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TECHNISCHES GEBIET
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Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes Kleinfluggerät gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Sie betrifft weiterhin ein Verfahren zum Landen eines solchen unbemannten Kleinfluggeräts unterhalb einer Landestruktur.
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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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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.
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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.
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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.
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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.
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STAND DER TECHNIK
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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.
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Die nicht vorveröffentlichte
deutsche Patentanmeldung 10 2014 001 702.8 beschreibt ein Kleinfluggerät, das sich temporär in nicht horizontalen, schrägen oder senkrechten Flächen landen und verankern kann. Derartige Wände stehen jedoch nur in bebautem Gebiet oder in der freien Natur allenfalls als Felswände zur Verfügung.
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DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein gattungsgemäßes unbemanntes Kleinfluggerät bereitzustellen, das in der Lage ist, auch unterhalb von geeigneten Strukturen zu landen und dort für eine vorgegebene Zeit auftriebslos zu verharren.
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Diese Aufgabe wird durch das unbemannte Kleinfluggerät mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
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Dabei ist zumindest eine Befestigungseinrichtung oberhalb der Tragstruktur vorgesehen und mit dieser über eine Zugkräfte aufnehmende Hängestruktur mit der Tragstruktur verbunden und die zumindest eine Befestigungseinrichtung weist zumindest eine Greifereinrichtung und/oder zumindest eine Verankerungseinrichtung auf.
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VORTEILE
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Ein solchermaßen ausgestaltetes Kleinfluggerät kann auch außerhalb von bebautem Gelände in der freien Natur eingesetzt und geparkt werden, indem es sich beispielsweise an einem Ast eines Baumes mit der Greifereinrichtung oder der Verankerungseinrichtung fixiert. Auch kann sich dieses erfindungsgemäße Kleinfluggerät in einem Tunnel unter der Tunneldecke oder unter einer Brücke mittels der Verankerungseinrichtung fixieren.
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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.
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Vorzugsweise weist die zumindest eine Greifereinrichtung zumindest ein an einem mit der Hängestruktur verbundenen Greiferhalter angebrachtes Greifermittel auf, das ausgebildet ist, um ein Element einer Landestruktur zu greifen und sich dort festzuhalten und um im festgehaltenen Zustand in Verbindung mit dem Greiferhalter zu bleiben. Diese Variante ist besonders für den Einsatz in der freien Natur geeignet, wo sich das Greifmittel einen Ast eines Baumes als Landestrukturelement greifen kann. Das Greifmittel kann von einer Greifzange gebildet sein, die zumindest eine elektrisch, pneumatisch, hydraulisch, magnetisch oder mit Federkraft angetriebene Greifbacke aufweist.
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Alternativ oder zusätzlich kann eine Verankerungseinrichtung vorgesehen sein, die zumindest ein aus einem mit der Tragstruktur verbundenen Verankerungsträger in einer ersten Richtung ausstoßbares Ankermittel aufweist, das ausgebildet ist, um in ein Landestrukturelement 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 zuverlässig in hängender Weise unter der Landestruktur. Diese Verankerungseinrichtungen sind vorzugsweise durch Bolzenschubgeräte oder Bolzenschussgeräte gebildet.
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Vorzugsweise sind die Greifereinrichtung beziehungsweise die Verankerungseinrichtung oder zumindest ein Teil davon von der Tragstruktur lösbar ausgebildet. Diese Lösbarkeit erlaubt einen schnellen Start aus der hängenden Parkposition heraus, ohne dass Energie aufgewendet werden muss, um die Befestigungseinrichtung von der Landestruktur zu lösen, beispielsweise um die Backen der Greifereinrichtung wieder zu öffnen. Auch kann beispielsweise ein auf diese 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.
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Eine vorteilhafte Weiterbildung dieses 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 ein Element der Landestruktur 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, zu der Landestruktur hochzieht. Diese Variante ist dann von Vorteil, wenn ein allzu dichtes Heranmanövrieren des Kleinfluggeräts an die Landestruktur, beispielsweise aufgrund von Windböen, die Gefahr mit sich bringt, dass die Auftriebsrotoren des Kleinfluggeräts mit der Landestruktur in Kontakt geraten.
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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.
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Das erfindungsgemäße Verfahren zum Landen eines unbemannten Kleinfluggeräts nach der Erfindung unter einer Landestruktur wird mit den nachstehend aufgeführten Schritten durchgeführt:
- a) Annähern des Kleinfluggeräts von unten an die Landestruktur;
- b1) Greifen eines Elements der Landestruktur mittels des Greifermittels und Arretieren des Greifermittels;
und/oder
- b2) Verankern von zumindest einem Ankermittel der zumindest einen Verankerungseinrichtung in einem Element der Landestruktur.
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DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
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Die Erfindung wird nachstehend anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert. In dieser zeigt:
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1 eine schematische Draufsicht auf eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts;
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2 eine schematische Seitenansicht des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts nach 1 in Richtung des Pfeils II in 1;
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3 eine schematische Seitenansicht eines an einem stilisierten Baum hängenden Kleinfluggeräts;
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4 eine schematische Draufsicht auf eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts;
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5 eine schematische Seitenansicht des erfindungsgemäßen Kleinfluggeräts nach 4 in Richtung des Pfeils IV in 4 und
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6 eine schematische Seitenansicht eines unter einem Brückenbogen hängenden Kleinfluggeräts gemäß der zweiten Ausführungsform.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Die Tragstruktur weist weiterhin im Bereich ihrer Mitte eine Befestigungseinrichtung 3 auf, mit der sich das Kleinfluggerät, wie in 3 schematisch gezeigt ist, unterhalb einer Landesstruktur L parken lässt. Die Landestruktur ist hier beispielhaft als Baum dargestellt.
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Die Befestigungseinrichtung 3 weist eine mit der Tragstruktur 10 verbundene Greifereinrichtung 30 auf, die eine teleskopartig ausfahrbare Hängestruktur 32 umfasst, welche mit einem an der Tragstruktur 10 angebrachten Sockel 31 versehen ist. Im Sockel 31 sind Steuerungs- und Betätigungsvorrichtungen zum Aus- und Einfahren der Teleskopelemente 32', 32'' vorgesehen. Am freien Ende der teleskopartigen Hängestruktur 32 ist ein Greiferhalter 34 vorgesehen, der von der teleskopartigen Hängestruktur 32 abkoppelbar ausgestaltet ist. Am Greiferhalter 34 ist ein Greifermittel 36 vorgesehen, das zwei Greiferbacken 37, 38 aufweist, die in Richtung der Pfeile G1, G2 verschwenkbar sind, um das Greifermittel 36 zu öffnen und zu schließen. Der Antrieb für die Betätigung der Greiferbacken 37, 38 ist ebenfalls im Sockel 31 vorgesehen. Entsprechende Betätigungseinrichtungen verlaufen innerhalb der teleskopartigen Hängestruktur 32 vom Sockel 31 zum Greifermittel 36.
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Das unbemannte Kleinfluggerät 1 kann somit, wie in 3 gezeigt ist, mittels des Greifermittels 36 ein Element B einer Landestruktur L (hier einen Ast eines Baumes) von unten greifen und sich an dieses Element B der Landestruktur L mittels der Hängestruktur 32 anhängen. Die teleskopartige Hängestruktur 32 kann beispielsweise vor dem Annähern des Kleinfluggeräts von unten an das Element B der Landestruktur L vollständig ausgefahren sein, um eine Kollision des Kleinfluggeräts mit anderen Elementen der Landestruktur L, beispielsweise mit anderen Zweigen oder Ästen eines Baumes, zu vermeiden. Nachdem das Greifermittel 36 das Element B gegriffen hat und das Kleinfluggerät 1 fest am Element B der Landestruktur L hängt, werden die Rotoren abgeschaltet. Das Kleinfluggerät 1 kann dann mittels der teleskopartig ausgebildeten Hängestruktur 32 vertikal verfahren werden, um beispielsweise in die Deckung anderer Äste, Zweige und Blätter des Baumes hochgezogen zu werden.
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Die Greiferbacken 37, 38 des Greifermittels 36 können hydraulisch, elektrisch, pneumatisch oder magnetisch betätigt werden, wobei sie durch diese Betätigung geöffnet und geschlossen werden können. Es ist aber auch möglich, unter Federspannung stehende geöffnete Greiferbacken 37, 38 vorzusehen, die bei Berührung mit einem entsprechenden Element B einer Landestruktur L unter der Federkraft zusammenschnellen und das Element B fest umgreifen. Ein derartig ausgebildetes Greifermittel, das nicht durch eine Fernbedienung wieder gelöst werden kann, ist vorzugsweise an einem abwerfbaren Greiferhalter 34 angebracht, so dass dann, wenn das Kleinfluggerät aus der Parkposition unter der Landestruktur L wieder wegfliegen soll, der Greiferhalter 34 vom Greifermittel 36 oder von der Hängestruktur 32 abgekoppelt wird. Das Greifermittel 36 verbleibt dann am Element B der Landestruktur L, während das Kleinfluggerät 1 davonfliegt. In diesem Fall ist das Kleinfluggerät 1 im Rahmen einer Wartung mit einem neuen Greifermittel zu versehen.
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Eine alternative Ausführungsform des erfindungsgemäße Kleinfluggeräts ist in den 4 bis 6 gezeigt. Die gegenüber der ersten Ausführungsform gleichbleibenden Elemente des Kleinfluggeräts sind auch bei der zweiten Ausführungsform mit denselben Bezugszeichen versehen.
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Am Schutzrahmen 18 sind vertikal wirkende Verankerungseinrichtungen 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47 vorgesehen, die senkrecht zur Rotationsebene E wirken.
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Die jeweiligen Verankerungseinrichtungen 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47 sind mit einem aus einem Verankerungsträger T (in 5 nach oben) 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 mittels des Treibsatzes unmittelbar oder mittelbar aus dem Verankerungsträger T herausgeschossen werden, um in die Oberfläche eines Elements B' der Landestruktur L' einzudringen. In diesem Fall ist die Landestruktur L' eine Brücke, wie in 6 gezeigt ist, und das Element B' ist die Unterseite eines Brückenbogens. Anstelle eines Brückenbogens kann dieses Beispiel auch auf einen Tunnel angewendet werden, wobei das Element B' dann die Tunneldecke ist.
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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 im Wesentlichen vertikalen Richtung R5, R6 aus dem zugeordneten Verankerungsträger T ausstoßbar ist, die rechtwinklig zur Rotationsebene E (in 5) nach oben weist. ”Oben” bezeichnet hier eine Richtung, die von der mit den Landefüßen 14, 16 versehenen Unterseite der Tragstruktur 10 abgewandt ist.
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Sobald zumindest drei der Verankerungseinrichtungen 41, 42, 45, 46 jeweils in Berührung mit einem Element B' der Landestruktur L' geraten, wie dies in 6 gezeigt ist, oder wenn die in diesem Bereich vorgesehenen Abstandssensoren 51, 52, 55, 56 einen ausreichend geringen Abstand zur Landestruktur L' sensieren, wird die betreffende Verankerungseinrichtung 41, 42, 45, 46 ausgelöst, deren Ankermittel A wird ausgestoßen und dringt in die Landestruktur L' ein. Auf diese Weise ist das Kleinfluggerät 1' mittels der ausgelösten Verankerungseinrichtungen 41, 42, 45, 46 unter der Landestruktur L' hängend fixiert. Die Verankerungseinrichtungen 41, 42, 45, 46 mit ihren jeweiligen Ankermitteln bilden eine Befestigungsstruktur 3', wobei die Ankermittel A eine Hängestruktur 32' des Kleinfluggeräts 1' bilden. 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.
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Hat das Kleinfluggerät 1' seine Mission erledigt, so kann es aus der in 6 gezeigten Parkposition wieder ablegen. Zunächst werden die Auftriebsrotoren der Antriebseinrichtung 20 so angesteuert, dass sie den für einen Schwebeflug des Kleinfluggeräts 1' erforderlichen Auftrieb erzeugen, woraufhin dann die Verankerungseinrichtungen 41, 42, 45, 46 von der Tragstruktur 10 des Kleinfluggeräts 1', beispielsweise durch Absprengen, gelöst werden und das Kleinfluggerät so vom Element B' der Landestruktur L' abgekoppelt wird. Das Kleinfluggerät 1' befindet sich nun wieder im freien Schwebeflug und entfernt sich von der Landestruktur L'. Die Verankerungseinrichtungen oder deren von der Tragstruktur 10 des Kleinfluggeräts 1' abgelöste Teile bleiben an der Landestruktur L' zurück.
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Das durch den Piloten ferngesteuerte Ablegen des Kleinfluggeräts 1, 1' von der Landestruktur L beziehungsweise L' erfolgt im Einzelnen folgendermaßen:
- – Der Pilot aktiviert den automatischen Lösevorgang oder eine Coming-Home-Funktion wird automatisch ausgelöst, wenn der Energievorrat der Batterie zur Neige geht.
- – Die Rotoren werden so angesteuert, dass das Kleinfluggerät in den Schwebeflug versetzt wird.
- – Die Greifmittel werden geöffnet und/oder die Verbindung der Verankerungseinrichtungen zur Struktur des Kleinfluggeräts 1 werden mittels eines jeweiligen Ver-/Entriegelungs-Mechnismus' gelöst.
- – Das Kleinfluggerät 1, 1' entfernt sich in waagrechter Lage von der Landestruktur L, L', die Steuerung des Kleinfluggeräts 1, 1' übernimmt nun wieder der Pilot.
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Für die abgesprengten oder anderweitig von der Tragstruktur abgelösten Verankerungseinrichtungen können im Rahmen einer Wartung des Kleinfluggeräts neue Verankerungseinrichtungen angebracht werden, so dass das Kleinfluggerät wieder für einen neuen Einsatz bereit ist.
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Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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