具体实施方式

用于运载货物组件的飞行器。

图1图示出具有整合和支撑脊柱结构30的飞行器设计，该脊柱结构30具有两个端部。脊柱结构30的细节被更好地图示在图2和图3中。脊柱结构30包括地板32，该地板32可以包括辊、上升的纵向导轨(见图27中的110)和/或减摩擦装置以促进一个或多个货物集装箱沿着地板32的表面的纵向移动。约束凸缘33可以沿着地板32的每个纵向侧延伸。除地板32之外，脊柱结构30还可以包括带有隔板36、38的I形脊柱34，所述隔板36、38沿着脊柱结构30被周期性地定位并附着到地板32和I形脊柱34。脊柱结构30成为刚性结构，其优选地足以支撑当空载时飞行中的飞行器。可供选择的设计将使脊柱需要具有一个或多个集装箱，以便为飞行提供足够的刚性。美国专利号7,261,257、7,699,267、8,608,110、9,108,720和9,949,227通过引用合并于此，如同在本文完全阐述一样。应理解，I形梁脊柱可以具有C截面、管或在空中设计的许多其他常用几何形状。

前部机身40位于脊柱结构30的一端。在一个实施例中，前部机身40包括驾驶舱或可移除模块，该可移除模块对于飞行员来说将是自给式的。在另一个实施例中，前部机身40被配置为没有驾驶舱的无人机。在另一个实施例中，飞行器可以被配置为无人机，该无人机具有自给式永久性或可移除模块以用于机载监视飞行员，该无人机容纳人类在机上所要求的所有的安全性以及其他要求，而无需修改剩余的无人机结构。飞行器的导向和控制可以位于前空气动力学整流罩中，但是也可以位于具有等同设施的其他地方，诸如脊柱中。在一个实施例中，如图9所示，前机身40可以相对于脊柱结构30被枢转地安装，以从飞行器的前端完全暴露在脊柱结构30上面的内部空腔，用于加载或卸载货物集装箱。在另一个实施例中，前部机身40可以从与脊柱结构30的关联中移除。

在一个实施例中，尾翼42可以被附接至脊柱结构30的另一端。尾翼42可以包括侧向延伸的水平稳定器44，其中两个竖直稳定器46被定位在水平稳定器44的外端。如图8和图28所示，后方机身48可以形成尾翼42的部分并且可以竖直地分开并且可枢转地安装到主机身的任一侧。以这种方式，提供到脊柱结构30的后方的通道，该通道穿过由包括水平稳定器44的尾翼42限定的斜坡。在图29-30所图示的另一个实施例中，后整流罩133可以作为一个单元从与脊柱结构30的关联中被完全移除，其中水平稳定器44和竖直稳定器46依然被耦接至脊柱结构30的后端109。可替代地，可以用位于后整流罩中的张紧系统枢转地打开前整流罩40。

在一个实施例中，机翼50可以与脊柱结构30结构上关联。机翼50和脊柱结构30中的一者或两者可以包含燃料箱(未示出)。可以在脊柱结构30下方和/或机翼50下方提供起落装置52。在另一个实施例中，机翼50可以作为一个单元从与脊柱的关联中移除，如图24所示。在进一步的实施例中，发动机56可以被直接安装到脊柱结构30。

在一个实施例中，可以提供框架构造以支撑空气动力学整流罩。框架可包括竖直元件58和水平元件60，其中角元件62放置在飞行器的横切平面中。一个这样的框架被更详细地图示在图7中。元件58、60可以是如传统飞行器构造中的具有减重孔的I形脊柱横截面。角元件64可以在竖直元件58和水平元件60的交叉处纵向延伸。这些角元件64可以提供结构刚性以增大脊柱结构30的强度并且必定提供足够的刚度以在框架62上将整流罩部件保持就位。在图5中，顶部整流罩面板66和侧面整流罩面板68被示出。第二侧面整流罩面板68还可以被布署在飞行器的另一侧。

在另一个实施例中，整流罩可以是挤压设计并且大致制成一件式。

飞行器优选地被配置为提供货物舱，该货物舱被设计和设定尺寸成紧密地容纳形成直平行六面体的一个或多个集装箱70，该直平行六面体优选地是联运集装箱的尺寸。这样的联运集装箱通常具有给定高度和宽度，并且可以在长度上递增地变化。整流罩构造的替代方案是在前部机身40和尾翼42之间限定货物舱，从而可以限定具有空气动力学表面的联运集装箱。前部机身40和尾翼42可以过渡以与前部机身40和尾翼42一起创建空气动力学表面。集装箱70可以被设计成与卡车或火车运输或甚至集装箱船运输兼容，无论它们是否具有空气动力学表面。

在实施例中，货物集装箱70可以向脊柱结构30提供强度。脊柱结构30可以被设计成尽可能的轻。这样，脊柱结构30能够支撑飞行器在无货物时的起飞载荷、飞行载荷和着陆载荷。可替代地，脊柱结构30可需要一个或多个集装箱以提供飞行刚性。另外，在即使满载时着陆后，脊柱结构30可以足以支撑压缩载荷。然而，当货物集装箱或多个这样的集装箱在飞行器中就位时，脊柱结构30可以不被要求完全地承担飞行、着陆和起飞中的弯曲和扭矩载荷。所要求的附加刚性可以由货物集装箱70供应。为此，集装箱70可以用如所要求的足够的结构及刚性构造并可以牢固地安装到脊柱结构30，使得由脊柱结构30经历的弯曲和扭矩力或其他飞行载荷或甚至如在加载和卸载中的地面载荷可以被强加到牢固安装的集装箱或多个集装箱70上。

如图15所图示，可以在脊柱结构30上提供安装件72。例如，这些安装件可以用螺栓连接或以其他方式被保持在地板32上。进一步，可以提供递增的调整以便安装件72可以附接至集装箱或多个集装箱70，同时适应集装箱长度和放置的变化。一旦集装箱或多个集装箱72就位，则可以通过地板32中的附接孔的模式提供这样递增的调整，以允许侧向或纵向重新定位安装件72。安装件72可以是肩部螺栓72，其在脊柱结构30和集装箱70之间延伸。这样的螺栓72可以提供显著的剪切阻力以及张力载荷。安装件72可以沿着地板32的全长或在反映标准集装箱尺寸的递增位置处被定位或可定位。在一个实施例中，安装件可以从地板32的侧面面向内。可以提供穿过整流罩的通道口，以允许通到安装件72。可替代地，可以采用自动或远程致动的机构。在另一个实施例中，安装件72可以类似于当前的联运集装箱附接件，但是被设计为更好的适配以降低或消除匹配零件之间的任何晃荡。

附接件74在图16中被图示为成型的盒76，槽78穿过其延伸。通过采用成型的盒76，槽78可以终止以提供内表面。附接件74可以位于集装箱或多个集装箱70的结构中。这样，附接件74可以与成型的盒74协作，成型的盒74具有通过其壁的槽76。成型的盒76可以在外侧或底部上包括厚壁以容纳安装件72。

为了将附接件74彼此固定，可以采用耦接件84。每个耦接件84可以包括从耦接件主体88沿相反方向延伸的两个头部86。头部86可以在主体88和每个头部86之间被根切，以在头部86的内侧上形成相对的接合表面。头部86还可以在槽76内沿一个取向适配。头部86可以具有凸的表面以更容易地放置在关联的槽76中。

耦接件84可以形成为使得头部86在主体88内可旋转的轴上。轴环90可以与每个头部86隔开大致成型的盒76的壁的厚度，其中轴环90具有使轴环90不能在槽78内适配的足够的直径。一旦头部86被定位在槽78中，则轴环90还可以提供通道，以便旋转头部86到与槽78锁定的取向。主体88具有足够的尺寸并且包括平坦的侧面92，使得主体88防止被地板32旋转。一旦头部86已经被恰当地定位，则可以放置固定螺钉94或其他锁定机构以确保头部86相对于附接件74将不能旋转。在相邻集装箱70上的附接件74之间采用相同的机构。在一个实施例中，头部86可以单独地旋转。

货物集装箱70可以被构造成如图10至图14所示。在图10中图示出集装箱的第一内部结构。这种结构可以包括通过角附接件74固定在一起的四个列柱96和八个脊柱98以形成直平行六面体。面板100然后可以与纵梁102组装以形成货物集装箱70的顶部、底部以及侧面。代表性面板100被图示在图13中。面板100可以由轻质材料形成。在这种实施例中，面板100可以由被蜂窝或填充泡沫材料108隔开的两个薄板103、106限定。内纵梁110还可以放置在板103、106之间并附接到其上。围绕面板100中的每个的周边、板104、106可以集合起来以形成附接凸缘112。面板100中的每个可以由复合材料制成或铝板104、106和成型的蜂窝108的混合物制成。

图13图示出已完成的货物集装箱70的侧面、顶部及底部，该货物集装箱70与由四个列柱96和八个脊柱98限定的结构关联。两个面板100可以一起与在其间定位的纵梁102关联。附接凸缘112可以被固定到角列柱96以及脊柱98，出于该目的，角列柱96以及脊柱98包括平行凸缘114。可替代地，角配件可以制作成可替换的以解决磨损和撕裂，而不必对集装箱执行显著的工作。另外，精心设计的磨损表面可以被设计成被周期性地替换。

在预期更长的集装箱的情况下，可以另外采用中间的列柱96和脊柱98。用这种方式，通过列柱96的适当定位，所有面板100可以具有相同的尺寸，其中集装箱的整体长度大致是图10中所图示的集装箱的倍数。可以采用多个变化长度的集装箱以便为给定长度的飞行器创建整体有效载荷。图4图示出这样的布置，其具有60英尺货物区域以及被分解成大约十英尺长度的各种倍数的集装箱70。

图8通过放置货物集装箱70图示出第一实施例的应用。托运卡车116被示出与飞行器的货物区域对准。在这种情况下，后部机身48由以空气动力学形式延伸的门限定，并且也可以完全打开以完全暴露整流罩的内部，以用于插入或移除货物集装箱70。这种集装箱70可以如图4所示是一个单个的集装箱或一组预组装的集装箱70。可以采用绞盘和其他机构以辅助集装箱或多个集装箱70在飞行器中或在卡车116上重新定位。可替代地，前部机身40可以以如图9所图示的方式以外的方式枢转，并且集装箱70可以从飞行器的前部从卡车116加载或卸载到卡车116。起落装置52和/或前进装置(forward gear)54可以是另外可延伸的或可缩回的，或者其安装件可以是另外可延伸的或可缩回的，或者其安装件能够上下移动以适应托运或甚至平板卡车的基床的水平面。可替代地，较小的集装箱可以被一次加载一个并当在脊柱上时被组装。

图17图示出货用飞行器系统的另一个实施例。货用飞行器系统被描绘为包含飞行器110以及货物组件105。通常，货用飞行器110包含前整流罩40、尾翼42以及前整流罩40和尾翼42之间的脊柱结构30。脊柱结构30包含导向凸缘124，其沿着脊柱结构30的每个侧面纵向运行以引导货物组件105在加载到脊柱结构30上期间就位。多个安装件122设置在沿着脊柱结构30的各种间隔处以在各种附接点处将货物组件105结构上接合到脊柱结构30上。

机翼50可以与脊柱结构30结构上关联。机翼50可以可选地包含燃料箱(未示出)。起落装置52可以被提供在机翼50和脊柱结构30下方，并且前进装置54可以被提供在脊柱结构30或前整流罩40下方。可替代地，起落装置可以具有它们自己的整流罩或吊舱或共形吊舱。发动机142被示出在图17的实施例中，其被安装在机翼50的顶部上。应理解发动机142还可以安装在机翼50下方和/或脊柱结构30上或甚至在机翼50上方。可以可选地提供空气动力学整流罩180、190以包围货物组件105以及成对的载荷转移结构160、170。在一个实施例中，该对载荷转移结构160、170可以被配置为如图17、图19、图25、图26、图27、图28、图29和图30所描绘的桁架。可以可选地提供空气动力学整流罩180、190以包围货物组件105以及成对的载荷转移结构160、170。空气动力学整流罩180、190可以由诸如后扣结构的复合轻质材料制成并且空气动力学功能的主要功能是可以减少阻力。在一个实施例中，空气动力学整流罩不向飞行中的飞行器提供实质性的支撑或刚性(如果有的话)。关于图19所描绘的载荷转移结构170可以用于如本文所描述的前部支撑160或后部支撑170。

载荷转移结构160、170可以进一步将货物组件105接合到脊柱结构30。载荷转移结构160、170可以向飞行器提供另外的结构支撑以承受飞行中的弯曲力矩并且进一步支撑和整合货物组件105到脊柱结构30上。取决于从货物组件加载到脊柱上的方向，前载荷转移结构160和后载荷转移结构170中的任一者或二者可以可移除地附接至脊柱结构30。因此，例如，在穿过飞行器110的尾部加载货物组件的实施例中，后载荷转移结构170可以在加载之前从脊柱结构30移除。可替换地，进入点可以来自飞行器的前部并且前整流罩将枢转打开。

图18描绘出在该处弯曲力矩在货物组件105和脊柱结构30之间可以转移的附接点。应理解，虽然图18描绘出仅包含模块化集装箱单元的单层的货物组件，但是包含多层模块化集装箱或框架单元的货物组件还可以通过修改载荷转移结构160、170以包括用于每一层的附加的附接点而适应。图18描绘出与脊柱结构30和载荷转移结构160、170结构上连接在一起的集装箱。

图19描绘出示例性后载荷转移结构170，其可以用于耦接包含两层模块化集装箱或框架单元的货物组件。后载荷转移结构170可以包含水平支撑构件172，该水平支撑构件172以90度角度固定到竖直支撑构件174。两套对角支撑构件171A、171B可以在粗略地对应于货物组件105的第一层和第二层的高度的不同点处耦接水平支撑构件172和竖直支撑构件174。可以可选地沿着对角支撑构件171A、171B联接至竖直支撑构件174的点提供稳定杆173A、173B。可以沿着稳定杆173A、173B提供安装件176以将货物组件牢固地紧固到后载荷转移结构170。前载荷转移结构160可以以类似于后载荷转移结构170的方式构造，除了前载荷转移结构160可以永久性附着到脊柱结构30以外，然而后载荷转移结构170在穿过飞行器110的尾翼42加载货物组件105的实施例中可以是可移除的或可枢转的结构。

图20-22更详细地示出了货用飞行器110的脊柱结构30的结构。脊柱结构30的结构支撑包含多层的互连的隔板128和翼梁126。隔板128和翼梁126可以通过本领域已知的方式互连，例如，诸如通过螺栓连接、铆接、粘结、焊接、搅拌摩擦焊接或粘结。虽然图20-22中所描绘的脊柱结构30示出两层互连的隔板128和翼梁126，但应理解，可以提供仅包含单层互连的隔板128和翼梁126的较轻重量的脊柱结构30，以用于较轻的货物组件重量载荷。可替代地，可以提供互连的隔板128和翼梁126的附加层以适应具有较高重量载荷的货物组件。

本文所描述的飞行器具有许多优点。这些优点之一是起落装置可以更轻并且其提供到脊柱结构的相对容易的接入。然而，一个挑战是因为货物组件105附接到脊柱结构30，它可能经受显著的张力，如图23所示。货物组件105经受的张力起因于有效载荷重量和飞行期间的机翼升力。为了帮助降低集装箱可能经受的张力载荷，各种实施例将预载荷施加到集装箱以降低它们飞行中将经受的张力。

飞行器同样易于颤振，这是由空气动力、结构弹性和惯性效应的相互作用引起的振荡。飞行器中的颤振引起机翼和/或稳定器振荡，并且当空速增加时，每次振荡中加起来的能量也会增加。如本文所述，通过向集装箱组件施加预载荷而提供的可变硬度也帮助减轻或甚至防止飞行器经受颤振，从而提供改进的颤振控制。该预载荷还可以通过提供主动颤振控制系统而施加到上脊柱设计和集装箱组件。

在一个实施例中，飞行器包含预载荷系统，该预载荷系统包含被耦接至脊柱结构30的第一部分107的第一载荷转移结构160以及被可移除地耦接至脊柱结构30的第二部分109的第二载荷转移结构170。该预载荷系统进一步包含被耦接至第一载荷转移结构160和第二载荷转移结构170的链接结构220。如本文所理解的，术语“耦接”、“被耦接”以及“耦接到”应被理解为包括直接附接和经由中间结构的非直接附接两种。在图26和图27中所描绘的实施例中，链接结构220经由导向件310和张紧机构300被耦接至第一载荷转移结构160并且经由保持构件400被耦接至第二载荷转移结构170。通过预载荷系统提供的可变张紧可以独自使用以解决可变载荷的集装箱或作为主动颤振系统的一部分以降低危险的谐波。

图25-27图示出如提供在货用飞行器上的预载荷系统。前整流罩131和后整流罩133被从飞行器中移除以显露出第一载荷转移结构160和第二载荷转移结构170。如图26更详细示出的，第一载荷转移结构160包含下支撑件160a和上支撑件160b。下支撑件160a可以在一端被耦接至脊柱结构30和货物集装箱105a的下排，并且在另一端可选地和附加地被耦接至货物集装箱105b的上排。上支撑件160b可以在一端被直接耦接至脊柱结构30或被直接耦接至下支撑件160a(如所示)并且在另一端被直接耦接至货物集装箱105b的上排。张紧机构300被描绘为正被耦接至上支撑件160b。然而，应理解，张紧机构300可以被附接至下支撑件160a或载荷转移结构160上的任何其他方位。还应理解，张紧机构300可以改为被附接至第二载荷转移结构170上的任何方位。导向件310被提供在上支撑件160b的顶部处以引导链接结构220在第一支撑件160上上下移动以及在张紧机构300处终止。在一个实施例中，导向件310是滑轮块或任何其他允许链接结构220移动且无显著摩擦的结构。滑轮块还可以用于将张紧机构300定位在脊柱上或在脊柱本身中。

在一个实施例中，链接结构220是缆线。缆线优选地由钢、金属或金属、纤维和复合材料的组合中的一种或组合制成。在实施例的一个方面中，缆线不是弹性的或有弹力的。在实施例的另一个方面中，缆线是弹性的或有弹力的。

张紧机构300被配置为随着张紧机构30增加链接结构220上的张力而向货物集装箱105施加可变量的预载荷或压缩力。在一个实施例中，张紧机构类似地被配置为桶调整器，其中张紧机构300与链接结构220螺纹啮合，使得沿一个方向转动桶调整器增加了链接结构220的张力。

张紧机构300可以进一步包含允许张紧机构300在飞行期间动态地增加或减少张力的传感器。所施加的张力的量与货物集装箱或预载荷的重量相关。因此，预载荷越重，张力越大。在另一个实施例中，缆线上的张力可以关于天气条件施加。

链接结构220在一端处经由张紧机构300被耦接至第一载荷转移结构160并且在另一端处经由匹配对500被耦接至第二载荷转移结构170。图27描绘出飞行器的第二载荷转移结构170。类似于第一载荷转移结构160，第二载荷转移结构170还包含一个或多个下支撑件170a，下支撑件170a在一端被耦接至脊柱结构30和货物集装箱105a的下排，并且在另一端可选地和附加地被耦接至货物集装箱105b的上排。一个或多个上支撑件170b可以在一端直接耦接至脊柱结构30(被示出)或下支撑件170a，并且在另一端被直接耦接至货物集装箱105b的上排。

链接结构220进一步包含保持构件400，该保持构件400包含匹配对500a中的一个，所述匹配对500a中的一个被配置为与提供在链接结构220上的匹配对500b中的另一个可移除地耦接。将链接结构220的一端耦接至保持构件400的匹配对500类似于图31中所描绘的那样。在一个实施例中，匹配对500可以包含凸形部分和对应的凹形部分。保持构件400可以是杆或其他刚性结构或甚至是横跨多个上支撑件170b的顶部延伸并被耦接至多个上支撑件170b的顶部的条带。

在加载和卸载货物集装箱105之前，链接结构将需要从保持构件400断开，并且第一载荷转移结构160和第二载荷转移结构170中的一个将需要从脊柱结构30中移除。为了移除第一载荷转移结构160和第二载荷转移结构170，链接结构220上的张力将需要被充分减小以允许链接结构220从经由匹配对500与保持构件400的接合中释放。

图28图示出具有前整流罩131、包围货物舱的空气动力学整流罩132、以及后整流罩133a、133b的飞行器的可替代的实施例。在本实施例中，后整流罩133a、133b相对于脊柱结构30可枢转地移动，并且每个后整流罩容纳第二载荷转移结构170的一部分。以这种方式，后整流罩133a、133b和第二载荷转移结构170可以以准许货物集装箱加载在脊柱结构30上的方式以外的方式枢转。然而，应理解，后整流罩133a、133b还可以作为一件式左或右摆动或向上枢转。图28进一步描绘了具有水平支撑件147的第二载荷转移结构170的结构，该水平支撑件可以可移除地耦接至脊柱结构30并且竖直支撑件149将水平支撑件147耦接至保持构件400。

在另一个实施例中，如图29-31所示，可以提供与第二载荷转移结构170隔开的保持框架600以耦接链接结构220。保持框架600包含一个或多个匹配对，该匹配对被配置为耦接至链接结构220的端部。与图25-27所描绘的实施例不同，链接结构220能够保持在保持框架600上并且不需要从保持框架600中移除。第二载荷转移结构170可以被可移除地附接至保持框架600以提供结构强度以支撑链接结构220的张力。在一个实施例中，保持框架600包含竖直支撑构件600a，该竖直支撑构件600a可以被可移除地耦接至脊柱结构30以及耦接竖直支撑构件600a的水平支撑构件600b。竖直支撑构件600a和水平支撑构件600b中的一者或两者可以被可移除地耦接至第二载荷转移结构170。竖直支撑构件600a之间的距离可以优选地大于货物组件105的宽度并且水平支撑构件600b的高度可以大于被耦接至脊柱结构30的货物组件105的总高度。

在另一个实施例中，飞行器系统可以具有上机翼以及上脊柱配置，其中张紧电线在底部上并且可以用于提供飞行期间的颤振控制。

在另一个实施例中，不论使用上脊柱或下脊柱的飞行器系统在集装箱的侧面上具有张紧系统以在飞行期间提供颤振控制。具有上脊柱配置的飞行器的实施例在美国专利号7,261,257中描述，其全部内容通过引用合并于此，如同在本文完全阐述一样。

在可替代实施例中，链接结构220可以永久地或可移除地附着至被耦接至第一载荷转移结构160或第二载荷转移结构170的保持构件400或永久地或可移除地附着至保持框架600。在本可替代实施例中，链接结构220上的张力可以被显著地释放或降低，使得在链接机构220上仅有极少的张力至无张力，并且链接机构220可以从脊柱105的后方移开以便为加载或卸载货物组件105提供间隙和畅通无阻的路径。还可以有弹簧或其他机构以维持当没有被张紧时的集装箱上方的缆线，以允许移除或进入集装箱或集装箱组件。

在本文所述的所有的实施例中，应理解链接机构220可以被提供为单个单元或被提供为多个链接机构220以及对应的导向件310和张紧机构300。在具有多个链接机构220跨越货物组件105的长度的情况下，向链接机构220施加的张力的量可以是相同的或者多个链接机构220中的每一个可以取决于货物组件105中的集装箱70的重量和/或重量分布而施加不同量的张力。

用于将飞行器与待运输物品匹配的系统及方法。

本文所公开技术的实施例还指向改进的系统及方法，其用于将飞行器与待通过飞行器运输的物品匹配。更具体地，本文所公开技术的各种实施例涉及将飞行器上的配件与待运输的物品上对应的配件对准。

通过飞行器长距离运输货物要求显著量的飞行器燃料，导致显著的燃料成本。为了实现更大的燃料效率，部署大型飞行器以运输大型载荷，其中载荷的结构共享飞行器载荷。例如，具有120＇脊柱的单个飞行器可以运输12’x 40’集装箱的组件，这些集装箱串联地侧向连接并且具有120’的整体长度。但是由于热胀冷缩，如果脊柱和组件的温度在匹配之前有显著不同，则将组件附接至飞行器可能是困难或不可能的。也就是说，由于这些热效应，飞行器的脊柱上的配件不能与集装箱组件上的配件对准，使得将集装箱组件与飞行器的脊柱匹配变得困难(如果不是不可能的话)。

例如，假设飞行器飞行海拔高度为25000英尺，其中环境温度为-30°F，并且集装箱组件在太阳下搁置在温度为150°F的炎热沙漠式地板上。进一步假设飞行器战斗着陆期间由50°F暖机。在这种情景下，飞行器脊柱和集装箱组件之间的温差则是130°F。

进一步假设脊柱和集装箱组件由一种常用飞行器材料铝6061制造。铝6061对于68°F和392°F之间的温度的热膨胀系数是13.5×10^-6英寸/英寸/°F，并且对于68°F和-58°F之间的温度的热膨胀系数是12.1×10^-6英寸/英寸/°F。使用平均热膨胀系数13.1×10^-6英寸/英寸/°F，120＇结构的线性膨胀是2.5＂。假设在最好的情况下，脊柱和集装箱组件首先被附接在其中点附近，端点附近的配件会不匹配1.25＂。当脊柱和集装箱组件由诸如其他金属、复合材料和类似的其他类型的材料制造时，会发生类似的不匹配。

一个可行的方案是提供一种系统，用于脊柱配件沿着脊柱的长度滑动，伴随任何电气和数据连接。空气操作或液压系统可以用于滑动配件到正确的定位。然后脊柱中的配件随着它们在对应的集装箱配件中被拉紧时被机械地锁定到集装箱组件。这种机构的一个缺点是增添系统的整体重量。这种方案的另一个缺点是由于磨损而要求增加维护和替换附加部件。这种类型的机械调整的系统的进一步的缺点是脊柱和集装箱结构在某一刻将达到相同的温度，使得在不同的温度下匹配这些结构将牵涉某些进一步的移动，直到结构到达相同的相对温度，这进一步使机构复杂化。这种方案的一个优点是可以适应由具有非常不同的热膨胀系数的材料制造的脊柱和集装箱。

第二方案是将飞行器着陆，并且然后简单地等待脊柱的温度上升到集装箱组件的温度。然而，这种方法会消耗大量的时间，这对于一些操作状况是不能接受的，诸如在敌对环境中要求在地面上花费最短时间量的军事要求。

第三方案是加热脊柱使得等到飞行器到达集装箱组件的时刻脊柱的温度以及因此其长度接近集装箱组件的温度及长度。例如，类似于当前飞行器除冰系统的电热加热系统可用于加热飞行器的脊柱。这种方案在以下详细描述。

图32示出包括根据所公开技术沿全长设置的飞行器脊柱1000的一个分段的飞行器分段的斜轴侧图。飞行器脊柱1000可以被与飞行器的推进系统(未示出)机械地耦接。在所述的实施例中，脊柱1000可以由铝制造。然而，在其他实施例中，脊柱1000可以由其他材料制造，诸如其他金属、复合材料和类似物。参考图32，脊柱1000可以包括沿全长行进的多对I形梁。图33示出图32的视图A，其图示出多对I形梁1015中的一对。

图34示出图33的视图B，其图示出多个I形梁1015中的一个中的下分段。参考图34，一个或多个加热金属丝1030可以沿着I形梁1015的长度设置，也就是说，沿全长设置。例如，每个I形梁1015可以具有设置在I形梁的四个内侧角处的四个加热金属丝。应当理解，I形梁只是一个示例，并且可以使用其他结构，例如，诸如C截面、管或其他常用飞行器类型配置。在一些实施例中，加热金属丝1030可以设置在护套1032内以将加热金属丝1030保持就位。在其他实施例中，取代加热金属丝或除加热金属丝之外，可以采用其他的加热元件，例如，诸如加热毯、加热网、助剂等。在一些实施例中，可以采用被热耦接至脊柱1000的一个或多个散热器以扩散热量，例如，诸如薄金属板。飞行器可以包括热力系统，其包括这些加热元件，并且也包括被配置为向加热元件提供电力的电源(未示出)。

在其他实施例中，脊柱可以用其他方式加热。例如，在一些实施例中，脊柱可以通过热流体系统加热，该热流体系统被配置为使热流体穿过脊柱1000中的一个或多个通路。流体可以包括液体、气体或其组合。在一些实施例中，热流体可以从飞行器的推进系统穿过管道提供。例如，管道可以从飞行器的发动机提供热引气发动机空气，这类似于一些当前客用飞行器加热它们的客舱空间。这样的实施例可以包括冷凝消除系统以减少或消除任何可能发生的冷凝。

在一些实施例中，脊柱1000中的通路可以形成在平行布置的一对I形梁中的I形梁1015之间。图35示出飞行器脊柱1000的分段，其中多对I形梁1015沿飞行器全长形成通路。参考图35，多对I形梁1015形成可以被以1040大致示出的热流体穿过的通路。

图36示出过程3600，其用于根据本发明的实施例在飞行器上运输一个或多个集装箱。参考图36，过程3600在3602处可以包括加热飞行器的脊柱1000，使得脊柱中的多个第一配件沿全长与一个或多个集装箱中对应的第二配件对准。在一些实施例中，飞行器可以包括接收器，该接收器被配置为接收表示一个或多个集装箱的温度的信号。在这样的实施例中，飞行器脊柱1000可以被加热到大约同集装箱相同的温度。例如，飞行器脊柱1000可以在着陆之前被加热，所以脊柱可以立即与集装箱接合。

过程3600可以在3604处进一步包括在加热飞行器的脊柱之后将第一配件和对应的第二配件机械地锁定在一起。将配件机械地锁定可以包括扭转第一配件。

集装箱可以被配置为包含货物、人员或其组合。此外，所公开实施例不限于运输多个集装箱的组件。例如，所公开技术可以用于运输单个集装箱。

在一些实施例中，飞行器可以被配置为运输除集装箱以外的物品。例如，飞行器可以被配置为运输或更多机身分段等。在这样的实施例中，物品可以包括适合的配件以与沿着飞行器的脊柱设置的配件接合。

当通过飞行器运输长形物品时所呈现的另一个挑战是该物品在被提升和被附接到飞行器的脊柱时可能屈曲。例如，考虑到串联地连接的12＇×40＇集装箱的组件并具有整体长度120＇。当该组件在中点附件被提升时，该组件的远端可能显著地下垂。当组件达到脊柱时，脊柱的中点附近的配件和集装箱组件可以变为接触，同时远端附近的配件可相隔一距离。即便当脊柱和集装箱在相同温度附近时也会是这种情况。

图37示出根据所公开技术的实施例的大型飞行器系统的一部分。参考图37，飞行器包括起落装置1013和1014，所述起落装置1013和1014包括多个轮。飞行器可以包括轮驱动系统(未示出)，该轮驱动系统可以驱动轮，使得飞行器在将通过飞行器运输的集装箱组件1020上方移动。这种布置的一个益处是允许将组装的集装箱组件1020在地面上，并且无需使用任何地面推车。例如，可以使用现存的联运叉车式系统组装集装箱组件。叉车式系统可以以机器人操作。

飞行器可以包括一个或多个升降机1010，这些升降机1010被配置为提升集装箱组件1020以接触飞行器的脊柱1000。参考图37，所图示的飞行器系统包括设置在飞行器的中点附近的升降机，大体示出为1010。每个升降机可以以任何方式实施。

例如，在一些实施例中，升降机1010可以包括抓钩机构1012，该抓钩机构1012包括多个抓钩，每个抓钩被配置为机械地接合集装箱组件中的多个配件中的一个配件。升降机1010可以包括驱动系统以上升和下降抓钩，从而上升和下降集装箱组件1020。在一些实施例中，本文所述的抓钩机构1012、抓钩和驱动器可以以为港口集装箱工业开发的那些类似的方式实施。

驱动系统可以以任何方式实施。在一些实施例中，驱动系统可以包括一个或多个绞盘，每个绞盘被配置为卷绕连接到多个抓钩中的一个的缆线。在其他实施例中，驱动系统可以包括诸如棒、梁和类似物的刚性构件。

驱动系统可以由任何类型的驱动器操作。例如，驱动器可以实施为液压驱动器、气动驱动器、机电驱动器和类似物。

图38示出图37的飞行器系统的侧视图。图39示出图38的飞行器系统的视图C。参考图39，抓钩机构1012可以与集装箱组件1020中的配件1026对准并且与其连接。升降机1010现在准备上升集装箱组件1020。

随着集装箱组件1020被上升，集装箱组件1020的中间部分中的配件与脊柱1000的中间部分中的对应的配件变为接触。在这一刻，这些配件可以被机械地锁定在一起，例如通过扭转脊柱1000中的配件而被机械地锁定在一起。

然而，集装箱组件1020可屈曲，使得集装箱组件1020的远侧部分下垂，并且因此集装箱组件1020的远侧部分中的配件不被带到与脊柱1000的远侧部分中的对应的配件的接触中。附加的升降机1010可以设置在脊柱的远侧部分处以提升集装箱组件1020的远侧部分，使得集装箱组件1020的远侧部分中的配件被带到与脊柱1000的远侧部分中的对应的配件的接触中。在这一刻，这些配件可以被机械地锁定在一起，从而将集装箱组件1020固定到飞行器的脊柱1000。

在所述实施例中，集装箱组件1020的中间部分首先被提升并连接至脊柱，并且然后集装箱组件1020的远侧部分被提升并连接至脊柱。然而，在其他实施例中，集装箱组件1020的其他部分可以首先被提升。例如，集装箱组件1020的一端可以首先被提升并连接至脊柱，其他部分随后被提升并连接至脊柱。在这种示例中，对应的配件随着它们被带到接触中而以类似于拉链闭合的方式被机械地锁定在一起。

在某些情况下，集装箱组件1020可以水平地(也就是说，横向上)屈曲，使得集装箱组件1020中的配件不与飞行器的脊柱1000中的对应的配件对准。在一些实施例中，飞行器系统可以包括水平驱动机构以驱动集装箱组件1020形成对准。

图40示出飞行器系统的另一个侧视图。图41示出图40的飞行器系统的视图D-D。在图41中，能够看出集装箱组件1020是2x2布置的集装箱。

图42示出视图F，其图示出图41的飞行器系统的进一步的细节。参考图42，飞行器系统可以包括一个或多个水平驱动机构1035。水平驱动机构1035中的每个可以被实施为例如紧凑型液压系统或机电系统。在一些实施例中，水平驱动机构1035中的一个或多个可以在安装在脊柱1000上的轨道上实施，使得机构1035沿着脊柱行进以在不同点处向集装箱组件1020施加水平力，以便将集装箱组件配件与脊柱配件对准。

在一些实施例中，水平驱动机构1035可以与飞行器系统的升降机1010一体形成。图42示出抓钩机构1012的抓钩或配件1016与集装箱组件1020中的下右侧集装箱的下角配件1035a机械地接合。然而，在其他实施例中，配件1016可以与其他的集装箱的其他配件1035a接合。例如，配件1016可以与集装箱组件1020中的上部集装箱的上部配件接合，以便施加更大的杠杆作用以水平地驱动集装箱组件1020。

图43示出图40的飞行器系统的视图E-E。参考图43，集装箱组件1020已经被附接至飞行器系统的脊柱1000，并且水平驱动机构135已经被缩回。图44示出视图G，其图示出图43的飞行器系统的进一步细节。特别地，集装箱组件1020的上右侧角配件1035d被示出。

在一些实施例中，一个或多个集装箱可以被配置为运输货物。在一些实施例中，集装箱中的一个或多个可以被配置为运输人员。图45图示出被配置为运输人员的40＇集装箱。集装箱可以包括氧气及增压系统1100、高架储存箱1300以及座椅1400。集装箱的地板1500可以被配置为满足安全要求，诸如联邦航空管理局(FAA)授权的碰撞载荷要求。在运输人员而不是仅运输货物时，飞行器系统的最大有效载荷限制可能会减小。集装箱可以连接到飞行器的电气和数据系统，如本文别处所述。

在某些情况下，人员集装箱可以由无人机飞行器运输，例如在军事紧急情况或类似情况中。在其他情况下，飞行器可以被驾驶以例如用于特别军事任务。在这样的实施例中，可以为飞行员提供图45的较小版本的人员集装箱。可替代地，可以为飞行员提供自包含的可移除模块，该自包含的可移除模块可以是或可以不是飞行器结构部件的部分。图46示出带有专门飞行员集装箱1600的飞行器系统。飞行员集装箱1600可以是单个5＇集装箱，并且可以被附接至飞行器的脊柱1000，如上所述。飞行员集装箱可以包括诸如飞行器领航控制、气候系统以及可以被配置为弹射座椅的飞行员座椅的特征。

图47示出根据本发明的实施例的用于将一个或多个集装箱附接至飞行器的过程4700。参考图47，过程4700可以在4702处包括在一个或多个集装箱上方移动飞行器。例如，飞行器的轮驱动系统可以驱动飞行器起落装置的轮以在(一个或多个)集装箱上方推进飞行器，如上所述。

过程4700可以在4704处包括提升(一个或多个)集装箱，使得在(一个或多个)集装箱的第一部分中的配件接触脊柱的第一部分中的对应的配件，其中提升(一个或多个)集装箱不会将(一个或多个)集装箱的第二部分中的配件带到与脊柱的第二部分中的对应的配件的接触中，这是由于一个或多个集装箱的屈曲。例如，可以采用设置在脊柱的中间部分中的升降机1010以上升(一个或多个)集装箱，如上所述。

过程4700可以在4706处包括将脊柱的第一部分中的配件和(一个或多个)集装箱的第一部分中的相应的配件机械地锁定在一起。例如，飞行器脊柱中的配件可以被扭转以与(一个或多个)集装箱中的配件锁定在一起。

过程4700可以在4708处包括提升(一个或多个)集装箱的第二部分，使得(一个或多个)集装箱的第二部中的配件沿全长与脊柱的第二部分中的对应的配件对准。例如，可以采用设置在脊柱的第二部分中的第二升降机1010以上升(一个或多个)集装箱的远侧部分。

过程4700可以在4710处包括横向上驱动(一个或多个)集装箱的第二部分，使得脊柱的第二部分中的配件横向上与(一个或多个)集装箱的第二部分中的相应的第二配件对准。例如，可以采用以上所述水平驱动机构以横向上驱动(一个或多个)集装箱到与脊柱的对准中。

过程4700可以在4712处包括将脊柱的第二部分中的配件和(一个或多个)集装箱的第二部分中的相应配件机械地锁定在一起。在这一刻，(一个或多个)集装箱被牢固地附接至飞行器，并且飞行器已准备好起飞。

所公开的用于将飞行器与集装箱和其他待通过飞行器运输的物品相匹配的系统及方法与传统系统及方法相比具有许多优点。特别地，该系统及方法快速且有效地将集装箱中的配件与飞行器的脊柱中的配件对准。这种布置允许快速地加载和卸载集装箱，这允许飞行器在地面上花费非常少的时间。这些特征使该系统不仅有效，而且非常适用于军事作战行动。

以上所述实施例可以单独采用或组合采用。例如，在采用上述提升和附接技术之前，飞行器可以加热它的脊柱到大约集装箱组件的温度，如上所述。

无人机专用机场

本文所公开技术的实施例还指向用于货运无人机和/或具有机载监控飞行员的货运无人机的改进的机场设计。更具体地，本文所公开技术的各种实施例涉及利用具有上述货运无人机和货运无人机集装箱技术的各种能力的独特的机场设计。

在一个实施例中，如本文所公开的无人机专用机场具有用于货运无人机起飞和着陆的单个跑道。可选地，无人机专用机场具有掩埋式轨道，其被拖船使用以将着陆的货运无人机拉动到各个停机位。在停机位，自动推车从着陆的货运无人机上移除旧的有效载荷，并且将新的有效载荷带到着陆的货运无人机。着陆的货运无人机还可以在有效载荷发生改变时被重新加注燃料。可替代地，拖船可以通过定期充电来供电，或者可以具有侧电轨道来持续充电。

因为无人机专用机场是预留给移动货物集装箱的并且不需要乘客基础设施，所以可以大大减少成本。无人机专用机场可以利用自动化设备，使得没有人直接参与移动、加载或卸载货物集装箱。

在某些实施例中，可以通过将货运无人机拉动到无人机专用机场内的位置而不是让无人机使用它们自己的发动机来减少燃料使用。例如，可以沿着掩埋式轨道拉动或推动货运无人机，使得无人机不必使用它们自己的发动机从一个位置移动到另一个位置。

参考图48，示出了根据本发明的无人机专用机场2100的第一实施例。在该第一实施例中，无人机专用机场2100只是一块泥土或草地或最少制备或金属格栅的跑道2101，以用于上至C-130飞行器的尺寸的货运无人机2000或其他能够在这样的跑道上着陆的飞行器的起飞和着陆，并且不具有地面设施或燃料再加注能力。跑道2101可以是大约3000英尺到8000英尺(914米到2438米)长，其中机场2100本身包含大约16英亩(6.5公顷)。在具体实施例中，跑道2101可以是大约5000英尺(1524米)长。机场使用地面卡车系统，诸如本领域公知的半牵引单元。可替代地，机场可以使用如现有技术中所公开的AI驱动卡车系统。

参考图49，示出了根据本发明的无人机专用机场2200的第二实施例。在该第二实施例中，无人机专用机场2200包含混凝土跑道2201，其用于上至C-130飞行器的尺寸的货运无人机2000或任何其他能够在这样的跑道上着陆的飞行器的起飞和着陆，并且具有最少的地面设施以及没有加注燃料能力。混凝土跑道2201可以是大约3000英尺到8000英尺(914米到2438米)长，其中机场2200本身包含大约70英亩(28.4公顷)。在具体实施例中，跑道2201可以是大约4500英尺(1370米)长。地面设施可以包括空中交通控制系统(未示出)以及仓库2202，连同相关联的叉车和卡车系统，诸如本领域公知的半牵引单元。无人机专用机场2200可以进一步包含经由滑行道2204连接至跑道2201的多个停机位2203。

参考图50，示出了根据本发明的无人机专用机场2300的第三实施例。在本第三实施例中，无人机专用机场2300包含混凝土跑道2301，以用于上至C-130飞行器的尺寸的货用无人机2000或类似能力的飞行器的起飞和着陆，并且具有全面的地面设施以及全面的加注燃料能力。混凝土跑道2301可以是大约3000英尺到8000英尺(914米到2438米)长，其中机场2300本身包含大约588英亩(238公顷)。在具体实施例中，跑道2301可以是大约4500英尺(1370米)长。地面设施可以包括仓库或保持区域2302、空中交通控制塔台2305、飞行器维护/修理设施2306、冰控制设施2307、燃料罐区2308以及消防站2309。无人机专用机场2300可以进一步包含经由出发滑行道2304和抵达滑行道2310连接至混凝土跑道2301的多个停机位2303。

多个停机位2303可以平行连接，其中每个停机位2303的前端2311被连接到出发滑行道2304并且每个停机位2303的后端2312被连接到抵达滑行道2310。多个停机位2303可以垂直于混凝土跑道2301的长度取向，如图50所示，但是其他取向也在本发明的范围内。因为每个停机位2303的每一端均被连接到滑行道，所以着陆的货用无人机可以推进本身或以其他方式由掩埋式轨道拉动并被拖进和拖出停机位2303，而不需要着陆的货用无人机后退或反向移动。

多个停机位2303可以是加注燃料和重新加载区域的部分。在多个停机位2303中的每个中，着陆的货用无人机可以自动地或手动地使用来自燃料罐区2308中的燃料重新加注燃料。虽然着陆的货用无人机被重新加注燃料，但是使用多个自动化集装箱推车2314中的一个可以加载和卸载来自着陆的货用无人机的有效载荷。

多个自动化集装箱推车2314中的每个运行于推车轨道2315上，该推车轨道2315具有主干线2316以及每个均被连接至主干线2316的多个干线分支2317。主干线2316通向仓库或保持区域2302，其中外出的集装箱2318可以被储存和/或经由卡车通道区域2319自动地或手动地转移到卡车或经由轨道通道区域2320自动地或手动地转移到火车。经由卡车通道区域2319从卡车或经由轨道通道区域2320从火车进来的集装箱2321还可以被储存在仓库或保持区域2302中或者被直接转移到自动化集装箱推车2314。多个主干分支2317中的每个可以通向抵达滑行道2310的边缘，通向多个停机位2303中的一个的背面端2312，或部分地或一路通到多个停机位2303中的一个中，以促进从着陆的货用无人机中加载和卸载有效载荷。

参考图51，示出了根据本发明的无人机专用机场2400的第四实施例。在该第四实施例中，无人机专用机场2400包含：第一混凝土跑道2401，其用于上至C-130飞行器的尺寸的货用无人机2000或类似能力的飞行器的起飞和着陆；以及第二混凝土跑道2431，其用于任何尺寸的货用无人机2000的起飞和着陆。无人机专用机场2400还具有包括空中交通控制塔台2405的全面的地面设施以及全面的加注燃料能力。飞行器2400本身包含大约2812英亩(1138公顷)。

第一混凝土跑道2401可以是大约3000英尺到8000英尺(914米到2438米)长。在具体实施例中，跑道2401可以是大约4500英尺(1370米)长。用于第一混凝土跑道2401的地面设施可以包括第一仓库或保持区域2402、第一飞行器维护/修理设施2406、第一冰控制设施2407、第一燃料罐区2408以及第一消防站2409。多个第一停机位2403可以经由第一出发滑行道2404和第一抵达滑行道2410连接至第一混凝土跑道2401。

第二混凝土跑道2431可以是大约11000英尺(3353米)长。用于第二混凝土跑道2431的地面设施可以包括第二仓库或保持区域2432、第二飞行器维护/修理设施2436、第二冰控制设施2437、第二燃料罐区2438以及第二消防站2439。多个第二停机位2433可以经由第二出发滑行道2434和第二抵达滑行道2440连接至第二混凝土跑道2431。

第四实施例中的多个停机位2403和2433可以平行地连接，其中每个停机位2403和2433的前端连接至出发滑行道2404或2434，并且每个停机位2403和2433的后端连接至抵达滑行道2410或2440。多个停机位2403和2433可以垂直于混凝土跑道2401和2431的长度取向，如图51所示，但是其他取向也在本发明的范围内。因为每个停机位2403和2433的每一端均连接至滑行道，所以着陆的货用无人机可以推进本身或以其他方式由掩埋式轨道拉动并且拖进和拖出停机位2403或2433，而不需要着陆的货用无人机后退或相反移动。

多个停机位2403和2433可以是第一加注燃料和重新加载区域(用于第一混凝土跑道2401)或第二加注燃料和重新加载区域(用于第二混凝土跑道2431)。在多个停机位2403和2433中的每个中，着陆的货用无人机可以自动地或手动地使用来自第一燃料罐区2408或第二燃料罐区2438的燃料被重新加注燃料。在着陆的货用无人机正被重新加注燃料时，可以使用第一多个自动化集装箱推车2414(用于第一混凝土跑道2401)或第二多个自动化集装箱推车2444(用于第二混凝土跑道2431)中的一个加载和卸载来自着陆的货用无人机的有效载荷。

多个自动化集装箱推车2414和2444中的每个运行于推车轨道2415或2445上，所述推车轨道2415或2445具有主干线2416或2446以及每个均连接至主干线2416或2446的多个主干分支2417或2447。对于第一混凝土跑道2401，主干线2416通向仓库或保持区域2402，在该处外出的集装箱2418可以被储存和/或自动地或手动地经由共享卡车通道区域2419被转移到卡车或经由共享轨道通道区域2420被自动地或手动地转移到火车。经由共享卡车通道区域2419从卡车或经由共享轨道通道区域2420从火车进来的集装箱2412还可以被储存在仓库或保持区域2402中或直接被转移到自动化集装箱推车2414。对于第二混凝土跑道2431，主干线2446通向仓库或保持区域2432，在该处外出的集装箱2448可以被储存和/或自动地或手动地经由共享卡车通道区域2419被转移到卡车或经由共享轨道通道区域2420被自动地或手动地转移到火车。经由共享卡车通道区域2419从卡车或经由共享轨道通道区域2420从火车进来的集装箱2451还可以被储存在仓库或保持区域2432或直接被转移到自动化集装箱推车2444。多个主干分支2417和2447中的每个可以通向抵达滑行道2410或2440的边缘，通向多个停机位2403或2433中的一个的背面端，或部分地或一路通到多个停机位2403或2433中的一个中，以促进从着陆的货用无人机中加载和卸载有效载荷。

参考图52，示出了根据本发明的无人机专用机场2500的第五实施例。在该第五实施例中，无人机专用机场2500包含：第一混凝土跑道2501，其用于上至C-130飞行器的尺寸的货用无人机2000或类似能力的飞行器的起飞和着陆；第二混凝土跑道1531，其用于任何尺寸的货用无人机2000的起飞和着陆；第三混凝土跑道2561，其用于上至C-130飞行器的货用无人机2000或类似能力的飞行器的起飞和着陆；以及第四混凝土跑道2591，其用于任何尺寸的货用无人机2000的起飞和着陆。无人机专用机场2500还具有包括空中交通控制塔台2505的全面的地面设施以及全面的加注燃料能力。机场2500本身包含大约3500英亩(1416公顷)。

第一混凝土跑道2501和第三混凝土跑道2561可以是大约3000英尺到8000英尺(914米到2438米)长。在具体实施例中，跑道2501可以是大约4500英尺(1370米)长。用于第一混凝土跑道2501和第三混凝土跑道2561的地面设施可以包括第一仓库或保持区域2502、第一飞行器维护/修理设施2506、第一冰控制设施2507、第一燃料罐区2508以及第一消防站2509。多个第一停机位2503可以经由第一出发滑行道2504和第一抵达滑行道2510连接至第一混凝土跑道2501以及连接至第三混凝土跑道2561。

第二混凝土跑道2531和第四混凝土跑道2591可以是大约11000英尺(3353米)长。用于第二混凝土跑道2531和第四混凝土跑道2591的地面设施可以包括第二仓库或保持区域2532、第二飞行器维护/修理设施2536、第二冰控制设施2537、第二燃料罐区2538以及第二消防站2539。多个第二停机位2533可以经由第二出发滑行道2534和第二抵达滑行道2540连接至第二混凝土跑道2531以及连接至第四混凝土跑道2591。

第五实施例中的多个停机位2503和2533可以平行地连接，其中每个停机位2503和2533的前端连接至出发滑行道2504或2534，并且每个停机位2503和2533的背面端连接至抵达滑行道2510或2540。多个停机位2503和2533可以垂直于混凝土跑道2501、2531、2561和2591的长度取向，如图52所示，但是其他取向也在本发明的范围内。因为每个停机位2503和2533的每一端均连接至滑行道，所以着陆的货用无人机可以推进本身或以其他方式由掩埋式轨道拉动并拖进和拖出停机位2503或2533，而不需着陆的货用无人机后退或相反移动。

多个停机位2503和2533可以是第一重新加注燃料和重新加载区域的一部分(用于第一和第三混凝土跑道2501和2561)或第二重新加注燃料和重新加载区域(用于第二和第四混凝土跑道2531和2591)。在多个停机位2503和2533的每个中，着陆的货用无人机可以使用来自第一燃料罐区2508或第二燃料罐区2538的燃料自动地或手动地重新加注燃料。在着陆的货用无人机正被重新加注燃料时，可以使用第一多个自动化集装箱推车2514(用于第一和和第三混凝土跑道2501和2561)或第二多个自动化集装箱推车2544(用于第二和第四混凝土跑道2531和2591)中的一个加载和卸载来自着陆的货用无人机的有效载荷。

多个自动化集装箱推车2514和2544中的每个运行于推车轨道2515或2545上，所述推车轨道2515或2545具有主干线2516或2546以及每个均连接至主干线2516或2546的多个干线分支2517或2547。对于第一和第三混凝土跑道2501和2561，主干线2516通向仓库或保持区域2502，在该处外出的集装箱2518可以被储存和/或自动地或手动地经由共享卡车通道区域2519被转移到卡车或经由共享轨道通道区域2520被自动地或手动地转移到火车。经由共享卡车通道区域2519从卡车或经由共享轨道通道区域2520从火车进来的集装箱2521还可以被储存在仓库或保持区域2502中或直接被转移到自动化集装箱推车2514。对于第二和第四混凝土跑道2531和2591，主干线2546通向仓库或保持区域2532，在该处外出的集装箱2548可以被储存和/或自动地或手动地经由共享卡车通道区域2519被转移到卡车或经由共享轨道通道区域2520被自动地或手动地转移到火车。经由共享卡车通道区域2519从卡车或经由共享轨道通道区域2520从火车进来的集装箱2551还可以储存在仓库或保持区域2532或直接被转移到自动化集装箱推车2544。多个干线支线2517和2547中的每个可以通向抵达滑行道2510或2540的边缘，通向多个停机位2503或2533中的一个的背面端，或部分地或一路通到多个停机位2503或2533中的一个中，以促进从着陆的货用无人机加载和卸载有效载荷。

无人机专用机场的以上实施例可以与用于有人驾驶的飞行器的现有的机场设计组合。

安全和防篡改系统及机构

本文所公开技术的实施例还指向无人机上机载的安全和防篡改系统及机构以保护无人机免受内部和外部威胁。更具体地，本文所公开技术的各种实施例涉及确保无人机以其规定的飞行路径飞行并且着陆在目的地机场或指定的替代机场。

在一个实施例中，无人机包含内部机构，其防止篡改飞行器结构以及无人机的电子系统、电气系统、引导系统以及控制系统。无人机可以具有在敏感区域拍照和记录视频的能力。无人机还具有感测任何篡改电气或通信线路的能力。另外，无人机可以具有主要电气系统和次要电气系统。此外，无人机可以使用加密的内部通信以提供屏障，该屏障抵御未经授权的访问与飞行关键系统的通信。

在另一个实施例中，具有电阻的指纹、数据储存或飞行器的固定物理常数可以在指纹有改变的情况下用于感测未经授权的访问。加密的通信密钥还可以嵌入在电子系统、电气系统、引导系统以及控制系统中，使得替换部件要求用于该替换部件在系统内运转的验证密钥。用这些方式，无人机可以被设计成防篡改和篡改防御电子系统、电气系统、引导系统以及控制系统以防止篡改。

在进一步的实施例，人工智能(AI)持续监控飞行器并且给任何有嫌疑的篡改的控制中心发出警告。

本文所公开技术的实施例还指向系统，该系统确保由无人机运载的集装箱收纳它们的名单规定它们收容的物品并且确保集装箱结构上完好。

在一个实施例中，所有海上运输的集装箱均使用机器用X射线检查，该机器被编程以感测非法或违法的货物。X射线可以用于检查集装箱里面的物品并且提供对于集装箱结构性占地面积的任何改变的指示。

在另一个实施例中，所有海上运输的集装箱均经由中子(类似于X射线)检查，并且可以检测到诸如铀或钚的物质。

在另一个实施例中，由电子嗅觉器检查集装箱，电子嗅觉器可以检测到容纳在集装箱中的有害物质。

在另一个实施例中，通过将集装箱放置在施加已知载荷的夹具中来测试集装箱的结构完整性。然后集装箱的偏斜可以被测量以确保偏斜在容许限度内。

在进一步的实施例中，一旦集装箱被批准飞行，则集装箱具有来自X射线、其他检测仪器、偏斜以及其他嵌入到机载篡改防御电子系统中的测试的所有数据。检查之后任何打开集装箱的尝试均将破坏数据并且要求重新检查整个集装箱。

在一个实施例中，数据以区块链格式被包含，使得数据一旦被记录则非常难以改变。

本文所公开技术的实施例还指向保护无人机免受外部威胁。更具体地，本文所公开技术的各种实施例涉及保护无人机免受干扰、GPS干涉信号以及由其他飞行器劫持无人机的尝试。

在一个实施例中，无人机具有多个冗余的位置定位系统，该位置定位系统包括GPS、激光陀螺仪以及能够观察太阳和/或星星和/或月亮和/或物理定位的相机。机载人工智能可以交叉核对GPS结果与机载激光陀螺仪以确保两者相关。如果GPS结果和机载激光陀螺仪不相关，则AI可以尝试根据已知飞行器速度、飞行器取向以及类似数据确认无人机的正确定位。

在另一个实施例中，机载AI还可以向外部控制实体传输信息。可以进行经由加密密钥的传输以确保不会发生篡改飞行器通信。

本文所描述和要求保护的本发明的非限制性实施例并非限于通过本文所公开的具体实施例限定的范围，这是因为这些实施例旨在作为本发明的几个方面的说明。事实上，除本文所示出和所描述的这些之外，从上述描述中本发明的各种修改对于本领域技术人员来讲将是显然的。这样的修改还旨在落入所附权利要求的范围内。