BR112021015630A2 - Porta de ancoragem e depósito de carga de bateria para um veículo aéreo não tripulado e método para ancorar e carregar o veículo - Google Patents

Porta de ancoragem e depósito de carga de bateria para um veículo aéreo não tripulado e método para ancorar e carregar o veículo Download PDF

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Abstract

porta de ancoragem e depósito de carga de bateria para um veículo aéreo não tripulado e método para ancorar e carregar o veículo. a presente invenção refere-se a uma porta de ancoragem (3) para um veículo aéreo não tripulado (2) que é uma aeronave de asas rotativas (21), a dita porta de ancoragem (3) compreendendo pelo menos uma bobina primária (34). a porta de ancoragem (3) compreende um invólucro de bobina primária (33) formado com uma reentrância em forma de funil (35) adaptada para receber uma superfície externa em forma frustocônica complementar de um invólucro de bobina secundária (53) posicionado em um trem de pouso (5) da aeronave de asas rotativas (21), e a bobina primária (34) é formada para seguir acuradamente uma superfície de reentrância em forma de funil (350). a aeronave de asas rotativas (21) é carregada sem fio pela bobina primária (34) no invólucro da bobina primária (33) e uma bobina secundária (54) no invólucro da bobina secundária (53). a invenção refere-se ainda ao trem de pouso (5) e a um sistema (1) que compreende a porta de ancoragem (3) e o trem de pouso (5). é descrito um método para ancorar o veículo aéreo não tripulado (2) na porta de ancoragem (3) por meio de um campo de guiamento orientado magnético (7).

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "PORTA
DE ANCORAGEM E DEPÓSITO DE CARGA DE BATERIA PARA UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO E MÉTODO PARA ANCO- RAR E CARREGAR O VEÍCULO".
[001] Esta invenção se refere a uma porta de ancoragem para um veículo aéreo não tripulado (UAV). Além disso, a porta de ancora- gem serve como um depósito de carregamento de bateria para o UAV. Mais particularmente, o UAV é um helicóptero fornecido com um paco- te de bateria e motores elétricos para propulsão. Esta invenção se re- fere mais particularmente a carregar o pacote de baterias da aeronave de asas rotativas por carregamento indutivo. Em particular, a aeronave de asas rotativas é fornecida com um trem de pouso, e o trem de pou- so compreende em uma parte de extremidade livre um invólucro de bobina secundária para a bobina de recepção. Ainda mais particular- mente, o depósito de carregamento de bateria compreende um invólu- cro de bobina primária com uma reentrância e o a aeronave de asas rotativas compreende um invólucro de bobina secundária que é mode- lado em forma frustocônica ou cônica. A reentrância é complementar ao invólucro da bobina secundária. A invenção refere-se ainda a um método para ancorar o a aeronave de asas rotativas na porta de anco- ragem, onde a navegação de ancoragem final e precisa é auxiliada por um campo de guiamento orientado magnético que é emitido por uma bobina elétrica na porta de ancoragem. A bobina elétrica pode ser uma bobina primária usada para carregamento indutivo. A porta de ancora- gem é projetada para ancorar UAV's de diferentes tamanhos e para UAV's fornecidos com pacotes de baterias de diferentes capacidades.
[002] Um veículo aéreo não tripulado (UAV) é uma aeronave de asa fixa ou um helicóptero multirrotor. Os helicópteros multirrotor po- dem ser um helicópteroquadrotor, também denominado quadcóptero ou quadrotor.Os helicópteros multirrotor podem ter mais de quatro ro-
tores. O termo aeronave de asas rotativas será usado como um termo genérico para um UAV do tipo helicóptero.
[003] Aeronaves de asas rotativas podem ser controladas remo- tamente a partir de um controle de solo. Aeronaves de asas rotativas também podem ser autônomas. As aeronaves autônomas podem ser úteis para missões de vigilância e inspeções de instalações físicas de difícil acesso. Um exemplo é uma linha de energia em terrenos remo- tos e acidentados, como florestas e montanhas.
[004] Muitas aeronaves de asas rotativas são alimentadas por um pacote de baterias recarregável. O tempo de operação é limitado pela capacidade do pacote de baterias e o peso do pacote de baterias não pode exceder o peso da carga útil. Uma aeronave de asas rotativas totalmente autônoma deve, portanto, ser capaz de localizar e pousar de forma autônoma em uma porta de ancoragem que compreende um depósito de carga de bateria, recarregar o pacote de baterias, transfe- rir os dados coletados da missão e continuar a missão depois disso.
[005] A porta de ancoragem também pode ser posicionada em terrenos remotos e acidentados, como florestas e montanhas. A porta de ancoragem deve fornecer meios para segurar a aeronave de asas rotativas imediatamente após o pouso, para evitar que a aeronave seja soprada por ventos fortes. A porta de ancoragem deve opcionalmente fornecer abrigo à aeronave de asas rotativas para protegê-la do mau tempo.
[006] A porta de ancoragem e o depósito de carga da bateria de- vem ser capazes de identificar a aeronave de asas rotativas. Será van- tajoso se a porta de ancoragem e o depósito de carregamento de bate- ria forem versáteis, de modo que aeronaves de asas rotativas de dife- rentes tamanhos possam pousar na porta de ancoragem e ser carre- gadas.
[007] Aeronaves de asas rotativas podem realizar navegação aé-
rea por meio de um sistema de navegação GPS. A precisão da nave- gação GPS é de aproximadamente 50 cm a um metro, o que é sufici- ente para missões de vigilância e inspeção, mas muito imprecisa para a parte final de uma operação de ancoragem aérea. Auxílios visuais, como o uso de placas Arllco ou ChArllco, podem melhorar a precisão.
[008] As placas Arllco ou ChArUco podem ser posicionadas na estação de ancoragem. No entanto, os recursos visuais dependem da luz e ancoragem à noite requer luz artificial. Além disso, a neve e o gelo podem cobrir as placas ArUco ou ChArUco e torná-las inúteis. A parte do voo que é dedicada à navegação em direção a uma estação de ancoragem e incluindo a fase de pouso é denominada guiamento orientado.
[009] Será uma vantagem se o depósito de carregamento da ba- teria operar por transferência de energia elétrica sem fio. Tal sistema de carregamento é mais robusto contra água, neve e gelo. No entanto, a neve e o gelo podem aumentar a distância entre a bobina primária do depósito de carregamento da bateria e a bobina secundária que recebe a energia elétrica e está conectada à bateria recarregável. Ne- ve e gelo podem tornar a unidade de carregamento sem fio menos efi- ciente.
[0010] A invenção tem como objetivo remediar ou reduzir pelo me- nos uma das desvantagens da técnica anterior ou pelo menos fornecer uma alternativa útil à técnica anterior.
[0011] O objetivo é alcançado, através dos recursos especificados na descrição abaixo e nas reivindicações a seguir.
[0012] A invenção refere-se, em uma concretização, ao uso de uma ou várias primeiras bobinas elétricas posicionadas em uma porta de ancoragem. Esta ou essas primeiras bobinas elétricas emitem um campo magnético quando a corrente elétrica flui nas bobinas elétricas. A invenção refere-se ainda a uma aeronave de asas rotativas que é fornecida com meios para reconhecer e/ou medir características do campo magnético emitido. Os meios podem ser pelo menos uma se- gunda bobina elétrica ou uma pluralidade de segundas bobinas elétri- cas.
[0013] A primeira e a segunda bobina elétrica podem ser uma bo- bina primária e uma bobina secundária, respectivamente, em um co- nector sem fio para transferir energia elétrica de um depósito de carre- gamento de bateria na porta de ancoragem para a aeronave de asas rotativas.
[0014] O campo magnético pode ainda ser otimizado para guia- mento orientado aplicando pulsos elétricos dedicados ou até mesmo energia CC curta para amplificar o campo magnético. O campo mag- nético pode ser modulado ou alterado de modo que as informações de identificação sejam transmitidas à aeronave de asas rotativas para ve- rificar a posição correta e a porta de ancoragem correta.
[0015] A segunda bobina elétrica pode ser a bobina secundária no conector sem fio. A bobina elétrica secundária pode ser usada para receber e interpretar o sinal magnético e o campo magnético quando a aeronave de asas rotativas se move dentro do campo magnético.
[0016] Além disso, a porta de ancoragem e a aeronave de asas rotativas compreendem componentes eletrônicos que podem ser usa- dos como um sistema de orientação e guiamento orientado na faixa de 0 a 1m da bobina elétrica primária.
[0017] Quando a aeronave de asas rotativas está se aproximando da porta de ancoragem, um sistema de navegação a bordo detecta a porta de ancoragem e permite manobrar a aeronave com uma preci- são de aproximadamente 50 cm da porta de ancoragem.
[0018] A bobina primária ou bobinas primárias da porta de ancora- gem são ativadas no modo de guiamento orientado e a aeronave de asas rotativas detecta o campo magnético emitido.
[0019] Quando a aeronave de asas rotativas se aproxima do cam- po magnético emitido, as informações de identificação podem ser re- cebidas e a porta de ancoragem correta e o depósito de carga das ba- terias são verificados. A aeronave de asas rotativas entra no modo guiamento orientado e usará o campo magnético emitido para ancorar com precisão nos conectores indutivos do conector sem fio. As infor- mações de identificação e verificação podem ser trocadas entre a por- ta de ancoragem e a aeronave de asas rotativas por outros meios, como radiocomunicação.
[0020] Um dos benefícios da interface ou conector sem fio é que ele pode suportar totalmente o carregamento direto da maioria das tecnologias de bateria comuns. Em vez de adicionar um carregador dedicado no lado secundário (lado do receptor), a interface sem fio pode lidar com o carregamento diretamente. Isso reduz custos e ofe- rece maior eficiência do que adicionar um carregador dedicado. Por meio da interface sem fio, o status de carregamento, o controle e o monitoramento podem ser totalmente suportados no lado primário (la- do do remetente).
[0021] Isso é obtido já que a interface sem fio é altamente regula- da e monitorada. Os níveis variáveis de energia necessários ao longo do processo de carregamento podem ser ajustados diretamente pela interface de indução sem fio. Assim, a necessidade de uma segunda etapa de ajustes encontrada nos módulos de carregamento dedicados é eliminada.
[0022] A funcionalidade típica do Sistema de Gerenciamento de Bateria também pode ser fornecida com relatórios de status para sis- temas externos. Os principais benefícios são a redução do custo do material e maior eficiência energética, já que não é necessário ne- nhum ajuste de carregamento dedicado de segunda etapa.
[0023] A invenção é definida pelas reivindicações de patente inde-
pendentes. As reivindicações dependentes definem concretizações vantajosas da invenção.
[0024] Em um primeiro aspecto, a invenção refere-se mais particu- larmente a uma porta de ancoragem para um veículo aéreo não tripu- lado. O veículo aéreo não tripulado sendo uma aeronave de asas rota- tivas. A porta de ancoragem compreende pelo menos uma bobina pri- mária. A porta de ancoragem compreende um invólucro da bobina primária formado com uma reentrância em forma de funil adaptado pa- ra receber uma superfície externa em forma frustocônica complemen- tar de um invólucro da bobina secundária posicionado em um trem de pouso da aeronave de asas rotativas, e a bobina primária é formada para seguir acuradamente uma reentrância em forma de funil superfí- cie.
[0025] A porta de ancoragem pode compreender um dispositivo de travamento para a fixação passível de liberar do veículo aéreo não tri- pulado (UAV) à porta de ancoragem. Esta concretização tem a vanta- gem de que o UAV é preso na posição de ancoragem e não pode ser soprado para fora da porta de ancoragem por ventos fortes.
[0026] O invólucro da bobina primária pode compreender um orifí- cio de passagem. Esta concretização tem a vantagem de que a água é drenada da reentrância. O orifício de passagem tem, além disso, a vantagem de que uma parte do trem de pouso dos UAV's pode se pro- jetar de um lado inferior do invólucro da bobina primária e facilitar a fixação do UAV à porta de ancoragem.
[0027] O invólucro da bobina primária pode compreender ranhuras radiais na superfície da reentrância em forma de funil. A superfície da reentrância pode envolver uma superfície externa do compartimento da bobina secundária. Esta concretização tem a vantagem de que o invólucro da bobina secundária não adere ao invólucro da bobina pri- mária por pressão diferencial.
[0028] O invólucro da bobina primária pode compreender um meio de aquecimento. O meio de aquecimento pode ser a bobina primária. A neve e o gelo podem se acumular na reentrância do invólucro da bobina primária e até mesmo preencher a reentrância completamente. A neve e o gelo devem ser removidos antes da ancoragem do UAV. Essas concretizações têm a vantagem de que a neve e o gelo derrete- rão antes da ancoragem do UAV.
[0029] O invólucro da bobina primária pode compreender uma plu- ralidade de bobinas primárias, a referida pluralidade de bobinas primá- rias é empilhada umas sobre as outras e cada bobina primária é for- mada para seguir acuradamente a superfície de reentrância em forma de funil. Esta concretização tem a vantagem de que o invólucro da bo- bina primária pode receber invólucros da bobina secundária de dife- rentes tamanhos. Além disso, o efeito de carga pode ser regulado pelo número de bobinas primárias ativas. Outra vantagem é que a superfí- cie disponível para carregamento de invólucros de bobinas secundá- rias relativamente grandes é maior em comparação com invólucros de bobinas secundárias relativamente pequenos. Um UAV leve carregará um pacote de baterias recarregável relativamente pequeno em compa- ração com um UAV mais pesado, e o respectivo invólucro da bobina secundária é adaptado à necessidade de capacidade de carga.
[0030] O invólucro da bobina primária pode compreender pelo me- nos uma bobina de comunicação primária, a referida bobina de comu- nicação primária pode ser adaptada para formar um canal de comuni- cação indutiva duplex com uma bobina de comunicação secundária.
[0031] A porta de ancoragem pode compreender pelo menos dois invólucros de bobinas primárias. Esta concretização tem a vantagem de aumentar a capacidade de carga. Em uma concretização, a porta de ancoragem pode compreender três invólucros de bobina primária. Esta concretização tem a vantagem de criar uma base estável para um trem de pouso em forma de tripé. Todos os três invólucros de bobina secundária correspondentes podem não abrigar uma bobina secundá- ria ativa. Um ou dois dos invólucros de bobinas secundárias corres- pondentes podem atuar apenas como suporte. Em uma concretização, a porta de ancoragem pode compreender quatro invólucros de bobina primária. Todos os quatro invólucros de bobina secundária correspon- dentes podem não abrigar uma bobina secundária ativa. Um a três dos invólucros de bobinas secundárias correspondentes podem atuar ape- nas como suporte. Em uma concretização, a porta de ancoragem pode compreender mais de quatro invólucros de bobinas primárias. Todos os invólucros de bobina secundária correspondentes podem não abri- gar uma bobina secundária ativa. Vários dos invólucros de bobina se- cundária correspondentes podem atuar apenas como suporte.
[0032] A porta de ancoragem pode compreender meios para ajus- tar uma distância central dos invólucros da bobina primária. Esta con- cretização tem a vantagem que a porta de ancoragem pode receber UAV's de tamanhos diferentes e, em particular, UAV's com trens de pouso de tamanhos diferentes. Um UAV leve carregará um trem de pouso com uma pegada relativamente pequena em comparação com um UAV mais pesado, que carregará um trem de pouso com uma pe- gada relativamente maior.
[0033] A porta de ancoragem pode compreender uma bobina elé- trica dedicada para emitir um campo de guiamento orientado magnéti- co. Esta concretização tem a vantagem que a bobina elétrica dedicada pode ser posicionada dentro de um invólucro de bobina primária ou em outro lugar na porta de ancoragem. O campo magnético pode ainda ser otimizado para guiamento orientado aplicando pulsos elétricos de- dicados ou até mesmo energia CC curta para amplificar o campo magnético. O campo magnético pode ser modulado ou alterado de modo que as informações de identificação sejam transmitidas à UAV para verificar a posição correta e o depósito de carregamento de bate- rias correto.
[0034] Em outra concretização, uma ou várias das bobinas primá- rias emitem um campo de guiamento orientado magnético.
[0035] Em um segundo aspecto, a invenção refere-se mais parti- cularmente a um trem de pouso para um veículo aéreo não tripulado. O veículo aéreo não tripulado sendo uma aeronave de asas rotativas. A aeronave de asas rotativas compreende um pacote de bateria elétri- ca recarregável. O trem de pouso compreende meios para transferên- cia de energia elétrica de uma fonte de energia elétrica para a bateria recarregável. O trem de pouso compreende pelo menos uma perna, e a referida perna compreende em uma parte de extremidade livre um invólucro de bobina secundária cônica ou frustocônica que compreen- de uma bobina secundária adaptada para receber energia elétrica de uma bobina primária posicionada em um invólucro de bobina primária posicionada em uma porta de ancoragem, o referido invólucro da bo- bina primária é formado com uma reentrância em forma de funil com- plementar, e a bobina secundária é formada para seguir acuradamente uma superfície externa cônica ou frustocônica do invólucro da bobina secundária.
[0036] O invólucro da bobina secundária pode compreender pelo menos uma bobina de comunicação secundária, a referida bobina de comunicação secundária pode ser adaptada para formar um canal de comunicação indutiva duplex com uma bobina de comunicação primá- ria.
[0037] A perna pode compreender um meio de travamento para fixação passível de liberar do veículo aéreo não tripulado à porta de ancoragem. O meio de bloqueio pode compreender um nariz na parte da extremidade livre da perna. Esta concretização tem a vantagem de que o UAV é preso na posição de ancoragem e não pode ser soprado para fora da porta de ancoragem por ventos fortes. O nariz forma uma estrutura facilmente acessível para um dispositivo de travamento se encaixar.
[0038] Uma superfície externa do invólucro da bobina secundária pode compreender ranhuras radiais. Esta concretização tem a vanta- gem de que o invólucro da bobina secundária não adere ao invólucro da bobina primária por pressão diferencial.
[0039] Em um terceiro aspecto, a invenção refere-se mais particu- larmente a um sistema que compreende um veículo aéreo não tripula- do sendo uma aeronave de asas rotativas e uma porta de ancoragem para a aeronave de asas rotativas. A porta de ancoragem é disposta para transferência sem fio de energia elétrica para a aeronave de asas rotativas, quando a aeronave de asas rotativas é acoplada, por um sis- tema de conector indutivo que compreende uma bobina primária. A aeronave de asas rotativas é fornecida com meios para navegação aérea. O sistema é fornecido com pelo menos uma primeira bobina elétrica disposta para emitir um campo de guiamento orientado mag- nético e a aeronave de asas rotativas é fornecida com pelo menos um meio de recepção para medir a intensidade do campo de guiamento orientado magnético emitido recebido pelos meios de recepção e a aeronave de asas rotativas é fornecida com uma eletrônica de posicio- namento que orienta a aeronave de asas rotativas em um plano hori- zontal (plano X-Y) para maximizar o campo de guiamento orientado magnético local medido, a referida eletrônica de posicionamento guia a aeronave de asas rotativas em uma direção vertical (direção Z) quan- do o campo de guiamento orientado magnético medido está no máxi- mo local e o campo de guiamento orientado magnético aumenta em força quando a aeronave de asas rotativas desce em direção à primei- ra bobina.
[0040] Pelo menos uma primeira bobina elétrica pode ser a bobina primária na conexão sem fio para transferência da energia elétrica. Es- ta concretização tem a vantagem que a bobina primária é usada para dupla finalidade, o que economiza espaço e fiação.
[0041] A porta de ancoragem pode ser fornecida com meios para modulação ou alteração do campo de guiamento orientado magnético. Os meios para modulação ou alteração do campo de guiamento orien- tado magnético podem ser adaptados para transferir informações pelo campo de guiamento orientado magnético modulado ou alternado. Es- ta concretização tem a vantagem de que o campo de guiamento orien- tado magnético pode servir como um backup para radiocomunicação de alcance próximo, criando assim redundância na comunicação entre o UAV e a porta de ancoragem.
[0042] Pelo menos um meio de recepção pode ser uma segunda bobina elétrica e a aeronave de asas rotativas é fornecida com meios para interpretação do campo de guiamento orientado magnético.
[0043] A segunda bobina elétrica pode ser uma bobina secundária em uma conexão sem fio para transferência da energia elétrica.Esta concretização tem a vantagem de que a bobina secundária é usada para dupla finalidade, o que economiza espaço e fiação.
[0044] O meio de navegação aérea pode ser um sistema GPS.
[0045] O invólucro da bobina primária pode compreender pelo me- nos uma bobina de comunicação primária e o invólucro da bobina se- cundária pode compreender pelo menos uma bobina de comunicação secundária, a referida bobina de comunicação primária e a bobina de comunicação secundária podem ser adaptadas para formar um canal de comunicação indutiva duplex entre elas.
[0046] Isso tem a vantagem de que o conector indutivo sem fio pode usar um algoritmo de regulação interna avançado para controlar a tensão de saída e a corrente de saída da bobina secundária. A refe- rida tensão de saída e a corrente de saída são denominadas saída se-
cundária no lado secundário.
A regulação é baseada no feedback do lado secundário para a bobina primária, fazendo com que a bobina primária aumente ou diminua a quantidade de energia transmitida através da brecha indutiva entre o invólucro da bobina primária e o in- vólucro da bobina secundária.
Quando o conector indutivo sem fio é usado como fonte de alimentação padrão, o objetivo do algoritmo de regulação é manter a tensão fixa desejada na saída secundária e, ao mesmo tempo, controlar o limite máximo de corrente.
Com esta tecno- logia os pontos de acerto, ou seja, a saída de tensão fixa e a corrente máxima no lado secundário podem ser ajustados pelo lado secundário com esta tecnologia.
O algoritmo de carregamento da bateria controla- rá o feedback de regulação do lado secundário para o lado primário, e isso ajustará a tensão de saída e a corrente para a bateria do lado se- cundário.
O algoritmo de carregamento fará parte do software de regu- lação no lado secundário.
Este controle de regulação resultará em uma mudança no campo magnético emitido do lado primário, que mu- dará a tensão de saída e a corrente para a bateria.
A comunicação de controle sem fio entre o lado primário e o lado secundário pode ser fornecida com a bobina de comunicação primária e a bobina de comu- nicação secundária formando o canal de comunicação indutiva.
O ca- nal de comunicação indutiva sem fio está se comunicando em uma comunicação duplex completa de alta velocidade.
A taxa de comuni- cação de alta velocidade pode ser 200 kB/s.
A taxa de comunicação de alta velocidade pode ser superior a 200 kB/s para o envio do sinal de controle.
Isso permite que o sistema controle as alterações na ten- são e na corrente necessárias para carregar a bateria em diferentes sequências de carregamento.
Os ajustes podem ser feitos com a fre- qüência desejada ou exigida pelo lado secundário.
A qualquer momen- to, quaisquer desvios dos pontos de acerto e da tensão e corrente me- didas na saída secundária definem os valores de feedback enviados do lado secundário para o lado primário. O canal de comunicação in- dutiva sem fio duplex completa também lida com alarmes, configura- ções e diagnósticos que são necessários para o carregamento da ba- teria e regulação segura.
[0047] A possibilidade de ajustar os pontos de ajuste através deste canal de comunicação indutiva sem fio de alta velocidade permite que o algoritmo de regulação interna funcione como um carregador de ba- teria. Assim, um carregador de bateria separado não é mais necessá- rio. O lado secundário ajustará seus pontos de acerto para a tensão de saída e a corrente máxima de acordo com a tensão da bateria, o sta- tus da bateria e os parâmetros de carga da bateria. O algoritmo de re- gulação interna é, portanto, um sistema de controle combinado para transferência dinâmica de energia e carregador de bateria.
[0048] Existem vários benefícios importantes em combinar o con- trole de carga da bateria e a regulação indutiva em um sistema inte- grado. Existem menos componentes no lado secundário e, assim, é poupado peso na aeronave de asas rotativas. Há menos perda de energia no lado secundário, o que significa que há menos aumento de temperatura e, portanto, uma menor necessidade de resfriamento e componentes de resfriamento. A eficiência energética total torna-se melhor. Em particular, um canal de comunicação indutivo oferece um canal de comunicação seguro que não é perturbado por ruído eletro- magnético, como em uma radiocomunicação, ou por objetos, como em uma comunicação de base óptica.
[0049] Em um quarto aspecto, a invenção refere-se mais particu- larmente a um método para ancorar um veículo aéreo não tripulado sendo uma aeronave de asas rotativas em uma porta de ancoragem. A aeronave de asas rotativas é fornecida com um sistema para navega- ção aérea. A aeronave de asas rotativas é navegada para uma primei- ra posição a uma primeira distância da porta de ancoragem pelo uso do sistema para navegação aérea. Pelo menos uma primeira bobina na porta de ancoragem emite um campo de guiamento orientado mag- nético que a aeronave de asas rotativas reconhece por pelo menos um meio de recepção. O meio de recepção mede o campo de guiamento orientado magnético. A aeronave de asas rotativas entra em um modo de guiamento orientado e a aeronave de asas rotativas é fornecida com uma eletrônica de posicionamento que orienta a aeronave de asas rotativas em um plano horizontal (plano X-Y) para maximizar o campo de guiamento orientado magnético local medido, o referido po- sicionamento eletrônico guia a aeronave de asas rotativas em uma di- reção vertical (direção Z) quando o campo de guiamento orientado magnético medido está no máximo local e o campo de guiamento ori- entado magnético aumenta em força quando a aeronave de asas rota- tivas desce em direção à primeira bobina. A aeronave de asas rotati- vas desce na direção vertical (direção Z) até que esteja corretamente encaixada na porta de ancoragem.
[0050] A porta de ancoragem pode ser fornecida com meios para modulação ou alteração do campo de guiamento orientado magnético. Os meios para modulação ou alteração do campo de guiamento orien- tado magnético podem ser adaptados para transferir informações pelo campo de guiamento orientado magnético modulado ou alternado e o meio de recepção usa a informação para cálculo.
[0051] Pelo menos uma primeira bobina elétrica pode ser uma bo- bina primária em uma conexão sem fio para transferência da energia elétrica.
[0052] Pelo menos um meio de recepção pode compreender uma segunda bobina elétrica. A segunda bobina elétrica pode ser uma bo- bina secundária em uma conexão sem fio para transferência da ener- gia elétrica.
[0053] O sistema para navegação aérea pode ser um sistema
GPS.
[0054] Cada invólucro da bobina primária pode compreender um colar. O colar pode ser moldado de modo que um aro de colar encoste com um aro de colar correspondente de um colar vizinho quando os invólucros da bobina primária são deslocados em direção a um centro de porta de ancoragem. Nesta posição, os colares formam uma ban- deja. Os invólucros da bobina primária são deslocados em direção ao centro da porta de ancoragem quando uma aeronave de asas rotativas comparável, pequena ou leve, se aproxima para ancoragem. A bande- ja forma um espaço de pouso ampliado de modo que o trem de pouso não fique preso por engano em um espaço entre os invólucros da bo- bina primária.
[0055] A porta de ancoragem pode ser alimentada com energia elétrica de uma rede elétrica, de um moinho de vento local, de um pai- nel solar local ou de um banco de baterias local. A porta de ancoragem pode ser alimentada com energia elétrica de uma combinação de tais fontes de energia elétrica.
[0056] A aeronave de asas rotativas pode transferir dados coleta- dos de uma missão para um dispositivo de recepção na porta de anco- ragem. A transferência pode ser feita por radiocomunicação, conforme conhecido na técnica. Em uma concretização, o invólucro da bobina primária compreende uma antena integrada e o invólucro secundário compreende uma antena integrada. Os dados coletados são enviados da aeronave de asas rotativas para a porta de ancoragem através das antenas do invólucro da bobina secundária e do invólucro da bobina primária durante a ancoragem e carregamento da aeronave de asas rotativas. A aeronave de asas rotativas pode receber instruções para a próxima missão, bem como atualizações de software, por meio do mesmo sistema de comunicação.
[0057] A seguir estão descritos exemplos de concretizações prefe-
ridas ilustradas nos desenhos anexos, em que:
[0058] a Figura 1 mostra esquematicamente em perspectiva uma aeronave de asas rotativas provida com um trem de pouso de acordo com a invenção acima de uma porta de ancoragem de acordo com a invenção;
[0059] a Figura 2 mostra o mesmo que a Figura 1 e, além disso, um campo de guiamento orientado magnético para navegação na por- ta de ancoragem;
[0060] a Figura 3 mostra na mesma escala da Figura 1 a aeronave de asas rotativas após a conclusão do pouso;
[0061] a Figura 4 mostra o mesmo que a Figura 3 em uma concre- tização diferente;
[0062] a Figura 5 mostra na mesma escala da figura 1, um disposi- tivo de travamento para fixação passível de liberar da aeronave de asas rotativas à porta de ancoragem, a porta de ancoragem é vista por baixo;
[0063] a Figura 6 mostra esquematicamente em uma escala maior uma seção transversal através de uma porção de extremidade livre de um pé do trem de pouso com uma bobina secundária e uma casa cor- respondente da porta de ancoragem com uma bobina primária;
[0064] a Figura 7 mostra o mesmo que a Figura 6 em outra con- cretização com duas bobinas secundárias empilhadas na parte da ex- tremidade livre da base do trem de pouso, e com duas bobinas primá- rias empilhadas na casa correspondente da porta de ancoragem;
[0065] a Figura 8 mostra o mesmo que a Figura 6 em outra con- cretização onde uma bobina de comunicação primária e uma bobina de comunicação secundária são posicionadas na casa da porta de an- coragem e na base do trem de pouso, respectivamente;
[0066] a Figura 9 mostra o mesmo que a Figura 7 em outra con- cretização onde duas bobinas de comunicação primária e uma bobina de comunicação secundária, estão posicionadas na casa da porta de ancoragem e no pé do trem de pouso;
[0067] a Figura 10 mostra esquematicamente uma configuração da técnica anterior para carregamento indutivo de uma bateria por meio de um carregador separado que compreende uma regulação e carregamento da bateria; e
[0068] a Figura 11 mostra esquematicamente uma configuração para carregamento indutivo de uma bateria com um canal de comuni- cação indutiva duplex completa de alta velocidade entre a bobina de comunicação primária e a bobina de comunicação secundária.
[0069] Nos desenhos, o numeral de referência 1 indica um siste- ma. O sistema 1 compreende um veículo aéreo não tripulado (UAV) 2 e uma porta de ancoragem 3. O UAV 2 é mostrado esquematicamente nos desenhos como uma aeronave de asas rotativas 21. As lâminas de rotor/rotor da aeronave de asas rotativas 21 foram omitidas nos de- senhos. A aeronave de asas rotativas 21 compreende baterias recar- regáveis 23. A porta de ancoragem 3 é fornecida com um depósito de carregamento de bateria 4. O depósito de carga de bateria 4 é arran- jado para transferência de energia elétrica para a aeronave de asas rotativas 21 quando a aeronave de asas rotativas 21 está ancorada.
[0070] A aeronave de asas rotativas 21 compreende um trem de pouso 5. O trem de pouso 5 compreende meios 51 para transferência de energia elétrica de uma fonte de energia elétrica (não mostrada) na porta de ancoragem 3 para a bateria recarregável 23.
[0071] Nas figuras, o trem de pouso 5 é mostrado como um trem de pouso compreendendo quatro pernas 51, no entanto, a invenção não se limita a esta configuração. Em uma concretização (não mostra- da), o trem de pouso 5 pode compreender apenas uma perna 51 ou poste 51. A única perna 51 ou poste 51 é suficientemente robusto para suportar o peso da aeronave de asas rotativas 21 e para suportar as forças laterais do vento quando a aeronave de asas rotativas 21 está ancorada. Em uma concretização alternativa, o trem de pouso 5 pode compreender duas pernas 51. Em uma concretização alternativa, o trem de pouso 5 pode compreender três pernas 51, o referido trem de pouso 5 formando um tripé. Um trem de pouso 5 compreendendo uma, duas ou três pernas 51 tem a vantagem de que o trem de pouso 5 não tombará sobre uma superfície. O trem de pouso 5 pode, em outra con- cretização, compreender mais de quatro pernas 51.
[0072] A perna 51 compreende em uma parte de extremidade livre 50 um invólucro de bobina secundária 53. Uma bobina elétrica secun- dária 54 é posicionada dentro do invólucro 53 (ver figuras 6 e 7). O in- vólucro da bobina secundária 53 é mostrado como um invólucro 53 formado com uma superfície externa em forma frustocônica 55. O in- vólucro 53 pode, em uma concretização (não mostrada), ser formado com uma superfície externa de formato cônico 55. A bobina elétrica secundária 54 (ver figuras 6 e 7) é formada frustocônica, de modo que a bobina elétrica secundária 54 segue acuradamente a superfície ex- terna 55.
[0073] O trem de pouso 5 compreende um meio de travamento 57. O meio de travamento 57 pode ser um nariz 58 que está posicionado na parte de extremidade livre 50. O nariz 58 pode ser posicionado em uma ponta 59 da parte de extremidade livre 50.
[0074] A superfície externa 55 pode compreender as primeiras ra- nhuras radiais (não mostradas). As ranhuras radiais são formadas en- tre o nariz 58 e uma base 56 da superfície externa formada cônica ou frustocônica 55.
[0075] A porta de ancoragem 3 compreende pelo menos um com- partimento de bobina primária 33. O invólucro da bobina primária 33 é fornecido com uma reentrância em forma de funil 35. A reentrância 35 é complementária à superfície externa 55 do invólucro da bobina se-
cundária 53.
[0076] A porta de ancoragem 3 pode compreender um dispositivo de travamento 37 (ver figura 5) que está adaptado para se conectar com o meio de travamento 57. O dispositivo de travamento 37 fixa a aeronave de asas rotativas 21 à porta de ancoragem 3. O dispositivo de travamento 37 pode compreender uma pinça 371 que interage com o nariz 58. Em uma concretização, como mostrado, a garra 371 com- preende uma fenda formada com uma parte de extremidade larga e uma parte de extremidade estreita. A garra 371 pode ser deslocada de modo que, quando a aeronave de asas rotativas 21 pousar ou decolar, a parte de extremidade larga englobe o nariz 58. Após o pouso, a pin- ça é deslocada de modo que a parte de extremidade estreita envolva o nariz 58 e, assim, bloqueie o nariz 58.
[0077] O invólucro da bobina primária 33 compreende um orifício de passagem 39 (ver figuras 6 e 7). O orifício de passagem 39 é mais largo do que o nariz 58 de modo que o nariz 58 se projete do invólucro da bobina primária 33 quando o invólucro da bobina secundária 53 re- pousa no invólucro da bobina primária 33.
[0078] O invólucro da bobina primária 33 pode compreender se- gundas ranhuras radiais (não mostradas) em uma superfície de reen- trância 350. As ranhuras radiais são formadas entre o orifício de pas- sagem 39 e uma borda 36 da reentrância em forma de funil 35.
[0079] O invólucro da bobina primária 33 compreende, em uma concretização, uma única bobina elétrica primária 34. A bobina elétrica primária 34 é formada de modo que a bobina elétrica primária 34 siga acuradamente a superfície da reentrância 35. Em uma concretização alternativa, a bobina elétrica primária 34 compreende uma pluralidade de bobinas elétricas independentes 341 empilhadas lado a lado/em cima umas das outras.
[0080] A porta de ancoragem 3 pode, em uma concretização,
compreender pelo menos dois invólucros de bobina primária 33. A por- ta de ancoragem 3 pode compreender meios de ajuste 38 para regular uma distância central entre os invólucros da bobina primária 33. Os meios de ajuste 38 podem ser operados por um motor, tal como um motor de passo (não mostrado). Os meios de ajuste 38 podem com- preender uma engrenagem (não mostrada). Os meios de ajuste 38 podem operar cada invólucro de bobina primária 33 individualmente ou de uma maneira coordenada. Os meios de ajuste 38 podem ser prote- gidos dos arredores por um invólucro adequado ou por painéis (não mostrados).
[0081] O invólucro da bobina primária 33 e a bobina elétrica primá- ria 34 formam o depósito de carregamento de bateria 4 para a aerona- ve de asas rotativas 21. O depósito de carregamento de bateria 4 transfere energia elétrica por indução para as baterias recarregáveis 23 da aeronave de asas rotativas 21 da bobina elétrica primária 34 pa- ra a bobina elétrica secundária 54. A bobina elétrica secundária 54 é conectada às baterias 23 por fiação.
[0082] O invólucro da bobina primária 33 pode compreender meios de aquecimento 6. O meio de aquecimento 6 pode ser um elemento de aquecimento elétrico 61 adaptado para derreter neve e gelo que po- dem se acumular na reentrância 35. Água, como água da chuva ou água derretida, é drenada da reentrância 35 através do furo 39. A bo- bina elétrica primária 34, 341 pode atuar como meio de aquecimento
6.
[0083] Em uma concretização, a bobina elétrica primária 34 está adaptada para ser uma primeira bobina elétrica 71 (ver figuras 6 e 7) que emite um campo de guiamento orientado magnético 7 como mos- trado esquematicamente na figura 2.
[0084] Em uma concretização, cada invólucro de bobina primária 33 compreende um colar 31, como mostrado na figura 4. O colar 31 é moldado de modo que um aro de colar 310 encosta em um aro de co- lar correspondente de 310 de um colar vizinho 31 quando os invólu- cros da bobina primária 33 são deslocados em direção a um centro da porta de ancoragem 3. Nesta posição, os colares 31 formam uma ban- deja 32. Os invólucros da bobina primária 33 são deslocados em dire- ção ao centro da porta de ancoragem 3 quando uma aeronave de asas rotativas comparável 21, pequena ou leve, se aproxima para ancora- gem. A bandeja 32 forma um espaço de pouso ampliado de modo que o trem de pouso 5 não fique preso por engano em um espaço entre os invólucros da bobina primária 33.
[0085] a Figura 10 mostra uma configuração de carregamento 9 da técnica anterior para carregar uma bateria 91 com energia elétrica a partir de uma transmissão de energia sem fio. A energia elétrica é transferida de uma bobina primária 34 para uma bobina secundária 54. A transmissão de energia sem fio é controlada por um meio de regula- ção e monitoramento sem fio 93. A energia é transferida para um car- regador de bateria 95. O carregador de bateria 95 é controlado por um meio de regulação e monitoramento de bateria 97. O carregador de bateria 95 alimenta uma bateria 99 com energia elétrica.
[0086] Em uma concretização de acordo com a invenção, cada invólucro de bobina primária 33 compreende pelo menos uma bobina de comunicação primária 81 formando um canal de comunicação indu- tivo 8. A bobina de comunicação primária 81 é adaptada para comuni- cação duplex indutiva 89 com uma bobina de comunicação secundária 82 no canal de comunicação indutiva 8, como visto nas figuras 8, 9 e
11. O canal de comunicação duplex indutivo 8 pode ser um canal de comunicação de alta velocidade. A comunicação de alta velocidade pode ser a uma velocidade de 200 kB/s ou superior a 200 kB/s. O ca- nal de comunicação indutiva 8 é protegido de perturbações dos arre- dores, na medida em que a bobina de comunicação primária 81 e a bobina de comunicação secundária 82 são protegidas dentro do invó- lucro da bobina primária 33 e do invólucro da bobina secundária 53, respectivamente. Os meios de regulação e monitoramento da bateria e os meios de regulação e monitoramento de energia indutiva são com- binados em um sistema 98.
[0087] Deve-se notar que as concretizações acima mencionadas ilustram em vez de limitar a invenção, e que aqueles especializados na técnica serão capazes de projetar muitas concretizações alternativas sem se afastar do escopo das reivindicações anexas. Nas reivindica- ções, quaisquer sinais de referência colocados entre parênteses não devem ser interpretados como limitando a reivindicação. O uso do ver- bo "compreender" e suas diferentes formas não excluem a presença de elementos ou etapas a não serem aqueles declarados nas reivindi- cações. O artigo "um" ou "uma" antes de um elemento não exclui a presença de vários desses elementos.
[0088] O mero fato de que certas medidas sejam enunciadas em reivindicações dependentes mutuamente diferentes não indica que uma combinação dessas medidas não possa ser usada com vanta- gem.

Claims (17)

REIVINDICAÇÕES
1. Porta de ancoragem (3) para um veículo aéreo não tripu- lado (2) sendo uma aeronave de asas rotativas (21), a referida porta de ancoragem (3) compreendendo pelo menos uma bobina primária (34), a porta de ancoragem (3) compreende um invólucro de bobina primária (33 ) formado com uma reentrância em forma de funil (35) adaptada para receber uma superfície externa em forma frustocônica complementar (55) de um invólucro de bobina secundária (53) posicio- nado em um trem de pouso (5) da aeronave de asas rotativas (21) e a bobina primária ( 34) é formada para seguir acuradamente uma super- fície de reentrância em forma de funil (350), caracterizada pelo fato de que o invólucro da bobina primária (33) compreende pelo menos uma bobina de comunicação primária (81), a referida bobina de comunica- ção primária (81) é adaptada para formar um canal de comunicação indutiva duplex (8) com uma bobina de comunicação secundária (82).
2. Porta de ancoragem (3), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a porta de ancoragem (3) compreen- de um dispositivo de travamento (37) passível de liberar a fixação do veículo aéreo não tripulado (2) à porta de ancoragem (3).
3. Porta de ancoragem (3), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que o invólu- cro da bobina primária (33) compreende um orifício de passagem (39).
4. Porta de ancoragem (3), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que o invólu- cro da bobina primária (33) compreende ranhuras radiais na superfície de reentrância em forma de funil (350).
5. Porta de ancoragem (3), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que o com- partimento da bobina primária (33) compreende uma pluralidade de bobinas primárias (34, 341), a referida pluralidade de bobinas primá-
rias (34, 341) é empilhada no topo uma sobre a outra, e cada bobina primária (34, 341) é moldada para seguir acuradamente a superfície de reentrância em forma de funil (350).
6. Porta de ancoragem (3), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que a porta de ancoragem (3) compreende pelo menos dois invólucros de bobina primária (33).
7. Porta de ancoragem (3), de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de que a porta de ancoragem (3) compreen- de meios (38) para ajustar uma distância central dos invólucros da bo- bina primária (33).
8. Porta de ancoragem (3), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada pelo fato de que a porta de ancoragem (3) compreende uma bobina elétrica dedicada (71) para emitir um campo de guiamento orientado magnético (7).
9. Trem de pouso (5) para um veículo aéreo não tripulado (2) sendo uma aeronave de asas rotativas (21), a referida aeronave de asas rotativas (21) compreendendo um pacote de bateria elétrica re- carregável (23), o referido trem de pouso (5) compreendendo meios para transferência de energia elétrica de uma fonte de energia elétrica para a bateria recarregável (21), o trem de pouso (5) compreende pe- lo menos uma perna (51), a referida perna (51) compreende em uma parte de extremidade livre (50) um invólucro da bobina secundária (53) cônico ou frustocônico compreendendo uma bobina secundária (54) adaptada para receber energia elétrica de uma bobina primária (34, 341) posicionada em um invólucro da bobina primária (33) posicionado em uma porta de ancoragem (3), o referido invólucro da bobina primá- ria ( 33) é formado com uma reentrância complementar em forma de funil (35), e a bobina secundária (54) é formada para seguir acurada- mente uma superfície externa cônica ou frustocônica (55) do invólucro da bobina secundária (53) caracterizado pelo fato de que o invólucro da bobina secundária (33) compreende pelo menos uma bobina de comunicação secundária (82), a referida bobina de comunicação se- cundária (82) é adaptada para formar um canal de comunicação indu- tiva duplex (8) com uma bobina de comunicação primária (81).
10. Trem de pouso (5), de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que a referida perna (51) compreende um meio de travamento (57) para a fixação passível de liberar do veículo aéreo não tripulado (2) à porta de ancoragem (3), o referido meio de travamento (57) compreende um nariz (58) na parte de extremidade livre (50) da perna (51).
11. Trem de pouso (5), de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 e 10, caracterizado pelo fato de que uma superfície externa (55) do compartimento da bobina secundária (53) compreende ranhuras radiais.
12. Sistema (1) que compreende um veículo aéreo não tri- pulado (2) sendo uma aeronave de asas rotativas (21) e uma porta de ancoragem (3) para a aeronave de asas rotativas (21), onde a porta de ancoragem (3) está disposta para transferência de energia elétrica pa- ra a aeronave (3) quando a aeronave de asas rotativas está ancorada, através de uma bobina primária (34), e a aeronave de asas rotativas (21) é provida com meios para navegação aérea, a porta de ancora- gem (3) é fornecida com pelo menos uma primeira bobina (71) dispos- ta para emitir um campo de guiamento orientado magnético (7), e a aeronave de asas rotativas (21) é provida com pelo menos um meio de recepção para medir a intensidade do campo de guiamento orientado magnético emitido (7) recebido pelos meios de recepção e a aeronave de asas rotativas (21) é fornecida com uma eletrônica de posiciona- mento que orienta a aeronave de asas rotativas (21) em um plano ho- rizontal (plano XY) para maximizar o campo de guiamento orientado magnético local medido (7), a referida eletrônica de posicionamento guia a aeronave de asas rotativas (21) em uma direção vertical (dire- ção Z) quando o campo de guiamento orientado magnético medido (7) está no máximo local e o campo de guiamento orientado magnético (7) aumenta em força quando a aeronave de asas rotativas (21) desce em direção à primeira bobina (71), caracterizado pelo fato de que o invólu- cro da bobina primária (33) compreende pelo menos uma bobina de comunicação primária (81), e o invólucro da bobina secundária (33) compreende pelo menos uma bobina de comunicação secundária (82), a referida bobina de comunicação primária (81) e a bobina de comuni- cação secundária (82) são adaptadas para formar um canal de comu- nicação indutiva duplex (8) entre elas.
13. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 12, caracte- rizado pelo fato de que pelo menos uma primeira bobina elétrica (71) é uma bobina primária (34) em uma conexão sem fio para transferência de energia elétrica.
14. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 12, caracte- rizado pelo fato de que a porta de ancoragem (3) é fornecida com mei- os para modulação ou alteração do campo de guiamento orientado magnético (7).
15. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 14, caracte- rizado pelo fato de que os meios para modulação ou alteração do campo de guiamento orientado magnético (7) são adaptados para transferir informações pelo campo de guiamento orientado magnético alternado ou modulado (7).
16. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 12, caracte- rizado pelo fato de que pelo menos um meio de recepção é uma se- gunda bobina elétrica (54), e a aeronave de asas rotativas (21) é for- necida com meios para interpretação do campo de guiamento orienta- do magnético (7).
17. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 16, caracte- rizado pelo fato de que a segunda bobina elétrica (54) é uma bobina secundária (54) em uma conexão sem fio para transferência de ener- gia elétrica.
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