CN109715497A

CN109715497A - 多架构模块化无人机系统

Info

Publication number: CN109715497A
Application number: CN201880003232.9A
Authority: CN
Inventors: C·库蒂
Original assignee: Aurora Flight Sciences Corp
Current assignee: Aurora Flight Sciences Corp
Priority date: 2017-03-22
Filing date: 2018-03-22
Publication date: 2019-05-03
Also published as: EP3601042B1; EP3601042A4; CN120246282A; EP3601042A1; WO2018175694A1; US20180273158A1; US10870479B2

Abstract

本申请公开了模块化航空运载工具系统，其具有经配置与多个升力产生模块耦接的机身模块。模块化航空运载工具系统可以包括机身模块和升力产生模块。机身模块可以包含第一附接接口、与电力单元(如，经由ESC)可操作地耦接的航空电子设备系统、以及与飞行控制器可操作耦接的通信系统。升力产生模块可以包含第二附接接口和多个推进器。机身模块可以经配置以经由第一和第二附接接口与升力产生模块可移除地耦接。第一和第二附接接口可以包括(1)多个电触点，以促进机身模块和升力产生模块之间的电通信，和/或(2)一个或多个保持装置，以将升力产生模块与所述机身模块在结构上耦接。

Description

多架构模块化无人机系统

交叉引用

本申请要求于2017年3月22日提交的标题为“Multi-Architecture ModularUnmanned Aerial System”的美国临时专利申请No.62/474721的基于35 U.S.C.§119(e)的权益，该申请内容在此通过引用而被并入。

技术领域

本公开涉及飞行器领域，更具体地，涉及具有可交换的升力产生系统和/或模块的模块化无人机系统(UAS)。

背景技术

无人机(UAV)(例如小型无人机系统(sUAS))的当前市场包含通过各种架构平台实现的各种飞行器能力，包括垂直起飞、长航时、精准降落、悬停能力等。然而，在与不同配置相关的设计变量之间存在矛盾，进而需要不同的结构以用于各种飞行器能力。例如，针对悬停优化的航空运载工具结构上不同于针对续航时间和/或长航程功能优化的固定翼航空运载工具。而且，当前没有共享的运载工具控制架构，因为根据期望的航空运载工具任务能力和架构平台(例如，垂直起降(VTOL)、固定翼、长航程等)，航空运载工具使用不同的命令和控制系统、视频处理界面、可用有效载荷以及动力产生选择。

许多消费者需要多飞行器架构的功能，导致市场上充满了具有各种架构平台的不同航空运载工具，所述架构平台针对单个任务被点优化，或者通过尝试提供执行多任务的能力而被严重限制。对于需要利用多种不同的航空运载工具任务能力的消费者，该消费者面对不得不操作几种不同类型的航空运载工具架构平台的后勤问题，每种航空运载工具架构平台被实施为独立系统。这显著增加了成本，因为现有的航空运载工具部件通常都是不可交换的。例如，命令和控制系统不能通过共同的操作者控制台来运行，并且通过不同的格式或界面来访问数据。

此外，有效载荷通常不可以在具有不同的架构平台的航空运载工具之间转移，即使在航空运载工具通常执行相似的功能时也不行。例如，设想事故响应机组成员希望使用复杂的摄像系统以首先对大面积进行映射，然后对特定的关注区域进行精密检查。在现有范例中，事故响应机组成员需要购买两套摄像系统，一套用于固定翼映射航空运载工具，并且一套用于悬停多旋翼直升机(即，VTOL)航空运载工具，或者仅使用悬停多旋翼直升机航空运载工具进行无效率地映射，这导致无效使用了珍贵的时间和货币资金。

鉴于前述原因，需要一种具有可交换的升力产生系统的模块化UAS。如下所述，可以在共同的运载工具芯部周围构建模块化UAS，多个不同的升力产生系统可以附接到该运载工具芯部。这种共同的运载工具芯部可以包含模块化有效载荷、电力单元、通信系统以及飞行控制器。

发明内容

本发明指向具有可交换的升力产生系统的模块化UAS。

根据第一方面，航空运载工具机身包括：与电力单元可操作耦接的飞行控制器；和与飞行控制器可操作耦接的通信系统，其中航空运载工具机身经配置以在航空运载工具机身的附接点处经由附接接口与多个升力产生模块中的一个可移除地耦接，并且其中多个电触点位于附接点处以促进飞行控制器和多个升力产生模块中的一个之间的电气通信。

根据第二方面，航空运载工具系统包括：机身模块，其包括第一附接接口、与电力单元可操作耦接的飞行控制器、以及与飞行控制器可操作耦接的通信系统；以及升力产生模块，其包括第二附接接口和多个推进器，其中机身模块经配置以经由第一附接接口和第二附接接口与升力产生模块可移除地耦接，并且其中第一附接接口和第二附接接口包括(1)多个电触点以促进机身模块和升力产生模块之间的电气通信以及(2)一个或多个保持装置以将升力产生模块与所述机身模块在结构上耦接。

根据第三方面，用于改进航空运载工具系统的可操作能力的方法包括：提供机身模块，其包括第一附接接口、与电力单元可操作耦接的飞行控制器、以及与飞行控制器可操作耦接的通信系统；以及提供升力产生模块，其包括第二附接接口和多个推进器，其中机身模块经配置以经由第一附接接口和第二附接接口与升力产生模块可移除地耦接，并且其中第一附接接口和第二附接接口包括(1)多个电触点以促进机身模块和升力产生模块之间的电气通信以及(2)一个或多个保持装置以将升力产生模块与所述第二附接接口在结构上耦接。

根据第四方面，一种航空运载工具系统，其包括：多个升力产生模块，其中多个升力产生模块包含多旋翼垂直起降(VTOL)升力产生模块和固定翼升力产生模块；和机身模块，其具有电力单元、飞行控制器以及通信系统，其中机身模块经配置以与所述多个升力产生模块中的一个可选择地接合。

在某些方面，飞行控制器经由电子速度控制器(ESC)与电力单元可操作地耦接。

在某些方面，电力单元、飞行控制器以及通信系统被定位在机体内以限定机身模块，其中附接接口被耦接到机体并且经配置以经由一个或多个保持装置与多个升力产生模块中的一个的第二附接接口在结构上耦接。

在某些方面，一个或多个保持装置包含磁连接器。

在某些方面，所述多个升力产生模块包含多旋翼垂直起降(VTOL)升力产生模块和固定翼升力产生模块。

在某些方面，固定翼升力产生模块是长续航时间升力产生模块或高速升力产生模块。

在某些方面，升力产生模块是包括至少一个固定翼的固定翼升力产生模块。

在某些方面，多个推进器中的至少一个被耦接到至少一个固定翼。

在某些方面，升力产生模块包括支撑框架，其具有从支撑框架径向延伸的多个纵向悬臂(boom)。

在某些方面，所述多个推进器中的每一个被定位在所述多个纵向悬臂中的一个的远端并且被取向以向下导向推力。

在某些方面，飞行控制器经配置以经由多个电触点中的一个或多个将所述电力单元电耦接到所述多个升力产生模块中的所述一个。

在某些方面，飞行控制器或通信系统中的至少一个经配置以经由多个电触点中的一个或多个与所述多个升力产生模块中的所述一个进行数据通信。

在某些方面，电力单元是经配置以经由发动机驱动的发电机产生电的混合电动系统。

在某些方面，电力单元是可再充电蓄电池。

在某些方面，所述多个推进器中的每个被可操作地耦接到经配置以控制推进器速度的电子速度控制器(ESC)。该ESC可以位于机身模块或者(一个或多个)升力产生模块内或位于机身模块或者(一个或多个)升力产生模块上。因此，飞行控制器直接地或者经由ESC与电力单元可操作地耦接。

在某些方面，飞行控制器经配置以经由多个电触点中的一个或多个将所述电力单元电耦接到升力产生模块。

在某些方面，飞行控制器或通信系统中的至少一个经配置以经由多个电触点中的一个或多个与升力产生模块进行数据通信。

在某些方面，机身模块经配置以验证升力产生模块以确保与机身模块的兼容性或互用性。

在某些方面，机身模块经配置以使用射频识别(RFID)验证多个升力产生模块中的一个。

在某些方面，机身模块包括RFID读取器并且升力产生模块包括RFID标签。

在某些方面，机身模块处理来自RFID标签的信息以确定是否验证升力产生模块。

在某些方面，信息包括维修状态(如，所需维护、配套维护、维护日期)、制造商或者升力产生模块的类型(如，固定翼、VTOL、推进器配置、推进器数量等)中的至少一个。

在某些方面，机身模块经配置以经由附接接口与所述多个升力产生模块中的一个可选择地接合，所述附接接口具有(1)多个电触点和(2)一个或多个保持装置，以将机身模块与所述多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块在结构上耦接。

在某些方面，机身模块包括机体和与机体可移除地耦接的模块化有效载荷。

在某些方面，模块化有效载荷包括情报、监视和侦查(ISR)有效载荷。

在某些方面，模块化有效载荷经由一个或多个保持装置可移除地耦接到机体。

在某些方面，一个或多个保持装置包含磁连接器。

在某些方面，电力单元被定位在机身模块的重心处或重心附近。

在某些方面，机身模块经配置以经由无线功率传输技术将功率转移到升力产生模块。

附图说明

参考以下具体实施方式和所附附图将容易理解本公开的上述以及其他优点，其中：

图1a到图1c显示了示例机身模块。

图1d显示了用于机身模块的示例附接接口。

图1e显示了示例航空运载工具系统，其具有机身模块和三个不同的可交换升力产生模块。

图2a显示了多旋翼VTOL升力产生模块的透视图。

图2b显示了处于悬停配置的飞行器。

图3a显示了长续航时间升力产生模块的透视图。

图3b显示了处于长续航时间配置的飞行器。

图4a显示了高速升力产生模块的透视图。

图4b显示了处于高速配置的飞行器。

图5显示了示例飞行器控制系统的方框图。

图6中的图表显示了第一推进航空运载工具系统和有效载荷的性能估计。

图7中的图表显示了第二推进航空运载工具系统和有效载荷的性能估计。

具体实施方式

本公开的优选实施例将在下文参考附图来描述。在以下描述中，不再详细描述已知的功能或构造，因为它们可以在不必要的细节方面模糊本公开。对于本公开，以下术语和定义将适用。

术语“约”和“近似”在用于修改或描述值(或值的范围)时，合理地意指接近该值或值的范围。因此，本文描述的实施例不局限于仅仅所列的值和值的范围，而是可以包含合理的可工作偏差。如本文使用的，术语水平和竖直被用于描述相对于地面的角度或平面，例如当飞行器在地面上时。

术语“航空运载工具”和“飞行器”每个均指能够飞行的机器，包含但不限于，固定翼飞行器、无人机、可变翼飞行器以及垂直起降(VTOL)飞行器。VTOL飞行器可以包含固定翼飞行器(如，鹞式喷气机)、旋翼飞行器(如，直升机)、倾斜-旋翼/倾斜-机翼飞行器和/或如本文所述的新类型飞行器。

术语“和/或”意指列表中通过“和/或”连接的项目中的任一个或多个。如示例，“x和/或y”意指三元素集合{(x),(y),(x,y)}中的任一个元素。换句话说，“x和/或y”意指“x和y中的一个或两个”。如另一示例，“x，y和/或z”意指七元素集合{(x),(y),(z),(x,y),(x,z),(y,z),(x,y,z)}中的任一个元素。换句话说，“x，y和/或z”意指“x，y和z中的一个或多个”。

术语“电路”和“电路系统”指物理电子部件(如，硬件)和可以配置硬件、通过硬件执行和/或以其他方式与硬件相关联的任何软件和/或固件(“代码”)。如本文使用的，例如，特定处理器和存储器在执行一行或多行代码中的第一组时可以包括第一“电路”，并且在执行一行或多行代码中的第二组时可以包括第二“电路”。如在此使用的，电路系统“可操作”以每当电路系统包括执行功能的必要硬件和代码(如果需要任何代码)时执行该功能，而不管该功能的执行是否被禁止或被启动(如，通过用户可配置设置、工厂修整等)。

术语“通信”和“通讯”指(1)将数据从源传输或另外地传送到目的地，和/或(2)将数据递送到通信介质、系统、信道、网络、装置、线路、电缆、纤维、电路和/或链路以便传递到目的地。

本文使用的术语“复合材料”指包括添加材料和基体材料的材料。例如，复合材料可以包括纤维添加材料(如，纤维玻璃、玻璃纤维(“GF”)、碳纤维(“CF”)、芳纶/对位芳纶合成纤维等)和基体材料(如，环氧树脂、聚酰亚胺、以及氧化铝，包括但不限于，热塑性塑料、聚酯树脂、聚碳酸酯热塑性塑料、铸模树脂、聚合树脂、丙烯酸、化学树脂)。在某些方面，复合材料可以利用金属(例如铝和钛)以产生纤维金属层压板(FML)和玻璃层压铝增强环氧树脂(GLARE)。进一步地，复合材料可以包含混杂复合材料，其经由将一些补充材料(如，两种或更多种纤维材料)添加到基础纤维/环氧树脂基体来实现。

本文使用的术语“数据库”意指相关数据的组织体，而不管数据或其组织体的表现形式。例如，相关数据的组织体的形式可以是表格、映射图、网格、数据包、数据电报、帧、文件、电子邮件、消息、文档、报告、列表或以任何其他形式表示的数据中的一种或多种。

术语“示例性”意指用作非限制性示例、实例或说明。如在此使用的，术语“如”和“例如”引出一个或多个非限制性示例、实例或说明的列表。如在此使用的，电路系统“可操作”以在每当电路系统包括执行功能的必要硬件和代码时(如果需要任何硬件和代码)执行该功能，而不管该功能的执行是否被禁止或被启动(如，通过操作者可配置设置、工厂修整等)。

更加昂贵和难以开发的航空运载工具系统(如，有效载荷、通信、功率产生以及飞行控制硬件)通常可重复用于各种不同类型的航空运载工具平台。在飞行能力和升力产生方面提供主要区别的部件(如，机翼、飞行表面、马达、起落架)是相对低成本的，但是通常不可重复用于不同的平台。因此，本文公开了一种模块化UAS，其能够在共同的运载工具芯部(如，机身模块)周围构建，多个不同的升力产生系统(如，升力产生模块)能够附接到该模块化UAS。例如，机身模块可以包含，尤其包含，模块化有效载荷(如，ISR有效载荷)、电力单元、通信系统以及飞行控制系统，而每个升力产生模块包含在飞行能力方面提供主要区别的部件。可以理解，为了给消费者提供较低的成本，机身模块能够被设计以在其机体内包含更昂贵且难以开发的系统，而可交换的升力产生模块包含较低的成本，专门操作的硬件。

模块化UAS提供许多优点。首先，模块化UAS能够给消费者提供较低的成本，因为单个机身模块能够用于完成若干不同的任务，否则需要购买多个独立的航空运载工具。第二，对于操作大量UAS的消费者，模块化UAS提供了在共同的命令和控制框架内操作具有许多不同能力/模态(如，悬停、固定翼、混合动力)的航空运载工具的能力。此外，模块化UAS还提供针对具体任务定制运载工具能力的能力，而没有在尝试开发可提供多任务能力的航空运载工具(如，现有的VTOL固定翼飞行器，例如倾斜旋翼)中通常需要的折中方案。因此，模块化UAS能够将有效载荷重复使用于各种任务范围，并能够针对具有不同能力的航空运载工具实现集成的命令和控制架构。

参考附图，图1a显示了示例机身模块100的透视图，其能够用作共同的运载工具芯部。图1b显示了机身模块100，其中其机身接入面板112和航空电子设备有效载荷舱118的接入面板被显示为透明的以更好显示内部部件，而图1c显示了机身模块100，其中模块化有效载荷114从机体102拆除并且机身接入面板112被移除。如图所示，机身模块100通常包括机体102、GPS天线106、天线108(如，GPS或通信天线)、附接接口110以及模块化有效载荷114，模块化有效载荷可以包含，例如，相机有效载荷104或其他传感器。GPS天线106和天线108可操作地连接到机身模块100的航空电子设备和通信系统120，航空电子设备和通信系统可以被包含在航空电子设备有效载荷舱118内。如结合附图5所示，航空电子设备和通信系统120可以包括，例如，飞行控制器514、通信系统508、导航系统520(如，GPS系统520a)等。航空电子设备有效载荷舱118可以进一步容纳任何额外的期望的航空电子设备系统。

根据给定任务所期望的能力，机身模块100可以与若干不同的升力产生模块200一起使用。三个示例升力产生模块200a、200b、200c在图2a(多旋翼VTOL升力产生模块200a)、图3a(长续航时间升力产生模块200b)和图4a(高速升力产生模块200c)中示出。额外的功能组合可以通过模块化有效载荷114实现，模块化有效载荷114能够可移除地耦接到航空运载工具(如，经由机身模块100的机体102耦接)。

电力单元116。电力单元116产生(或提供)操作(一个或多个)升力产生模块200、航空电子设备和通信系统120(如，其飞行控制器和通信系统)、有效载荷(如，模块化有效载荷114)以及任何其他航空运载工具系统的部件所需的电力。来自电力单元116的电力可以通过附接接口110(使用一个或多个电触点，例如下述的弹簧探针/垫和/或线连接器连接装置)从电力单元116电分配到升力产生模块200或其他有效载荷内的电力调节电子设备。电力调节电子设备可以通过实施动态电力调整和移除峰值、浪涌、噪声、骤降以及频率不规则(这些可以损害或另外地不利地影响升力产生模块200或其他有效载荷的性能)来调节和清洗来自电力单元116的电力。

如所示的，电力单元116可以位于机身模块100的中心。电力单元116可以产生其自己的电力，或者通过机身模块100上的充电端口/连接器而被充电(如，在处理器的控制下)。电力单元116(例如其电池)的充电和放电可以通过机身模块100的飞行控制器514(如，飞行器处理器502和/或控制电路系统504)来控制。根据推进器类型，电力单元116可以是原蓄电池或可再充电蓄电池(如，锂离子电池、铅酸电池、镍金属氰化物电池、镍镉电池)或燃料箱(如，用于保持湿燃料)。推进器指给飞行器提供推进和/或推力的机械装置，包含但不限于，马达/发动机驱动的螺旋桨、喷气机或涡轮发动机、矢量马达吊舱等。例如，当机身模块100被设计成以全电动系统操作时，其中升力产生模块200具有驱动其推进器的电动马达，电力单元116可以是蓄电池。相反，如果升力产生模块200使用发动机(如，湿燃料发动机)，则电力单元116可以是燃料箱(可选地具有燃料泵)。在另一方面，电力单元116可以是混合电动系统(如，使用发动机驱动的发电机)，在这种情况下电力单元116可以包含蓄电池、燃料箱、发动机以及发电机。在操作中，发动机燃烧存储到燃料箱的燃料以驱动发电机，进而产生电以给推进器提供电力。根据航空运载工具操作，混合电动系统可以提供显著的优点，但是，可以认识到的是，混合电动系统导致额外的成本和后勤复杂性。例如，与具有可比较的重量和尺寸的带有全电动蓄电池系统的航空运载工具(如，低于50磅的航空运载工具)相比，混合电动系统大致提供两倍至三倍的飞行时间。

鉴于电力单元116的相对高密度，电力单元116可以被定位在机身模块100的重心处或附近以在飞行/跨平台使用期间维持航空运载工具的平衡。机身模块100的重心可以使用已知的技术来确定(如，使用计算机辅助设计(CAD)软件或使用已知的数学方程)。如本领域普通技术人员可以认识到的，术语重心大致指某个点，如果机身模块100被悬挂，则在该点处机身模块将全方位平衡，即，机身模块100的全方向假想平衡点。

附接接口110。图1d显示了示例性附接接口110的俯视平面图。附接接口110，其尺寸和形状可以被设计为具有电和机械连接/接口的附接板，其在机身模块100的附接点和升力产生模块200的附接点之间提供连接点。为了该目的，每个升力产生模块200还包含尺寸和形状被设计以耦接到机身模块100的附接接口110的附接接口(如，对应的附接接口、板或其他机构)。附接接口110可以用作结构元件以将机身模块100结合到(一个或多个)升力产生模块200。在一个示例中，附接接口110可以用作阳连接器，而升力产生模块200上对应的附接接口可以用作阴连接器(或反之亦然)。

附接接口110还可以用作电连接点、电连接器，或者电连接装置可以作为独立的连接器。为了实现电接口功能，附接接口110可以包括一个或多个电触点，例如接触垫和/或电接触针(如，弹簧加载接触针，其也已知为下述的弹簧探针(Pogo Pins))。附接接口110经由位于升力产生模块200上的对应的附接接口实现机身模块100(如，飞行控制器、电力单元和/或其他机载系统)和升力产生模块200(如，推进器、致动器和/或其他机载系统)之间的数据传输(例如，传输飞行控制命令)和/或电力传输。

附接接口110可以进一步包含一个或多个保持装置122以经由附接接口110将升力产生模块200在结构上耦接到机身模块100。可替换地，这种保持装置122可以位于机身模块100上的其他位置，如机体102上。

数据传输。飞行控制命令和/或电力可以利用一个或多个物理电触点/连接器124(如，电触点、电线和插头等)在机身模块100和升力产生模块200之间传输。电触点/连接器124可以用于将飞行控制命令和/或电力从机身模块100(如，飞行控制器)传输到升力产生模块200，并且在升力产生模块200和机身模块100的飞行控制系统之间交换任何需要的数据。

例如，多个电接触针可以位于附接接口110上并且经配置以与升力产生模块200上的一个或多个电接触垫电耦接(例如，经由附接点处对应的附接接口)。电接触针可以被弹簧加载以便在维持机身模块100和升力产生模块200之间的电连接时允许移动。然而，弹簧加载针可以改为位于升力产生模块200侧上，或者其组合。由于组件内的机械公差并且在飞行期间，弹簧针柱塞的移动行程适应不均匀不平行的条件。合适的弹簧加载针包含Mill-Max弹簧加载(“弹簧探针”)触点。Mill-Max弹簧加载触点是将电子装置或器件内(如，在机身模块100和升力产生模块200之间)两个平行导电表面互相连接的按钮式触点。弹簧探针和接触垫可以用非腐蚀和/或耐腐蚀合金来构造，例如，镀金黄铜合金部件和镀金弹簧。

在某些方面，数据传输可以利用8到12个直接伺服信道以及网络电缆(如，以太网、带状电缆、光纤电缆、双绞电缆等)、串行外设接口总线(SPI)(用于短距离通信的同步串行通信接口规范)、和/或内置集成电路(I²C)在机身模块100和升力产生模块200之间完成。在另一方面，无线收发器可以用于机身模块100和升力产生模块200之间的数据通信。无线收发器可以是经配置经由一个或多个无线标准通信(如，无线射频识别(RFID)、近场通信(NFC)、蓝牙(如，短波、ISM频段从2.4GHz到2.485GHz的UHF无线电波)、Wi-Fi(如，IEEE802.11标准)等)的无线收发器。

在某些方面，机身模块100可以经配置执行验证步骤以验证/鉴定升力产生模块200以确保与机身模块100之间的兼容性和/或互用性。例如，机身模块100可以从升力产生模块200请求关于升力产生模块200的类型、操作要求、制造商、寿命、服务历史等的信息。在某些方面，机身模块100可以利用RFID或另一通信标准(例如NFC)验证升力产生模块200。例如，RFID标签(如，无源RFID标签，但是也可以考虑有源RFID标签)可以被定位在升力产生模块200上，其可以由机身模块100上的RFID读取器读取。至少部分基于从升力产生模块200接收的信息/数据，机身模块100的飞行控制器可以调整(或抑制)其操作。例如，如果机身模块100的飞行控制器确定(如，经由飞行器处理器502)升力产生模块200是多旋翼VTOL升力产生模块200a(如，基于从升力产生模块200接收的数据)，则飞行控制器可以利用对多旋翼操作特定的或被设计用于多旋翼操作的预定飞行操作计划，其可以不同于例如与固定翼升力产生模块(例如长续航时间升力产生模块200b、高速升力产生模块200c等)一起使用的飞行操作计划。

如果升力产生模块200被机身模块100(如，经由内部处理器，如可以与飞行控制器集成的飞行器处理器502)确定为不顺从的(如，需要维修、不兼容的制造商、模型或序列号、故障、不支持的升力产生模块类型等)，则机身模块100的飞行控制器可以利用机载显示器(如，位于机身模块100上的LED/LCD显示器)，通过可听声音(如，警报/哔哔声/一串哔哔声)或通过与远程用户终端(如，计算机、智能电话、平板计算机等)进行无线通信来通知操作者。例如，维修状态可以指示需要维护、维护完成、最后维护日期、下次维护日期等。

电力传输。物理电触点/连接器124可以进一步用于在机身模块100和升力产生模块200之间转移电力。虽然电力传统上将从机身模块100的电力单元116转移到升力产生模块200，但是如果升力产生模块200包含一个或多个电力发电机，则相反的过程可以发生。示例性电力发电机包含太阳能电池/阵列，其可以布置/安装在升力产生模块200的表面(如，机翼、机体或其他通常平坦的表面)上。

在其他方面，无线电力传输可以用于机身模块100和升力产生模块200之间的电力转移。例如，无线电力发射器可以被定位在机身模块100上以将电力转移到位于升力产生模块200上的无线电力接收器。示例性无线电力传输技术包含感应电力转移(如，磁共振和磁感应)、谐振感应耦合等。合适的无线电力转移协议包含例如Qi、A4WP等。

保持装置122。升力产生模块200和模块化有效载荷114可以被可移除耦接并且经配置以易于安装在机体102上和/或从机体102移除以便于收藏或允许使用其他升力产生模块200(如，替换或特定任务)。为了该目的，机体102可以装备有一个或多个保持装置(如，机械保持装置)以被动地将模块化有效载荷114和/或升力产生模块200保持到飞行器(如，机体102)。为了避免降低飞行器性能，保持装置优选为重量轻且强度高。

保持装置能够采用的形式有弹簧锁(snap lock)、夹子、螺钉/螺栓、磁连接器、支架、螺钉螺纹座、卡口式座、闭锁式(摩擦锁)座、钩环紧固件(如，)或其组合。合适的磁体包含高强度钕磁铁。钕磁铁是由钕、铁以及硼的合金制成以形成Nd₂Fe₁₄B正方晶体结构的永磁体。另一合适的磁体类型包含电磁铁，其可以由机身模块100选择性地激活或禁用(如通过打开或关闭从电力单元116供应给磁体的电流)，其也可以由机载处理器(如飞行器处理器502)控制。

附接接口110可以利用一个或多个保持装置122在机身模块100和升力产生模块200之间提供机械连接。当弹簧探针被用于数据/电力传输时，保持装置122还用于通过按压附接接口110的弹簧探针抵靠升力产生模块200附接接口上的该弹簧探针相应的接触板以确保电接触。在某些方面，机身模块100可以经由一个或多个保持装置122可滑动地接合升力产生模块200。例如，可滑动保持装置122允许调整附接接口，进而使得操作者能够选择升力产生模块200位于机身模块100上的位置，这能够实现飞行设计调整，包含俯仰力矩调整、COG调整等。例如，机身模块100可以利用例如导轨和球轴承的组合以与升力产生模块200可滑动耦接。在另一方面，一个或两个附接接口(无论在机身模块100上还是在升力产生模块200侧上)可以包含多个分布式保持装置122。例如，附接接口110可以包含沿机身模块100的长度分布的保持装置122以在选择附接接口的位置(如附接点)时向操作者提供选项。

在某些方面，保持装置是足够结实的以在操作期间确保升力产生模块200和模块化有效载荷114处于适当位置，但是在突然撞击(如，地面撞击、空中撞击或任何其他的预料之外的撞击或碰撞)或操作者故意拆卸时能够退出(如，分离)。因此，在撞击期间，升力产生模块200和模块化有效载荷114可以从机体102弹出。在没有弹出的情况下，整个运载工具的着陆载荷中很大一部分将必须通过模块化有效载荷114(和可能地升力产生模块200)行进，导致对模块化有效载荷114的不期望的损害。因此，弹出保护升力产生模块200和/或模块化有效载荷114的机械部件免受损害。

当使用磁铁时，移除模块化有效载荷114和升力产生模块200仅需要操作者施加合理的力以从机体102拉动或摇晃给定模块。例如，多个磁铁可以安装在机体102的表面上(或者嵌入机体102内)，并且被布置以与在升力产生模块200、模块化有效载荷114或另一部件的(例如底侧表面上的)附接点处定位的相应磁铁(或金属)配合。如果使用电磁铁，则可以通过简单地禁用(一个或多个)电磁铁(无论局部地使用电按钮/开关还是通过网络)来实现模块化有效载荷114和升力产生模块200的移除。其他类型的保持装置122可以在机身模块100(或升力产生模块200)上提供使保持装置122脱离或者需要操作者施加(如，同时地)合理的推/拉力和扭转(扭动)力以将给定模块与机体102分离的机械释放按钮。

航空电子设备和通信系统120。航空电子设备和通信系统120(其可以在各个架构平台之间共享)可以包含用于每种兼容的升力产生模块200的飞行控制法则(如，被存储到存储器装置上)，并且具有经由例如上述提到的验证步骤识别哪种类型的升力产生模块200(如，固定翼、VTOL、推进器配置、推进器的数量/尺寸等)被附接的能力。航空电子设备和通信系统120还包含到地面控制站的一个或多个通信链路(如，视距(LOS)和超视距(BLOS))以及传输高清视频的能力。此外，航空电子设备和通信系统120可以包含若干传感器，包含气压测高计、惯性测量单元(IMU)、GPS以及用作雷达测高计的微型雷达。额外的传感器可以根据情况与不同的升力产生模块200系统集成，例如，碰撞避免传感器可以提供在悬停升力产生模块、多旋翼VTOL升力产生模块200a或固定翼升力产生模块(例如长续航时间升力产生模块200b和高速升力产生模块200c)上的皮托管上。航空电子设备和通信系统120可以模块化以实现与迅速开发的新型传感器和硬件的前向兼容性。

结构。根据期望尺寸，机身模块100和/或(一个或多个)升力产生模块200的结构部件可以由金属、泡沫、碳纤维或另一种复合材料中的一种或多种制作。例如，小型轻质模块化UAS可以利用泡沫，而较大的飞行器利用复合材料、金属或其组合(如，金属合金框架、桁条以及纵梁和/或复合材料蒙皮)。通常，该结构被集中在半硬壳式结构内的顶部和底部上。顶部承载主要的飞行弯曲和附接载荷，而底部被加强以实现腹部着陆。桁条和纵梁可以用于承载顶部区段和底部区段之间的载荷。根据架构平台配置，机身模块100还可以合并制轮器(skid)或起落架。例如，机身模块100可以在被配置为悬停配置300a(如制轮器)或长续航时间配置300b时包含起落架，但是在被配置为高速配置300c时，起落架可以耦接到高速升力产生模块200c。

模块化有效载荷114。本系统特征在于与若干不同的模块化有效载荷114的接合的能力。模块化有效载荷114可以利用关于附接接口110和升力产生模块200在上文所述的结构和/或通信/电力连接接口中的一个或多个。例如，图1a-图1c所示的模块化有效载荷114可以通过简单交换航空运载工具的头部而被替换。然而，根据运载工具的比例，头部可以永久具有被定位在头部内(如经由接入面板可接入)的可交换有效载荷舱或组件。

从飞行控制器到模块化有效载荷114(或其他有效载荷)的通信可以与飞行控制器和升力产生模块200之间使用的通信技术相同(如，伺服信道、以太网、I²C/SPI以及电力)。所需要的任何电压变换可以通过使用包含有效载荷的电力调节电子设备来执行。正如升力产生模块200一样，飞行控制器将能够检测使用的有效载荷的类型并且从使用的有效载荷接收反馈(如果有的话)，进而实现紧密有效载荷集成的可能性，并且可以使用用于飞行控制器的有效载荷传感器。

有效载荷传感器可以包含但不限于：超声传感器、红外传感器、雷达、LIDAR(光成像、检测以及测距)、热感相机(如，FLIR)等。为了收集数据并监测区域，模块化有效载荷114可以装备有传统的情报、监视和侦察(ISR)有效载荷。例如，模块化有效载荷114可以装备有一个或多个相机、音频装置以及其他传感器。收集的任何视频、图像、音频、遥测和/或其他传感器数据可以存储在本地或者使用与机载无线通信装置(例如发射器/接收器)耦接(如，经由航空电子设备和通信系统120)的天线实时地从飞行器无线通信到远程位置(如，地面控制站)。可替换地，这种信息可以经由有线连接(如，如果飞行器被绳拴住或降落)通信或另外传输到远程位置或另一方。

升力产生模块200。图1e显示了具有多个不同的升力产生模块200的机身模块100，包含提供VTOL操作的多旋翼VTOL升力产生模块200a、提供增加的飞行时间的长续航时间升力产生模块200b以及提供高速操作的高速升力产生模块200c。根据配置，各种升力产生模块200提供，例如，升力表面、推进器、机载电路系统218(如，电力调节电子设备)、速度控制器(如，电子速度控制器(ESC)226)、飞行控制致动器以及表面/飞行控制表面。升力产生模块200还可以包含额外的系统，例如固定或可缩回起落架和/或专门的特定配置传感器。到升力产生模块200的飞行控制输入起源于机身模块100的主飞行控制系统。虽然升力产生模块200在特征和硬件方面变化，但是每个升力产生模块均包含附接接口，附接接口的大小、形状被设计并且以其他方式被配置以与机身模块100的附接接口110配合。如本领域技术人员将意识到的，机身模块100和多个升力产生模块200可以被放大或缩小以便于特定的目的或任务。

悬停配置300a。图2a显示了示例性多旋翼VTOL升力产生模块200a，而图2b显示了配置有处于悬停配置300a的多旋翼VTOL升力产生模块200a的机身模块100。如图2a显示，多旋翼VTOL升力产生模块200a通常包括支撑框架204、从支撑框架204径向延伸的多个纵向悬臂206、多个推进器202以及控制推进器202的速度的多个ESC 226。如所示，每个推进器202可以经由驱动电力链路226a(如，电缆)耦接到ESC 226。ESC 226进而经由一个或多个输入电力链路226b耦接(通过附接接口)到电力单元116，并且经由一个或多个数据链路226c耦接到飞行控制器。ESC 226可以经由输入电力链路226c或者通过飞行控制器直接耦接到电力单元116。所述多个推进器202中的每个可以被放置在纵向悬臂206的远端并且被取向为向下(相对于运载工具)导向推力。

虽然多旋翼VTOL升力产生模块200a被显示为具有四个推进器202，但是本领域技术人员将认识到，根据飞行器尺寸和重量，可以使用额外的或者较少的推进器202(如，约1到12个推进器，更优选的约2到8个推进器，最优选的约4到6个推进器)。多旋翼VTOL升力产生模块200a还可以包含各种类型的碰撞避免传感器以使飞行器能够在由传统的多旋翼配置系统提供的相同飞行时间和有效载荷限制下执行多旋翼任务(如，精密检查、操纵通过限定区域、航空摄影)。

长续航时间配置300b。图3a显示了示例性长续航时间升力产生模块200b，而图3b显示了配置有处于长续航时间配置300b的长续航时间升力产生模块200b的机身模块100。

如图3a所示，长续航时间升力产生模块200a通常包括两个机翼208a(一起限定机翼组)，从机翼组向后延伸的多个纵向悬臂206、多个推进器202(例如，如所示，旋翼具有马达/发动机驱动的螺旋桨)、控制推进器202的速度的多个ESC 226(未显示)以及尾翼210。ESC 226可以例如嵌入升力产生模块200的机体(如机身部分228或机翼208)内。

机翼208a(和尾翼210)可以利用一个或多个控制表面302，例如单个常规的副翼配置，或者可替换地，多个沿翼展方向分布的、独立致动的副翼(如，机翼支撑的控制表面)或者襟副翼，其是一种结合了襟翼和副翼两者的各方面的飞行器控制表面。如所示，一个或多个控制表面302可以定位在机翼208a和/或尾翼210的后缘。襟副翼可以包含一种或多种类型的襟翼或襟翼特征，包含但不限于：平面襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼、福勒(Fowler)襟翼、容克(Junker)襟翼切口、减阻杨曼襟翼、易操纵襟翼、克鲁格襟翼、古奈襟翼，并且在某些方面，前缘襟翼，例如前缘下垂和吹气襟翼。小翼214可以提供在每个机翼208a的远端，以尤其促进飞行器处理特性，增强安全性并且提高航空运载工具的效率。机翼208a可以进一步利用沿着每个机翼208a的连续的一组传感器(如，应变/扭矩测量传感器)以便操纵沿翼展方向的、连续的后缘表面(如，襟副翼)，很像鸟类知道改变其翅膀形状。

在某些方面，尽管可以包含起落架216，但长续航时间配置300b的飞行器可以手动起飞并且腹部着陆。皮托管可以被包含在机翼208a上以将数据反馈给飞行控制系统。机翼208a、纵向悬臂212以及尾翼210可以被拆卸以便于运输。虽然长续航时间升力产生模块200b被显示为具有两个推进器202，但是本领域技术人员将认识到，根据飞行器尺寸和重量可以使用额外的或较少的推进器202。

高速配置300c。图4a显示了示例性高速升力产生模块200c，而图4b显示了配置有处于高速配置300c的高速升力产生模块200c的机身模块100。当需要最大速度而不是飞行时间时，例如，执行迅速评估操作或者递送紧急供应时，可能期望高速配置。

如图4a所示，高速升力产生模块200c可以利用飞翼设计，其通常包括机身部分228、两个机翼208b(一起限定机翼组)以及小翼214。与长续航时间升力产生模块200a类似，机翼208b可以利用一个或多个控制表面。虽然未显示，但尾翼可以位于高速升力产生模块200c的尾端。高速升力产生模块200c还包含多个推进器202，其例如耦接到机翼208b和/或机身部分228。推进器202可以被布置成牵引式配置，或者如所示的，推动式配置。由于较高的机翼载荷，高速升力产生模块200c可以利用起落架216，其可以是固定的或可收回的。虽然高速升力产生模块200c被显示为具有两个推进器202，但是本领域技术人员将认识到，根据飞行器尺寸和重量可以使用额外的或较少的推进器202。

前述三种配置意在示例并且不是穷举列举。也可以考虑提供混合固定翼/VTOL能力的配置，包含但不限于，倾斜机翼和倾斜旋翼以及额外的多旋翼直升机/固定翼选项。模块化UAS概念还能够扩展到根据需要创建更大的运载工具，例如，两个机身模块100可以结合成单个机翼以实现更大的升力/更长的续航时间能力，但是需要对飞行控制系统进行调整。为了提供强大升力能力，额外的有效载荷和/或电力可以被构建到一些升力产生模块200配置内，该升力产生模块200配置仍然由共同的飞行控制系统控制。

与模块化有效载荷114和升力产生模块200类似，当在飞行器上使用尾翼时，尾翼可以是模块化的并且可移除地耦接到机身模块100和/或升力产生模块200。通过示例，不同类型的尾翼尾部配置包含例如V形尾部、倒转V形尾部、H形尾部等。

图5显示了用于上述飞行器和航空系统(如，机身模块100配置有处于悬停配置300a、长续航时间配置300b、高速配置300c等的升力产生模块200)的示例性飞行器控制系统500的方框图。飞行器控制系统500可以经配置以控制飞行器的各种飞行器部件和功能。如所示的，飞行器控制系统500包含一个或多个飞行控制器514(如，飞行器处理器502以及相关的控制电路系统504)，其与至少一个存储器装置506、通信系统508(如，无线收发器512和天线108)以及导航系统520通信耦接。飞行器处理器502可以经配置以至少部分基于存储到存储器装置506(如，硬盘驱动器、闪速存储器或类似装置)的指令(如，软件、固件等)和/或一个或多个数据库执行一个或多个操作。在某些方面，至少一个存储器装置506可以与飞行控制器514集成。一个或多个飞行控制器514还可以与电力单元116和ISR有效载荷522可操作地耦接。电力单元116可以提供操作飞行器控制系统500的各种部件所需的电力，但是一些电力连接线在图5中没有显示。例如，电力单元116可以提供电力和数据(如，状态数据)两者给飞行器控制器514。状态数据(如，蓄电池电压、安培数、燃料水平、温度等)可以被飞行控制器514用于确定电力单元116的剩余能力和/或在蓄电池供电系统下蓄电池的荷电状态或健康状态。

航空系统或飞行器控制系统500可以进一步包含其他期望的服务，例如通信系统508(如，与天线108耦接的无线收发器512)以在飞行器(如，飞行控制器514)和远程装置518(如，便携电子装置，例如智能手机、平板电脑以及笔记本计算机)或其他位于远程的控制器(如，基站)之间进行数据通信。例如，飞行器可以通过网络516与远程装置518进行数据(处理的数据、未处理的数据等)通信。在某些方面，无线收发器512可以经配置以使用一种或多种无线标准进行通信，例如蓝牙(如，短波、从2.4GHz到2.485GHz的工业、科学以及医疗(ISM)频段超高频(UHF)无线电波)、近场通信(NFC)、Wi-Fi(如，电子与电气工程师协会(IEEE)802.11标准)等。远程装置518可以促进监测和/或控制飞行器和其(一个或多个)有效载荷，包含ISR有效载荷522。

参考飞行控制器514，飞行器处理器502可以可操作地耦接到控制电路系统504以响应于经由无线收发器512来自操作者、自动驾驶仪、导航系统520或其他高级系统的命令来控制各种致动器524(如，控制飞行表面的移动的那些致动器)、推进器202(如，由耦接到ESC 226的电动马达510驱动的螺旋桨)的操作。在某些方面，飞行器处理器502和控制电路系统504可以集成以提供作为单个部件(如，单个印刷电路板(PCB))或电路的飞行控制器514。在操作中，飞行控制器514可以在飞行的各个阶段(如，起飞、巡航、降落)期间经由ESC226动态地(即，实时或几乎实时)且独立地调整来自每个电动马达510的推力，以控制飞行器300的横摆、俯仰或偏航。换句话说，飞行控制器514可以独立控制每个电动马达510以针对每个电动马达510生成期望的升力推力，无论直接地还是经由ESC 226。

虽然ESC 226一般被示为位于升力产生模块200上，但是其也可以位于机身模块100或(一个或多个)升力产生模块200内(或其上)。因此，飞行控制器514能够直接地或经由ESC 226与电力单元116可操作地耦接。当使用具有旋翼叶片(如，螺旋桨)的旋翼时，飞行控制器514可以改变旋翼的每分钟转数(RPM)，和/或在期望时改变旋翼叶片的桨距。具体地，电动马达510可以通过经由ESC 226调整从电力单元116(如，蓄电池包、蓄电池组、混合电动电力系统等)供应给每个电动马达的电力而被控制。

飞行器处理器502可以可操作地耦接到导航系统520，导航系统可以包含与惯性导航系统(INC)520b和/或惯性测量单元(IMU)520c通信耦接的全球定位系统(GPS)520a，惯性测量单元可以包含一个或多个陀螺仪和加速计。GPS 520a给出绝对无偏移方位值，其可以用于重置INS方案或者可以通过使用数学算法(如卡尔曼滤波器)与INS方案混合。导航系统520可以尤其将惯性稳定性数据通信到飞行器处理器502。

为了收集数据和/或监测区域，飞行器或飞行器控制系统500可以进一步装备有情报、监视和侦察(ISR)有效载荷522，其包括，例如，一个或多个相机522a(如，有效载荷相机104，或用于记录或捕获图像和/或视频的另一种光学器件，包含光检测和测距(LIDAR)装置)、音频装置522b(如，麦克风、回声定位传感器等)以及促进ISR功能性并且提供ISR数据(如，相片、视频、音频、传感器测量值等)的其他传感器522c。ISR有效载荷522可操作地耦接到飞行器处理器502以促进ISR有效载荷522和飞行器处理器502之间的ISR数据的通信。ISR数据可以用于对飞行器导航。ISR有效载荷522可以可转动地且可枢转地耦接到例如经由万向节系统耦接到机体102的底侧表面(或另一结构部件，如纵向悬臂206、212)以使得ISR有效载荷522被更容易地向下取向以监测下方的和/或地面上的对象。例如，如图1a所示，传感器有效载荷可以位于机身模块100的前端，以作为模块化有效载荷114的一部分。数据可以经由无线收发器512通过网络516从飞行器(如，飞行器控制系统500)动态地或定期地通信到远程装置518，或者被存储到存储器装置506以便以后访问或处理。

性能评估。参考图6和图7，性能评估针对若干示例配置进行以评估模块化UAS的优点。评估集中对20磅重量级的原始运载工具进行。也可以研究30磅到40磅范围内的具有混合电动电力系统的较大运载工具。在各种情况中，假设机载有效载荷为5磅。共同的机身模块100可以基于现有的电力产生系统(混合电动或蓄电池)和已知的重量分数/子系统重量而被设计尺寸。升力产生模块200系统重量基于现有的航空运载工具和已知子系统重量的重量分数而被计算。然后，使用现有的分析方法评估系统的性能。

图6显示的运载工具性能基于推进系统重量和针对混合电动多旋翼直升机程序开发的性能。能量产生可以涉及蓄电池或混合电动系统。两种变体的续航时间数被显示。混合电动系统提供了快速提高的系统性能的潜力，代价是较高的成本和增加的后勤和系统复杂性。这使得该架构对混合电动系统特别有吸引力，因为这些系统在各种任务间具有高度的可重复使用性。

图7显示了固定翼20推进系统和有效载荷周围的设置尺寸的较小变体的性能估计。该系统是仅电动系统，并且包括第三高速变体以及长续航时间和悬停配置。该图显示了与图6中的全电动系统类似的性能。在这种情况下，放置到较大的航空运载工具上的主要益处是它们将能够使用混合电动系统。本领域技术人员将可以理解到，本发明构思的尺寸能够被放大和缩小以用于几乎任何期望的有效载荷或任务能力。

本主题模块化UAS可以应用于使用sUAS系统的各种市场，因为sUAS系统的绝大部分消费者在不同的时间需要不同的能力。例如，灾难救济工作中的第一响应者可能需要快速绘制受影响区域的地图，设置持久的监视能力，并且仔细检查关注的区域以及递送高价值医疗供给。然而，用一种运载工具进行所有的工作迫使对运载工具设计进行过多的权衡，或者意味着用多旋翼飞行器进行所有的工作，这可能在后勤上具有限制。长续航时间变体能够被开发以从开阔区域提供持久的监视，而高速航空运载工具能够从公路起飞以提供地图绘制和迅速递送能力。多旋翼变体将用于最适合它们的能力的那些任务—精准递送、检查和操纵通过组合区域。警察、消防员、勘测员和新闻广播员需要类似的递送能力。许多事件在超过20分钟或30分钟内(通常多旋翼系统的飞行时间)发生，其中使用固定翼运载工具不总是可行的或期望的。因此，sUAS系统的许多消费者在不同的时间需要不同的能力，但是操作许多不同族群的航空运载工具是昂贵的并且被非共同命令和控制以及数据系统阻碍。本文公开的模块化UAS构思在集成系统内提供了各种能力。

上文引用的专利和专利公开物在此通过引用其整体内容而被并入。虽然已经参考零件、特征等的特定布置描述了各种实施例，但是这些实施例不旨在穷举所有可能的布置或特征，并且事实上许多其他的实施例、修改和变化对于本领域技术人员来说是可确定的。因此，可以理解，本公开的教导可以用除上文描述的特定方式之外的方式实施。

Claims

1.一种航空运载工具机身，其包括：

与电力单元可操作地耦接的飞行控制器；以及

与所述飞行控制器可操作地耦接的通信系统，

其中所述航空运载工具机身经配置以在所述航空运载工具机身的附接点处经由附接接口与多个升力产生模块中的一个升力产生模块可移除地耦接，并且

其中多个电触点位于所述附接点处以促进所述飞行控制器和多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块之间的电气通信。

2.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述电力单元、所述飞行控制器以及所述通信系统被定位在机体内以限定机身模块，其中所述附接接口耦接到所述机体并被配置以经由一个或多个保持装置与多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块的第二附接接口在结构上耦接。

3.根据权利要求2所述的航空运载工具机身，其中所述一个或多个保持装置包含磁连接器。

4.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述多个升力产生模块包含多旋翼垂直起降即VTOL升力产生模块和固定翼升力产生模块。

5.根据权利要求4所述的航空运载工具机身，其中所述固定翼升力产生模块是长续航时间升力产生模块或高速升力产生模块。

6.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述飞行控制器经配置以经由所述多个电触点中的一个或多个将所述电力单元电耦接到所述多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块。

7.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述飞行控制器或所述通信系统中的至少一个经配置以经由所述多个电触点中的一个或多个与所述多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块进行数据通信。

8.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述电力单元是混合电动系统，其经配置以经由发动机驱动的发电机产生电。

9.根据权利要求1所述的航空运载工具机身，其中所述电力单元是可再充电蓄电池。

10.一种航空运载工具系统，其包括：

机身模块，所述机身模块包括第一附接接口、与电力单元可操作耦接的飞行控制器、以及与所述飞行控制器可操作耦接的通信系统；以及

升力产生模块，其包括第二附接接口和多个推进器，

其中所述机身模块经配置以经由所述第一附接接口和所述第二附接接口与所述升力产生模块可移除地耦接，并且

其中所述第一附接接口和所述第二附接接口包括(1)多个电触点，以促进所述机身模块和所述升力产生模块之间的电通信和(2)一个或多个保持装置，以将所述升力产生模块与所述机身模块在结构上耦接。

11.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述多个推进器中的每个推进器可操作地耦接到经配置以控制推进器速度的电子速度控制器即ESC。

12.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述升力产生模块是包括至少一个固定翼的固定翼升力产生模块。

13.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述升力产生模块是多旋翼垂直起降即VTOL升力产生模块。

14.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述一个或多个保持装置包含磁连接器。

15.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述飞行控制器经配置以经由所述多个电触点中的一个或多个将所述电力单元电耦接到所述升力产生模块。

16.根据权利要求10所述的航空运载工具系统，其中所述飞行控制器或所述通信系统中的至少一个经配置以经由所述多个电触点中的一个或多个与所述升力产生模块进行数据通信。

17.根据权利要求12所述的航空运载工具系统，其中所述多个推进器中的至少一个推进器被耦接到所述至少一个固定机翼。

18.根据权利要求13所述的航空运载工具系统，其中所述升力产生模块包括支撑框架，所述支撑框架具有从所述支撑框架径向延伸的多个纵向悬臂。

19.根据权利要求18所述的航空运载工具系统，其中所述多个推进器中的每个推进器被定位在所述多个纵向悬臂中的一个的远端并且被取向为向下导向推力。

20.一种用于改进航空运载系统的可操作能力的方法，该方法包括：

提供机身模块，所述机身模块包括第一附接接口、与电力单元可操作地耦接的飞行控制器、以及与所述飞行控制器可操作地耦接的通信系统；以及

提供升力产生模块，所述升力产生模块包括第二附接接口和多个推进器，

其中所述第一附接接口和所述第二附接接口包括(1)多个电触点，以促进所述机身模块和所述升力产生模块之间的电通信和(2)一个或多个保持装置，以将所述升力产生模块与所述第二附接接口在结构上耦接。

21.根据权利要求20所述的方法，其还包括将所述升力产生模块可移除地耦接到所述机身模块的步骤。

22.根据权利要求20所述的方法，其中所述机身模块经配置以验证所述升力产生模块以确保与所述机身模块的兼容性或互用性。

23.根据权利要求22所述的方法，其中所述机身模块经配置以使用无线射频识别即RFID来验证所述多个升力产生模块中的一个升力产生模块。

24.根据权利要求23所述的方法，其中所述机身模块包含RFID读取器并且所述升力产生模块包括RFID标签。

25.根据权利要求24所述的方法，其中所述机身模块处理来自所述RFID标签的信息以确定是否验证所述升力产生模块。

26.根据权利要求25所述的方法，其中所述信息包括维修状态、制造商或者升力产生模块的类型中的至少一个。

27.根据权利要求24所述的方法，其中所述多个升力产生模块包含多旋翼垂直起降即VTOL升力产生模块和固定翼升力产生模块。

28.一种航空运载工具系统，其包括：

多个升力产生模块，其中所述多个升力产生模块包含多旋翼垂直起降即VTOL升力产生模块和固定翼升力产生模块；以及

机身模块，其具有电力单元、飞行控制器以及通信系统，其中所述机身模块经配置以与所述多个升力产生模块中的一个升力产生模块可选择地接合。

29.根据权利要求28所述的航空运载工具系统，其中所述机身模块经配置以经由附接接口与所述多个升力产生模块中的一个升力产生模块可选择地接合，所述附接接口具有(1)多个电触点和(2)一个或多个保持装置，以将所述机身模块与所述多个升力产生模块中的所述一个升力产生模块在结构上耦接。

30.根据权利要求28所述的航空运载工具系统，其中所述机身模块包括机体和与所述机体可移除地耦接的模块化有效载荷。

31.根据权利要求30所述的航空运载工具系统，其中所述模块化有效载荷包括情报、监视以及侦察即ISR有效载荷。

32.根据权利要求30所述的航空运载工具系统，其中所述模块化有效载荷经由一个或多个保持装置可移除地耦接到所述机体。

33.根据权利要求32所述的航空运载工具系统，其中所述一个或多个保持装置包含磁连接器。

34.根据权利要求28所述的航空运载工具系统，其中所述电力单元被定位在所述机身模块的重心处或附近。

35.根据权利要求28所述的航空运载工具系统，其中所述机身模块经配置以经由无线电力传输技术将电力转移到所述升力产生模块。