行器的可展开的降落伞系统可包括限定腔体的主体；柱塞，该柱塞位于腔体内并且将腔体分成柱塞一侧上的第一室和与第一侧相对的柱塞第二侧上的第二室；定位在第一室中的降落伞；以及定位在第二室中的推进剂。推进剂可被配置为在第一室内膨胀以沿着弹射方向推动柱塞，从而从腔体排出降落伞，并且柱塞可被配置为在降落伞已从腔体排出之后保留在腔体内。推进剂可包括炸药装药。推进剂可包括压缩气体。

主体可在主体的第一端处限定开口，可通过该开口从腔体排出降落伞，并且可展开的降落伞系统可包括保持唇缘，该保持唇缘靠近该开口并被配置为在降落伞展开之后接触柱塞以将柱塞保持在腔体内。

可展开的降落伞系统可包括顶盖，该顶盖耦合到主体并且基本上覆盖该开口；第一绳索，该第一绳索将降落伞耦合到顶盖；以及第二绳索，该第二绳索被配置为将顶盖耦合到无人驾驶飞行器的降落伞连接点。可展开的降落伞系统可包括基本上围绕降落伞的套筒，其中柱塞被配置为通过推动套筒来排出降落伞。

用于无人驾驶飞行器的电池组可包括主体；电池单元座，该电池单元座附接到主体并包括壁，该壁限定第一表面和第二表面，该第一表面限定电池组的外表面并且该第二表面限定腔体的内表面；电连接器，该电连接器至少部分地定位在腔体内；以及电池单元，该电池单元至少部分地定位在腔体中并且电连接到电连接器，其中在电池单元故障的情况下，电池单元被配置为朝壁排放气体。

第一表面可限定无人驾驶飞行器的外表面。在电池单元故障的情况下，电池单元可被配置为穿过腔体的内表面形成壁中的开口，从而将气体排放到电池组外部的环境。该壁可由聚合物材料形成，该聚合物材料被配置为在电池故障的情况下局部失效以允许电池单元形成壁中的开口。电池单元座可被配置为从电池单元吸取热量并且通过壁将热量转移到电池组外部的环境。

电池组还可包括附加电池单元座，该附加电池单元座附接到外壳并包括附加壁，该附加壁限定第三表面和第四表面，该第三表面限定电池组的附加外表面并且该第四表面限定附加腔体的附加内表面。电池组还可包括附加电池单元，该附加电池单元至少部分地定位在附加腔体中。外表面可被配置为限定无人驾驶飞行器的顶表面的一部分，并且附加外表面可被配置为限定无人驾驶飞行器的底表面的一部分。

无人驾驶飞行器可包括机身；锚结构，该锚结构耦合到机身并包括电池组保持结构；以及电池组，该电池组可释放地耦合到电池组保持结构，从而将电池组耦合到机身。电池组可包括电池单元座，该电池单元座包括壁，该壁限定第一表面和第二表面，该第一表面限定无人驾驶飞行器的外表面的至少一部分，并且该第二表面限定腔体的内表面。电池组还可包括电池单元，该电池单元至少部分地定位在腔体中。电池单元座可被配置为从电池单元吸取热量并且通过壁将热量转移到在飞行期间沿着无人驾驶飞行器的外表面流动的空气。在电池单元故障的情况下，电池单元可被配置为穿过腔体的内表面形成壁中的开口，从而将气体从电池单元排放到在飞行期间沿着无人驾驶飞行器的外表面流动的空气。

无人驾驶飞行器的外表面可为无人驾驶飞行器的顶部外表面，并且电池组可包括附加电池单元座，该附加电池单元座包括附加壁，该附加壁限定无人驾驶飞行器的底部外表面的至少一部分，该附加电池单元座被配置为从附加电池单元吸取热量并且通过附加壁将热量从附加电池单元转移到在飞行期间沿着无人驾驶飞行器的底部外表面流动的空气。

无人驾驶飞行器可包括机身和集成耦合与控制单元，该集成耦合与控制单元耦合到机身并且包括金属框架构件，该金属框架构件具有由底壁和从底壁延伸的侧壁限定的腔体；耦合到框架构件的电路板；附接到电路板并且至少部分地定位在腔体内的处理器；耦合到电路板的屏蔽材料；以及压缩在电路板与金属框架构件之间的导电可变形材料。导电可变形材料可被配置为形成电路板与金属框架构件之间的防水密封件并且将金属框架构件导电地耦合到屏蔽材料。无人驾驶飞行器还可包括机翼，该机翼机械地保持到框架构件并且电耦合到处理器。

处理器可附接到电路板的第一表面，并且屏蔽材料可附接到与第一表面相对的电路板的第二表面。处理器可基本上封闭在由腔体、导电可变形材料和电路板限定的体积内。导电可变形材料可为其中嵌入有导电颗粒的聚合物材料。导电可变形材料可沿着侧壁的顶侧定位。

金属框架构件可限定附加腔体，并且集成耦合与控制单元可包括附加处理器，该附加处理器附接到电路板并且至少部分地定位在附加腔体内，其中附加腔体不同于腔体并且附加处理器是处理器的冗余备份。

用于操作无人驾驶飞行器的系统可包括计算机系统，该计算机系统被配置为接收指定目的地位点的服务请求；将无人驾驶飞行器配置为飞往目的地位点；当无人驾驶飞行器正飞往目的地位点时，接收路线细化信息并且至少部分地基于路线细化信息来生成更新的导航数据；以及将更新的导航数据发送到无人驾驶飞行器。该系统还可包括无人驾驶飞行器，该无人驾驶飞行器包括机身；锚结构，该锚结构耦合到机身并且包括机翼保持结构；电路板；耦合到电路板的机翼电连接器；以及处理器，该处理器耦合到电路板并且被配置为控制无人驾驶飞行器的飞行操作。无人驾驶飞行器还可包括机翼，该机翼机械地耦合到机翼保持结构且电耦合到机翼电连接器，并且包括用于移动可移动的飞行控制表面的致动器。无人驾驶飞行器可被配置为在处理器处接收更新的导航数据，并且经由机翼电连接器将控制信号发送到致动器以移动可移动的飞行控制表面，并引起无人驾驶飞行器沿着由更新的导航数据限定的路径导航。

附图说明

通过以下结合附图进行的详细描述，将易于理解本公开，其中类似的附图标记表示类似的结构元件，并且其中：

图1a至图1b描绘了示例性无人驾驶飞行器(uav)；

图2a至图2b描绘了图1a至图1b的uav的侧视图；

图3a至图3b描绘了图1a至图1b的uav的局部视图，示出了uav的内部结构的细节；

图4a至图4d描绘了图1a至图1b的uav的分解图，示出了从机身拆除了其机翼结构和功率模块的uav；

图5描绘了图1a至图1b的uav的一部分的分解图，示出了从uav的框架拆除的锚结构；

图6a至图6c描绘了在将机翼结构和功率模块附接到机身的各个阶段时图1a至图1b的uav的一部分；

图7a至图7c描绘了各个接合阶段中的功率模块的锁定机构；

图8a至图8b描绘了具有机翼结构和功率模块的替代安装布置和锁定机构的uav的一部分；

图8c至图8j描绘了图8a至图8b的uav的一部分，示出了机翼结构和功率模块的安装布置和锁定机构的各方面；

图9a至图9e描绘了各个接合阶段中的图8a至图8h的uav的锁定机构；

图10a描绘了机翼托架与锚结构之间的接合的局部视图；

图10b描绘了功率模块与锚结构之间的接合的局部视图；

图10c描绘了另一个示例性机翼托架与另一个示例性锚结构之间的接合的局部视图；

图10d至图10e描绘了另一个示例性功率模块与图10c的锚结构之间的接合的局部视图；

图11a描绘了集成耦合与控制单元；

图11b描绘了图11a的集成耦合与控制单元的分解图；

图11c描绘了图11a的集成耦合与控制单元的电路板的底视图；

图12a至图12b描绘了降落伞展开阶段期间的图1a至图1b的uav；

图13描绘了降落伞展开之后的图1a至图1b的uav的一部分；

图14a至图14e描绘了可展开的降落伞系统；

图15描绘了用于uav的功率模块；

图16描绘了图15的功率模块的分解图；

图17a至图17b描绘了图15的功率模块的局部剖视图；

图18a是示出无人驾驶飞行系统(uas)的部件及可与uas对接的实体的示意图；

图18b是示出uav发射过程的示意图；

图19a是示出uav的部件的示意图；

图19b是示出用于使飞行变更路线的过程的示意图；

图20是示出配送中心的部件的示意图；并且

图21是根据一个示例性实施方案的示出全局服务的部件的示意图。

具体实施方式

现在将详细参考附图所示的代表性实施方案。应当理解，以下描述并非旨在将这些实施方案限于一个优选的实施方案。相反，其旨在覆盖如可包括在由所附权利要求限定的所述实施方案的实质和范围内的替代形式、修改形式和等同物。

本文所述的实施方案整体涉及具有可交换部件的无人驾驶飞行器(uav)，其使用集成耦合与控制单元来促进部件的快速有效耦合和解耦，同时产生牢固的机械连接及电连接。从广义上讲，具有可交换部件的uav可包括机翼和电池组，它们可牢固地附接到机身以实现飞行，但也可迅速便捷地从机身拆除，而不会损坏机翼、电池组或机身。将可拆除的耦合用于此类部件可提供许多优点。例如，如果机翼损坏或需要维护，则其可迅速便捷地从机身拆除并且进行维修或更换为另一个机翼。作为另一个示例，可交换的电池组可允许特定uav的任务之间的更快周转，因为废旧的电池可被迅速更换为预充电的电池，从而无需使整个uav停飞以对更永久附连的电池充电。

为了使飞行持续时间和有效载荷容量最大化，uav可被设计为尽可能轻。然而，轻质材料可弱于更重的材料。例如，主要利用聚合物泡沫材料构造机身可轻于由铝或其他金属制造的机身，但其也可比金属更弱或更易损坏。此外，此类轻质材料可能不太能够支撑与uav的其他部件诸如机翼、电池组(其可占uav总重量的至多20％、30％、40％或更多)等的结构连接。

本文所述的uav解决了常规uav设计的这些和其他缺点。具体地讲，描述了uav系统，其中机身在锚结构周围构造，该锚结构提供机身、机翼和电池组之间的主要承重连接。例如，锚结构(其可为具有保持结构(例如，销)的金属结构)在结构上附接到轻质机身。电池组经由与附接结构中的一者的可释放耦合来附接到uav，并且机翼经由与附接结构中的另一者的可释放耦合来附接到uav。由于机翼与机身及电池与机身之间的主要承重连接经由锚结构进行，因此可省略附加结构连接。这可降低uav的总重量，同时还简化了部件之间的机械互连并且促进了部件的简单、快速且准确的耦合和解耦。

除了提供机翼、电池组和机身之间的承重机械耦合之外，锚结构还可为uav的航空电子设备(包括电路板、处理器、天线、通信电路等)提供安装件。出于各种原因，这可为航空电子设备的方便位置。例如，机翼和电池组可直接耦合到锚结构。当拆除这些部件时，它们可允许直接进入航空电子设备以进行检查、维修、更换等。此外，虽然锚结构可在结构上耦合到机身，但从机身拆除可相对较简单。因此，整个锚结构可作为单个模块来拆除以促进简单有效的更换和维修。航空电子设备与锚结构的集成也可被设计为使得锚结构形成航空电子设备的环境密封件和电磁屏蔽件的一部分。本文将更详细描述此类特征和有益效果。

由于锚结构承载uav的航空电子设备并且还具有与机翼和电池组的直接机械连接，因此电连接器还可耦合到锚结构以促进机翼与航空电子设备及电池组与航空电子设备之间的电连接。电连接器可耦合到锚结构，使得将机翼机械地固定到锚结构会产生机翼和锚结构上的互补电连接器之间的主动电连接。更具体地讲，用于将机翼物理地附接和保持到锚结构的机构可具有高精度、自对准构型，其在配合在一起时，自动地使对应电连接器彼此对准。类似的连接方案可用于将电池组电连接到锚结构。这允许利用单个耦合过程在机翼与机身(及电池组与机身)之间形成机械连接和电连接两者，从而进一步降低原本复杂且耗时的过程的时间和复杂性。还可包括锚结构与电池组或机翼之间的其他类型的连接器，诸如以将冷却剂管或其他流体导管连接在一起。例如，电池组或机翼可具有热交换器，并且流体导管可用于将热量从锚结构上的电气部件或其他部件吸取到热交换器。

用于将机翼和电池组耦合到锚结构的机构可以以高精度和准确度来设计和制造，因此促进了所有部件、连接器等之间高度准确且可重复的对准。此外，这种高精度的设计和构造改善了各种部件的可互换性，从而允许不同电池组、机翼和机身被组合以产生单个uav。另外，该高精度的设计和构造减少了部件之间的宽松配合，所述宽松配合可造成振动、振荡、咔嗒声或其他可能对uav的操作有害的现象(例如，通过引起不稳定的飞行、部件的意外分离等)。

锚结构也可充当uav的其他部件的承重结构。例如，如本文所述的uav可配有降落伞以便在故障、失去功率的情况下控制uav的下降，或以其他方式产生uav的基本上受控的着陆。然而，将降落伞附接到uav机身的轻质材料可能不可行，因为它们可能不适合或不能够在降落伞下降期间支撑整个uav的重量。因此，降落伞可附接到锚结构，该锚结构作为机身的承重连接点，能够经由降落伞支撑整个uav。

锚结构、航空电子设备和电连接器(以及其他可能部件)的组合在本文中可被称为集成耦合与控制单元。如上文所阐述及本文更详细描述，集成耦合与控制单元提供uav的部件之间的许多结构连接和电连接。本文还描述了集成耦合与控制单元的附加特征、有益效果和细节，以及可单独使用或与集成耦合与控制单元结合使用的uav的附加细节。

图1a至图1b描绘了示例性uav100。uav100可包括机身102、机翼结构104、机尾区段106和马达模块108。如本文更详细描述，机身102可由基本上刚性的承重框架以及至少部分地包封该框架的聚合物泡沫主体形成。除了机翼结构104之外，机身102还可具有在飞行期间向uav提供升力的形状。(如本文所用，飞行可指持续飞行操作以及起飞和着陆操作。)

机翼结构104可以在飞行期间向uav提供升力，并且可以可释放地耦合到机身102。机翼结构104可为单个集成结构的一部分，其包括机身102的一侧上的第一机翼节段110、机身的相对侧上的第二机翼节段112、以及介于第一节段110和第二节段112之间并连接第一节段110和第二节段112的中心区段114。如本文所述，机翼结构104可以经由集成耦合与控制单元可释放地耦合到机身102。虽然当前图中的示例示出了包括两个机翼节段(或机翼)的单个结构，但在其他示例中，机翼结构可包括各自可释放地耦合到集成耦合与控制单元的单独结构或部件。

机翼结构104可包括可移动的飞行控制表面116，其可为或可类似襟翼。飞行控制表面116可被配置为移动以在飞行中控制和/或改变uav的姿态(例如，改变uav100的俯仰和/或翻滚)。飞行控制表面116可耦合以引起可移动的飞行控制表面116移动，从而控制uav100。更具体地讲，uav100的航空电子设备可将信号发送到致动器，从而引起致动器以特定方式移动飞行控制表面116。致动器可为或可包括任何合适的致动器或致动技术，包括伺服机构、电动马达、液压致动器、气动致动器、压电致动器等。致动器可以以任何合适的方式(包括经由连杆、推杆、电缆等)机械地耦合到飞行控制表面116。如本文所述，致动器可以经由机翼结构104和集成耦合与控制单元之间的可释放的电连接来电耦合到uav100的航空电子设备。

uav还可包括附接到机身的功率模块122。功率模块122可为uav100提供功率和/或燃料。例如，功率模块122可为或可包括电池组，该电池组为uav100上的航空电子设备以及任选任何电动马达和/或其他部件提供电功率。在uav包括用于推进的内燃马达的情况下，功率模块122还可包括或可替代地包括燃料箱或其他燃料储存系统。功率模块122还可包括或可替代地包括电容器或电容器组、燃料电池、或任何其他合适的燃料和/或功率(例如，电功率)储存单元。功率模块122(其可从机身102拆除以有利于轻松交换)还可限定uav100的外表面126(图1a)和128(图1b)。如本文所述，这些外表面可提供各种功能，包括充当功率模块122内的电池的热交换器(例如，散热器)，以及在电池单元故障的情况下提供牺牲部件。与机翼结构104一样，功率模块122可以经由与集成耦合与控制单元的可释放耦合来可拆卸地附接到机身102。

机尾区段106还可包括可移动的飞行控制表面118，其可移动以在飞行期间控制uav100的姿态。可移动的飞行控制表面118还由致动器移动，所述致动器可与移动机翼结构104的飞行控制表面116的致动器类似。机尾区段106可经由机尾支撑件107附接到机身102，该机尾支撑件可附接到机身102的内部承重框架。机尾支撑件107可具有中空内部通道，该中空内部通道承载电线以便将致动器和/或其他机尾安装的电子器件电连接到uav100的航空电子设备。

马达模块108可包括一个或多个马达以便在飞行期间推进uav100。如图所示，马达模块108包括两个推进器，它们被配置为共同起作用以推进uav100。在其他情况下，可使用更多或更少推进器。此外，虽然本发明uav100被描述为使用一个或多个电动马达和推进器来推进，但也可使用其他类型的推进，包括具有推进器的内燃马达、涡轮机、火箭(例如，固体和/或液体燃料火箭马达)等。此外，虽然马达模块108被示出为定位在uav100上的特定位置处，但马达模块108可定位在其他地方，诸如定位在机身102的机头、机翼、机尾(或任何其他合适的位置)处。

如图1b所示，uav100还可包括门124。门124可被配置为打开和关闭以允许进入内部货舱。例如，可打开门124(例如，通过位于uav100内并附接到门124的致动器)以允许有效载荷放置在货舱内。在飞行期间，可关闭门124以在货舱内装入有效载荷。为了将有效载荷投递到预期接收者或位置，可在飞行期间打开门124，并且可将有效载荷投放到地面。有效载荷可附接到降落伞或其他下降控制部件，以使得有效载荷安全到达地面，并且任选地将有效载荷导向到特定位置。有效载荷可为任何合适的有效载荷。例如，有效载荷可包括医疗用品、药物、邮件、输血用血液等。在一个实施方案中，有效载荷门124可打开以暴露固定的有效载荷，诸如相机、激光雷达、雷达或其他仪器。有效载荷门124可针对飞行的一部分打开以使得该仪器可操作，然后针对飞行的其余部分关闭以保护该仪器。

uav100还可包括捕获钩120。捕获钩120可经由机尾支撑件107或经由任何其他合适的附接点附接到uav100。可在飞行结束时使用捕获钩120以接合uav收回系统的捕获线。例如，uav100可飞到定位在地面上方的捕获线处或附近。捕获线可使uav100减慢至完全停止，之后使uav100降低到地面以便安全收回。捕获钩120可被配置为在接合捕获线之前从第一(例如，收起)位置向捕获(例如，展开)位置枢转、延伸或以其他方式移动。可响应于信号而展开捕获钩120，该信号可基于uav的位置。在一些情况下，uav自身可生成信号(例如，基于如uav所确定的离收回系统的接近度)，或可将信号从收回系统发送到uav。捕获钩120可与收回系统结合使用，诸如美国专利申请no.15/712,107所描述，该专利申请的名称为“automatedrecoverysystemforunmannedaircraft”(无人驾驶飞机的自动化回收系统)，并且其全文以引用方式并入本文。在一些情况下，作为捕获钩120的替代或补充，uav可包括起落架、机轮、或其他着陆系统或部件。

uav100还可包括降落伞口盖130，该降落伞口盖可覆盖可展开的降落伞系统。可在展开降落伞时拆除降落伞口盖130。更具体地讲，在各种情况下，可展开的降落伞系统使用推进剂(例如，炸药装药)来迅速展开降落伞。正展开的降落伞可迫使降落伞口盖130打开以允许降落伞离开机身102并且开始减慢uav100的下降。

图2a和图2b描绘了uav100的侧视图，其中图2a示出了水平飞行(例如，攻角大约为零)期间的uav100的表示，并且图2b示出了增大的攻角下的uav100的表示。示例性气流由箭头202(图2a)和204(图2b)示出。如图2a所示，机身102可具有基本上对称的侧剖面。因此，在水平飞行期间，uav100可基本上完全依靠机翼结构104向uav100提供升力，因为机身102的对称形状可产生很少附加升力。

如图2b所示，当增大uav100的攻角时，机身102可产生升力(由箭头206表示)，该升力有助于在飞行期间将uav100保持在空中。此外，增加的升力可降低uav100的失速速度，从而允许uav100以更低的速度保持在空中。在对uav任务的成功可能很关键的低速机动期间，这可特别有用。例如，为了通过从空中投放货物来将货物准确且安全地投递到特定位置，可能特别有利的是uav100能够在尽可能低的速度下保持升力。机身102的形状可允许uav100通过简单地改变其攻角来在任务的货物投递部分之前和期间降低其失速速度(并因此以更低的速度飞行)。uav100还可在任务期间的其他时间(诸如在起飞和/或着陆之前和期间)降低其失速速度。

由于机身102是对称的，因此其在水平飞行期间可能无法产生实质升力。这可使水平飞行更有效，因为可减小或消除升力诱导阻力。与此同时，可通过改变uav100的攻角来选择性地增加升力，如上所述。因此，机身102的对称机翼形状在需要时向uav100提供附加升力，而不会在水平飞行期间增加实质升力诱导阻力。

图2a至图2b还示出了在uav100处于飞行中时外表面126,128(其可由可拆除的功率模块和/或电池组的一部分限定)如何定位在流过机身102的气流中。如本文所述，这些表面可为散热器表面，其热耦合到机身102内的发热部件，诸如电池单元。飞行期间流过表面126,128的气流可有助于从功率模块排出热量。此外，在功率模块被配置为通过表面126,128排放已出故障的电池单元的气体的情况下，排放的气体可被直接导向到气流中。这可防止和/或降低逃逸的气体损坏uav100的其他电池单元或其他部分的可能性。

可使用任何合适的构造来形成根据本文所述概念的uav。在一些情况下，uav(特别是uav的机身)可包括由泡沫外壳体或主体至少部分地包封和/或围绕的承重框架。承重框架可为uav的主要结构部分，而泡沫主体可限定uav和/或机身的整体形状。

图3a是uav100的一部分的局部顶视图，并且图3b是uav100的一部分的局部透视图。在图3a至图3b中，示出了uav100，其中拆除了马达模块108和机翼结构104。uav100可包括由主体301至少部分地包封的框架300。框架300可为刚性承重框架，其被配置为充当uav100的主要结构构件。例如，机翼结构104和机尾支撑件107可在结构上附接到框架300以允许来自机翼结构104和机尾区段106的力(例如，升力和其他飞行控制力)转移到机身102。

框架300可包括多个撑条、壁、板、杆和/或其他结构构件，它们彼此固定而形成基本上刚性的结构。框架300的结构构件彼此可以以任何合适的方式固定，包括紧固件(例如，螺钉、螺栓、铆钉等)、粘合剂、焊接、硬钎焊、软钎焊等。框架300可由任何合适的材料形成或包括任何合适的材料，诸如碳纤维、玻璃纤维、金属(例如，铝、钛等)、塑料或任何其他合适的材料(或材料组合)。

框架300还可被配置为与uav100的其他结构和/或部件对接。例如，如本文所述，uav100可具有集成耦合与控制单元，该集成耦合与控制单元提供机翼结构104与机身102之间以及功率模块122与机身102之间的快速释放式耦合。集成耦合与控制单元可包括锚结构，该锚结构限定保持结构，机翼结构104和功率模块122耦合到所述保持结构，并且通过所述保持结构将负载从机翼结构104和功率模块122转移到uav100的其余部分。因此，框架300可包括锚支撑构件302。锚支撑构件302可被配置为接收锚结构并将锚结构牢固地附接到框架300。例如，可经由紧固件、粘合剂或任何其他合适的附接技术将锚结构固定到锚支撑构件302。

机身的主体301可附接到框架300以限定机身102的外部形状。主体301可由任何合适的材料形成或包括任何合适的材料，诸如聚合物泡沫材料(例如，发泡聚苯乙烯或任何其他合适的开孔或闭孔聚合物泡沫)、木材(例如，轻木)等。主体301可以以任何合适的方式附接到框架300。例如，在使用聚合物泡沫的情况下，可将框架300放入模具中，并且可将聚合物泡沫(或聚合物泡沫的前体材料)引入模具中以及框架300周围。当膨胀时，聚合物泡沫可至少部分地包封框架300。泡沫对框架300的包封可在结构上固定框架300和泡沫，从而产生结构稳健的机身。

主体301也可以以其他方式附接。例如，可使用紧固件、弹性构件、联锁结构(框架300和主体板件中的任一者或两者上)等将一个或多个主体板件保持到框架300。在一些情况下，主体301和/或构成主体301的单独主体板件可被配置为在撞击(诸如可在硬着陆或失事事件期间发生)的情况下从框架300分离。在此类情况下，主体板件的分离可分散撞击力，并且防止、限制或降低框架300损坏的可能性。限定主体301的板件可被配置有快速释放式紧固件(例如，弹性构件、非永久性紧固件、过盈配合紧固件等)以便于拆除和更换而不损坏板件或框架300。

主体301还限定uav100的机头部分与机翼结构104之间的腔体304，该腔体被配置为接收功率模块122。腔体304和功率模块122可被成形为使得在功率模块122接收在腔体304中时，功率模块122的外表面126,128形成机身102的外表面。因此，腔体304可完全延伸穿过机身102以限定机身102的顶表面中的第一开口和机身102的底表面中的第二开口。

腔体304可与锚支撑构件302相邻。具体地讲，由于锚支撑构件302被配置为接收锚结构，因此腔体304的放置允许功率模块122容易机械且电气地耦合到锚结构，如本文所述。

腔体304的内壁可由框架300的部分限定，并且可包括引导机构308，当功率模块122插入腔体304中时，所述引导机构与功率模块122上的对应引导机构接合以促进功率模块122与框架300(及因此锚结构)之间的适当对准。引导机构308在图3a中被示出为接收功率模块上的对应特征(例如，突出部、销、翅片、突片等)的通道，但可使用其他引导机构，或可交换引导机构的位置。

限定腔体304的框架300部分还可包括承重特征(例如，限定腔体304的框架部分的顶边缘)，当功率模块122处于腔体中时，功率模块122的一部分可安置在所述承重特征上。通过允许功率模块122的一部分接触和/或安置在承重特征上，功率模块122的一些重量可经由腔体304的壁而非通过锚结构(功率模块122原本机械且电气地耦合到锚结构，如本文所述)转移到框架300。

主体301还限定机翼通道306。机翼通道306是接收机翼结构104的一部分的通道。机翼通道306可定位在锚支撑构件302上方以允许机翼结构104触及锚结构(锚结构可安装在锚支撑构件302上)，从而机械且电气地耦合到锚结构，如本文所述。

图4a至图4d描绘了uav100，其中从机身102拆除了功率模块122和机翼结构104。由于拆除了机翼结构104和功率模块122，可看见锚结构400附接到uav100的框架300。锚结构400可为本文更详细描述的集成耦合与控制单元401的承重部件。

如上所指出，机翼结构104和功率模块122经由锚结构400可释放地耦合到uav100。具体地讲，并且如本文更详细描述，锚结构包括机翼保持结构和功率模块保持结构。机翼结构104和功率模块122包括互补保持结构，所述互补保持结构与机翼和功率模块保持结构接合，并且形成锚结构与机翼结构104和功率模块122两者之间的承重连接。

功率模块122可被配置为帮助保持机翼结构104与锚结构400接合。例如，如图4a至图4d所示，将机翼结构104和功率模块122可释放地固定到机身102的过程可包括首先通过将机翼结构104的保持结构(例如，安装托架，如本文所述)接合到锚结构400来将机翼结构104附接到uav100。如图4a至图4c中的虚线所示，这可包括向后或朝向uav100的机尾滑动机翼结构104，从而可引起机翼结构104的保持结构与锚结构400上的机翼保持结构可滑动地接合。机翼结构104的保持结构与锚结构400之间的耦合可表示机翼结构104与机身之间的专用升力转移机械连接。更具体地讲，机身102和机翼结构104可不具有提供足够的强度来将机翼结构104保持到机身102以实现持续飞行的任何其他接合特征。由于其可为专用的(且足够的)升力转移连接，因此机翼结构104与机身102的附接最终是极其简单且有效的，原因是仅需要一个连接动作来将机翼结构104机械地(且电气地和任选流体地)连接到机身102。

在将机翼结构104附接到uav100之后，可以以一定方式将功率模块122插入腔体304中，使得功率模块122上的保持结构与锚结构400上的功率模块保持结构接合。可经由锚结构400以及任选地uav100的功率模块122与框架300之间的附加承重结构或接口将功率模块122的重量转移到uav100。

功率模块122可被配置为使得在其定位在腔体304中并与锚结构400接合时，功率模块122防止机翼结构104脱离锚结构400。例如，功率模块122的一部分可定位在机翼结构104的拆除路径中，从而防止机翼结构104在拆除方向上(例如，向前或朝向uav的机头)移动并且从锚结构400脱离或解耦。在一些情况下，如下文更详细描述，功率模块122的对接侧402可定位在机翼结构104的对应对接侧404附近，并且可向机翼结构的对应对接侧404施加力(在向后方向上或朝向uav的机尾)。对接侧402对机翼结构104施加的力可使机翼结构104在向后方向上偏置，或以其他方式防止机翼结构104的保持结构和锚结构400脱离。

功率模块122可包括锁定机构，该锁定机构被配置为将功率模块122牢固地保持到机身。锁定机构可包括可在飞行期间将功率模块122保持在适当位置的任何合适的机构。例如，闩锁、凸轮、销、棘爪、夹片、弹簧加载机构等。本文将针对图6a至图7c和图8a至图9e更详细描述若干示例性锁定机构。在一些情况下，功率模块122包括可在打开位置(图4a至图4c所示)与锁定或飞行位置(图1a所示)之间移动的手柄406。手柄406可附接到或可包括锁定机构的一部分。当旋转手柄406时，这可引起锁定机构接合以将功率模块122锁定到uav100。例如，当手柄406处于打开位置时，锁定机构可脱离并且功率模块122可被拆除或插入腔体304中。如图所示，手柄的打开位置对应于手柄406处于方便的位置以允许功率模块122被提升到腔体304之中或之外。当手柄406处于关闭或飞行位置(如图1a所示)时，锁定机构被接合或锁定，从而将功率模块122固定到uav100。

如上所述，将机翼结构104和功率模块122安装到机身102和/或拆除机翼结构104和功率模块122的过程是有效且简单的过程，并且需要很少步骤。例如，组装这些部件可包括将机翼结构104滑动到锚结构400上，将功率模块122插入腔体304中，以及接合锁定机构以将功率模块122和/或机翼结构104锁定到uav100。因此锁定机构向功率模块122和机翼结构104两者提供了足够的机械安全性以在飞行期间将这些部件固定到机身102，同时还允许这些部件的快速有效附接和拆除。

除了允许快速有效附接和拆除之外，uav100还被配置为使得机翼结构104和功率模块122的机械附接和拆除还引起耦合到锚结构400、功率模块122和机翼结构104的电连接器彼此主动接合，从而形成路径，电信号可穿过该路径在机翼结构104、功率模块122与耦合到锚结构400的电路和其他部件之间传递。此类信号可包括数字和/或模拟通信信号以及电功率以向uav100的电路、伺服机构、马达或任何其他电气部件提供能量。作为功率模块122和机翼结构104与锚结构400的机械附接的直接结果，可产生锚结构400(或更特别是耦合到锚结构的电气部件)与功率模块122和机翼结构104之间的电连接，从而无需采取附加步骤来将机翼结构104中和/或功率模块122中的部件电连接到uav100(诸如将电缆或电线单独地电连接在此类部件之间)。

图4c和图4d示出了锚结构400上的电连接器的示例性构型的附加细节。例如，机翼电连接器412可耦合到锚结构400，并且可被配置为机械地配合并因此电耦合到机翼结构104上的对应电连接器。机翼电连接器412及机翼结构104上的对应电连接器可相对于机械保持结构定位以使得当机翼结构104与锚结构400机械地接合时，机翼电连接器412与机翼结构104上的对应电连接器对准。因此，机翼结构104与锚结构400的机械附接产生电连接器之间的主动配合，从而与机翼结构104形成机械耦合和电耦合两者。可通过使电连接器相对于机械保持结构处于固定位置关系来确保在机翼结构104与锚结构400机械地接合时电连接器之间的适当对准，如本文所示和所述。具体地讲，由于锚结构400上的每个电连接器相对于保持结构处于固定位置关系(例如，它们基本上不能相对于彼此自由移动)并且由于机翼结构104上的对应连接器和保持结构被类似地固定，因此机械保持结构的接合可引起电连接器的电接合。

锚结构400还可包括(或具有与之耦合的)功率模块电连接器414，所述功率模块电连接器被配置为与功率模块122上的对应电连接器电气地配合。功率模块电连接器414还可相对于功率模块122和锚结构400的机械保持结构处于固定位置关系，因此作为这些部件之间的机械耦合的结果，允许功率模块122与附接到锚结构400的部件之间的主动电耦合。功率模块电连接器414可定位在锚结构400上以使得它们在机翼结构104耦合到机身时暴露，这允许功率模块122在机翼结构104已被附接之后与这些功率模块电连接器耦合。功率模块电连接器414可被配置为将电功率从功率模块122(例如，从电池、燃料电池、电容器或其他储能部件)转移到锚结构400的电气部件。此类功率可用于将能量提供给uav100的推进系统(例如，电动马达)、航空电子设备(例如，处理器、gps系统、电台等)、飞行控制硬件(例如，用于移动飞行控制表面的伺服机构和/或其他马达)等。功率模块电连接器414还可被配置为在功率模块122与耦合到锚结构400的电气部件之间转移电信号。此类电信号可预期用于部件之间的通信而不是向推进马达或飞行控制部件提供机动功率。在一些情况下，可存在单独的功率用和通信用电连接器，并且这两种类型的连接器可被物理地配置为以上述方式促进接合。

如上所指出和本文所述，用于功率模块和机翼结构的电连接器可能不需要直接手动操纵就能形成电连接。此外，一旦机翼结构104和功率模块122开始耦合到锚结构400，这些连接器就可能不可见或不能被用户的手指触及。因此，这些连接器的物理定位可被具体地配置为即便不可见或用户不能物理触及，也能促进主动配合。更具体地讲，由于锚结构400上的每个功率模块电连接器相对于功率模块保持结构处于固定位置关系(例如，它们基本上不能相对于彼此自由移动)并且由于功率模块122上的对应连接器和保持结构被类似地固定，因此机械保持结构的接合可引起电连接器的电接合。

虽然机翼电连接器412和功率模块电连接器414被描述为相对于机械保持结构处于固定位置关系，但机翼和功率模块电连接器412,414可被配置为具有一些浮置以使得可耐受机翼和功率模块电连接器412,414与对应连接器之间的小尺度失准。浮置程度可被配置为使得当机械保持结构被正确地接合时，电连接器不会足够显著地失准以损坏电连接器或以其他方式彼此不能正确地接合。因此，浮置可主要用于适应因部件磨损、制造公差等引起的小失准，并且可能不够显著以允许电连接器在机械保持结构对准时不当耦合。此外，每个电连接器可被配置为独立于其他电连接器之外浮置，因此更能适应电连接器之间的轻微失准。应当理解，本文所述电连接器的浮置构型与电连接器和机械保持结构之间的其他固定位置关系并不矛盾。

虽然本申请在许多情况下涉及电连接器，但可使用其他类型的连接器代替或补充电连接器，诸如光连接器、流体连接(例如，以将液体或气体燃料输送到推进系统)等。例如，如果uav包括内燃机，则功率模块可包括燃料箱，所述燃料箱可经由功率模块与uav之间的可释放流体连接来流体地耦合到uav。可释放流体连接(以及任何其他类型的连接器)可以以与本文所述连接器基本上相同的方式操作。

如上所指出，功率模块122可包括手柄406。如图4d所示，机翼结构104可在机翼结构104的顶侧上包括或限定通道408，该通道被配置为在手柄处于锁定或“飞行”位置时接收手柄。通道408和手柄406可被配置为使得当手柄406处于通道408中时，手柄406的暴露部分(例如，手柄406的顶表面)与机身102和/或机翼结构104的相邻部分基本上齐平(例如，手柄的顶表面以及机身102和/或机翼结构104的相邻表面可限定基本上连续的外表面)。这样，可在飞行期间避免或最小化手柄406引起的uav100上的非期望气动阻力。

通道408还可被配置为使水或其他液体或碎片大致远离锚结构400(和/或远离耦合到锚结构400的某些部件，诸如电路板、处理器、电连接器等)转向。通道408所限定的示例性水流路径由图4d中的路径410示出。uav100在飞行期间可因降水、冷凝等而遇到水和其他碎片。

图5示出了从框架300拆除的锚结构400，其中从锚结构400拆除了电气部件(例如，电路板、电连接器、处理器等)。图5示出了机翼和功率模块保持结构的示例。具体地讲，在图5所示的示例中，锚结构400包括机翼保持结构502和功率模块保持结构504，它们是或包括保持销(或任何其他合适的保持突出部)。保持销(或突出部)可被配置为与机翼结构104和功率模块122上的对应保持结构可滑动地或以其他方式机械地接合。在一些情况下，可交换这些保持结构以使得保持结构502和/或504是狭槽、引导件、通道等，并且销(或突片、引导件、突出部或其他互补配合结构)与机翼结构104和/或功率模块122耦合或以其他方式集成。还可设想到其他保持结构，包括滚珠引导件、闩锁、棘爪、弹簧加载连接器、夹片等。

保持结构502,504可以以任何合适的方式形成或耦合到锚结构。例如，在一些情况下，保持结构502,504(包括任何销、突出部、突片、翅片等)由单片金属机加工或以其他方式形成(例如，形成整体锚结构400)。在保持结构包括突出部(诸如图5所示的销)的情况下，突出部可为与锚结构400的基部耦合的单独部件。在此类情况下，突出部或销可被配置为牺牲部件，这些牺牲部件被设计为在一定负载或应力下断裂。例如，突出部可被配置为在失事或其他潜在破坏性的撞击或向uav100施加力的情况下成为第一失效点。因此，在失事或其他潜在破坏性的撞击的情况下，机翼结构104和/或功率模块122可使突出部断裂，从而使机翼结构104和/或功率模块122从锚结构400解耦。这可有助于防止使维修起来可能更困难或昂贵的锚结构400和/或uav100发生其他损坏。突出部可为可更换的以促进具有损坏或破坏的突出部的uav100的快速有效维修。例如，可使用可拆除的紧固技术(或紧固件)拧紧、过盈配合或以其他方式固定突出部以允许轻松地与锚结构400的更大基部分开更换。正如所指出，保持结构的突出部被示出为保持销，但可使用其他类型的突出部代替或补充销，诸如翅片、突片、倒圆凸块等。此外，虽然保持销被示出为圆柱形销，但其他形状也是可能的(例如，长方形销、正方形销、矩形销等)。

图6a至图6c描绘了在将机翼结构104和功率模块122附接到机身102的各个阶段时uav100的一部分。省略了uav100的一些部件以便避免使uav100的某些方面模糊不清。图6a示出了机翼结构104和功率模块122耦合到机身102之前的状态下的uav100。安装托架600(其可为机翼结构104的一部分，并且为清楚起见，大部分从图6a至图6c省略)定位在锚结构400上方。安装托架600(本文称为托架)可包括保持结构602，所述保持结构被配置为接合锚结构400上的保持结构502。图6a至图6c将互补保持结构602示出为保持狭槽，但这仅仅是可用于机翼结构104的一个示例性保持结构。此外，保持结构602被示出为位于托架600上(对于给定机翼结构而言可能有多个托架)，但在其他情况下，保持结构602可与机翼结构104的其他部件或结构一起形成或以其他方式结合。此外，可使用除图6a至图6c所示构型之外的其他托架构型。

如图6a至图6b所示，机翼结构104可通过使保持结构602与保持结构502接合来可释放地耦合到锚结构400。如本发明附图所示，通过以下方式接合保持结构：在向后方向上(例如，沿着安装路径)平移机翼结构104以引起销和狭槽彼此可滑动地接合。在其他示例中，安装路径可不同于所示的安装路径，并且其可至少部分地取决于锚结构400和机翼结构104的保持结构的类型、形状和/或构型。例如，可通过以下方式接合保持结构：向下(相对于图6a至图6c所示的取向)或对角地或沿着任何其他路径平移机翼结构104，从而引起保持结构接合。

在机翼结构104经由机翼保持结构502可释放地耦合到锚结构400之后，功率模块122可插入腔体304中并且经由功率模块保持结构504可释放地耦合到锚结构400。功率模块122可包括互补保持结构604，该互补保持结构可滑动地或以其他方式接合功率模块保持结构504。功率模块122的质量可经由互补保持结构504,604转移到锚结构400(及因此作为一个整体的uav100)。在一些情况下，如上所指出，功率模块122还可接触uav100的框架300的一部分，从而经由框架300将功率模块122的质量负载的至少一部分转移到uav100。

如图6b至图6c所示，当功率模块122处于腔体304内时，功率模块122的对接侧402与机翼结构104的对应对接侧404接触(或以其他方式定位在该对应对接侧附近)。由于功率模块122的对接侧402阻止机翼结构104在向前方向上移动(向左移动，如图6a至图6c所示)，因此在安装功率模块122时机翼结构104不能沿着所设计的拆除路径从锚结构400脱离(例如，功率模块122防止机翼和锚结构的保持结构彼此脱离)。

如图6b至图6c所表示，在功率模块122插入腔体304中并且与锚结构400接合之后，功率模块122(和任选的机翼结构104)可被锁定到机身102。图6a至图6c示出了锁定机构606与功率模块122的手柄406集成和/或该锁定机构由该手柄致动的示例性实施方案。具体地讲，如针对图7a至图7c更详细讨论，锁定机构606可为或可包括滑动凸轮机构，当手柄406旋转或移动到飞行或锁定位置中时，该滑动凸轮机构将功率模块122固定到uav100。锁定机构606可提供足够的力以在飞行期间将手柄406保持在飞行或锁定位置中，并且还将功率模块122(和机翼结构104)牢固地保持到锚结构400。锁定机构606，与机翼结构104、功率模块122和锚结构400上的保持结构的设计相结合，还可提供足够的锁定和/或偏置力，以防止或减少机翼结构、功率模块和锚结构之间的振动、咔嗒声或其他非期望的移动。

图7a至图7c描绘了将功率模块122(及引申来讲，机翼结构104)固定到uav100的锁定机构606，示出了处于不同接合状态的锁定机构606。虽然锁定机构606是一种特定类型的锁定机构，但其他类型也是可能的并且可以设想到。例如，图8a至图9e示出了可用于替代或补充锁定机构606的另一个示例性锁定机构。

锁定机构606包括主体700，该主体包括通道702。通道702可为主体700的机加工或锻造特征，或其可以以任何其他合适的方式形成。主体700可耦合到手柄406，使得手柄406的旋转引起主体700围绕枢轴703旋转。枢轴703可耦合到功率模块122。

图7a示出了在与锁定销704接合之前的锁定机构606。锁定销704可与uav100附接或以其他方式集成，诸如经由框架300。当功率模块122在手柄406处于打开构型(如由图6b和图7a中的构型所表示)时插入腔体304中的时候，锁定销704进入通道702。当手柄406(或用户可通过对其致动来旋转主体700的任何其他构件或部件)围绕枢轴703旋转(如由图7b中的箭头701表示)时，销704沿着通道702滑动。当其滑动时，销704可接触通道702的一侧或两侧，这可施加将功率模块122向下拉动(例如，拉动到腔体304中以及飞行就绪位置中)的力。此外，通道702可被配置为滑动凸轮以使得当主体700围绕枢轴703旋转时，销704与通道702的一个或多个壁之间的力增加。该力可防止和/或抑制主体700在飞行期间意外反向旋转，从而将手柄406保持在飞行位置中并且将功率模块122牢固地耦合到机身102。

图7c示出了处于完全锁定构型的锁定机构606，该完全锁定构型对应于手柄406(或其他致动构件)处于飞行位置。在一些情况下，通道702所限定的凸轮外形沿着其长度改变以使得在锁定机构606处于完全锁定构型时，凸轮所产生的力略微减小。这可充当用户可感觉到的触觉棘爪以指示锁定机构606被完全接合或锁定，并且还可使锁定机构606在锁定构型中偏置。

颠倒参考图7a至图7c示出和描述的过程会解锁锁定机构606，从而允许功率模块122从uav100拆除。在一些情况下，锁定机构606被解锁时销704与通道702之间的相互作用会对功率模块122施加力，该力将功率模块122提升到uav100之外(例如，向上力)或以其他方式趋向于使功率模块122从uav100解耦。功率模块122的向上运动(或因锁定机构解锁而引起的不同解耦运动)可引起功率模块122和集成耦合与控制单元401之间的一个或多个电连接的解耦。例如，当销704和通道702向上升高功率模块122时，功率模块122上的电连接器(例如，功率模块电连接器1004，图10b)可从锚结构400的功率模块电连接器414机械地和/或电气地解耦。这样，将手柄406从飞行位置移动到打开位置的动作可解锁锁定机构606，提升功率模块122使之至少部分地与集成耦合与控制单元401脱离，并且断开功率模块122和集成耦合与控制单元401的电连接器。

图8a至图8j描绘了uav800的部分，其包括用于将机翼结构和功率模块接合并保持到uav的不同机构。在该示例中，作为具有致动锁定机构的手柄的功率模块的替代，可使用不同锁定机构，其可包括作为uav800的机身的一部分或耦合到该机身的一个或多个手柄或控制杆。另外，机翼结构、功率模块和锚结构上的保持结构可具有不同构型以适应不同锁定机构的操作。

图8a示出了处于飞行模式的uav800。uav800可包括机身802、机翼结构804和功率模块822。除了本文所述的差异之外，uav800可与uav100相同或类似。因此，为清楚起见，此处省略了上述uav100的细节，但应当理解为同样和/或由此类推适用于uav800。

uav800还可包括锁定杆830，所述锁定杆是机身802的一部分或以其他方式耦合到该机身，并且在拆除功率模块822和/或机翼结构804时保留在机身802上。当uav800处于飞行模式(如图8a中表示)时，锁定杆830可与机身802的周围区域基本上齐平以使锁定杆830所产生的阻力最小化。

图8b示出了处于部分拆卸状态的uav800的一部分，其中从机身802拆除了功率模块822和机翼结构804。为了释放或解锁功率模块822和机翼结构804以使得它们可从机身802拆除，旋转或以其他方式操纵锁定杆830以引起内部锁定机构818(图8c)释放功率模块822和机翼结构804。本文将针对图8a至图9e描述锁定机构818的细节。

图8c至图8j描绘了在将机翼结构804和功率模块822附接到机身802的各个阶段时uav800的一部分。省略了uav800的一些部件以便避免使uav800的某些方面模糊不清。图8a示出了机翼结构804和功率模块822(图8a至图8b)耦合到机身802之前的状态下的uav800。安装托架806(其可为机翼结构804的一部分，并且为清楚起见，大部分从图8c至图8j省略)定位在锚结构808上方。锚结构808可类似于锚结构400，不同的是其可具有不同机构、保持结构和其他特征以形成uav800所使用的替代锁定机构。例如，锚结构808可包括锁定机构818，该锁定机构包括锁定轴817。锁定轴817可耦合到臂816，这允许锁定轴817旋转、平移或以其他方式移动以便接合安装托架806(以及功率模块822的一部分)，从而将机翼结构804和功率模块822保持到机身802。本文将更详细讨论锁定机构818的示例性实施方案的结构和操作。

安装托架806(本文也被称为托架)可包括第一保持结构812和第二保持结构814，它们被配置为接合锚结构808上的对应保持结构(例如，分别接合第三保持结构813和第四保持结构815)。图8c至图8j将保持结构812,814示出为保持狭槽，但这仅仅是可用于机翼结构804的一个示例性保持结构。其他示例性保持结构可包括通道、凹口、棘爪、凹坑、盲孔或通孔等。保持结构812,814被示出为位于托架806上(对于给定机翼结构而言可能有多个托架)，但在其他情况下，保持结构812,814可与机翼结构804的其他部件或结构一起形成或以其他方式结合。对应保持结构813,815被示出为销(例如，实心圆柱形构件)，但也可使用其他类型的保持结构，诸如与安装托架806的保持结构812,814接合的中空圆柱体、突出部、凸块、非圆柱形杆或任何其他合适的部件或特征。

图8d示出了接合过程的第一阶段的保持结构。具体地讲，第一保持结构812已与对应第三保持结构813接合。第一保持结构812和第三保持结构813被配置为允许安装托架806在保持结构初始接合之后旋转。因此，安装托架806最初可与锚结构808接合，同时安装托架806(及因此机翼结构804)相对于机身802成一定角度。然后机翼结构804和安装托架806可旋转(例如，如图8d所示)以使第二保持结构814与第四保持结构815接合。安装托架806还可包括支撑表面824，当安装托架806处于接合位置时，该支撑表面接触锁定机构818的对应支撑构件823。将安装托架806接合到锚结构808的动作还可引起机翼结构804和集成耦合与控制单元之间的电(或其他)连接器的对准和耦合，如本文所述。

图8e示出了处于接合位置的安装托架806，该接合位置可对应于机翼结构804(安装托架806附接到其上)处于接合、飞行就绪位置。如图8e所示，锁定机构818未处于锁定或固定构型。因此，虽然安装托架806与锚结构808接合，但安装托架806(及因此机翼结构804)可能未保持到锚结构808。然而，第一保持结构812和第三保持结构813及第二保持结构814和第四保持结构815的构型可在至少一些方向上约束安装托架806。例如，第二保持结构814和第四保持结构815可防止安装托架806向左平移(基于图8e中的取向)，因此可防止第一保持结构812从第三保持结构813解耦。

保持结构812,813,814,815连同支撑表面824和锁定机构818的对应支撑构件823一起可为机翼结构804与机身802之间的主要承重连接且在一些情况下为唯一承重连接。即，机翼结构804所产生的全部或基本上全部升力(以及作用于机翼结构804的任何其他气动力)可经由保持结构812,813,814,815的机械接合以及支撑表面824与对应支撑构件823之间的接触来转移到uav800的其余部分。

图8c至图8d示出了安装托架806与锚结构808正确地对准且耦合。然而，在机翼结构耦合到机身期间，用户可能无法将安装托架806正确地对准到锚结构，或可能以其他方式尝试在保持结构812,813,814,815正确地对准和/或接合之前迫使机翼结构(及因此安装托架806)向下。因此，安装托架806和锚结构808可被配置为防止系统在此类情况下发生损坏。例如，安装托架可包括支柱832，该支柱定位在第二保持结构814附近，并且被配置为在第一保持结构812与第三保持结构813完全接合之前(例如，在销接收或定位在狭槽或通道的终端处之前)若机翼结构向下平移或枢转，则接触第四保持结构815。这可使机翼结构的进一步运动产生突然停止或硬停止，从而向用户发信号说明机翼结构未完全接合，并且还防止机翼结构和/或锚结构上的部件被破碎。具体地讲，支柱832可具有一定尺寸(例如，高度，如图8e所描绘)，当支柱832的底表面与第四保持结构815接触时，该尺寸将防止诸如机翼电连接器、处理器、电路元件、电路板或其他机械和/或电气部件等部件彼此接触。因此，如果用户尝试迫使失准的机翼结构804向下，则支柱832可防止这些部件被破碎或损坏。

图8f示出了与锚结构808接合的保持结构，并且示出了位于锚结构808上方并且对准以便与锚结构808接合的功率模块822。如图8f至图8g所示，可通过沿着线性路径向下平移功率模块822来使功率模块822与锚结构808接合。在其他实施方案中，功率模块822可以以其他方式与锚结构808接合。

功率模块822可包括第五保持结构819以及支撑表面825，该第五保持结构被配置为接合第四保持结构815，并且该支撑表面被配置为接触锁定机构818的支撑构件823。功率模块822还可包括第六保持结构826，该第六保持结构可接合机身802上的对应保持结构(例如，腔体诸如腔体304(图3)中)。类似于安装托架806与锚结构808的接合，保持结构819、815和826连同支撑表面825和锁定机构818的对应支撑构件823一起可为功率模块822与机身802之间的主要承重连接且在一些情况下为唯一承重连接。即，功率模块822的全部或基本上全部重量可经由保持结构819,815,826的机械接合以及支撑表面825与对应支撑构件823之间的接触来转移到uav800的其余部分。此外，保持结构819、815和826可被配置为如本文所述的那样对准功率模块822和集成耦合与控制单元之间的电连接器，从而允许功率模块822与uav800的快速准确盲配合。

图8g示出了在功率模块822最初与锚结构808接合之后且在锁定机构818将功率模块822和安装托架806固定到锚结构808之前uav800的部分。如上所指出，锁定机构818可包括耦合到臂816的锁定轴817。臂816可耦合到锁定杆830(图8a至图8b)，使得锁定杆830的旋转或致动引起锁定轴817的旋转或移动。更具体地讲，将锁定杆830从解锁位置(如图8b所示)旋转到收起或飞行位置(如图8a所示)可引起臂816旋转或以其他方式移动，从而引起锁定轴817分别接合安装托架806和功率模块822的锁定表面827,820。锁定轴817可在锁定杆830旋转时接触锁定表面827,820并沿着这些锁定表面的至少一部分滑动，并且锁定轴817可在锁定机构818处于锁定构型时保持与锁定表面827,820(或其一部分)接触。这样，锁定轴817可将功率模块822和机翼结构804固定到机身802。在一些情况下，当锁定机构818从解锁位置移动到锁定位置时，锁定轴817不接触锁定表面827,820并且不沿着这些锁定表面的整个长度滑动。相反，锁定轴817可保持不与锁定表面827,820中的一者或两者接触直到锁定轴817靠近锁定位置，此时其可接触锁定表面827,820中的一者或两者(例如，在这些锁定表面所限定的凹口中)以便将功率模块822和机翼结构804固定到机身802。

锁定机构818可被配置为保持处于锁定构型，除非其被有意解锁。例如，锁定表面827,820(及更一般地，锁定机构818)可被配置为表现出双稳性，使得当锁定机构818移动成锁定构型时，其移动成偏心状态。该双稳性可通过任何合适的技术产生，包括凸轮(例如，由锁定表面827,820的形状或锁定机构818内的部件限定)、致动器(例如，机电致动器)、棘爪、闩锁、弹簧等。如图所示，锁定表面827,820限定凹进区域，可在这些凹进区域中接收锁定轴817。凹口的形状可使得因接触限定凹口的锁定表面827,820的部分而使锁定轴817得以保持。

值得注意的是，锁定机构818将功率模块822和机翼结构804两者锁定到机身802。因此，与本文所述的其他uav构型类似，可利用单个过程(例如，旋转或以其他方式致动锁定杆830)将功率模块822和机翼结构804两者固定到机身802。

在一些情况下，可在uav上包括引导件以有助于对准并配合机翼结构、功率模块和锚结构的各种保持结构。图8i至图8j分别示出了示例性引导件834的侧视图和顶视图，该引导件可被配置为在机翼结构附接到机身期间引导第一保持结构812使之与第三保持结构813接合。引导件834可包括侧壁836和底壁838。侧壁836可成角度以限定比出口开口842更宽的入口开口840，并且引导托架806(以及更具体地，第一保持结构812)使之与第三保持结构813对准。更具体地讲，更宽的入口开口840可提供托架806可在组装期间放置在其上的更大区域，同时仍确保在托架806朝接合取向(例如，向右，如图8i中所取向)平移时第一保持结构和第三保持结构将适当接合。引导件834可由任何合适的材料(诸如塑料、金属等)形成或包括任何合适的材料。在一些情况下，引导件834(或至少与托架806接触的底壁838和侧壁836的表面)由聚合物材料形成，该聚合物材料具有相对较低的摩擦以允许托架806沿着该材料滑行而不会结合或以其他方式抵抗组装。

图9a至图9e描绘了将功率模块822和机翼结构804固定到uav800的锁定机构818的一部分，示出了处于不同接合状态的锁定机构818。图9a示出了锁定机构818的一部分，其包括臂816、锁定轴817和支撑构件823，所有这些部件可经由连杆构件902(或由任何其他合适的机构、特征或部件)耦合到其他机构(并最终耦合到锁定杆830)。锁定杆830可被配置为使臂816围绕支撑构件823所限定的枢轴旋转，从而移动锁定轴817使之分别与安装托架806和功率模块822的锁定表面827,820接合。

功率模块822和锁定机构818可被配置为使得锁定该锁定机构818(例如，通过将锁定杆830从解锁位置移动到收起或飞行位置)的过程将功率模块822拉动到收起或飞行位置中。例如，当功率模块822最初插入机身中时，锁定机构(其将处于解锁构型)可防止功率模块822移动到其收起或飞行位置。图8g可示出在操纵锁定机构818以将功率模块822锁定在适当位置之前功率模块822的初始静止位置。当锁定杆830移动到收起或飞行位置中时，臂816的旋转可引起锁定轴817接合锁定表面820(或由锁定表面820部分地限定的通道的任何部分)，并且锁定表面820的形状可被配置为迫使或拉动功率模块822进入其最终收起或飞行位置。该构型还可改善拆除功率模块822的过程。具体地讲，将锁定杆830从收起位置移动到解锁位置可引起锁定轴817向上(基于图8h所示的取向)推动功率模块822，从而迫使功率模块822远离机身并且使得更易抓握功率模块822以将其从机身拆除。具体地讲，该过程可使得功率模块822从图8h所示的位置移动到图8g所示的位置，这可引起在功率模块822与机身之间形成间隙。该间隙可允许人轻松抓握功率模块822的边缘并且将功率模块822提升到机身之外。功率模块822的部分弹射可仅仅由于锁定杆830的动作来完成，而不需要用户或操作员对功率模块822施加附加力。

如上文针对图7a至图7c所指出，功率模块822的部分弹射还可引起功率模块822和uav800的集成耦合与控制单元(其可与集成耦合与控制单元401相同或类似)之间的一个或多个电连接的解耦。例如，当锁定轴817向上升高功率模块822时，功率模块822上的电连接器(例如，功率模块电连接器1012，图10e)可从耦合到锚结构808的功率模块电连接器机械地和/或电气地解耦。这样，将锁定杆830从飞行位置移动到打开位置的动作可解锁锁定机构818，提升功率模块822使之至少部分地与锚结构脱离(例如，引起第四保持结构815滑动成不与第五保持结构819牢固接合)，并且断开功率模块822和uav800的集成耦合与控制单元的电连接器。

图9b示出了安装托架806与锁定机构818对准且在安装托架806放置在锁定机构818上之前的锁定机构818。图9c示出了放置在锁定机构818上且其支撑表面824与支撑构件823接触或相邻的安装托架806。如图9c所示的安装托架806在锁定机构818上的放置可由针对图8c至图8j所示的安装托架806的接合过程引起。

图9d示出了锁定机构818，其中功率模块822的一部分放置在锁定机构818上，且其支撑表面825与支撑构件823接触或相邻。如图9d所示的功率模块在锁定机构818上的放置可由针对图8f至图8j所示的功率模块822的接合过程引起。

如图9d所示，锁定表面827,820两者基本上齐平或平整，并且限定一个表面，锁定轴817可接合该表面以将功率模块822和机翼结构804锁定在适当位置。例如，将锁定杆830中的一者或两者移动成锁定构型的动作可引起臂816旋转或以其他方式移动，从而使锁定轴817沿着锁定表面827,820滑动到锁定位置中。图9e示出了处于锁定位置的锁定机构818，其中锁定轴817定位在其相对于锁定表面827,820的行程终点。锁定表面827,820可具有充当凸轮锁的形状，使得当锁定轴817朝向锁定位置滑动时，锁定表面827,820与锁定轴817之间的力增加。在一些情况下，如上所述，当锁定轴817到达其锁定位置(例如，进入偏心状态)时，该力可略微减小，从而有助于使锁定机构818保持锁定构型并且减少锁定机构818的意外解锁。

在涉及用于将功率模块和机翼结构附接到机身的部件和/或机构的附图和描述(例如，图6a至图7c、图8c至图8j、图9a至图9e)中，示出了每个配合部件和/或机构的单个示例性对。然而，应当理解，根据本说明书的uav可包括更多对配合部件。例如，机翼结构104,804可包括与安装托架600,806相同或类似的一个、两个、三个或更多个安装托架。类似地，功率模块122,822可包括本发明附图所示的接合结构的一个、两个、三个或更多个实例。此外，uav可具有本文所示或所述的部件、机构、结构和/或特征中的任何其他者的单个或多个实例，即使任何给定附图中仅示出了此类部件、机构、结构和/或特征的一个实例，也是如此。

图10a至图10b描绘了机翼结构104和功率模块122与锚结构400的机械附接还如何引起这些部件之间形成主动电连接的细节。图10a例如示出了在与锚结构400机械接合之前托架600从机翼结构104的局部剖视图。如上所述，锚结构400可具有与之耦合的机翼电连接器412。例如，机翼电连接器412可安装在耦合到如本文所述的锚结构400的电路板上。

如图10a所示，将托架600附接到锚结构400的过程使得机翼电连接器412接合且从而电耦合到机翼结构104上的对应机翼电连接器1002。更具体地讲，用于将保持结构502的销滑动到托架600的狭槽602中的平移路径(例如，机翼结构104的安装路径)对应于引起对应机翼电连接器412,1002接合的平移路径。

对应机翼电连接器1002可电耦合到机翼结构104中的电子部件，并且可被配置为促进通向和/或来自电路板的功率和/或信号(例如，通向和/或来自航空电子设备的信号、来自功率模块122的功率等)转移到机翼结构104中的电子部件。例如，机翼结构104可包括致动器(例如，伺服机构、马达等)或其他部件，并且航空电子设备可被配置为经由电连接器向这些部件发送和/或接收信号(例如，通信信号、功率信号等)。在机翼结构104包括用于移动飞行控制表面的致动器的情况下，经由机翼电连接器传输的信号可引起飞行控制表面移动。

如图10b所示，将功率模块122附接到锚结构400的过程使得功率模块电连接器414接合且从而电耦合到功率模块122上的对应功率模块电连接器1004。更具体地讲，用于将保持结构504的销滑动到功率模块122的狭槽604中的平移路径对应于引起对应功率模块电连接器414,1004接合的平移路径。

图10c至图10e描绘了机翼结构804和功率模块822与锚结构808的机械附接还如何引起这些部件之间形成主动电连接的细节。图10c至图10e的讨论类似于与图10a至图10b有关的讨论，但涉及uav800的部件的不同构型。

图10c示出了与锚结构808机械接合之前的托架806。与上述锚结构400类似，锚结构808可具有与之耦合的机翼电连接器1008。例如，机翼电连接器1008可安装在耦合到如本文所述的锚结构808的电路板上。

如图10c所示，将托架806附接到锚结构808的过程使得机翼电连接器1008接合且从而电耦合到机翼结构804上的对应机翼电连接器1006。更具体地讲，用于使托架806的接合结构与锚结构808接合的旋转或枢转运动(例如，机翼结构804的安装路径)对应于引起对应机翼电连接器1008,1006接合的移动。

与对应机翼电连接器1002(对其的讨论同样适用于连接器1006)一样，对应机翼电连接器1006可电耦合到机翼结构804中的电子部件，并且可被配置为促进通向和/或来自电路板的功率和/或信号(例如，通向和/或来自航空电子设备的信号、来自功率模块822的功率等)转移到机翼结构804中的电子部件。

如图10d至图10e所示，将功率模块822附接到锚结构808的过程使得功率模块电连接器1010接合且从而电耦合到功率模块822上的对应功率模块电连接器1012。更具体地讲，用于使功率模块822的接合结构与锚结构808(及任选的机身802，如上所述)的接合结构接合的平移路径对应于引起对应功率模块电连接器1010,1012接合的平移路径。

虽然前述示例示出了引起各种所示部件之间的机械耦合和电耦合的特定示例性组装路径，但应当理解，各种部件上的电连接器的形状、类型和定位可由保持结构的形状、类型和定位确定。因此，电连接器耦合路径可与所使用的任何机械耦合路径基本上匹配或以其他方式相对应，从而确保机械地耦合这些部件的过程也会引起电耦合。在一些情况下，电连接器(例如，412,414,1002,1004,1006,1008,1010,1012)可被配置为在接合过程期间允许一定程度的失准并且仍能在互补连接器之间建立牢固且充分的电耦合。这可允许电连接器被牢固地耦合，而不管在将机翼结构和功率模块附接到机身时可能发生的常见失准或推撞的类型如何。此外，前述附图以侧视图示出，因此仅示出了用于机翼结构和功率模块的一对互补电连接器。应当理解，可使用附加连接器。例如，uav可包括用于每个机翼结构和功率模块的一组、两组、三组、四组、五组或更多组互补电连接器。

如上所述，锚结构400可为集成耦合与控制单元的一部分，其既用作用于与机翼结构和功率模块机械耦合的主要部件，又用作uav的航空电子设备的主要安装位置。图11a至图11c描绘了根据一些示例性实施方案的集成耦合与控制单元401。

集成耦合与控制单元401可包括锚结构400、电路板1102和密封件1106(图11b)。锚结构400可为或可包括框架构件1103，该框架构件包括如上所述的机翼保持结构502和功率模块保持结构504以便将机翼结构104和功率模块122刚性地(和可释放地)接合到uav的机身。锚结构400或锚结构400的框架1103还可包括降落伞附接特征1111。如上所指出和本文所述，锚结构400可为将机械负载转移到uav100的主要结构，所述机械负载包括机翼负载(例如，升力)、功率模块负载等。因此，降落伞附接特征可耦合到降落伞或降落伞系统的绳索以在降落伞展开的情况下将负载从降落伞绳索转移到uav100的框架300。虽然图11a示出了特定位置处的降落伞附接特征1111，但在其他实施方案中可将这些特征定位在其他位置处，或可省略这些特征并且可将降落伞绳索附接到锚结构400的另一个位置或部件，诸如附接到保持结构502,504。降落伞绳索可在uav100的重心的基本上正上方锚定到锚结构400，以使得uav100在降落伞着陆期间基本上水平地下降。在其他情况下，其可从重心偏移。

锚结构400可被配置为耦合到uav的机身，如本文所示和所述。例如，锚结构400可在靠近用于接收功率模块122的腔体304的位置处附接到uav100的刚性框架(例如，框架300)。

锚结构400的框架1103可使用任何合适的工艺由任何材料形成。例如，其可由单片金属或其他材料机加工，或其可由增材制造(例如，3-d打印)、模塑或任何其他合适的工艺产生。框架1103可由金属(例如，铝、镁、钛、金属合金等)、复合材料(例如，碳纤维、玻璃纤维、金属基复合材料等)、聚合物(例如，聚碳酸酯、聚酰胺等)或任何其他合适的材料形成。在框架1103由金属形成的情况下，其可被称为金属框架。在一些情况下，锚结构400的框架1103是整体部件(例如，整体金属框架)。在一些情况下，锚结构400的整个承重结构(例如，承载功率模块122和机翼结构104的负载的锚结构400的部分)仅包括整体框架1103以及保持结构的销(例如，销1101)，这些销可附接到整体框架1103。

集成耦合与控制单元401可包括耦合到锚结构400的电路板1102。电路板1102可包括与之附接的电气部件。例如，电路板1102可包括耦合到电路板1102顶侧的机翼电连接器412，如图11a所示。电路板1102还可包括航空电子部件。航空电子设备可包括用于控制uav和/或允许uav与其他设备(诸如其他uav、陆基控制器等)通信的任何和所有电子部件。示例性航空电子设备可包括处理器、存储器、电路部件、全球定位系统(gps)、加速度计、测高仪、气压传感器、雷达、声纳、通信电台等。如针对图11b至图11c所描述，此类部件可安装在电路板1102的底侧上，以使得它们定位在由锚结构400和电路板1102限定的腔体的内部体积中。天线和其他航空电子部件1104可耦合到电路板1102(和/或电路板上的部件)，并且可从集成耦合与控制单元401延伸。如图所示，天线和其他部件1104从集成耦合与控制单元401的后方或尾部位置延伸，但也可以设想到其他位置。

集成耦合与控制单元401还可包括与之耦合的功率模块电连接器414。功率模块电连接器414可耦合到锚结构400的框架1103，并且经由一个或多个导体电连接到电路板1102(和/或电路板上的部件)。

如上所述，集成耦合与控制单元401可形成uav100的航空电子设备和/或电子器件的环境和电磁屏蔽件。例如，集成耦合与控制单元401可被配置为使得电子部件(诸如gps单元、处理器、存储器、电路元件等)定位在集成耦合与控制单元401内的密封且屏蔽的体积中。密封且屏蔽的体积可被密封以防液体、碎片或其他污染物进入，并且可被屏蔽以防电磁干扰。图11b描绘了集成耦合与控制单元401的分解图，示出了使集成耦合与控制单元401密封和屏蔽的元件。图11b示出了从锚结构400拆除的电路板1102和密封件1106。

锚结构400，特别是锚结构400的框架1103，可限定一个或多个腔体，所述一个或多个腔体被配置为形成可在其中接收电路板1102上的电子部件的体积。例如，图11b示出了限定三个腔体1108-1、1108-2和1108-3的锚结构400。这些腔体可由底壁1114和从底壁1114延伸的侧壁1116限定。底壁1114和侧壁1116可为整体结构的一部分。例如，可通过从单片金属机加工腔体1108来形成底壁1114和侧壁1116。

密封件1106可定位在电路板1102与锚结构400之间以及腔体1108周围以形成密封且屏蔽的体积。密封件1106可同时执行屏蔽和密封功能。例如，密封件1106可由导电可变形材料形成，该导电可变形材料形成电路板1102与锚结构400之间的机械密封件，并且还形成电路板1102与锚结构400之间的导电路径。导电可变形材料可包括例如弹性体材料且弹性体材料中嵌入有导电元件、颗粒、电线等。例如，导电可变形材料可为硅氧烷弹性体且硅氧烷弹性体内分布有碳颗粒。

由于密封件1106的可变形性质，电路板1102与锚结构400之间的接缝或接头可基本上被密封以防液体、碎片和/或其他污染物进入(例如，防水密封件)。这在uav的背景下可特别有利，因为它们可能需要能够在许多天气和环境条件下继续运转。通过将电子部件密封在集成耦合与控制单元401的密封体积中，可增加uav的可靠性和操作条件范围。

如上所指出，密封件1106可被配置为形成电路板1102与锚结构400之间的导电路径。更具体地讲，锚结构400可包括金属(例如，导电)框架1103，并且电路板1102可包括在电路板1102的区域上方延伸的一个或多个金属层、迹线或其他导电材料。通过将锚结构400的金属框架1103(其可形成腔体1108的底壁和侧壁)导电地耦合到电路板1102的导电材料，金属框架1103、密封件1106和电路板1102可配合以在密封体积周围形成基本上连续的导电覆盖件。(这些导电部件可耦合到或可形成uav的电气系统的接地平面。)这些体积周围的基本上连续的导电覆盖件可以以法拉第笼的形式操作以防止或减少对耦合到电路板1102的电子部件的电磁干扰。

在一些情况下，电路板1102可包括一个或多个连续导电层，所述一个或多个连续导电层经由密封件1106导电地耦合到金属框架1103。在其他情况下，电路板1102可包括迹线、电线或其他不连续导电路径，它们具有充分靠近的间距以充当电磁屏蔽件。

如图11c所示，电气部件1118可在使电气部件定位在腔体1108中的特定位置处安装到电路板1102。虽然图11c示出了三个电气部件(1118-1–1118-3)，但这些电气部件仅仅是可耦合到电路板1102的电气部件的代表。根据本申请，可在uav中使用更多和/或不同的电气部件。在一些情况下，电气部件包括冗余部件，其中这些冗余部件定位在框架1103中的不同腔体中。例如，电气部件1118-1和1118-2(其可为处理器、gps单元、电台或任何其他合适的部件)可为相同或类似的部件(或可提供相同或类似的功能)，因此可充当彼此的冗余备份部件。

由于部件1118-1和1118-2定位在集成耦合与控制单元401中的单独密封且屏蔽的体积中，因此其他体积中的电气部件可弥补因有缺口的体积中的电气部件的损坏(或电磁干扰)而引起的任何功能损失。此外，由于这些内部体积不同(例如，由物理分隔的腔体限定)且被独立地密封，因此一个体积中的缺口可局限于该体积并且可对其他体积没有负面影响。

图11c还示出了定位在电路板1102的下侧上的导电迹线1120-1–1120-3。导电迹线1120可导电地耦合到电路板1102中的附加导电迹线、层或其他屏蔽部件，并且可在组装集成耦合与控制单元401时接触密封件1106。因此，密封件1106可经由导电迹线1120将电路板1102导电地耦合到金属框架1103。

如上所指出，uav100可包括可展开的降落伞以有助于在计划或计划外的下降期间减慢uav100。降落伞可经由集成耦合与控制单元401的锚结构400耦合到uav100，如本文所述。图12a示出了降落伞1204(图12b)展开之前的uav100，并且图12b示出了降落伞1204展开之后的uav100。如本文所述，可使用推进剂将降落伞1204从降落伞外壳推出并进入uav100周围的空气中来展开降落伞。

为了限制气动阻力，可展开的降落伞系统可定位在uav100的一个或多个主体板件下方，并且可因降落伞1204展开而抛投或以其他方式移置这些主体板件。例如，如图12a至图12b所示，可在降落伞展开的力和/或降落伞绳索1210和/或1206对主体板件施加的力的作用下抛投主体板件1200、1202和1203。一旦展开降落伞1204，降落伞就可能因uav100的运动和/或下降而充满空气，因此减慢uav100。如本文所述，降落伞1204可经由降落伞绳索1206和1210耦合到uav100，这两个降落伞绳索均可耦合到顶盖1208，该顶盖用于覆盖和/或封闭可展开的降落伞系统的密封外壳。

降落伞系统可被配置为响应于任何合适的事件而展开降落伞1204。例如，uav100的飞行计划(其可由uav100机载的飞行控制器存储或可从陆基控制器或另一个uav实时传输到uav100)可包括着陆区处排程的降落伞下降。在此类情况下，当(例如，由uav100、由陆基传感器、或使用任何其他合适的系统或技术)在着陆区处检测到uav100时，uav100可命令降落伞系统展开降落伞1204。在其他情况下，uav100可被配置为检测指示计划外的下降或可能产生计划外的下降的条件，并且响应于检测到此类条件，而使降落伞系统展开降落伞1204。可指示计划外的下降或可能产生计划外的下降并且可被uav100(或陆基系统或另一个uav)检测到的示例性条件包括但不限于失去马达功能或推进力、失去功率或燃料、失去飞行器控制、迅速下降和/或减速等。

图13描绘了在拆除了主体板件的情况下uav100的一部分，示出了降落伞系统的降落伞可如何耦合到锚结构400。例如，绳索1210可经由连接点1304(例如，孔眼或其他特征)耦合到降落伞系统的顶盖1302。绳索1210可在uav100的机身102中沿着一个路径且任选地在通道内铺设，并且连接到锚结构400。可将绳索1210分成多个分支以附接到锚结构400上的多个点。此外，虽然图13示出了连接到顶盖1302的单个绳索1210，但这仅仅是代表性的，并且更多绳索可连接到顶盖1302。

如图13所示，绳索1210定位在uav100的一个或多个主体板件下方。当从降落伞系统展开降落伞(其可朝向机身102的底部定位)时，绳索1210和任何任选分支上的张力可引起第一绳索1210迫使上覆的主体板件脱离机身102。这使绳索1210拥有无障碍的竖直路径以允许降落伞定位在uav100上方并且保持uav100处于基本上水平的姿态(或至少uav100的底部大致面向下)。

uav100的可展开的降落伞系统可被配置为使得即使快速且可能爆炸性的展开，降落伞系统的内部部件(除了降落伞和任选的包装材料之外)也保持俘获在降落伞系统中并且不从降落伞系统排出。这可增加降落伞系统的安全性，并且还允许更大的可重用性，因为内部部件(诸如柱塞)在降落伞展开期间未丢失并且可重复使用。图14a至图14d示出了可在本文所述uav100中使用的可展开的降落伞系统1400的各方面。

图14a描绘了可展开的降落伞系统1400(简称为降落伞系统1400)。降落伞系统1400可包括主体1401和顶盖1302，该顶盖耦合到主体1401的开口端。主体1401可为基本上管状的(例如，中空圆柱体)并且可限定内部腔体。顶盖1302可包括连接点1304，绳索1210可连接到该连接点。如图13所示，绳索1210可沿着一个路径布线并且连接到锚结构400。

顶盖1302可以以任何合适的方式耦合到主体1401。在一些情况下，顶盖1302粘附到主体1401。在一些情况下，顶盖1302与主体1401之间的接缝被密封，诸如利用在接缝上方延伸的塑料或聚合物覆盖件来密封。该覆盖件可粘附到顶盖1302和/或主体1401以防止湿气或其他污染物进入主体1401。

图14b示出了沿着图14a中的线a-a观察的降落伞系统1400的剖视图。如图所示，降落伞系统1400处于未展开状态。降落伞系统1400包括柱塞1402，该柱塞定位在腔体中并且将腔体分成柱塞1402的一侧上的第一室1405以及柱塞1402的相对侧上的第二室1406。降落伞系统1400包括第一室1405中的降落伞1204。降落伞1204可被折叠或以其他方式打包成一定构型，该构型允许其在展开时膨胀以使得其可减慢uav100的下降。在一些情况下，降落伞1204至少部分地围绕(例如，包裹)在套筒1412中。套筒1412可有助于将降落伞1204引导到主体之外(例如，穿过主体1401中的开口)并且可防止打包的降落伞1204在展开期间钩住或挂住降落伞系统1400的任何部分。在一些情况下，套筒1412可比降落伞1204更硬和/或更为刚性以帮助降落伞1204在展开期间轻松滑出开口。在一些情况下，柱塞1402可仅仅接触套筒1412以将降落伞1204推出主体1401。在其他情况下，则柱塞1402可接触降落伞1204和套筒1412两者以排出降落伞1204。套筒1412可在降落伞1204展开时从该降落伞解开，并且可简单地被抛投。在一些情况下，套筒1412可经由降落伞绳索或其他合适的系链或附接机构保持俘获到uav100。

降落伞1204可经由绳索1206耦合到顶盖1302。绳索1206可在降落伞连接点1410处耦合到顶盖1302。如上所指出，由于绳索1206将降落伞1204耦合到顶盖1302，并且绳索1210将顶盖1302耦合到锚结构400(或uav100的另一个合适的连接点)，因此在降落伞1204与uav100之间形成连续承重绳索路径。

降落伞系统1400还包括推进剂模块1404，该推进剂模块被配置为提供力以从腔体排出降落伞1204。推进剂模块1404可至少部分地定位在第二室1406中，并且可被配置为在第二室1406内膨胀(或引入膨胀气体或其他组合物)以沿着弹射方向(例如，向右，如图14a至图14d所示)推动柱塞1402，从而从腔体排出降落伞1204。推进剂模块1404可为可拆除的和/或可更换的，因此允许降落伞系统1400的其他部件重复用于多次降落伞展开。

推进剂模块1404可为或可包括任何合适的推进剂。例如，推进剂模块1404可包括炸药装药，该炸药装药在柱塞1402上产生力(例如，由快速膨胀的气体产生)。在其他情况下，推进剂模块1404可使用压缩气体(例如，空气、二氧化碳、氮气等)作为推进剂，该压缩气体可释放到第二室1406中，使得压缩气体膨胀并且沿着弹射方向推动柱塞1402以排出降落伞1204。

如上所指出，降落伞系统1400可被配置为使得除了降落伞1204和任选的套筒1412之外，在展开期间不从降落伞系统1400排出或投掷其他部件。例如，降落伞系统1400可被配置为在排出降落伞1204之后将柱塞1402保持在主体1401内。图14b至图14d示出了将柱塞1402保持到主体1401的结构。

如图14b所示，降落伞系统1400包括保持特征1408，该保持特征靠近从中排出降落伞1204的开口。保持特征1408可与主体1401一体地形成，或其可为附接到主体1401的单独部件(如图所示)。

保持特征1408可限定保持唇缘1418，该保持唇缘延伸到第一室1405中和/或以其他方式被配置为与柱塞1402的一部分重叠。如图14d所示，当降落伞1204展开时，柱塞接触保持唇缘1418，从而防止柱塞1402离开腔体和/或以其他方式将柱塞1402保持到主体1401。在一些情况下，柱塞1402和由主体1401限定的内部体积为基本上圆形的。在此类情况下，保持唇缘1418可为圆形特征，其具有比圆形柱塞的直径更小的内径或开口。在一些情况下，保持特征1408和/或保持唇缘1418并不连续地围绕主体1401中的开口延伸。例如，两个、三个、四个或更多个保持唇缘可定位在开口周围的各个位置处。

图14b至图14d示出了各个操作阶段的降落伞系统1400。例如，图14b示出了在降落伞展开之前处于初始状态的降落伞系统1400。图14b可表示在uav的标称飞行期间如何配置降落伞系统1400。

图14c示出了降落伞1204正被排出时的降落伞系统1400。推进剂模块1404产生膨胀气体1411(例如，来自压缩气体贮存器或来自炸药装药或其他化学反应)，该膨胀气体将力施加到柱塞1402。柱塞1402继而通过主体1401中的开口将降落伞1204和套筒1412推出。如图14c所示，顶盖1302已经从主体1401解耦。

图14d示出了降落伞1201已从主体1401弹射之后的降落伞系统1400。值得注意的是，柱塞1402一直保持在主体1401内，其中保持特征1408接合柱塞1402的周边区域以防止其离开主体1401。

图14e示出了在降落伞1204和套筒1412从主体1401弹射之后降落伞1204可如何从套筒1412分离。例如，套筒1412可解开或以其他方式打开，以允许折叠或打包的降落伞1204摆脱套筒1412并且因降落伞1204暴露于uav周围的气流而自由地膨胀。在一些情况下，可使用引导伞来帮助拆开或展开降落伞1204以使得降落伞1204可开始减慢uav的下降。

如上所述，uav100可使用可拆除的功率模块122将能量提供给其飞行系统中的一者或多者，包括其航空电子设备、马达、飞行控制表面致动器等。本文所述可拆除的功率模块122被配置为迅速便捷地与uav100耦合和解耦，并且还提供附加优点。例如，如上所指出，功率模块122可包括散热器，所述散热器限定uav100的机身102的外表面(因此在飞行期间直接处于流过机身102的气流中)以迅速有效地将废热转移出功率模块122。此外，功率模块122可被设计为使得功率模块122或功率模块122的一个部件出故障不太可能损坏功率模块122的其他部件。

图15示出了功率模块122的示例性实施方案。如上所述，功率模块122可包括手柄406，该手柄可枢转地或可旋转地附接到主体1501。功率模块122还可包括对接侧402，该对接侧可为或可限定功率模块122的表面，该表面与机翼结构的一部分(诸如托架600或另一个托架实施方案)接触或以其他方式对接。对接侧402可充当机械联锁件，该机械联锁件对机翼结构或其部件施加力，以防止机翼结构在解耦方向上移动。如图所示，功率模块122是包括电池阵列1502,1504的电池组，这些电池阵列向uav100提供电功率。功率模块122还包括限定表面126,128的电池单元座1506,1508，当功率模块122耦合到uav100时，这些表面形成uav100的机身102的外表面。电池单元座1506,1508还将电池阵列1502,1504固定到功率模块122。

图16描绘了功率模块122的一部分的分解图。具体地讲，图16示出了电池单元座1506和1508以及电池阵列1502,1504。电池阵列1502,1504包括多个单独电池单元1503。电池单元1503可为任何合适类型的电池单元，并且可使用任何合适的化学或其他电能储存系统，包括但不限于镍金属氢化物(nimh)、锂离子、镍镉(nicd)、碱和铅酸。电池单元1503彼此可经由电连接器1507电耦合。电连接器1507可以以任何合适的方式(诸如以串联或并联或串并联配置)耦合电池单元1503。

电池单元座1506,1508可包括限定腔体1602的特征1604。腔体1602各自可被配置为接收电池单元1503的一部分。电池单元1503可经由紧固件、粘合剂、夹片、过盈配合、夹具/夹持力或其他保持结构或技术牢固地保持在腔体1602中。当电池单元1503定位在腔体1602中时，电连接器1507或其部分可设置在腔体1602中。在一些情况下，电连接器1507附接到电池单元座1506,1508并且牢固地保持在腔体1602内。

电池单元座1506,1508可被配置为充当电池单元1503的散热器。具体地讲，电池单元1503可因特征1604与电池单元1503之间的物理接触而热耦合到电池单元座1506,1508，并且电池单元座1506,1508可由导热聚合物材料形成或包括导热聚合物材料。例如，电池单元座1506,1508可由热导率大于1w/mk、大于5w/mk、大于10w/mk、大于20w/mk等的聚合物材料形成或包括该聚合物材料。示例性聚合物材料包括但不限于填充聚合物(例如，其中分布有诸如金属、石墨、陶瓷等导热颗粒的聚合物基体)。在一些情况下，电池单元座1506,1508由诸如铝、镁、钛等金属形成。

由于电池单元1503与电池单元座1506,1508之间的热耦合，可从电池单元1503吸走电池单元1503所产生的热量。当uav100正在飞行时，可通过电池单元座1506,1508的材料吸取来自电池单元1503的热量，并且经由外表面126,128将该热量转移到流过机身102的空气。因此，uav100飞行直接产生的气流还充当强制风冷系统，其经由外表面126,128将来自电池单元1503的热量连续地去除到功率模块122的外部。通过直接将电池单元1503物理地耦合并保持到限定机身102外表面的导热结构，可在飞行期间实现比其他电池布置更大的电效率。此外，在可拆除的功率模块122中将电池单元1503耦合到导热电池单元座1506,1508允许即使在拆除和更换功率模块122时也能保持热连接，从而无需在将电池单元耦合到uav100时将电池单元单独地固定到散热器或其他热部件。

在一些情况下，电池单元1503可经由其他技术热耦合到散热器或其他热交换器。例如，电池单元1503可被包裹、带夹套或以其他方式热耦合到流体导管，该流体导管又热耦合到散热器或其他热交换器。流体导管内的流体可将热量远离电池单元1503并朝向散热器或其他热交换器吸取或传导，其中热量可从流体吸取出或传导出并进入uav100周围的空气。

电池单元座1506,1508中的一者或两者还可充当uav100的其他部件的散热器。例如，处理器、马达、电子电路或其他部件(包括例如集成耦合与控制单元401(图11a)的部件)可经由流体导管或其他热耦合来热耦合到电池单元座1506,1508。在一些情况下，流体导管或其他热耦合可包括功率模块122和集成耦合与控制单元401上的互补连接器(它们可以以与功率模块电连接器414,1004类似的方式操作)以在功率模块122附接到uav100时促进流体导管或其他热导管的盲配合。这样，热连接可作为相同功率模块附接过程的一部分形成，而无需任何额外步骤或操作来完成热连接。

在流体导管用于使部件与散热器或其他热交换器热耦合的实施方案中，流体泵可使流体循环经过流体导管。流体泵可为任何合适类型的泵或机构，并且可由功率模块122供电。

虽然图15至图16所示的功率模块122具有两个电池单元座1506,1508和两个电池单元阵列1502,1504，但这仅仅是一个示例性实施方案，并且可使用更多或更少电池单元座和电池阵列。例如，在一些情况下，仅使用一个电池单元座和对应电池单元阵列。在其他情况下，使用三个或更多个电池单元座和对应电池单元阵列。如本文所用，电池单元阵列涉及耦合到对应电池单元座的电池单元组，并且不一定对应于特定电气配置或分组。

在一些条件下，电池单元可出故障，从而可导致电池单元爆炸、着火或以其他方式强行将气体和/或颗粒排放出该单元。在多个电池单元紧密靠近地定位的情况下，一个单元出故障(例如，热气体或颗粒排放)可造成其他单元熔化、过热和/或另行以类似方式出故障。因此，一个电池单元出故障可造成使其他电池单元出故障的连锁反应。另外，与出故障的电池邻近的uav的任何部件均可被出故障的电池单元破坏或损坏。由于这些风险，功率模块122可被配置为降低一个电池单元的故障将导致其他电池单元或uav100的其他内部部件被损坏的可能性。图17a至图17b描绘了沿着图16中的线b-b观察的功率模块122的一部分的局部剖视图，示出了可如何限制或减轻因出故障的电池单元造成的损坏。具体地讲，电池单元1503可定位在电池单元座1506,1508中，使得出故障的电池单元1503可能通过电池单元座1506,1508抛射任何爆炸或排气并使之到达uav100的外部。虽然图17a至图17b仅示出了电池单元阵列之一的一部分，但应当理解，每个电池阵列和电池单元座可具有相同或类似的构型。

参考图17a，电池单元1503可被配置为使得当它们以引起爆炸或气体和/或材料的其他强行排放的方式出故障时，排气被导向通过排气构件1706。例如，排气构件1706可为电池外壳中比其他部分更弱的一部分。因此，如果电池单元1503中存在内部压力上升，则排气构件1706将首先失效或破开，从而允许气体和/或其他材料穿过排气构件1706逃逸，同时电池外壳的其余部分保持完好并且控制这些气体和/或其他材料。如图17a至图17b所示，电池单元1503可定位在电池单元座1506,1508中以使得排气构件1706面向壁1702的内表面，其中壁1702的外表面限定功率模块122的外表面128。

图17b示出了故障事件期间的电池单元1503-1，其中气体和/或其他材料1704正从电池单元1503-1喷射出。由于电池单元1503-1定位在其腔体中使得排气构件1706面向壁1702(或以其他方式被配置为将排气朝壁1702导向)，因此排放的气体/材料形成壁1702中的局部开口1703。这样，使排放的气体/材料远离其他电池单元1503且远离uav100的其他部件导向。此外，使排放的气体/材料导向通过壁1702并进入uav100外部的环境，因此利用流过外表面128的气流来帮助去除热量并远离其他电池单元1503且大致远离uav100除掉排放的气体/材料。

电池单元座1508可被配置为在电池单元故障的情况下局部失效。例如，电池单元座1508可由特定材料形成(并具有特定形状、厚度或其他尺寸)，该材料被配置为响应于出故障的电池单元的典型排放事件而破开。更具体地讲，该材料可具有比用于控制出故障的电池单元的排气的阈值要低的强度、热阻、韧性或其他特性。由于电池单元座1508、特别是壁1702被设计为局部失效，因此电池单元座1508可提高排放的气体/材料被排出或以其他方式被导向到uav100之外的可能性。

因此，虽然出故障的电池单元1503可通过在壁1702中形成开口来损坏功率模块122，但该损坏可受限和/或局限于已出故障的单元和开口，而不会造成其他单元出故障或损坏内部部件。实际上，在飞行期间可耐受单个单元(或甚至多个单独单元)的故障，并且该故障基本上不会破坏飞行或以其他方式要求计划外的着陆。相比之下，在常规构型中，已出故障的单元可损坏uav的结构或电子器件，或甚至引起可破坏电池组的大部分或甚至所有单元的连锁效应，任一种情况均可造成uav进行计划外的着陆或甚至失事。

除了承载电池单元之外，功率模块122还可包括其他电子部件，诸如处理器、存储器、gps电台、传感器(例如，测高仪、压力传感器)、航空电子设备或其他部件。例如，功率模块122可具有gps电台，该gps电台补充uav的集成耦合与控制单元上的处理器或以其他方式与所述处理器一起工作。gps电台可被配置为即使在功率模块122未耦合到uav时，诸如在正对功率模块122充电时，也存储功率模块122的当前位置。当功率模块122耦合到uav时，功率模块122上的gps电台(和/或其他相关联的处理器和电路)可与uav的处理器进行通信并且将gps信息(例如，当前位置、可用gps卫星的位置或标识符等)提供给uav的处理器。这样，uav可能能够在附接功率模块122后更快速飞行。具体地讲，驻留在uav上的gps电台可能因缺少功率模块而未通电。因此将gps或其他位置信息从功率模块122提供给uav可以使uav作好飞行准备，而不需要uav一直等到uav安装的gps系统启动并获取合适的位置信息。

功率模块122还可包括存储器，该存储器存储关于与功率模块附接的uav的数据。例如，uav可在功率模块的存储器中捕获并存储与高度、速度、所接收的命令、马达速度、向飞行控制表面发出的命令或信号有关的数据、或任何其他合适的数据。当从uav拆下功率模块122以便充电时，该功率模块还可耦合到数据恢复系统，该数据恢复系统检索并任选地存储该数据。

在一些情况下，将功率模块122的存储器电耦合到集成耦合与控制系统的相同电连接器还用于将功率模块122的存储器耦合到数据恢复系统。类似地，将功率从功率模块122提供给uav的相同电连接器还用于对功率模块122充电。例如，充电系统可包括模拟或以其他方式类似于uav上的那些的机械保持结构和电连接器。因此，功率模块122可以以将被耦合到uav的相同方式轻松简单地耦合到充电系统，并且机械耦合过程可引起功率模块122与充电系统之间的电耦合(例如，以便传输功率和数据两者)。

前述描述涉及uav的特征和功能。本文所述的uav可为操作多个uav(诸如多个uav100和/或任何其他合适的uav)的无人驾驶飞行系统(uas)的一部分。现在将参考图18a至图21描述示例性uas。uas可操作一个或多个uav以执行各种功能，包括但不限于包裹投递、数据捕捉、测绘、监视和基础设施供应。可包括和/或使用如本文所述的uav的uas的更多细节可见于例如名称为“unmannedaerialvehiclemanagementsystem”(无人驾驶飞行器管理系统)的美国专利no.9,489,852及名称为“systemandmethodforhumanoperatorinterventioninautonomousvehicleoperations”(用于自主飞行器操作中的人类操作员干预的系统和方法)的美国专利no.9,488,979、名称为“decentralizedairtrafficmanagementsystemforunmannedaerialvehicles”(用于无人驾驶飞行器的分散式空中交通管理系统)的美国专利申请no.14/966,265以及名称为“visionbasedcalibrationsystemforunmannedaerialvehicles”(用于无人驾驶飞行器的基于视觉的校准系统)的美国专利申请no.15/229,099，这些专利文献全文以引用方式并入本文。

图18a示出了uas和对接实体的实施方案。uas1800接收来自服务请求者1804的服务请求并且部署uav1802(例如，uav100，图1)以满足该请求。在该实施方案中，uas1800包括配送中心1801、uav1802和全局服务1803。虽然图18a中描绘了单个uav1802，但uas1800中可存在不止一个uav1802。如上所指出，uas中的uav可包括多个uav，诸如上述的那些，以及其他类型的uav(例如，多旋翼飞机、气球、轻于空气的飞行器等)。

服务请求者1804可以是向uas1800发出服务请求的人类用户或自主系统。在服务请求者1804是人类用户的情况下，该用户可使用远程客户端设备(诸如移动电话、平板电脑或个人计算机)来发出该请求。服务请求是让uas1800在目的地位点1805处提供某种服务的指令。目的地位点1805可为任何指定位置，诸如一部分开阔地、建筑物、邮寄地址、gps坐标或一片空域。在一些实施方案中，目的地位点1805是信标设备的位置。信标设备可为发射可用于跟踪或识别位置的信号的任何设备，诸如例如应答器、移动电话等。也可通过识别特定对象来指定目的地位点1805，该特定对象诸如例如为指定飞行器、信箱、投递坪、或可被跟踪以指示服务的目标位置的某个其他目标对象。在另一个实施方案中，目的地位点1805是服务请求者1804的位置，但并不一定是这种情况。虽然在该实施方案中示出了一个服务请求者1804和一个目的地位点1805，但实际上可存在许多服务请求者1804和目的地位点1805。

所请求的服务可为可由机载平台提供的任何服务。例如，在一个实施方案中，服务请求者1804所发出的服务请求是将包含具体有效载荷的包裹投递到目的地位点1805的请求。在另一个实施方案中，服务请求是使用安装在uav1802上的相机在目的地位点1805处或沿着往返目的地位点1805的路线捕获图像数据的请求。在又一个实施方案中，服务请求是使用安装在uav1802上的wi-fi网关来提供目的地位点1805处的互联网接入点的请求。可使用uas1800在目的地位点1805处提供许多其他服务，诸如使用安装在uav上的仪器进行包裹收取、监视、测绘、数据捕捉等。

配送中心1801可以是有利于uav1802的发射、再装填、恢复、通信、维修和有效载荷物流的固定或移动设施。将在对图20的描述中更详细解释配送中心1801。虽然图18a中示出了单个配送中心1801，但uas1800中可存在不止一个配送中心1801。在一个实施方案中，uas1800中的每个uav1802设在单个配送中心1801处，并且在该配送中心1801处维修、重新装载和再装填。在另一个实施方案中，每个uav1802可在uas1800中的任何配送中心1801处维修、重新装载和再装填，并且uav1802可基于当前服务请求的物流需求以及未来服务请求的预计需求来在配送中心1801之间选定路线。

全局服务1803可由运行软件服务(即，计算机软件程序)的一个或多个计算机服务器系统构成，这些软件服务可通过互联网访问，为配送中心1801和uav1802提供异地支持、管理、空中交通管制、通信、数据存储和物流功能。在一个实施方案中，全局服务1803将来自服务请求者1804的服务请求路由到配送中心1801，该配送中心地理上毗邻(或地理上相对接近)目的地位点1805。将在对图21的描述中更详细解释全局服务1803。

全局系统操作员1806可为人类用户，其监测并操作uas1800以确保该系统的正确有效运行。例如，在一些实施方案中，全局系统操作员1806可通过全局服务1803的计算机服务器来监测uas1800，以确保配送中心1801备有适当的有效载荷，从而满足来自服务请求者1804的服务请求。在一个示例性实施方案中，全局系统操作员1806在预计到特定有效载荷的存货即将耗尽时可使用全局服务1803将该有效载荷的新存货运往配送中心1801。

可存在多于一个全局系统操作员1806，并且全局系统操作员1806可监测多个配送中心1801、uav1802和服务请求者1804并为之提供服务。在一些实施方案中，一个或多个全局系统操作员1806是受过训练的uav飞行员，并且uas1800可暂时或在uav任务的持续时间内将对uav1802的控制移交给一名这样的操作员。

配送中心操作员1807是监测并操作配送中心1801的人类用户。配送中心操作员1807可确保配送中心1801本地的uas1800部件正确运行。这包括设在配送中心1801处的uav1802，以及其他部件，诸如发射架、再装填器、有效载荷等。配送中心1801提供促进配送中心操作员1807的任务的系统和方法。例如，在一些实施方案中，操作配送中心1801的配送中心操作员1807配备有操作员接口，该操作员接口允许其确定该配送中心1801处每种类型的有效载荷的库存，并且使其能够订购更多任何类型的供应不足的有效载荷。将在对图21的描述中更详细解释促进配送中心操作员1807的工作的配送中心系统和方法。

图18b示出了由uas1800实现的uav发射过程的一个实施方案。作为初始步骤，uas1800的全局服务1803在1850处从服务请求者1804接收服务请求。该服务请求指定了目的地位点1805，该目的地位点指定将递送该服务的位置。如本文所述，该服务请求还可包括与服务请求者所请求的有效载荷相对应的有效载荷信息。全局服务1803随后在1851处选择将由其满足服务请求的合适的配送中心1801。在一些实施方案中，全局服务1803在1851处通过以下方式选择将由其满足服务请求的配送中心1801：确定离目的地位点1805的位置最近的配送中心1801。在另一个实施方案中，全局服务1803在1851处通过以下方式选择将由其满足服务请求的配送中心1801：考虑配送中心1801与目的地位点1805的接近度以及配送中心1801处指示服务请求中指定的有效载荷的可用性的库存。例如，如果服务请求是将具体类型的物品投递到目的地位点1805的请求，则全局服务1803将从这些配送中心中选择靠近目的地位点1805且其库存中具有所请求的物品的配送中心1801。也可使用其他因素来选择配送中心1801，诸如例如配送中心1801处的本地天气状况和空中交通。

一旦在1851处选择配送中心1801，就在1852处向该配送中心1801发送服务请求中的信息的至少一部分。除了目的地位点位置和有效载荷信息之外，服务请求还可包含可用于在配送中心1801处满足服务请求的其他信息。例如，在一些实施方案中，服务请求还包含指定应在何时在目的地位点1805处满足服务请求的时间。

可在配送中心选择过程期间或之后在1853处选择uav1802来执行飞行任务以满足请求。可在1853处基于与服务请求和/或系统效率有关的一个或多个标准来选择将执行飞行任务的uav1802。例如，在一个实施方案中，在1853处基于其电池的电量以及离目的地位点1805的距离来选择uav1802。在另一个实施方案中，在1853处基于安装在其机架上的仪器以及服务请求中指定的数据捕捉的类型来选择uav1802。在又一个实施方案中，在1853处基于与服务请求中指定用于投递的包裹匹配的其有效载荷中的包裹来选择uav1802。

在替代实施方案中，uas1800不从为给定任务预先配置的uav中选择。相反，配送中心1801或全局服务1803确定需要完成服务请求的一组部件，并且配送中心1801使包括所需部件的uav组装好以用于该任务。例如，如果目的地位点1805离配送中心1801一定距离，则用于该任务的uav可配置有合适的电池组以完成到该目的地的往返飞行。

uav1802的选择1853可在配送中心的选择1851之后进行，或可用作在1851处选择配送中心1801的一个因素。例如，可在1851处基于服务请求所需的有效载荷的重量，仅从具有特定类型的uav机架、uav电池(例如，功率模块122，图1a)或uav马达的那些配送中心选择配送中心1801。

一旦在1853处为该任务选择uav1802，就在1854处为其生成任务数据。任务数据是使uav1802能够导航到目的地位点1805并且满足服务请求的信息。在一些实施方案中，任务数据包括目的地位点1805的gps坐标以及促进导航到这些gps坐标的飞行走廊信息。将在对图19a和图20的描述中更详细讨论飞行走廊信息。将在对图19a、图20和图21的描述中讨论与任务数据有关的更多细节。在1854处生成任务数据之后，将其上传到uav1802上的数据库中。

一旦在1854处生成并上传任务数据，就在1855处发射uav1802。从发射uav1802的时间起一直到其再次着陆为止，其被视为在执行完成服务请求的任务。在一个实施方案中，可带着满足多于单个服务请求的任务来发射uav1802。在另一个实施方案中，在1855处发射uav1802之后，上传并且可能甚至生成任务数据的至少一部分。

图19a是根据一个示例性实施方案的uav1802的框图。uav1802是具有硬件和软件模块的飞机系统，这些硬件和软件模块使其能够在很少或没有人为监督的情况下满足服务请求。在一个实施方案中，uav1802对应于上述uav100。

图19a所示的uav1802的实施方案包括任务规划器1900、飞行控制器1901、传感器系统1902、通信系统1903、致动器控制系统1904、推进管理系统1905、有效载荷管理系统1906和安全系统1907。uav1802的前述系统(也被称为模块)可包括uav1802的物理部件和/或与这些物理部件交互。例如，飞行控制器1901可由作为如上所述集成耦合与控制单元401的一部分的处理器至少部分地实现。作为另一个示例，传感器系统1902可包括传感器，这些传感器耦合到uav100的机身以及作为集成耦合与控制单元401的一部分的处理器。uav1802的前述系统所执行的操作(包括算法和/或逻辑操作)可由作为集成耦合与控制单元401的一部分的处理器、存储器(例如，非暂态计算机可读存储介质)和/或其他部件至少部分地实现。

虽然未在该图中描绘，但uav1802的这些模块可经由至少一个通信总线互连。该总线允许这些模块彼此通信以接收并发送信息和命令。可使用对于熟悉航空和飞行器工程的人员已知的任何方法来实现该总线。例如，可使用控制器局域网(can)标准来实现该总线。为了改善该系统的可靠性，实施方案可使用附加冗余总线。例如，可实现双can总线以防止总线故障引起uav失控。

任务规划器1900是为uav1802的其他模块提供高级别指令和目标的模块；这些指令和目标的执行使得uav1802满足服务请求。任务规划器1900所产生的目标和指令被传送到uav1802的其他模块，然后其他模块可采取其他动作以完成任务，包括为该系统的其他模块生成附加指令和目标。

例如，在一个实施方案中，任务规划器1900确定uav1802可穿越的一组航点以便到达目的地位点1805，并且向飞行控制器1901提供第一航点的位置作为目标以及飞往该位置的指令。在该实施方案中，随后飞行控制器1901可继而计算朝向目标位置移动uav1802所需的取向和推进力；飞行控制器1901还可为其他模块(诸如致动器控制系统1904和推进管理系统1905)生成另外的指令。向致动器控制系统1904和推进管理系统1905发送的指令可使它们采取改变uav1802的取向并朝向目标位置推进该uav的动作。作为uav1802中的各种模块响应于任务规划器1900的指令和目标而采取的动作的结果，uav1802将飞往指定的第一航点。一旦实现该目标，任务规划器1900可向其他模块发送新目标和指令，使得uav1802飞往第二航点、第三航点等等，直到满足到达目的地位点1805的更高级别目标。

除了移动指令之外，任务规划器1900还可向uav1802的模块发出其他指令，这些指令引起诸如有效载荷的投放、图像数据的捕捉、数据的传输等动作。任务规划器1900还可从全局服务1803、从人类操作员或从第三方管制员(诸如空中交通管制员)接收命令，并且可基于这些命令来向uav1802模块发出指令。例如，在一个示例性实施方案中，由于即将来临的风暴，uav1802机载的任务规划器1900可从人类操作员接收命令以飞回到配送中心1801。响应于该命令，任务规划器1900将产生向uav1802中的其他模块发送的新目标和指令，并且作为这些新目标和指令的结果，uav1802将改变航向并返回到配送中心1801。

在从配送中心1801发射uav1802之前为任务规划器1900提供任务数据。任务数据包括使任务规划器1900能够定位目的地位点1805、确定到该位置的适当路线以及执行完成服务请求所需的任何请求特定的动作的信息。例如，在一些实施方案中，为任务规划器1900提供目的地位置、到目的地位置的路线以及将使用机载相机捕捉图像的沿着该路线的一系列点。

在一些实施方案中，任务数据包括操作区域的本地星空地图。操作区域可以是涵盖配送中心1801和目的地位点1805的地理区域。本地星空地图包括关于操作区域内的多个飞行走廊的信息。在一些实施方案中，通过在包含关于更宽地理区域内的飞行走廊的信息的全局星空地图中选择涉及操作区域内的飞行走廊的信息，而由全局星空地图生成本地星空地图。

飞行走廊可以是uas1800指定用于uav飞行的空域区域。uas1800可监测飞行走廊中的本地状况，并且uav1802可使用飞行走廊在各位置之间安全而有效地行进。本地星空地图包括关于多个飞行走廊中的每一者的信息。关于每个飞行走廊的信息可包括但不限于关于飞行走廊的位置、本地风况、本地空中交通(即，飞行走廊内的其他uav和飞机)、降水、空中危险因素、地理障碍物(例如，山脉)等的数据。

在发射之前或在发射后不久，任务规划器1900使用星空地图中的信息来形成从配送中心1801到目的地位点1805的动态路线。该动态路线考虑了任务的目标以及uav1802在满足服务请求之后返回到配送中心1801的要求。在一些实施方案中，任务规划器1900从配送中心1801或全局服务1803接收预先生成的路线，并且只有在星空地图中的状况随时间推移而改变时才修改该路线。

动态路线可以是uav1802可穿越的飞行走廊序列以从其当前位置飞往某个目标位置。当uav1802执行其飞行任务时，其可从uas1800接收星空地图的更新，包括与操作区域中的飞行走廊的本地状况有关的更新。这些更新可接收自全局服务1803、配送中心1801或其他uav1802。在一些实施方案中，更新还可接收自服务请求者1804，或接收自第三方，诸如天气信息提供者、新闻服务、空中交通管制员、卫星、民用航空局、执法机构、军用航空局等。

当接收到飞行走廊更新时，任务规划器1900可在任务期间修改动态路线。例如，在一些实施方案中，任务规划器1900可改变动态路线以避免飞行危险因素，诸如恶劣天气、飞机侵入飞行走廊等。当路线被修改时，任务规划器1900将重新确定将被穿越的飞行走廊序列以到达目标位置。

图19b示出了任务规划器1900针对目标位置的动态路线选择过程的一个实施方案。在所示的过程中，uav1802首先在1950处接收初始本地星空地图。可在发射之前或发射之后接收该星空地图。在一个实施方案中，直接从全局服务1803接收星空地图。在另一个实施方案中，从配送中心1801接收星空地图。

在一个实施方案中，向uav1802提供的星空地图是包含关于uas1800覆盖的整个区域的数据的全局星空地图。在另一个实施方案中，星空地图包含仅关于uav1802当前任务的操作区域的信息。

一旦在1950处接收到星空地图，任务规划器1900就在1951处计算操作区域中的每个飞行走廊的穿越成本。飞行走廊的穿越成本是走廊的路径对于飞往目标位置的适宜性的量度。目标位置可以是uav1802为完成其任务而必须穿越的任何点。例如，目的地位点1805可以是uav1802的任务的出航航段上的目标位置，而配送中心1801可以是uav1802的任务的返航航段上的目标位置。飞行走廊的穿越成本可考虑许多因素，包括但不限于飞行走廊中的风速和天气、飞行走廊内的空中交通、飞行走廊的长度和海拔以及为飞行走廊导航所需的机动次数和方向。飞行走廊的穿越成本可考虑uav1802沿着飞行走廊的路径飞行所需的预测能耗。与需要更少能量的飞行走廊，可以为预测需要更大能量来穿越的飞行走廊分配更大的穿越成本。例如，具有顺风的飞行走廊的穿越成本可低于具有逆风的飞行走廊。穿越成本还可考虑对飞行路径的法规限制。例如，如果飞行走廊与当地航空局临时指定为禁飞区的区域相交，则该飞行走廊的穿越成本可被设定为无穷大直到禁飞限制被解除。

在一些实施方案中，飞行走廊的穿越成本由全局服务1803或配送中心1801预先计算，并且包括在uav1802在1950处接收到的星空地图中。

在1951处计算星空地图中的每个飞行走廊的穿越成本之后，任务规划器1900在1952处使用这些飞行走廊确定从uav1802的当前位置到目标位置的最低成本路线。可使用任何适当的路径搜索和/或图遍历算法来找出最低成本路线。

一旦在1952处确定最低成本路线，uav1802就可在1953处穿越最低成本路线。当uav1802飞往目标位置时，其可定期从全局服务1803、配送中心1801、其他uav1802和第三方信息源(诸如天气服务、航空局等)接收信息。从此类源接收到的任何数据均可构成本地星空地图更新，在这个意义上讲，可能需要改变操作区域中的一个或多个飞行走廊的穿越成本。例如，如果特定区域中的天气改变，则该区域中的飞行走廊的穿越成本可增加或降低，具体取决于这些飞行走廊中的风势以及uav1802必须飞行的方向。

任务规划器1900将在1954处通过向所接收的信息应用规则和启发法来确定uav1802接收到的给定数据段是否构成本地星空地图更新。例如，在一些实施方案中，如果任务规划器1900接收到涉及操作区域之外的区域的信息，则其可确定该信息不构成本地星空地图更新。

uav1802接收到的一些信息可被滤除不予考虑，因为其与可影响飞机飞行的因素无关。例如，如果uav1802接收到有关配送中心1801处的库存水平的信息，则可存储或转发该信息，但其不会影响本地星空地图，这是由于库存水平不会影响飞行走廊的穿越成本。(然而，应当注意，改变库存水平可影响任务规划器1900对目标目的地的选择。例如，在已满足服务请求之后，uav1802可选定路线以便在与其起飞的配送中心相比未来任务所用库存中的uav不足的配送中心1801处着陆。)

只要任务规划器1900在1954处确定未接收到要求对本地星空地图更新的数据，uav1802就继续沿已经在1952处确定的最低成本路线飞行。然而，如果已接收到本地星空地图更新，则任务规划器1900将在1955处更新本地星空地图中每个受影响的飞行走廊的穿越成本。

然后任务规划器1900可在1952处基于本地星空地图中的飞行走廊的更新穿越成本来重新确定飞往目标位置的最低成本路线。

如图19a所示，uav1802还包括飞行控制器1901。飞行控制器1901为任务规划器1900提供导引、导航和控制功能。例如，任务规划器1900需要在任务期间的各个时间获知uav1802的位置、取向、高度和速度，并且飞行控制器1901通过称为状态估计的过程来提供该信息。类似地，当任务规划器1900需要uav1802从一个位点移动到另一个位点时，其向飞行控制器1901发送命令以实现该目标。飞行控制器1901通过总线与传感器系统1902、致动器控制系统1904和推进管理系统1905通信，以提供导引、导航和控制功能。

传感器系统1902将来自传感器仪器的信息提供给飞行控制器1901。在一些实施方案中，传感器系统1902包括若干仪器，诸如全球定位系统(gps)单元、惯性测量单元(imu)、动态压力传感器、静态压力传感器、空气温度读取器等，任何或所有这些仪器可附接到电路板1102(图11a)或集成耦合与控制单元401的任何其他部件。

致动器控制系统1904包括机动化致动器(或由任何其他装置(诸如液压装置)移动的致动器)，这些机动化致动器控制uav1802上的各种移动部件，包括uav1802上的飞行控制表面(例如，飞行控制表面116,118，图1a至图1b)。致动器控制系统1904可基于来自飞行控制器1901的命令来改变机动化致动器的状态。致动器控制系统1904还可将机动化致动器的当前状态报告回飞行控制器1901。

推进管理系统1905控制由安装在uav1802上的马达(例如，马达模块108，图1a)施加的力(例如，通过调节安装在以推进器为动力的uav上的推进器的速度)，并且监测uav上剩余的燃料和/或电池容量的量。飞行控制器1901可通过与推进管理系统1905通信来调节uav1802的行进速度。

飞行控制器1901从传感器管理系统1902和致动器控制系统1904接收信息，并且执行状态估计，该状态估计向任务规划器1900提供uav1802位置、取向和速度的最佳猜测。在uav1802的各种系统提供新信息时连续地更新并检查该状态估计。

任务规划器1900确定uav1802必须行进到的高级别目标位置，并且将该目标位置传送到飞行控制器1901。任务规划器1900可使用任何一种或多种适当的技术将命令和目标传送到飞行控制器1901。例如，在一个实施方案中，任务规划器1900经由航点序列将移动目标传送到飞行控制器1901。在另一个替代实施方案中，任务规划器1900经由样条将移动目标传送到飞行控制器1901。

飞行控制器1901接收移动目标(作为航点、样条或任何其他合适的形式)，并且依据规则或基于物理学的模型来确定必须向致动器控制系统1904和推进管理系统1905传送的命令以实现移动目标。例如，根据一些实施方案，基于物理学的模型依据当前状态估计(即，uav1802的位置、取向和速度)以及本地状况(包括风和温度)来输出所需的方向舵和升降舵状态以及uav1802的马达推力。

通信系统1903包括发射器和接收器，它们使uav1802能够使用不同通信协议来发送和接收信息。通信系统1903可包括用于标准蜂窝无线电技术(诸如cdma、gsm、3g/4g、lte等)以及定制视线和网格协议的发射器和接收器，从而允许uav1802与配送中心1801或另一个uav1802直接通信。

虽然uav1802被设计为自主地操作，但任务规划器1900被配置为经由通信系统1903来接收可越过任务规划器1900的飞行计划的指令。例如，由于恶劣天气或客机进入该区域，uav1802可从配送中心1801或全局服务1803接收命令uav1802立即返回基地的指令。在接收到这种命令后，任务规划器1900将改变uav1802的移动目标并向其他模块发出新指令，使得uav1802根据需要调节其飞行路径。

有效载荷管理系统1906执行与uav1802所运载的有效载荷有关的各种功能，具体取决于服务请求和有效载荷的性质。例如，当有效载荷在发射之前附接到uav1802时，有效载荷管理系统1906将向任务规划器1900和/或配送中心1801传送该附接成功。在服务请求是包裹投递的情况下，有效载荷管理系统1906还监测有效载荷的状态(例如在有效载荷易腐的情况下监测有效载荷的温度)，并且管理目的地位点1805处的有效载荷的释放。在该示例中，任务规划器1900确定将有效载荷安全投放在目的地位点1805处所需的uav1802的位置、高度、速度和取向，并且将在适当时间释放有效载荷的命令传送到有效载荷管理系统1906。有效载荷管理系统1906接收该命令并且释放有效载荷。

有效载荷管理系统1906可执行其他功能，具体取决于有效载荷的性质。例如，在服务请求与监视或测绘有关的情况下，有效载荷管理系统1906可与有效载荷中包括的相机系统对接，并且可基于从任务规划器1900接收到的指令来捕捉图像或视频。例如，在该实施方案中，当uav1802飞越其路线中的某个感兴趣点时，任务规划器1900可向有效载荷管理系统1906发出命令以捕捉图像。

安全系统1907管理安装在uav1802上的各种故障安全部件。例如，在一个实施方案中，安全系统1907监测并控制降落伞系统(例如，可展开的降落伞系统1400，图14a至图14d)，该降落伞系统可基于从任务规划器1900接收到的命令或基于直接从飞行控制器1901或传感器系统1902接收到的信息来展开。例如，如果uav1802进入不可恢复的俯冲，则安全系统1907可基于从传感器系统1902接收到的数据来展开降落伞。在另一个实施方案中，任务规划器1900可指示安全系统1907基于从全局服务1803或配送中心1801接收到的消息来展开降落伞。降落伞按命令展开可用于空中交通管制过程检测到繁忙空中交通区域中多个飞机之间有迫近碰撞的可能性的情形。迫使uav1802展开其降落伞并下降可以防止其进入其他飞机的飞行路径。

上述uav1802的结构和功能已基于一个示例性实施方式分成模块，但各种模块的功能可被合并或进一步分割，使得存在比图19a所示更多或更少的部件。还可以将各种模块的一些功能直接移交给uav1802的致动器、传感器和其他硬件部件。例如，飞行控制器1901可直接与多个致动器马达通信，每个致动器马达具有所述致动器控制系统1904的功能。从容错性的视角来看，硬件部件控制的这种分散在一些实施方式中可为有利的。

如上所指出，配送中心1801处理uas1800的本地物流。当全局服务1803从服务请求者1804接收到服务请求时，全局服务1803将根据服务请求中的标准(包括目的地位点1805的位置)来选择配送中心1801以满足服务请求。然后全局服务1803将向所选择的配送中心1801发送服务请求中的信息的至少一部分。

配送中心1801负责发射和回收uav1802，保持和监测有效载荷和uav1802的库存，以及将本地信息传送到全局服务1803。诸如任务的uav或部件选择、任务数据准备、任务期间的uav监测和通信及其他任务之类的其他功能可由配送中心1801或全局服务1803执行，具体取决于实施方式和/或系统状态。配送中心操作员1807可驻扎在配送中心1801以促进配送中心操作。

图20是根据一个示例性实施方案的配送中心1801的框图。如此前所提及，由配送中心1801的该实施方案执行的一些功能可相反由全局服务1803执行。类似地，全局服务1803的一些功能可由配送中心1801在本地执行。掌握本领域技术的系统设计者可基于特定uas实施方式的要求，按任何适当的方式划分全局服务1803和配送中心1801的功能。

在该实施方案中，配送中心1801由推进库存管理系统2001、有效载荷库存管理系统2002、验证与发射系统2003、配送中心管理系统2004、操作员接口2012以及uav库存管理系统2013构成。

配送中心管理系统2004用作配送中心1801的枢纽。在该实施方案中，配送中心管理系统2004包括任务管理器2005、传感器站2006、通信站2007、物流系统2008、星空地图数据库2009、地形图数据库2010以及接口处理程序2011。在一个示例性实施方案中，使用安装有专用传感器和通信外围设备的一个或多个计算机服务器来实现配送中心管理系统2004。

配送中心1801的一些功能可能需要配送中心操作员1807的协助。例如，uav组装、uav维修、有效载荷附接和分离、uav回收、电池更换以及补充燃料是可能需要人类参与的任务(如果这些任务未完全自动化的话)。操作员接口2012允许配送中心操作员1807从配送中心管理系统2004和全局服务1803接收信息和指令，以及将信息和指令发送回配送中心管理系统2004和全局服务1803。配送中心管理系统2004经由接口处理程序2011来与操作员接口2012通信。在一些实施方案中，操作员接口2012是智能电话、平板计算机或个人计算机上运行的应用程序，并且接口处理程序2011经由无线通信协议(诸如ieee302.11)来与该应用程序通信。

任务管理器2005是负责管理配送中心1801处的任务操作的本地方面的模块。在一些实施方案中，任务管理器2005从全局服务1803接收服务请求(或来源于这些服务请求的数据)，选择uav1802或将被组装成uav1802的uav部件，准备uav1802在该任务期间将利用的任务数据，为该任务选择适当的有效载荷，测试并发射uav1802，并且在该任务期间监测uav1802和有效载荷的状态。任务管理器2005在该任务的各个阶段期间经由操作员接口2012来与配送中心操作员1807通信，以传送任务的状态以及指令，所述指令指示为促进uav1802的准备、装载、发射和回收而要采取的动作。

任务管理器2005利用配送中心管理系统2004的其他部件来监测本地环境的状态以及uas1800的各种本地部件，包括uav1802和本地库存。

任务管理器2005通过通信站2007来与全局服务1803和本地uav1802保持联系。从全局服务1803接收有关服务请求的信息，并且将有关本地状况、正在进行的任务、库存等的信息传输回全局服务1803。通信站2007可具有用于若干不同标准电信协议(包括但不限于gsm、cdma、gsm、3g/4g、lte等)的发射器和接收器。除了这些标准协议之外，通信站2007还可支持视线或网状协议以实现与uav1802和其他配送中心1801的直接通信。最后，通信站2007还可包括与互联网的有线连接，以便与uas1800的其他部件和第三方信息提供者进行高速通信。任务管理器2005可将经由通信站2007接收到的一些信息发送到操作员接口2012，使得配送中心操作员1807可监测uav1802或与本地任务相关的uas1800的其他部件的状态。

传感器站2006主要用于为配送中心1801的位置收集本地天气数据。传感器站2006可包括压力传感器、温度计、风传感器、降水检测器等。传感器站2006还可用于使用诸如雷达、无线电跟踪器和光学对象识别系统的仪器来检测和跟踪uav1802。任务管理器2005可经由操作员接口2012将来自传感器站2006的信息呈现给配送中心操作员1807，使得配送中心操作员1807可采取保护uav1802和配送中心1801免受恶劣天气的影响所需的动作。例如，如果传感器站2006检测到即将来临的风暴，则任务管理器2005可经由操作员接口2012向配送中心操作员1807显示通知，并且操作员1807可遵循程序以回收已经被发射的uav1802，中止尚未发射的任务等。

物流系统2008跟踪配送中心1801处的各种部件的库存水平，并且向全局服务1803和任务管理器2005报告这些库存水平。在选择特定配送中心1801来满足服务请求时可使用该库存信息。

物流系统2008与推进库存管理系统2001、有效载荷库存管理系统2002和uav库存管理系统2013对接，以分别确定燃料/电池、有效载荷和uav/uav部件的库存水平。物流系统2008能够在库存水平降至阈值水平以下时或在预测到库存水平在指定时间段内降至阈值水平以下时请求附加存货的递送。

全局服务1803可监测物流系统2008所报告的库存水平，并且可基于当前库存水平或预测的未来库存水平来主动地将附加库存物品分派到配送中心1801。物流系统2008还可经由操作员接口2012直接向配送中心操作员1807通知库存不足或库存中的特定物品有错误。基于这些通知，配送中心操作员1807可根据需要补足或维修物品。

配送中心1801处的每个物品可附连有可由物流系统2008监测的跟踪标签。可使用各种技术来实现跟踪标签，包括条形码、rfid标签、nfc标签等。这些标签可附连到配送中心1801处需要跟踪的每一个物品，包括uav1802、uav部件、有效载荷、电池、备件等。这些标签将对象标识符与配送中心1801处每个跟踪的物理对象相关联。例如，配送中心1801处的每个有效载荷将具有与之相关联的对象标识符，该对象标识符由附连到其上的标签指示。可经由被配置为扫描标签的读出器来从标签读取对象标识符。例如，rfid标签将使用rfid读出器读取，nfc标签将使用nfc读出器读取等。

可使用对象标识符来确定已被扫描的对象的类型以及其唯一标识。例如，附连到有效载荷对象的标签将识别该对象是特定类型的有效载荷，以及其是该有效载荷的特定实例，不同于库存中相同类型的其他有效载荷。在一些实施方案中，可使用对象标识符来确定与库存数据库中的该对象相关联的数据库条目。

物流系统2008向全局服务1803报告与每个对象标识符相关联的对象的库存水平。

uav的推进相关部件(诸如电池和/或燃料)由推进库存管理系统2001储存和跟踪。推进库存管理系统2001还具有用于对电池再充电、再装满燃料箱等的装置。推进库存管理系统2001向物流系统2008报告库存水平及燃料和/或电池的状态。例如，推进库存管理系统2001不仅可跟踪储备在特定配送中心1801处的电池数量，而且可跟踪这些电池每一者的电量以及每个电池达到完全充电所需的预期时间。还可跟踪电池的附加特性，诸如电池容量、随时间推移的充电保持能力等。

在任务发射之前经由物流系统2008使任务管理器2005获知可供uav使用的电池电量和/或燃料。任务管理器2005基于服务请求来确定每个uav1802所需的能量资源，并且可指示配送中心操作员1807更换uav1802上的电池或为uav1802补充燃料以确保飞机具有足够的能量来完成任务。例如，任务管理器2005可经由操作员接口2012指示配送中心操作员1807在具体uav1802按任务发射之前将具有特定充电状态的电池加载到该uav1802上。

有效载荷库存管理系统2002跟踪可安装到uav1802上的各种有效载荷的库存水平和状态。有效载荷库存管理系统2002还可提供与特定有效载荷有关的再装填、冷藏和其他维护相关功能。例如，如果有效载荷是疫苗，则有效载荷库存管理系统可提供疫苗剂量的冷藏储存容器，并且可监测储存容器中的温度和容器中储存的剂量数并向物流系统2008报告。任务管理器2005可经由操作员接口2012向配送中心操作员1807通知储存在配送中心1801处的各种有效载荷的状态。例如，在一些实施方案中，任务管理器2005可向操作员接口2012发送通知以向配送中心操作员1807通知储存在有效载荷库存管理系统2002中的特定疫苗已过期。基于该通知，配送中心操作员1807可从仓库去除过期的疫苗并将其更换为新存货。

uav库存管理系统2013跟踪配送中心1801处储存的组装好的uav1802和uav部件，并且向物流系统2008报告该信息。任务管理器2005或全局服务1803可查询物流系统2008以确定特定配送中心1801处可供任务使用的uav资源，并且可基于uas1800所接收到的服务请求的要求来分配这些资源。当需要特定uav配置来满足任务时，任务管理器2005可经由操作员接口2012来向配送中心操作员1807发送指令，以组装储存在uav库存管理系统2013中的uav部件的特定集合，从而构造适用于完成该任务的uav。当从库存添加和去除uav或uav部件时，uav库存管理系统2013不仅跟踪这些资源的可用性，而且跟踪部件的状态，诸如其状况和更换的需要。任务管理器2005和全局服务1803可使用该信息来命令为配送中心1801递送新uav1802或部件。

基于从全局服务1803接收到的服务请求的要求来准备将上传到uav1802的任务数据。虽然我们讨论的是由任务管理器2005准备任务数据，但替代实施方案是可能的，其中全局服务1803或uav1802机载的任务规划器1900准备任务数据。任务数据不仅包括目的地位点1805的位置和满足服务请求所需的有效载荷，而且包括生成到目的地位置的飞行路线所需的信息。路线生成所需的信息被本地存储在星空地图数据库2009和地形图数据库2010中。

星空地图数据库2009包含与配送中心1801所服务的地理区域中的多个飞行走廊有关的数据。星空地图数据库2009可至少部分地与全局星空地图数据库2100(其是全局服务1803的一部分)同步。飞行走廊数据包括与飞行走廊内的实时状况(诸如天气、空中交通等)有关的信息。本地星空地图数据库2009基于从全局服务1803、其他配送中心1801和第三方(诸如天气服务和空中交通管制员)接收到的最新信息来更新飞行走廊数据。最近在飞行走廊中飞行的uav1802还可向配送中心1801发送与飞行走廊中存在的最新监测状况有关的数据，并且星空地图数据库2009可使用该信息来更新相关的飞行走廊数据。当配送中心1801处的本地星空地图数据库2009具有比全局星空地图数据库2100更新近的飞行走廊相关信息时，经由通信站2007来更新全局星空地图数据库2100。反之亦然，经由通信站2007来接收来自全局星空地图数据库2100的最新更新并将其结合到本地星空地图数据库2009中。

地形图数据库2010包含地形数据，该地形数据是与配送中心1801所服务的地理区域中的地形和地面障碍物有关的信息。该地形数据可按多种方式存储，包括但不限于存储为原始图像、高度图和三维(3d)网格。全局服务1803还包括全局地形图数据库2101，该全局地形图数据库至少部分地与本地地形图数据库2010同步。正如星空地图数据库的情况，基于在其任务飞行期间从uav1802捕捉的数据来更新地形图数据库2010。例如，如果uav1802飞越某位置并且捕捉到与地形图数据库2010中的该位置处以前不存在的新障碍物有关的信息，则将在该任务期间或在uav1802已返回到配送中心1801之后经由从uav1802接收到的数据以新信息更新地形图数据库2010。

虽然来自星空地图数据库2009的飞行走廊相关信息可足以使uav1802飞往目的地位点1805，但与uav1802飞越的地面有关的信息在该任务的各个阶段期间也可为有用的。例如，在uav发射和回收期间，发射和回收位点附近的地形和障碍物是相关的。另外，如果服务请求需要包裹投递，则目的地位点1805处的地形和障碍物是相关的，因为uav1802的任务规划器1900必须确定从其投放有效载荷的位置，使得有效载荷在易达的地方着陆并且不损害本地结构、物体或人员。

来自地形图数据库2010的信息也可用于满足需要监视或测绘的服务请求。在一些情况下，来自地形图数据库2010的地形数据可用于在不发射uav的情况下满足监视或测绘请求。例如，如果uav1802最近已在特定位置的目的地位点1805处捕捉图像，并且后续的服务请求在某个阈值时间极限内要求相同位置处的图像捕捉，则可向服务请求者1804发送已存储在地形图数据库2010中的目的地位点1805的最新信息。

为了在本地准备任务数据，任务管理器2005可首先利用从全局服务1803接收到的服务请求信息来确定目的地位点1805的位置。基于该目的地位置以及通常为配送中心1801的位置的发射位置，任务管理器2005为该任务确定相关操作区域，并且从星空地图数据库2009和地形图数据库2010提取与该地理区域相关联的数据。将所提取的信息发送给uav1802，作为任务数据的一部分。在一些实施方案中，任务管理器2005还为uav1802提供到目的地位点1805的最低成本路线，作为任务数据的一部分。根据该实施方式，可由全局服务1803、uav1802中的任务规划器1900和/或任务管理器2005动态地更新该路线。当在任务飞行期间无法保证与uav1802的连接性时，可允许uav1802机载的任务规划器1900动态地更新该路线。将在对图19b的描述中更详细解释动态路线生成的过程。在结合图19b讨论的实施方案中，uav1802接收星空地图数据并且使用机载任务规划器1900来确定飞往目的地位点1805的最低成本路线，而不是从任务管理器2005接收路线。

在一些实施方案中，uav1802存储星空地图数据库2009和地形图数据库2010的完整镜像，而不是仅存储这些数据库中的信息的子集。这可在如下情况下进行：数据库的大小足够小，使得uav1802上的存储资源足以存储整个数据集。当情况不是这样时，信息的子集可被存储在uav1802中，如先前所述。类似地，在本地星空地图数据库2009和本地地形图数据库2010具有足够存储容量的情况下，整个全局星空地图2100和全局地形图2101可被本地存储在配送中心1801处。仅当全局数据集过大而无法经济地进行完整本地镜射时，全局数据的子集才可被提取并被本地存储。

验证与发射系统2003负责uav1802的测试、验证和发射。将uav1802装载到验证与发射系统2003中，并且测试其部件以确保它们将在任务期间运转。在该阶段识别任何故障部件，并且经由操作员接口2012提请配送中心操作员1807注意这些故障部件。验证与发射系统2003还经由附连的标签来验证组装好的uav1802中的每个部件是任务管理器2005为当前任务分配的部件。例如，验证与发射系统2003检测附接到uav1802的电池和马达，并且在发射之前确保它们具有足够用于该任务的电量和性能。提请配送中心操作员1807注意任何差异以便校正。类似地，验证与发射系统2003验证装载到uav1802上的有效载荷是适合当前任务的有效载荷。

一旦验证与发射系统2003验证了uav1802，就发射uav1802并且任务管理器2005继续在任务飞行期间监测该飞机。任务管理器2005从uav1802接收状态更新，并且这些状态更新使任务管理器2005能够至少间歇地跟踪该任务的进度。任务管理器2005可经由操作员接口2012向配送中心操作员1807呈现与uav1802的状态有关的信息。在存在需要任务终止的某本地事件(诸如例如即将来临的风暴)的情况下，任务管理器2005或配送中心操作员1807(或两者)可经由操作员接口2012通过通信站2007向uav1802发送命令，以指示uav1802返回到配送中心1801。

上述配送中心1801的结构和功能已基于一个示例性实施方式分成模块，但各种模块的功能可被合并或进一步分割，使得存在比图20所示更多或更少的部件。例如，可以在单块计算机硬件(诸如计算机服务器或嵌入式soc)上实现配送中心管理系统2004的许多部件，包括任务管理器2005、通信站2007、物流系统2008和接口处理程序2011。类似地，不同库存管理系统可被合并在单个库存管理器之下，而验证与发射系统2003可被分成单独的验证系统和发射系统。

uas还包括全局服务1803，所述全局服务是在一个或多个计算机服务器上运行的、可通过互联网或另一种通信协议访问的软件服务集合。在一个示例性实施方案中，全局服务1803是在第三方数据中心(诸如亚马逊web服务或谷歌云)中的虚拟机上运行的软件模块。

全局服务1803的一个用途是提供全局基础设施以协调、支持和管理多个配送中心1801、服务请求者1804和uav1802。然而，在一些实施方案中，可以想到全局服务1803的功能由本地计算机服务器提供，并且该服务器服务于uav1802、配送中心1801和服务请求者1804的本地集合—可能仅服务于单一的每一者。

一个或多个全局系统操作员1806连接到全局服务1803，并且为无法完全自动化(或原本选择为不完全自动化)的系统提供人为干预。全局系统操作员1806通常通过控制设备连接到全局服务1803。控制设备可为可通过网络来与全局服务1803通信的计算机工作站、个人计算机、平板设备、智能电话或任何其他计算设备。例如，在一个示例性实施方案中，全局系统操作员1806使用具有互联网连接的膝上型计算机来连接到在计算机服务器上执行的全局服务1803，该计算机服务器也连接到互联网。

在图21所示的示例性实施方案中，全局服务1803被配置为服务于多个配送中心1801、uav1802和服务请求者1804。在该实施方案中，全局服务1803包括全局星空地图数据库2100、全局地形图数据库2101、数据管理器2102、服务请求处理程序2103、全局物流管理器2104、空中交通管制系统2105和系统接口管理器2106。

如先前所讨论，全局星空地图数据库2100和全局地形图数据库2101是uas1800中的星空地图和地形图数据的全局存储库。正如这些数据库的本地版本的情况，可根据uas1800的需要按各种方式表示这些数据库中的信息。虽然这些数据库在所示的实施方案中表示为单个单元，但实际上可使用若干镜像数据存储来实现这些数据库以提供改善的读取速度、冗余和错误恢复。

数据管理器2102管理全局数据库的数据写入和数据读出。例如，当对本地星空地图数据库2009和本地地形图数据库2010的更新被传送到全局服务1803时，数据管理器2102确保信息被存储在适当的数据库中并且最新信息始终可用且不会被过时的信息重写。数据管理器2102还管理从uas1800外部接收到的信息并且将该信息合并到全局数据库中。例如，从第三方天气信息提供者、航空局和外部空中交通管制员接收到的信息可被合并到全局星空地图数据库2100中。类似地，第三方地形数据、地图图像和监视数据可被合并到全局地形图数据库中。

数据管理器2102还管理向每个配送中心1801处的本地数据库发送的更新。在一个实施方案中，当全局星空地图数据库2100和全局地形图数据库2101被更新时，数据管理器2102将监测这些更新相关的区域，并且将这些更新的至少一部分发送到处于相关区域的配送中心1801。在另一个实施方案中，处于特定区域的配送中心1801处的任务管理器2005将定期从全局服务1803请求有关该区域的信息，并且数据管理器2102将确定全局数据库中与该区域相关的信息集，并将该信息发送到配送中心1801，可在此处将信息合并到本地数据库中。类似地，飞行中的uav1802可从全局服务1803请求有关其当前位置的信息，并且数据管理器2102可类似地基于uav1802的位置来确定应发送回uav1802的相关信息。

服务请求处理程序2103管理由服务请求者1804发送且由全局服务1803接收到的服务请求。当全局服务1803接收到服务请求时，服务请求处理程序2103将与全局物流管理器2104通信以确定适用于在本地处理服务请求的配送中心1801。如此前所提及，配送中心1801的选择可不仅考虑服务请求中指定的目的地位点1805的位置，而且考虑该请求的物流需求，诸如有效载荷、uav能力等。例如，服务请求可包括指定完成该请求所需的有效载荷类型的信息，并且可基于该有效载荷类型在各个配送中心1801处的可用性来选择配送中心1801。

有效载荷类型可直接通过与有效载荷类型相关联的有效载荷标识符指定，或其可默示指定。例如，如果服务请求是对目的地位点1805处的图像数据的请求，相机有效载荷可默示指定。

在一些实施方案中，服务请求处理程序2103从全局系统操作员1806获取输入以确定将用于满足服务请求的配送中心1801。

一旦配送中心1801和uav1802已被识别并被预留来满足服务请求，服务请求处理程序2103就可向服务请求者1804通知该服务请求在进行中。服务请求处理程序2103还可从配送中心1801和/或uav1802接收信息，该信息允许估计任务完成的预测时间并向服务请求者1804发送该预测时间。

服务请求处理程序2103能够经由系统接口管理器2106来与服务请求者1804通信。人类服务请求者1804通常将通过某种远程客户端设备(诸如移动电话、平板电脑或个人计算机)来向全局服务1803发送服务请求。系统接口管理器2106能够向服务请求者1804所操作的客户端设备发送信息，该信息被配置为显示在客户端设备上。例如，在一个实施方案中，系统接口管理器2106充当web服务器，并且客户端设备连接到web服务器并显示从系统接口管理器2106下载的网页。在该示例中，系统请求者1804可经由所显示的网页接收信息并将信息发送到全局服务1803。在另一个实施方案中，系统接口管理器2106通过互联网公开应用程序接口(诸如表述性状态转移或“rest”接口)，并且在客户端设备上运行的应用程序被配置为向服务请求者1804显示从全局服务1803接收到的信息，并且将服务请求者1804所输入的信息发送回全局服务1803。

服务请求处理程序2103还可在确定uav1802在执行任务时为完成服务请求而采取的路线方面起着积极的作用。例如，服务请求处理程序2103可使用系统接口管理器2106为服务请求者1804查询目的地位点1805的精确位置，并且服务请求者1804所提供的信息可包括路线细化信息，该路线细化信息可用于细化uav1802在满足服务请求时所使用的飞行路线。

服务请求处理程序2103利用全局物流管理器2104来获得配送中心1801和uav1802选择所需的信息。全局物流管理器2104在每个配送中心1801处的每个本地物流系统2008中跟踪库存信息。全局物流管理器2104可在任何库存物品的供货耗尽、低于某个阈值数量或预计将在某个阈值时间内耗尽时主动地将附加存货运往本地配送中心1801。全局物流管理器2104还可在配送中心1801处库存不足的情况下通知全局系统操作员1806。全局系统操作员1806可在uas1800外部采取动作以将新库存物品运往配送中心1801，诸如例如从第三方仓库订购并运输物品。

在一个实施方案中，全局物流管理器2104将uav1802从uav过多的第一配送中心1801重定位到uav不足的第二配送中心1801。在该实施方案中，全局物流管理器2104可监测服务请求的每日、每月或每年模式，以确定一段时间内每个配送中心1801处的估计uav需求。基于这些估计uav需求，全局物流管理器2104可抢先将uav从一个配送中心1801重定位到另一个配送中心。可使用第三方托运人进行uav1802的重定位，或可通过以下方式进行该重定位：向配送中心1801发送请求以按照设定为其他配送中心1801的目的地位点1805来发射uav1802。作为优化，可在服务请求容量较低的时间期间(例如深夜或在假日期间)安排这些重定位飞行。

空中交通管制系统2105负责跟踪已知会在uas1800所服务的区域中飞行的uav1802和飞机。空中交通管制系统2105从配送中心1801、飞行中的uav1802以及从第三方空中交通信息提供者接收信息。空中交通管制系统2105所接收到的信息包括uas1800区域中的飞机的已知位置，以及向该系统注册的飞行路线。配送中心1801和/或uav1802可向空中交通管制系统2105注册任务的飞行路线。空中交通管制系统2105还可允许第三方所操作的uav和飞机注册其飞行路线。

空中交通管制系统2105向执行飞行任务的uav1802提供与飞机和uav的位置有关的实时信息更新。uav1802机载的任务规划器1900可使用该信息来修改其飞行路线以避免与其他飞机碰撞。空中交通管制系统2105可向在uas1800外部操作的uav和其他飞机提供类似的信息更新，以便为所有飞机操作保持更安全的空域。

空中交通管制系统2105还向服务请求处理程序2103和全局物流管理器2104提供信息。来自空中交通管制系统2105的信息可用于影响针对服务请求的配送中心1801的选择以及uav1802的重定位。例如，可将服务请求路由远离附近空中交通过量的配送中心1801，并且可为uav重定位安排时间以避开空中交通处于其最高点的时间段。

上述全局服务1803的结构和功能已基于一个示例性实施方式分成模块，但各种模块的功能可被合并或进一步分割，使得存在比图21所示更多或更少的部件。例如，可以将星空地图和地形图数据库合并成单个数据存储。所示的一些服务可移动到uas1800外部，例如，空中交通管制系统2105和全局物流管理器2104可在uas1800外部操作，作为可通过应用程序编程接口(api)访问的独立服务。该结构的这些和其他变化不会改变该系统的整体架构，并且具有此类变化的系统将被本领域的技术人员视为等同于所公开的系统。

出于解释的目的，前述描述使用了特定术语以提供对所述实施方案的彻底理解。然而，对于本领域的技术人员将显而易见的是，实施所述实施方案并不需要这些具体的细节。因此，本文所述特定实施方案的前述描述是出于说明和描述的目的给出的。这些描述并非旨在是穷尽的或将所述实施方案限制于所公开的确切形式。对于本领域的普通技术人员将显而易见的是，根据以上教导内容可以进行许多修改和变化。另外，当本文用来指部件的位置时，术语“上方”和“下方”或它们的同义词不一定是指相对于外部基准的绝对位置，而是指部件关于附图的相对位置。