DE102014001702A1

DE102014001702A1 - Unbemanntes Kleinfluggerät und Verfahren zum Landen eines Kleinfluggerätes

Info

Publication number: DE102014001702A1
Application number: DE102014001702.8A
Authority: DE
Inventors: Michael Grabmeier
Original assignee: MBDA Deutschland GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2014-02-08
Filing date: 2014-02-08
Publication date: 2015-08-13
Anticipated expiration: 2034-02-09
Also published as: DE102014001702B4

Abstract

Ein unbemanntes Kleinfluggerät mit einer Tragstruktur (10) und zumindest einer Antriebseinrichtung (20), wobei die Tragstruktur (10) mit zumindest einer ersten Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) und zumindest einer zweiten Verankerungseinrichtung (40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) versehen ist, zeichnet sich dadurch aus, dass die zumindest eine erste Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) schwenkbar mit der Tragstruktur (10) verbunden ist.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes Kleinfluggerät gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Sie betrifft weiterhin ein Verfahren zum Landen eines solchen unbemannten Kleinfluggeräts auf einer nicht horizontalen Landefläche.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Unbemannte Kleinfluggeräte, zum Beispiel Drehflügel-Fluggeräte, werden bereits für die Zwecke der Aufklärung, Zielzuweisung und Zielverfolgung im Bereich der öffentlichen Sicherheit und des Militärs eingesetzt. Solche Kleinfluggeräte besitzen zumeist einen Rotorantrieb mit einer oder mehreren Rotoranordnungen, wobei zwei unterschiedliche Antriebskonfigurationen am häufigsten Verwendung finden, nämlich eine Koaxialkonfiguration mit zwei koaxial auf einer zumeist zentralen Hauptrotorachse rotierenden gegenläufigen Rotoren oder eine planare Mehrrotorenkonfiguration, bei der mehrere Rotoren, zum Beispiel vier oder sechs Rotoren, in vorzugsweise einer gemeinsamen Rotationsebene angeordnet sind. Die Rotoren mit ihrem jeweiligen Antrieb sind dabei an einer Tragstruktur vorgesehen, die auch zur Aufnahme von Nutzlasten, wie beispielsweise Kameras, dient und in der auch die Steuerelektronik, die Energieversorgung und die Sensorik für Position (GPS), Lage (IMU, Magnetfeldsensor) und Abstand (Ultraschall) seitlich und nach unten sowie Sensoren für die Beobachtung und Zielzuweisung (Tag-/Nachtsicht-Kameras) angeordnet sind. Solche Kleinfluggeräte sich hinlänglich bekannt und am Markt verfügbar.
Der Nachteil derartiger Kleinfluggeräte besteht darin, dass sie aufgrund ihrer begrenzten Nutzlast nur einen sehr begrenzten Energievorrat mit auf eine Mission nehmen können. Im Falle eines Elektroantriebs der Rotoren steigt das Gewicht des elektrischen Energiespeichers mit der Höhe der zu speichernden Energie drastisch an und senkt dadurch das Gewicht der mitnehmbaren Nutzlast. Um hier ein Optimum zwischen Nutzlast und Energiespeicher zu finden, haben sich in der Praxis realisierbare Flugbetriebszeiten im Schwebeflug von ca. 20 bis 30 Minuten als realistisch erwiesen. Diese Zeit ist für Aufklärungs- oder Beobachtungsmissionen häufig nicht ausreichend.
Im stationären Betrieb eines solchen Kleinfluggeräts, bei welchem dieses Kleinfluggerät die gespeicherte Energie nicht für die Auftriebserzeugung aufwenden muss, sondern auf ihren Landebeine bildenden Statoren steht, wird elektrische Energie nur für die Sensorik und für die entsprechenden Datenübertragungseinrichtungen benötigt, so dass in diesem Fall eine Beobachtungsdauer von ca. 3 bis 4 Stunden realisierbar ist. Allerdings ist für diesen Einsatz eine erhöhte, horizontale Fläche als Lande- und Standort für das Kleinfluggerät erforderlich. Beim Einsatz in einer natürlichen Umgebung, beispielsweise in einem ebenen Gelände oder in einem bewaldeten Gelände stehen solche Landeplätze nicht zu Verfügung. Auch im Fall eines Einsatzes in bewohntem Gebiet, beispielsweise in einem Dorf oder in einer Stadt, stehen solche erhöhten, ebenen Flächen als Landeplätze nur sehr selten zur Verfügung.
Es wäre daher wünschenswert, ein gattungsgemäßes unbemanntes Kleinfluggerät bereitzustellen, das in der Lage ist, auch auf nicht horizontalen Flächen zu landen und dort zu verharren, ohne dass es dazu des Betriebs der Antriebseinrichtungen des Kleinfluggeräts bedarf.
STAND DER TECHNIK
Es ist aus der Raumfahrttechnik bereits bekannt, ein als Landemodul ausgebildetes Tochtermodul eines Satelliten, welches mit Landebeinen versehen ist, so auszugestalten, dass es auf der unebenen Oberfläche eines Kometen landen können soll, wobei es sich mit in den Landebeinen vorgesehenen Eisschrauben in die der Oberfläche des Kometen einschrauben soll. Zur Verhinderung eines beim Aufsetzen entstehenden Stoßimpulses, der aufgrund der äußerst geringen Schwerkraft eines Kometen einen unkontrollierten Rückstart des Landemoduls bewirken würde, sind am Landemodul zusätzlich Harpunen vorgesehen, die in die Kometenoberfläche geschossen werden sollen und die das Landemodul dort zurückhalten sollen. Diesbezüglich wird verwiesen auf die Veröffentlichungen zum Landemodul ”Philae” der Raumsonde ”Rosetta”, beispielsweise auf: http://de.wikipedia.org/wiki"philae_(Sonde)"; abgerufen am 28.01.2014.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein gattungsgemäßes unbemanntes Kleinfluggerät bereitzustellen, das in der Lage ist, auch auf nicht horizontalen, schrägen oder senkrechten Flächen zu landen und dort für eine vorgegebene Zeit zu verharren.
Diese Aufgabe wird durch das unbemannte Kleinfluggerät mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
VORTEILE
Das erfindungsgemäße Kleinfluggerät zeichnet sich dadurch aus, dass zumindest eine erste Verankerungseinrichtung schwenkbar mit der Tragstruktur verbunden ist. Dadurch ist es möglich, dass sich das Kleinfluggerät an der vorgesehenen (beispielsweise senkrechten) Landefläche zunächst mit der ersten Verankerungseinrichtung fixiert und dann in eine Lage schwenkt, in der sich auch die zweite Verankerungseinrichtung mit dem Landeuntergrund der Landefläche verbinden kann.
Das unbemannte Kleinfluggerät ist in einer vorteilhaften Weiterbildung so ausgeführt, dass die Antriebseinrichtung zumindest einen Auftriebsrotor oder Auftriebspropeller aufweist, der in einer Rotationsebene rotiert, die im Schwebeflug des Kleinfluggeräts im Wesentlichen horizontal verläuft.
Vorzugsweise weist die zumindest eine erste Verankerungseinrichtung zumindest ein aus einem mit der Tragstruktur verbundenen Verankerungsträger in einer ersten Richtung ausstoßbares Ankermittel auf, das ausgebildet ist, um in den Landeuntergrund der Landefläche einzudringen, sich dort zu verankern und um im verankerten Zustand in Verbindung mit dem Verankerungsträger zu bleiben. Dadurch fixiert das in den Landeuntergrund eingedrungene Ankermittel aufgrund seiner noch im verankerten Zustand bestehenden Verbindung mit dem Verankerungsträger die Tragstruktur auf zuverlässige Weise am Landeuntergrund.
Diese Verankerungseinrichtungen sind vorzugsweise durch Bolzenschubgeräte gebildet.
Der Verankerungsträger dieser zumindest einen ersten Verankerungseinrichtung ist um eine Schwenkachse schwenkbar mit der Tragstruktur verbunden, wobei die Schwenkachse parallel zur Rotationsebene verläuft. Diese Ausgestaltung ermöglicht es, dass die Schwenkbewegung vom Auftriebsrotor oder Auftriebspropeller der Antriebseinrichtung initiiert wird, indem die vom Auftriebsrotor beziehungsweise Auftriebspropeller erzeugten aerodynamischen Kräfte die Tragstruktur am Krafteinleitungsort des Auftriebsrotors beziehungsweise Auftriebspropellers anheben und um ein die Schwenkachse bildendes Gelenk zwischen der Tragstruktur des Rotors und der mit dem Landeuntergrund fest verbundenen Verankerungseinrichtung herumzuschwenken.
Erreicht die Tragstruktur dann eine Position, in der auch die zweite Verankerungseinrichtung in Berührung mit dem Landeuntergrund gerät oder sich in einem ausreichend kleinen Abstand dazu befindet, so kann das Ankermittel der zweiten Verankerungseinrichtung ausgestoßen werden, um ebenfalls in den Landeuntergrund einzudringen und die Tragstruktur an einer zweiten Position am Landeuntergrund zu fixieren.
Vorzugsweise sind zwei oder mehr erste Verankerungseinrichtungen an der Tragstruktur vorgesehen und mit dieser schwenkbar verbunden. Sind an oder im Bereich einer Außenseite mehrere schwenkbare erste Verankerungseinrichtungen vorgesehen, so weisen die Gelenke zwischen der Tragstruktur und den jeweiligen ersten Verankerungseinrichtungen auf dieser Seite vorzugsweise eine gemeinsame Schwenkachse auf. Dadurch wird nicht nur eine verbesserte Fixierung der Tragstruktur und damit des Kleinfluggeräts am Landeuntergrund gewährleistet, sondern der Schwenkvorgang selbst wird stabiler und zuverlässiger, da eventuell auftretende Querkräfte von mehreren ersten Verankerungseinrichtungen abgestützt werden. Entsprechend ist es auch von Vorteil, wenn mehrere zweite Verankerungseinrichtungen vorgesehen sind, um das verschwenkte und dadurch an den Landeuntergrund geklappte Kleinfluggerät endgültig zu fixieren.
Ein auf diese Weise fixiertes unbemanntes Kleinfluggerät kann beispielsweise nicht nur an einer senkrechten Wand landen, sondern dort auch verharren, ohne dass es erforderlich ist, während des Verharrens Energie für die Auftriebserzeugung einzusetzen. Die Auftriebsrotoren oder Auftriebspropeller können in diesem ”geparkten” Stadium des Kleinfluggeräts völlig abgeschaltet werden. Dadurch steht mehr elektrische Energie für die mitgeführte Sensorik und die Datenübertragungseinrichtung bereit, so dass die Einsatzzeiten dieses Fluggeräts deutlich länger sind als bei einem Fluggerät, das zur Langzeitbeobachtung im Schwebeflug verharren muss.
Vorteilhaft ist es, wenn die zumindest eine zweite Verankerungseinrichtung genauso wie die erste Verankerungseinrichtung ausgebildet ist und zumindest ein aus einem mit der Tragstruktur verbundenen Verankerungsträger in einer zweiten Richtung (relativ zur Rotationsebene) ausstoßbares Ankermittel aufweist. Dabei ist es von Vorteil, wenn die zweite Verankerungseinrichtung starr mit der Tragstruktur verbunden ist, um eine sichere Fixierung des Kleinfluggeräts an der senkrechten Wand zu erzielen.
In einer Weiterbildung des erfindungsgemäßen unbemannten Kleinfluggeräts ist die jeweilige erste und zweite Verankerungseinrichtung oder zumindest ein Teil davon von der Tragstruktur lösbar ausgebildet. So kann beispielsweise ein auf die vorbeschriebene Weise am Landeuntergrund verankertes Kleinfluggerät wieder starten, indem die mit dem Landeuntergrund fest verbundene Verankerungseinrichtung beziehungsweise der mit dem Landeuntergrund fest verbundene Teil einer jeweiligen Verankerungseinrichtung von der Tragstruktur abgekoppelt wird.
Eine andere vorteilhafte Weiterbildung des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts zeichnet sich dadurch aus, dass das jeweilige Ankermittel über ein aus dem jeweiligen Verankerungsträger ausfahrbares Verbindungsmittel mit dem zugeordneten Verankerungsträger verbunden ist und dass das Verbindungsmittel derart antreibbar ist, dass der Abstand zwischen dem Ankermittel und dem zugeordneten Verankerungsträger nach erfolgter Verankerung verringerbar ist. Diese Variante besitzt den Vorteil, dass das Ankermittel aus der Distanz in den Landeuntergrund eingebracht, beispielsweise eingeschossen, werden kann, wobei es über das Verbindungsmittel mit dem zugeordneten Verankerungsträger verbunden bleibt. Ein solches Verbindungsmittel kann beispielsweise ein dünnes Zugseil sein, an welchem sich das unbemannte Kleinfluggerät mittels eines Antriebs für das Verbindungsmittel, beispielsweise einer Miniatur-Seilwinde, an den Landeuntergrund heranzieht. Diese Variante ist dann von Vorteil, wenn ein allzu dichtes Heranmanövrieren des Kleinfluggeräts an den Landeuntergrund, beispielsweise aufgrund von Windböen, die Gefahr mit sich bringt, dass die Auftriebsrotoren des Kleinfluggeräts mit dem Landeuntergrund in Kontakt geraten.
Vorteilhafterweise ist, insbesondere bei der vorstehenden Variante des Kleinfluggeräts, das jeweilige Ankermittel nach erfolgter Verankerung im zugeordneten Verankerungsträger verriegelbar. Dadurch wird die Zuverlässigkeit eines sicheren Halts am Landeuntergrund deutlich erhöht.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Landen eines unbemannten Kleinfluggeräts nach der Erfindung auf einer nicht horizontalen Landefläche wird mit den nachstehend aufgeführten Schritten durchgeführt:

a) seitliches Annähern des Kleinfluggeräts an die Landefläche;
b) Verankern von zumindest einem Ankermittel von zumindest einer ersten Verankerungseinrichtung in dem Landeuntergrund unter der Landefläche;
c) Schwenken des Kleinfluggeräts um die Schwenkachse;
d) Verankern von zumindest einem Ankermittel von zumindest einer zweiten Verankerungseinrichtung.

Dabei ist es besonders von Vorteil, wenn die Schwenkbewegung des Kleinfluggeräts nicht durch zusätzliche Schwenkantriebe, sondern durch von der Antriebseinrichtung, beispielsweise dem zumindest einen Auftriebsrotor oder Auftriebspropeller, erzeugten aerodynamischen Kräften aufgebracht wird. Selbstverständlich ist es auch möglich, für die Schwenkbewegung gesonderte Servomotoren vorzusehen.
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
Die Erfindung wird nachstehend anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert. In dieser zeigt:
1 eine schematische Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes Kleinfluggerät;
2 eine schematische Seitenansicht des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts nach 1 in Richtung des Pfeils II;
3A bis 3E eine sequenzielle Darstellung des Landesvorgangs eines erfindungsgemäße Kleinfluggeräts an einer senkrechten Landefläche und
4A bis 4D den Startvorgang des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts von einem senkrechten Landeuntergrund.
1 zeigt in schematischer Draufsicht ein unbemanntes Kleinfluggerät 1 gemäß der vorliegenden Erfindung. Das als Drehflügel-Fluggerät ausgebildete Kleinfluggerät 1 ist versehen mit einer Tragstruktur 10 sowie mit einer Antriebseinrichtung 20, die im gezeigten Beispiel vier Rotoranordnungen 22, 24, 26, 28 umfasst. Jede Rotoranordnung 22, 24, 26, 28 weist einen in der Figur nur schematisch dargestellten Auftriebsrotor 22A, 24A, 26A, 28A auf, der jeweils von einem elektrischen Antriebsmotor 22B, 24B, 26B, 28B direkt angetrieben ist. Die Auftriebsrotoren liegen in einer gemeinsamen Rotationsebene E.
Die Elektromotoren 22B, 24B, 26B, 28B werden von einer Batterie 21 mit elektrischer Energie versorgt. Die Batterie 21 ist in einem in der Figur nur schematisch dargestellten Nutzlastbereich 12 der Tragstruktur 10 vorgesehen und über eine ebenfalls im Nutzlastbereich 12 vorgesehene Steuerungseinrichtung 23 mit den Elektromotoren 22B, 24B, 26B, 28B elektrisch verbunden.
Im Nutzlastbereich 12 der Tragstruktur 10 ist außerdem eine Sensorsignalverarbeitungseinrichtung 25 vorgesehen, die mit Abstandssensoren 50, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57 sowie gegebenenfalls weiteren Sensoren des Kleinfluggeräts 1 in Verbindung steht und die ebenfalls mit der Steuerungseinrichtung 23 zum Datenaustausch in Verbindung steht. Die Sensorsignalverarbeitungseinrichtung 25 ist außerdem mit einer ebenfalls im Nutzlastbereich 12 vorgesehenen Datenübertragungseinrichtung 27 verbunden, wobei die Datenübertragungseinrichtung 27 auch mit der Steuerungseinrichtung 23 in Datenaustauschverbindung steht.
Wie in 2 zu erkennen ist, ist die Tragstruktur 10 mit einer Mehrzahl von Landebeinen 14, 16, die auch als Statoren bezeichnet werden, versehen. Diese Statoren stützen die Tragstruktur 10 mit der Antriebseinrichtung 20 und der Nutzlast im Stand ab. Wenn in 2 auch nur zwei Landebeine 14, 16 gezeigt sind, so weist die Tragstruktur 10 doch zumindest drei Landebeine, vorzugsweise aber vier Landebeine auf.
Im unteren Abschnitt des Nutzlastbereichs 12 sind Aufklärungssensoren 29, wie beispielsweise eine Kamera 29A oder ein Laserentfernungsmesser 29B angeordnet. Es können selbstverständlich auch andere Arten von Aufklärungssensoren in Abhängigkeit von der entsprechenden Mission vorgesehen sein.
Entlang ihres Umfangs ist die Tragstruktur 10 mit einem Schutzrahmen 18 versehen, der im Fall einer Kollision des Kleinfluggeräts mit fremden Gegenständen die entsprechenden Rotoranordnungen 22, 24, 26, 28 schützt. Am Schutzrahmen 18 ist im gezeigten Beispiel an jeder Seite eine horizontal in Bezug auf die Rotationsebene E der Rotoranordnungen 22, 24, 26, 28 parallel zur Rotationsebene E wirkende Verankerungseinrichtung 30, 32, 34, 36 vorgesehen. Diese werden nachstehend der Einfachheit halber als ”horizontale Verankerungseinrichtungen” oder ”erste Verankerungseinrichtungen” bezeichnet.
Des Weiteren sind am Schutzrahmen 18 zweite Verankerungseinrichtungen 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47 vorgesehen, die senkrecht zur Rotationsebene E wirken und daher als ”vertikale Verankerungseinrichtungen” bezeichnet werden.
Außerdem sind am Schutzrahmen 18 über den Umfang verteilt eine Vielzahl von Abstandssensoren 50, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57 vorgesehen, mittels derer der seitliche Abstand (in der Rotationsebene E) und bevorzugt auch der vertikale Abstand (rechtwinklig zur Rotationsebene E) in 2 nach oben zwischen dem Abstandssensor und einem Hindernis bestimmbar ist und die zur Signalübertragung mit der Sensorsignalverarbeitungseinrichtung 25 verbunden sind.
Die jeweiligen Verankerungseinrichtungen sind mit einem aus einem Verankerungsträger T ausstoßbaren Ankermittel A sowie einem diesem zugeordneten und das Ankermittel mit einem Stoßimpuls beaufschlagenden Schubmodul S versehen. Das Ankermittel A ist beispielsweise von einem Bolzen gebildet und das Schubmodul ist beispielsweise von einem den Bolzen mit einer nach außen gerichteten Schubkraft beaufschlagenden Treibsatz oder einer von einem Treibsatz antreibbaren Kolben-Zylinder-Einheit gebildet. Auf diese Weise kann das jeweilige Ankermittel A durch den Treibsatz unmittelbar oder mittelbar aus dem Verankerungsträger T herausgeschossen werden, um in die Oberfläche eines in den 3 und 4 dargestellten Landeuntergrunds U einzudringen.
Die ersten Verankerungseinrichtungen 30, 32, 34, 36 sind jeweils an der Tragstruktur um eine zugeordnete, zur Ebene E und zum Verlauf des Schutzrandes 18 im Bereich des Anbringungsortes der jeweiligen Verankerungseinrichtung 30, 32, 34, 36 parallel verlaufende Achse X₁, X₂, X₃, X₄ schwenkbar angebracht.
In ihrer in 1 und 2 dargestellten, nicht verschwenkten Grundposition sind die ersten Verankerungseinrichtungen 30, 32, 34, 36 so ausgerichtet, dass ihr Ankermittel A in eine erste Richtung R₁, R₂, R₃, R₄ ausstoßbar ist, die parallel zur Ebene E und im Wesentlichen rechtwinklig zur Schutzumrandung 18 im Bereich des Anbringungsorts der jeweiligen Verankerungseinrichtung 30, 32, 34, 36 von der Tragstruktur 10 weg verläuft.
Die zweiten Verankerungseinrichtungen 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47 sind fest mit der Tragstruktur 10 verbunden und so ausgerichtet, dass ihr jeweiliges Ankermittel A in einer zweiten Richtung R₅, R₆ aus dem zugeordneten Verankerungsträger T ausstoßbar ist, die rechtwinklig zur Rotationsebene E (in 2) nach oben weist. ”Oben” bezeichnet hier eine Richtung, die von der mit den Landefüßen 14, 16 versehenen Unterseite der Tragstruktur 10 abgewandt ist.
Die 3A bis 3E zeigen die Landesequenz eines erfindungsgemäßen unbemannten Kleinfluggeräts an einer senkrechten Landefläche L. In 3A ist die senkrechte Landefläche L, die die Oberfläche eines Landeuntergrunds U darstellt und beispielsweise von der Oberfläche einer Gebäudewand gebildet ist, schematisch gezeigt. Das ebenfalls schematisch dargestellte Kleinfluggerät 1 nähert sich im seitwärts gerichteten Schwebeflug entsprechend dem Pfeil V der Landefläche L. Gerät das Kleinfluggerät 1 mit seinem Schutzrahmen 18 in Kontakt zur Landefläche L oder sensieren die auf dieser Seite der Tragstruktur 10 vorgesehenen Abstandssensoren 50, 57 einen ausreichend kurzen Abstand zur Landefläche L, so wird die zumindest eine zur Landeoberfläche L weisende, horizontal wirkende erste Verankerungseinrichtung 30 aktiviert und deren Ankermittel dringt durch die Landefläche L in den Landeuntergrund U ein und fixiert auf diese Weise das Kleinfluggerät 1 an der Landefläche L, wie in 3B gezeigt ist. Die auf der von der Landefläche L weg weisenden Seite des Kleinfluggeräts 1 angeordneten Auftriebsrotoren 26A, 28A werden nun so angesteuert, dass sie einen gegenüber dem Schwebeflug erhöhten Auftrieb erzeugen, so dass das Kleinfluggerät 1, wie in 3C zu erkennen ist, um die Schwenkachse X₁ der Verankerungseinrichtung 30 entgegen dem Uhrzeigersinn nach oben schwenkt, wie auch in 3D zu sehen ist.
Sobald die auf der von der mit dem Landeuntergrund U verriegelten ersten Verankerungseinrichtung 30 abgewandten Seite gelegene zweite Verankerungseinrichtung 44 und die ebenfalls auf dieser Seite des Kleinfluggeräts 1 gelegene und in den 3A bis 3E nicht dargstellte zweite Verankerungseinrichtung 43 jeweils in Berührung mit der Landeoberfläche L geraten, wie dies in 3E gezeigt ist, oder wenn die in diesem Bereich vorgesehenen Abstandssensoren 53, 54 einen ausreichend geringen Abstand zur Landefläche L sensieren, wird die jeweilige zweite Verankerungseinrichtung 44, 43 ausgelöst und deren Ankermittel wird ausgestoßen und dringt durch die Landefläche L in den Landeuntergrund U ein. Auf diese Weise ist das Kleinfluggerät 1 mittels der Verankerungseinrichtungen 30, 44 und 43 an der senkrechten Landefläche L fixiert. Sobald diese Fixierung erfolgt ist, wird die Antriebseinrichtung 20 ausgeschaltet. Die vom Kleinfluggerät mitgeführte gespeicherte elektrische Energie steht nun ausschließlich für die Nutzlast zur Verfügung.
Das durch einen Piloten ferngesteuerte Anlegen oder Landen des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts 1 auf der Landefläche L erfolgt, vorzugsweise unterstützt von einer am Kleinfluggerät 1 vorgesehenen Kamera, folgendermaßen:

– Der Pilot des Kleinfluggeräts 1 wählt eine Landefläche L (senkrechte Wand aus geeignetem Material) aus.
– Der Pilot steuert das Kleinfluggerät 1 zur Landefläche bis die Abstandssensoren des Kleinfluggeräts 1 eine hinreichende Nähe zur Landefläche L sensieren.
– Der Pilot aktiviert den automatischen Verankerungsvorgang.
– Das Kleinfluggerät 1 dreht sich gegebenenfalls, so dass eine Seite mit einer ersten schwenkbaren Verankerungseinrichtung 30 der Landefläche L gegenüberliegt.
– Das Kleinfluggerät 1 nähert sich mit der Seite, an der die erste Verankerungseinrichtung 30 montiert ist, schwebend der Landefläche L bis die Seite die Landefläche L berührt.
– Die Rotoren des Kleinfluggeräts 1 werden kurz vor dem oder im Moment des das Ankermittel aus dem Verankerungsträger ausstoßenden Bolzenschusses auf Vollschub hochgefahren, so dass schwebend eine maximale Kraftwirkung gegen die senkrechte Landefläche L wirkt, um dem Rückstoß des Bolzenschusses entgegenzuwirken.
– Die Treibladung des zugeordneten Schubmoduls S wird gezündet, das Ankermittel wird in das Material unter der senkrechten Landefläche L getrieben und fixiert das Kleinfluggerät 1 an der senkrechten Fläche.
– Die wandseitigen Rotoren werden abgestellt, die wandabseitigen Rotoren erzeugen den erforderlichen Schub, um das Kleinfluggerät 1 in waagrechter Lage zu halten.
– Die wandabseitigen Rotoren erhöhen den Schub, so dass das Kleinfluggerät 1 sich um das Drehgelenk der ersten Verankerungseinrichtung 30 ohne seitliches Wegkippen nach oben dreht, um so in eine Lage parallel zur senkrechten Landefläche L zu gelangen.
– Das Kleinfluggerät erreicht die senkrechte Lage, die beiden zweiten Verankerungseinrichtungen 45, 43 liegen an der senkrechten Landefläche L an.
– Die Rotoren werden kurz vor dem oder im Moment des Bolzenschusses auf Vollschub hochgefahren, so dass das Kleinfluggerät 1 mit maximaler Kraft gegen die senkrechte Landefläche L drückt.
– Die Treibladungen der zugeordneten Schubmodule S werden gezündet, die Ankermittel werden in das Material unter der senkrechten Landefläche L getrieben und fixieren das Kleinfluggerät 1 nun an der Oberseite.
– Die Rotoren werden abgestellt, da das Kleinfluggerät 1 nun unten und oben fixiert ist.

Hat das Kleinfluggerät 1 seine Mission erledigt, so kann es aus der in 3E gezeigten Parkposition, die der in 4A gezeigten Position entspricht, wieder ablegen, wie anhand der 4A bis 4D nachstehend erläutert wird.
Zunächst werden die oberen Verankerungseinrichtungen 44 und 43 von der Tragstruktur 10 des Kleinfluggeräts 1, beispielsweise durch Absprengen, gelöst. Das Kleinfluggerät 1 ist nunmehr nur noch durch die untere, erste Verankerungseinrichtung 30 mit dem Landeuntergrund U verbunden. Das Kleinfluggerät 1 schwenkt nun aufgrund seiner Masse und der darauf einwirkenden Schwerkraft entgegen dem Uhrzeigersinn um die Achse X₁ der ersten Verankerungseinrichtung 30. Die Antriebseinrichtung 20 des Kleinfluggeräts 1 kann diesen Schwenkvorgang durch Steuerung der entsprechenden Auftriebsrotoren unterstützen und bei Bedarf auch abbremsen. Sobald das Kleinfluggerät die in 4C gezeigte im Wesentlichen horizontale Lage erreicht hat, werden die Auftriebsrotoren der Antriebseinrichtung 20 so angesteuert, dass sie den für einen Schwebeflug des Kleinfluggeräts 1 erforderlichen Auftrieb erzeugen, woraufhin dann auch die erste Verankerungseinrichtung 30 von der Tragstruktur 10 des Kleinfluggeräts 1 gelöst, beispielsweise abgesprengt, wird. Das Kleinfluggeräts 1 befindet sich nun wieder im freien Schwebeflug und entfernt sich seitwärts gerichtet, wie dies in 4D gezeigt ist, von der Landefläche L. Die Verankerungseinrichtungen 30, 44, 43 oder deren von der Tragstruktur 10 des Kleinfluggeräts 1 abgelöste Teile bleiben an der Landefläche L zurück.
Das durch den Piloten ferngesteuerte Ablegen des Kleinfluggeräts 1 von der Landefläche L erfolgt im Einzelnen folgendermaßen:

– Der Pilot aktiviert den automatischen Lösevorgang oder eine Coming-Home-Funktion wird automatisch ausgelöst, da der Energievorrat der Batterie zur Neige geht.
– Die oberen Rotoren werden so angesteuert, dass sie eine leichte Kraftwirkung gegen die senkrechte Landefläche L ausüben.
– Die Verbindung der beiden, oberen Verankerungseinrichtungen 45, 43 zur Struktur des Kleinfluggeräts 1 werden mittels eines jeweiligen Ver-/Entriegelungs-Mechnismus' gelöst, die oberen Rotoren werden so geregelt, dass das Kleinfluggerät 1 in nahezu senkrechter Lage gehalten wird.
– Der Schub der oberen Rotoren wird so geregelt, dass eine Kippbewegung des Kleinfluggeräts 1 nach unten um das Drehgelenk der unteren, ersten Verankerungseinrichtung 30 einsetzt.
– Das Kleinfluggerät 1 erreicht die waagrechte Lage.
– Die wandseitigen Rotoren werden so angesteuert, dass sich das Kleinfluggerät 1 im Schwebezustand befindet, um das Lösen der ersten Verankerungseinrichtung 30 von der Struktur des Kleinfluggeräts 1 zu erleichtern.
– Die Verbindung der ersten Verankerungseinrichtung 30 zur Struktur des Kleinfluggeräts 1 wird mittels eines Ver-/Entriegelungs-Mechnismus' gelöst, das Kleinfluggerät schwebt nun ohne Verbindung zur senkrechten Landefläche L.
– Das Kleinfluggerät 1 entfernt sich in waagrechter Lage von der senkrechten Landefläche L, die Steuerung des Kleinfluggeräts 1 übernimmt nun wieder der Pilot.

Da das Kleinfluggerät 1 über seinen Umfang verteilt mit einer Vielzahl von ersten und zweiten Verankerungseinrichtungen versehen ist, wie es in 1 gezeigt und in Bezug auf diese Figur beschrieben worden ist, kann es mit den verbleibenden, noch funktionstüchtigen Verankerungseinrichtungen eine erneute Landung auf einer nicht horizontalen Landefläche durchführen. Erst wenn nicht mehr ausreichend erste und zweite funktionsfähige Verankerungseinrichtungen zur Verfügung stehen, muss das unbemannte Kleinfluggerät 1 in die Wartung, um wieder neue, funktionsfähige Verankerungseinrichtungen anzubringen.
Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
Bezugszeichenliste

1: Kleinfluggerät
10: Tragstruktur
12: Nutzlastbereich
14: Landebein
16: Landebein
18: Schutzrahmen
20: Antriebseinrichtung
21: Batterie
22: Rotoranordnung
22A: Auftriebsrotor
22B: Elektromotor
23: Steuerungseinrichtung
24: Rotoranordnung
24A: Auftriebsrotor
24B: Elektromotor
25: Sensorsignalverarbeitungseinrichtung
26: Rotoranordnung
26A: Auftriebsrotor
26B: Elektromotor
27: Datenübertragungseinrichtung
28: Rotoranordnung
28A: Auftriebsrotor
28B: Elektromotor
29: Aufklärungssensoren
29A: Kamera
29B: Laserentfernungsmesser
30: erste Verankerungseinrichtung
32: erste Verankerungseinrichtung
34: erste Verankerungseinrichtung
36: erste Verankerungseinrichtung
40: zweite Verankerungseinrichtung
41: zweite Verankerungseinrichtung
42: zweite Verankerungseinrichtung
43: zweite Verankerungseinrichtung
44: zweite Verankerungseinrichtung
45: zweite Verankerungseinrichtung
46: zweite Verankerungseinrichtung
47: zweite Verankerungseinrichtung
50: Abstandssensor
51: Abstandssensor
52: Abstandssensor
53: Abstandssensor
54: Abstandssensor
55: Abstandssensor
56: Abstandssensor
57: Abstandssensor
A: Ankermittel
E: Rotationsebene
L: Landeuntergrund
S: Schubmodul
T: Verankerungsträger
U: Landeuntergrund
V: Pfeil
X₁: Achse
X₂: Achse
X₃: Achse
X₄: Achse

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Nicht-Patentliteratur

http://de.wikipedia.org/wiki”philae_(Sonde)” [0006]

Claims

Unbemanntes Kleinfluggerät mit einer Tragstruktur (10) und zumindest einer Antriebseinrichtung (20), wobei die Tragstruktur (10) mit zumindest einer ersten Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) und zumindest einer zweiten Verankerungseinrichtung (40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) versehen ist, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine erste Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) schwenkbar mit der Tragstruktur (10) verbunden ist.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinrichtung (20) zumindest einen Auftriebsrotor (22A, 24A, 26A, 28A) oder Auftriebspropeller aufweist, der in einer Rotationsebene (E) rotiert, die im Schwebeflug des Kleinfluggeräts (1) im Wesentlichen horizontal verläuft.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine erste Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) zumindest ein aus einem mit der Tragstruktur (10) verbundenen Verankerungsträger (T) in einer ersten Richtung (R₁, R₂, R₃, R₄) ausstoßbares Ankermittel (A) aufweist, das ausgebildet ist, um in einen Landeuntergrund (U) einzudringen und sich dort zu verankern und um im verankerten Zustand in Verbindung mit dem Verankerungsträger (T) zu bleiben.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Verankerungsträger (T) der zumindest einen ersten Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) um eine Schwenkachse (X₁, X₂, X₃, X₄) schwenkbar mit der Tragstruktur (10) verbunden ist, wobei die Schwenkachse (X₁, X₂, X₃, X₄) parallel zur Rotationsebene (E) verläuft.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine zweite Verankerungseinrichtung (40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) wie die erste Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) ausgebildet ist und zumindest ein aus einem mit der Tragstruktur (10) verbundenen Verankerungsträger (T) in einer zweiten Richtung (R₅, R₆) ausstoßbares Ankermittel (A) aufweist und wobei die zweite Verankerungseinrichtung (40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) vorzugsweise starr mit der Tragstruktur (10) verbunden ist.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die jeweilige erste und zweite Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36, 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) oder zumindest ein Teil davon von der Tragstruktur (10) lösbar ausgebildet ist.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, – dass das jeweilige Ankermittel (A) über ein aus dem jeweiligen Verankerungsträger (T) ausfahrbares Verbindungsmittel mit dem zugeordneten Verankerungsträger (T) verbunden ist und – dass das Verbindungsmittel derart antreibbar ist, dass der Abstand zwischen dem Ankermittel (A) und dem zugeordneten Verankerungsträger (T) nach erfolgter Verankerung des Ankermittels (A) verringerbar ist.
Unbemanntes Kleinfluggerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das jeweilige Ankermittel (A) nach erfolgter Verankerung im zugeordneten Verankerungsträger (T) verriegelbar ist.
Verfahren zum Landen eines unbemannten Kleinfluggeräts (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche auf einer nicht horizontalen Landefläche (L) mit den Schritten: a) seitliches Annähern des Kleinfluggeräts (1) an die Landefläche (L); b) Verankern von zumindest einem Ankermittel (A) von zumindest einer ersten Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36) in dem Landeuntergrund (U) unter der Landefläche (L); c) Schwenken des Kleinfluggeräts (1) um die Schwenkachse der zumindest ersten Verankerungseinrichtung (30, 32, 34, 36); d) Verankern von zumindest einem Ankermittel (A) von zumindest einer zweiten Verankerungseinrichtung (40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47) im Landeuntergrund (U).
Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Schwenken des Kleinfluggeräts (1) im Schritt c) durch von der Antriebseinrichtung (20) des Kleinfluggeräts (1) erzeugte aerodynamische Kräfte erfolgt.