本論文之主要目的在於研究一可於無合適跑道條件下進行起降作業之固定翼飛行載具，提供第一線人員在裝備及起降場地缺乏之任務現場附近執行即時空中偵照任務。本文內容則依研究計劃之時程，分為任務定義、機體設計、飛行力學模型建立、控制器模擬、載具製造、航電系統開發整合與試飛報告等幾個階段。載具本身為使用電力推進，翼展2公尺、重量5公斤左右之小型UAV，以手擲起飛並飛行30分鐘任務時間及10公里任務半徑為設計目標。在航電整合部份，為了大幅簡化系統複雜度以及系統成本，因此使用PIC　MCU做為系統的核心計算單元，搭配MEMS之Rate Gyro、電磁羅盤以及GPS模組做為狀態回授控制之感測器。而在控制概念上，橫向利用載具之先天安定特性，使用偏航角速率對副翼回授控制進行航向改變，縱向則以GPS高度對升降舵回授控制以維持飛行高度，用以達成基本的自律飛行與自動導航需求，並且在後期飛行實驗中驗證其可行性。

The goal of this paper is the study of a portable fixed wing unmanned aerial vehicle (UAV) for the field operators. The vehicle that can be launched by hand and landing without runway or well-paved landing field and has real-time reconnaissance capability. With the schedule of study project, this article will include mission requirement, vehicle design, analisys of vehicle’s flight dynamic model, simulation of controller, manufacture of aerial vehicle, integration of avionic system and the flight test report.
This UAV has a 2m span wing and 5kg weight that can be launched by hand-throwing with a electric motor as its power plant.
For the needs to simplify the avionics system, we using PIC MCU as the CPU of whole system and using MEMS rate-gyro, compass and GPS module as control system feedback sensors. We also using rate-gyro feedback to aileron for lateral turn-rate control and using GPS-altitude feedback to elevator for altitude hold control to reach the initial autonomous flight and navigation requirements.
In the last part of real flight tests, it was proved that requirements of initial autonomous flight & navigation can be satified with this UAS.

目錄
致謝	III
目錄	IV
圖目錄	VIII
表目錄	XIV
第一章 研究目標	1
第二章 研究方法	3
2.1 研究大要	3
2.2 研究時程	5
第三章 研究進行	6
3.1 任務需求定義	6
3.1.1	各國人員攜帶式無人飛行載具現況	6
3.1.2	任務需求	8
3.1.3	系統規劃	10
3.1.4	載具設計需求	12
3.2 飛行載具設計	14
3.2.1	重量初估	14
3.2.2	主翼設計	17
3.2.3	機身設計	24
3.2.4	尾翼設計	26
3.2.5	飛行性能分析以及修正	27
3.3 載具動力學模型分析	31
3.3.1	Datcom簡介	32
3.3.2	Datcom輸入格式	32
3.3.3	Datcom輸出結果	40
3.3.4	飛行載具運動方程式[12]	44
3.3.5	載具安定性計算	49
3.4 控制器模擬	51
3.4.1	控制器概念及增益值模擬	51
3.4.2	橫向控制器概念及增益值模擬	53
3.4.3	縱向控制器概念及增益值模擬	57
3.4.4	X-plane UDP控制器模擬實驗	62
3.4.5	X-plane模型與Datcom推算結果之比較	75
3.5 載具製作	77
3.5.1	載具細部設計	77
3.5.2	載具實體製作	79
3.6 航電系統開發	86
3.6.1	系統概念	86
3.6.2	機載系統開發	89
3.6.3	機載系統軟體[15]	90
3.6.4	機載系統感測器元件及其他功能元件[16]	92
3.6.5	機載飛行控制系統核心板(FCS board)	97
3.6.6	地面站軟體[14][15]	102
3.6.7	影像傳輸模組	105
第四章 實作測試	107
4.1 航電系統地面測試	107
4.1.1	航電系統線上測試	107
4.1.2	航電系統整合測試	109
4.2 載具地面測試	110
4.2.1	載具翼荷重測試	110
4.2.2	載具動力測試	111
4.3 飛行測試	112
4.3.1	飛行性能測試	112
4.3.2	航電系統整合測試	116
4.3.3	GPS自動導航測試	120
4.4 飛行資料分析	124
4.4.1	水平轉向率控制誤差	124
4.4.2	飛行資料與Datcom模擬結果之比對	126
第五章 結論	129
第六章 未來展望	133
參考文獻	135
附錄 A	姿態回授控制測試	137
附錄 B	Datcom Input file	143
附錄 C	AASRC 2008投稿用論文	147


圖目錄
圖 2.2 1	 研究計劃時程	5
圖 3.1 1	 人員攜帶式UAV製造國別分佈	6
圖 3.1 2	 人員攜帶式UAV使用動力	7
圖 3.1 3	 人員攜帶式UAV滯空時間vs重量	7
圖 3.1 4	 人員攜帶式UAV翼展vs重量	8
圖 3.1 5	 UAS系統概念	10
圖 3.2 1	 載具設計流程	14
圖 3.2 2	 載具之標準任務計劃	15
圖 3.2 3	 DAE 21翼型升力性能	19
圖 3.2 4	 不同機型之 對W/S( )比值	20
圖 3.2 5	 雷諾數與 之相關性	21
圖 3.2 6	 DAE 21翼型升力及升阻比性能	24
圖 3.2 7	 機身配置概念	25
圖 3.2 8	 載具概念設計外型	27
圖 3.2 9	 升阻比性能、配平空速對攻角變化	28
圖 3.2 10 	 設計更改後之載具外型	29
圖 3.2 11 	設計更改前(虛線)後(實線)之性能差異	30
圖 3.2 12  UAV『鷫鸘』初步設計外型	31
圖 3.3 1	 Datcom輸出檔概觀	41
圖 3.4 1	飛行載具橫向控制模擬方塊圖	54
圖 3.4 2	轉向率r對副翼之回授根軌跡	55
圖 3.4 3	飛行載具橫向控制模擬時間響應	55
圖 3.4 4	滾轉增穩橫向控制模擬方塊圖	56
圖 3.4 5	滾轉率p對副翼之回授根軌跡	57
圖 3.4 6	滾轉增穩橫向控制模擬時間響應	57
圖 3.4 7	飛行載具縱向高度控制模擬方塊圖	58
圖 3.4 8	高度控制系統根軌跡	59
圖 3.4 9	縱向高度控制模擬時間響應	59
圖 3.4 10	加入增穩之縱向高度控制模擬方塊圖	60
圖 3.4 11	俯仰角速度q對升降舵響應之根軌跡	61
圖 3.4 12	增穩後之高度控制模擬時間響應	61
圖 3.4 13	X-plane Plane Maker生成之載具外型	65
圖 3.4 14	Data I/O之Inet 2分頁	66
圖 3.4 15	Data I/O / Data Set分頁	67
圖 3.4 16	Output from X-plane	70
圖 3.4 17	UDP模擬程式概念圖	71
圖 3.4 18	UDP模擬程式及X-plane模擬畫面	72
圖 3.4 19	X-plane模擬導航結果	74
圖 3.4 20	Datcom與X-plane之turn-rate輸出比較	75
圖 3.4 21	Datcom與X-plane之pitch-rate輸出比較	76
圖 3.4 22	Datcom與X-plane之升力係數性能比	77
圖 3.5 1	結構細部設計圖	79
圖 3.5 2	機翼肋片骨架	80
圖 3.5 3	翼肋骨架組裝	80
圖 3.5 4	飛機木蒙皮及前緣樑	80
圖 3.5 5	完成之水平與垂直尾翼	81
圖 3.5 6	機身公模之模板組件	82
圖 3.5 7	EPP初步成型之公模	82
圖 3.5 8	公模表面處理	83
圖 3.5 9	生產用母模	83
圖 3.5 10母模內已硬化之玻纖殼	83
圖 3.5 11安置於玻纖殼上之機身骨架	84
圖 3.5 12機身模具合模	84
圖 3.5 13玻纖機身成品與公模	84
圖 3.5 14載具中段、尾段及莢艙組裝	85
圖 3.5 15完成之載具	86
圖 3.6 1航電系統概念方塊圖	87
圖 3.6 2系統開發概念圖	89
圖 3.6 3機載硬體階層概念圖	90
圖 3.6 4 機載系統軟體功能架構方塊圖	92
圖 3.6 5	MR-406A GPS Receiver	93
圖 3.6 6 TCM 2.6	94
圖 3.6 7 ADXRS150 Rate Gyro	94
圖 3.6 8 ASDX001D44R壓差感測元件	95
圖 3.6 9 PIC 16F88自製第五動開關接線圖	97
圖 3.6 10 以PIC 16F88自製第五動開關	97
圖 3.6 11 FCS原型測試板	99
圖 3.6 12 OrCAD FCS核心電路板線路規劃圖(Capture)	100
圖 3.6 13 OrCADFCS核心電路板雙層線路佈置圖 (Layout)	100
圖 3.6 14 以蝕刻法洗出電路板後手工安裝元件	101
圖 3.6 15 FCS核心板成品	101
圖 3.6 16 GCS主畫面	103
圖 3.6 17飛航計劃（左）及飛行控制主控台（右）分頁	105
圖 3.6 18 CCD與影像傳輸模組	106
圖 4.1 1 系統線上測試	108
圖 4.1 2 邏輯分析儀監控畫面	108
圖 4.1 3 系統整合地面測試	109
圖 4.2 1 翼荷重實驗	110
圖 4.2 2 載具動力測試	112
圖 4.3 1 首次手擲起飛	113
圖 4.3 2 最後進場降落	114
圖 4.3 3 進場前一秒遭遇側風風切	115
圖 4.3 4 感測器錯誤導致之異常飛行姿態	118
圖 4.3 5 固定轉向率自動飛行軌跡（GPS資料）	119
圖 4.3 6縱向開迴路高度變化	120
圖 4.3 7自動導航首次飛行軌跡（GPS資料）	121
圖 4.3 8自動導航3D飛行軌跡（GPS資料）	122
圖 4.3 9自動導航飛行軌跡（GPS資料）	123
圖 4.3 10飛行高度維持回授控制結果	124
圖 4.4 1水平飛行模式之航向變化	125
圖 4.4 2實際飛行數據與Datcom模擬橫向turn-rate響應	126
圖 4.4 3實際飛行數據與Datcom模擬縱向pitch-rate響應	127
圖 A 1	飛行載具姿態控制模擬方塊圖	137
圖 A 2	飛行載具姿態控制時間響應	138
圖 A 3	使用閉迴路姿態控制之X-plane®導航模擬航跡	139
圖 A 4	閉迴路姿態控制之滾轉響應	139
圖 A 5	TCM 2.6之姿態輸出與實際飛行姿態之誤差	141
圖 A 6	TCM 2.6之姿態輸出與Rate Gyro積分值之比較	141


表目錄

表 3.2 1載具重量初估結果	16
表 3.2 2 載具設計性能點	28
表 3.2 3 修正後之載具性能	29
表 3.3 1 Datcom輸入檔格式	33
表 3.3 2	全機空氣動力特性無因次導係數	43
表 3.3 3	控制面氣動力特性無因次導係數	43
表 3.3 4	縱向有因次導數	46
表 3.3 5	橫向有因次導數	46
表 3.3 6	背景條件參數	47
表 3.3 7	計算求得之有因次導數	48
表 3.3 8	不同載具間荷蘭滾特性比較	51
表 3.4 1	經模擬結果求得之系統增益值	61
表 3.4 2	X-plane模擬結果求得之系統增益值比較	74
表 4.3 1	模擬與實測調整後之系統增益值比較	122

[1]	D.E. Hoak, USAF stability and control DATCOM Volume 1, Users Manual, McDonnell Douglas Corporation, 1978
[2]	Anonymous, Aviation Week and Space Technology, 2008 Aerospace Source Book, McGraw-Hill, Jan. 28, 2008
[3]	John D. Anderson, Jr, Aircraft performance and design, p.397, Mc Graw Hill,1999
[4]	Ira H. Abbott & Albert E. von Doenhoff, Theorey of wing sections Dover edition, Dover, 1959
[5]	UIUC Airfoil Database, http://www.ae.uiuc.edu/m-selig/ads/coord_database.html	
[6]	Mark Drela & Harold Youngren, X-foil Subsonic Airfoil Development System, http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/
[7]	John D. Anderson, Jr, Aircraft performance and design, p.409, Mc Graw Hill,1999
[8]	“中國航太學會2006年遙控飛機設計競賽 遙控無人飛行載具Pegasus設計及製作”, 淡江大學航太系UAV實驗室, 中華民國九十五年。
[9]	John D. Anderson, Jr, Aircraft performance and design, p.415, Mc Graw Hill,1999
[10]	John D. Anderson, Jr, Aircraft performance and design, p.108, Mc Graw Hill,1999
[11]	John D. Anderson, Jr, Aircraft performance and design, p.436, Mc Graw Hill,1999
[12]	Robert C. Nelson, Flight stability and automatic control 2nd edition, Mc Graw Hill, 1998
[13]	“以微機電系統為基礎之飛行資訊量測組件設計與製作”, 吳宗興, 淡江大學航空太空工程學系碩士論文, 中華民國九十七年。
[14]	“整合全球定位系統與慣性導航系統的初始校準設計與實現”,李正凱, 淡江大學航空太空工程學系碩士論文,中華民國九十五年。
[15]	“無尾翼無人飛行載具之設計與實現”, 林源鍾, 淡江大學航空太空工程學系碩士論文, 中華民國九十六年。
[16]	“無人飛行載具之航電系統整合”, 鄭玉祥, 淡江大學航空太空工程學系碩士論文, 中華民國九十八年。
[17]	“自主式無人飛機之橫向循跡導引律與開閉路飛控律之設計與實驗”,吳昌輝 孫偉仁 盧廷將,2005中國航太學會/中華民航學會聯合學術研討會投稿論文,中華民國九十四年。

[18]	“初步飛行力學續篇-飛行運動與控制”, 小林 修, 東海大學(日本) 工學部 航空宇宙專攻
[19]	“關於飛行器空氣動力特性及飛行性能的研究”, 陳沛仲, 東海大学(日本)工学部 航空宇宙専攻研究生報告書, 2008 
[20]	X-Plane, UDP, and Visual Basic, for X-Plane version 8, Jeff Lewis, http://www.jefflewis.net/XPlaneUDP_8.html
[21]	PIC  16F88, 18F2550 Datasheet, Microchip Technology Inc.
[22]	TCM 2.6 Manual, PNI Corporatioin