EP3390222A1 - Fluggerät zum erfassen des windvektors - Google Patents

Fluggerät zum erfassen des windvektors

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Publication number
EP3390222A1
EP3390222A1 EP16801752.3A EP16801752A EP3390222A1 EP 3390222 A1 EP3390222 A1 EP 3390222A1 EP 16801752 A EP16801752 A EP 16801752A EP 3390222 A1 EP3390222 A1 EP 3390222A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
measuring device
data
drive units
measuring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP16801752.3A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Martin-Christopher Noll
Georg Jacobs
Ralf Schelenz
Marvin Meier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rheinisch Westlische Technische Hochschuke RWTH
Original Assignee
Rheinisch Westlische Technische Hochschuke RWTH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rheinisch Westlische Technische Hochschuke RWTH filed Critical Rheinisch Westlische Technische Hochschuke RWTH
Publication of EP3390222A1 publication Critical patent/EP3390222A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/10—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring thermal variables
    • G01P5/12—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring thermal variables using variation of resistance of a heated conductor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/80—UAVs characterised by their small size, e.g. micro air vehicles [MAV]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
    • B64U40/20—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration for in-flight adjustment of the base configuration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/24—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring the direct influence of the streaming fluid on the properties of a detecting acoustical wave
    • G01P5/245—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring the direct influence of the streaming fluid on the properties of a detecting acoustical wave by measuring transit time of acoustical waves
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01W—METEOROLOGY
    • G01W1/00—Meteorology
    • G01W1/08—Adaptations of balloons, missiles, or aircraft for meteorological purposes; Radiosondes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms

Definitions

  • the present invention relates to an unmanned, hoverable aircraft which is provided and set up to detect a wind vector, preferably in real time.
  • a small aircraft with the most compact and lightweight pressure measuring probes can be equipped, as used for example in aeronautical engineering.
  • an extended pitot tube with nine holes can be provided at the bow of an unmanned, small surface aircraft.
  • the dynamic pressure is both at the tip of the probe as well as at four points arranged around the central hole, allowing detection of the angle of attack of the aircraft.
  • the static pressure can also be measured at four points on the circumference of the probe. The wind speed is deduced from the measured pressure data.
  • the measurement according to this approach has basically two disadvantages: Firstly, it is generally not possible with a surface aircraft to carry out longer-lasting measurements at a specific (fixed) position, which also has a disadvantageous effect on the reproducibility of the measurement results. On the other hand, the described dynamic pressure measurements do not allow the desired accuracy at low flow velocities.
  • a separate flow measuring device can be dispensed with, the unmanned small aircraft itself being used as a wind sensor.
  • a quadrocopter can be used as a sensor, the wind vector being calculated only from the positional angles of the quadrocopter with respect to the horizontal. Even with this approach, the desired accuracy can not be achieved at low flow velocities.
  • an aircraft is to be specified, which allows a particularly accurate detection of a three-dimensional wind speed vector in the environment of an object.
  • the aircraft should have a low total mass and allow the most cost-effective detection of a wind speed profile in the environment of an object.
  • the aircraft should ensure the lowest possible sensor interference and the greatest possible redundancy.
  • an unmanned, hoverable aircraft which is formed with a base body on which at least three (substantially) vertically acting drive units are spaced from each other.
  • the drive units spaced apart from one another span a plane.
  • Spaced to the drive units at least one measuring device is mounted on the base body.
  • the measuring device is provided and set up for measuring a three-dimensional velocity vector of a flow field.
  • the exhibition equipment focus of the measuring equipment lies centrally above the level.
  • the object can be an (already) existing or possibly also a virtual (ie, for example, a planned and / or future arising) object.
  • a wind turbine a skyscraper, a pole, an antenna or the like into consideration.
  • the object is a wind turbine, so that the aircraft is particularly suitable for air travel at appropriate heights and / or adapted travel time and set up.
  • the aircraft may perform wind measurements in overflight and / or hover at a particular position in the geodetic coordinate system (geoposition) and / or in the object coordinate system.
  • the aircraft is equipped with several vertically acting drive units.
  • vertically acting means, in particular, that the drive units can act directly against a gravitational force acting on the aircraft, at least in hovering flight.
  • the drive units in flight may well have a (slight) inclination with respect to a vertical direction in the geodetic coordinate system and / or in the object coordinate system. The description here is thus based on the "theoretical ideal case", whereby this teaching is practically transferable into suitably inclined coordinate systems and accordingly equally valid.
  • each drive unit Preferably, four (4) or eight (8) drive units are provided.
  • the drive units are held in particular spaced from each other on cantilevers of the body.
  • Each drive unit preferably has at least one rotor.
  • each rotor has at least two rotor blades.
  • the drive units spaced apart from each other span a (plane or geometric) plane.
  • This level is regularly referred to as a so-called rotor level, at least when the drive units are each formed with rotors and all rotors lie in a common plane.
  • each drive unit is equipped with at least two (vertically) superposed rotors. Consequently, in these cases not all rotors can lie together in the same plane, but in each case groups of rotors (in this case 2x4) are then regularly located in a rotor plane.
  • the plane that is parallel to the rotor planes and (in the middle) between the outer rotor planes is relevant for these cases.
  • the at least one measuring device is mounted on the base body and arranged spaced apart from the drive units.
  • the center of gravity of the measuring system is located centrally above the level.
  • the metering center of gravity has the same distance to each drive unit (For example, seen in three dimensions and / or in the projection in the plane.) "Central" is to be understood in particular here that the exhibition center of gravity, when the view is directed from above to the aircraft or if a projection of the Messin therapiess focus is considered in the plane spanned by the drive units, in an area of the plane or falls on an area of the plane, which is not spanned by the drive units, in particular by the rotors of the drive units, and between the Particularly preferably, the center of gravity of the measuring device lies exactly in the middle between the drive units.
  • above-ground means that a gauge spacing is provided as the orthogonal distance between the gauge center and the top of the plane (rotor plane) Earth surface is turned away.
  • Such an arrangement of the measuring device centric, above the plane (rotor plane) avoids advantageously a particularly disturbing influence of the measurement results by the aircraft itself, in particular by the flow field of the rotors.
  • the measuring device is provided and set up for (local) measurement of a three-dimensional velocity vector of a flow field, in particular of a three-dimensional wind velocity vector (wind vector).
  • a measuring device offers, in particular in connection with a hoverable aircraft, the particular advantage that a particularly high accuracy in the detection of the speed vector, regardless of the position of the aircraft in space, is made possible. It should be borne in mind that with increasing inclination of the aircraft, an increasing proportion of the speed vector must be measured in the center of the measuring system.
  • a three-dimensional velocity profile in particular a three-dimensional wind velocity profile, can be determined in the environment of the object.
  • the aircraft has a total weight, in particular take-off weight, which is a maximum of 5 kg [kilograms]. This allows for widespread acceptance and flexible use of the aircraft.
  • the measuring device is formed at least with at least one 3D ultrasound anemometer or with at least one 3D hot-wire anemometer.
  • the 3D ultrasound anemometer has a number of, in particular three (3), ultrasound transmitters and a plurality, in particular three (3), ultrasound receivers, wherein a measurement path of fixed predetermined length is formed in each case between an ultrasound transmitter and an associated ultrasound receiver.
  • the ultrasound transmitters and ultrasound receivers are arranged such that the measurement paths are aligned obliquely, in particular orthogonally, with respect to one another.
  • the SD ultrasonic anemometer enables the measurement of the size and direction of the flow velocities in the three spatial directions on the basis of the measured transit times of the ultrasonic waves between the ultrasonic transmitter and the ultrasonic receiver.
  • the 3D hot-wire anemometer has a plurality of, in particular three (3) or four (4), hot wires, which are aligned obliquely, in particular orthogonal, to each other.
  • the 3D hot wire anemometer enables the measurement of the size and direction of the flow velocities in the three spatial directions.
  • the measuring principle of the 3D hot wire anemometer is based on the physical principle of forced convection. In this case, the physical relationship between the heat output of a heated wire to a flow and its flow velocity is used.
  • the aircraft is equipped at least with a flight condition detection device or with a position detection device.
  • the flight condition detection device preferably comprises a plurality of inertial sensors for measuring the accelerations and yaw rates of the aircraft. On the basis of this data, it is possible to infer the position of the aircraft in the room.
  • the inertial sensors are combined in an inertial measurement unit (inertial measurement unit, IMU).
  • the position detection device comprises a receiver of a differential satellite navigation system, particularly preferably a so-called DGPS (Differential Global Positioning System) receiver (DGPS).
  • DGPS Different Global Positioning System
  • a DGPS receiver allows for very accurate positioning (accuracy is in the range of 5 cm [centimeters]) because positional inaccuracies that can occur when using conventional satellite navigation systems (eg GPS) are due to fixed reference correction signals Stations are corrected.
  • the DGPS receiver can help to ensure a highly accurate positioning of the aircraft and thus also the measuring device at a waypoint.
  • the aircraft is equipped with an evaluation device that is provided and set up to read out and process measurement data of the measuring device, flight state data of the flight state detection device and position data of the position detection device, and the measurement data Based on the flight condition data and the position data.
  • the evaluation device can read position data from the flight condition detection device and speed data from the position detection device and correct the three-dimensional velocity vector of the flow field measured by the measuring device as a function of the position data and velocity data.
  • the The speed vector influenced by the aircraft movement movements can be eliminated or corrected.
  • the aircraft has an adjusting device, which is provided and set up to compensate for the overall center of gravity of the aircraft.
  • the overall center of gravity of the aircraft is set in particular so that it lies (exactly) in the plane (rotor plane).
  • the adjusting device advantageously makes it possible to set the overall weight distribution of the aircraft with (vertically) overhead or mounted measuring device such that a very good intrinsic stability of the aircraft can be achieved.
  • the adjusting device can cooperate with at least one, attached to the aircraft counterweight.
  • the counterweight can also fulfill an additional function in addition to providing a leveling compound, z. B. an energy storage, in particular a battery, be and / or this include.
  • the orthogonal distance between the counterweight center of gravity and the plane by means of the adjusting device may optionally be (flexibly) adjustable.
  • the adjustment device may comprise a cross member, a mounting rod, a threaded rod, a telescopic boom or the like.
  • the adjusting device is formed with a, in particular flexibly mountable and / or displaceable, Traverse, which is held on at least one leg of the aircraft (displaceable) or clamped between at least two legs of the aircraft.
  • a counterweight distance is set which can be determined as a function of the measuring device distance, the measuring device mass and the counterweight mass.
  • the following mathematical, formulaic relationship can serve this purpose:
  • the measuring device distance relates to the orthogonal distance between the measuring device center of gravity and the plane (rotor plane).
  • the counterbalance distance relates to the orthogonal distance between the counterweight center of gravity and the plane.
  • the countermass mass can be from 800 g to 2000 g, in particular from 900 g to 1700 g or even from 1100 g to 1400 g.
  • a large measuring device distance offers the advantage that the measurement results are influenced very little by the aircraft itself, in particular the rotors.
  • the drive units are each designed with at least two (2) superposed rotors.
  • a drive motor is assigned to each of the rotors.
  • the at least two superposed rotors are arranged or aligned in a so-called push-pull arrangement.
  • the lower rotor is set up and / or aligned so that he can push the aircraft upwards (pressure propeller).
  • the upper rotor is set up and / or aligned so that it can pull the aircraft upwards (draft propeller).
  • Such an arrangement advantageously allows compression of the lift-generating components, so that with the greatest possible redundancy, the smallest possible influence of the flow field on the Measuring device position can be done.
  • this arrangement enables the impulse force applied by the drive units and required for flying to be realized with the lowest possible air volume flow, which minimizes the influence of the measuring device.
  • a method for autonomously measuring a three-dimensional wind velocity profile in the vicinity of an object with an aircraft is proposed.
  • the aircraft is designed according to one of the variants proposed here.
  • the method comprises at least the following steps:
  • step a) is performed prior to the start of a measurement flight.
  • the steps b), c) and d) can be carried out continuously during the measuring flight of the aircraft in the order indicated.
  • the steps c) and d) are preferably carried out at or shortly after each waypoint has been reached. It is also possible that (only) steps b) and c) are carried out repeatedly during a measurement flight, wherein step c) is carried out in particular at each waypoint.
  • the determined measurement data can be stored on a storage unit of the aircraft and only be transmitted to the end of a measurement flight or after the landing of the aircraft to the ground station.
  • the evaluation of the measurement data in step c) first (locally) in a the aircraft associated Aircraft coordinate system is carried out, wherein the measurement data by means of an evaluation of the aircraft of the aircraft coordinate system at least in an object coordinate system or in a geodetic coordinate system are converted (so-called coordinate transformation) before the measurement data are transmitted to the ground station.
  • the measured data evaluated in step c) are corrected in the evaluation device with position data and position data of the aircraft.
  • the influences of the translational and rotational eigenmovements of the aircraft on the measurement of the velocity vector (in real time) can be detected by means of sensors, in particular by means of the flight state detection device and / or the position detection device, and corrected by means of corresponding algorithms integrated in the evaluation device.
  • This measured value correction preferably takes place before the coordinate transformation into the object coordinate system and / or the geodetic coordinate system.
  • the measurement data evaluated in step c) are fed to a control unit of the aircraft, wherein the control unit actuates the drive units as a function of the measured data.
  • the measured (local) velocity vector can serve as a feedback s large to improve the accuracy of a position control and / or attitude control of the aircraft. This can help to ensure a highly accurate positioning and / or orientation of the aircraft and thus also the measuring device at a waypoint.
  • an aircraft presented here for the autonomous measurement of a three-dimensional wind velocity profile in the environment of an object.
  • the aircraft can be used to calibrate a so-called lidar system (Light Detection And Range) or Sodar system (Sound / Sonic Detecting And Ranging).
  • the aircraft can be used to estimate the sound propagation in the environment of an object.
  • Fig. 1 an unmanned, hoverable aircraft in a perspective
  • FIG. 2 schematically, an unmanned, hoverable aircraft in a side view
  • FIG. 3 shows an illustration of a method for the autonomous measurement of a three-dimensional wind velocity profile in the environment of an object with an aircraft.
  • Fig. 1 shows an unmanned, hoverable aircraft 1 in a perspective view.
  • the aircraft 1 has a base body 2, on which four (4) vertically acting drive units 3 are held at a distance from each other.
  • Such an embodiment of an aircraft 1 is also referred to as a multicopter.
  • the spaced-apart drive units 3 span a (common) plane 4.
  • the drive units 3 are each designed with two superposed rotors 12.
  • Each of the rotors 12 is assigned here by way of example an electronic drive motor 21.
  • the aircraft 1 here has a total of eight (8) rotors 12 and eight (8) drive motors 21.
  • two (2) rotors 12 are combined with their associated drive motors 21 each to a drive unit 3 and arranged in a so-called push-pull arrangement or aligned.
  • a measuring device 5 is attached on the base body 2 and spaced from the drive units 3, a measuring device 5 is attached.
  • the measuring device 5 is set up to measure a three-dimensional velocity vector of a flow field.
  • the measuring device according to the illustration of FIG. 1 is formed by way of example with a 3D ultrasound anemometer 19.
  • FIG. 1 illustrates that the measuring device center of gravity 6 of the measuring device 5 is located centrally above the plane 4.
  • the aircraft 1 has an adjustment device 10 for compensating the overall center of gravity 11 of the aircraft 1.
  • the adjusting device 10 is formed by way of example with a cross-member which is arranged between the legs 24 of the aircraft 1.
  • a battery 22 is held as a counterweight 23.
  • FIG. 2 shows schematically an unmanned, hoverable aircraft 1 in a side view.
  • the aircraft 1 has a base body 2, are held at the vertically acting drive units 3 spaced from each other.
  • the drive units 3 are each designed with two superposed rotors 12.
  • the mutually spaced drive units 3 span a plane 4 (rotor plane), which is entered here as a dashed line and extends into the plane of the drawing.
  • the mounted on the base body 2 and spaced from the drive units 3 arranged measuring device 5 is exemplified here with an SD hot-wire anemometer 20 is formed.
  • the 3D hot wire anemometer 20 is configured to measure a three-dimensional velocity vector of a flow field.
  • the 3D hot-wire anemometer 20 has, by way of example, three (3) orthogonally oriented hot wires 25, of which two (2) hot wires 25 can be seen in the side view according to FIG.
  • the measuring device center of gravity 6 of the measuring device 5 is located centrally above the plane 4.
  • the aircraft 1 has an adjusting device 10.
  • the adjusting device 10 is exemplified with one of the main body 2 (FIG. vertically) downwardly facing mounting bar 26 is formed.
  • the mounting rod 26 is designed here, for example, at least in a partial region of its lateral surface with an external thread.
  • a counterweight 23 is held by way of example.
  • the position of the counterweight 23 on the mounting rod 26 can be fixed by means of nuts 27.
  • the counterweight 23 can be moved along the mounting bar 26 to change the position of the center of gravity 11 of the aircraft 1.
  • a measuring device distance 28 and a counterweight distance 29 are entered in FIG. 2.
  • the meter distance 28 refers to the orthogonal distance between the meter center of gravity 6 and the plane 4.
  • the counterweight distance 29 relates to the orthogonal distance between the counterweight center of gravity 30 and the level 4.
  • the overall center of gravity 11 of the aircraft 1 is adjusted by means of the adjusting device 10 such that the overall center of gravity 11 lies in the plane 4.
  • FIG. 3 serves to illustrate a method for the autonomous measurement of a three-dimensional wind speed profile in the environment of an object 13 with an aircraft 1.
  • waypoints 14 in the environment of the object 13 are determined.
  • waypoints 14 are shown in the environment in front of a wind turbine 31 by way of example.
  • the waypoints 14 are flown off with the aircraft 1, as illustrated by the arrows in Fig. 2.
  • measuring data are determined at each waypoint 14 by means of the measuring device 5.
  • the determined measurement data are transmitted to a ground station 15.
  • the evaluation of the measured data in this case the evaluation of the three-dimensional wind speed vector in the respective waypoint 14, initially takes place in an aircraft coordinate system 16 assigned to the aircraft 1.
  • the measured data are here as a rule from the aircraft coordinate system 16 to the object 13 associated object coordinate system 32 and / or converted into a geodetic coordinate system 17 before the measurement data are transmitted from the aircraft 1 to the ground station 15.
  • an aircraft is indicated that solves the problems described with reference to the prior art, at least partially.
  • the aircraft enables the most accurate possible detection of a three-dimensional wind speed vector in the environment of an object.
  • the aircraft has a low total mass and allows the most cost-effective detection of a wind speed profile in the environment of an object.
  • the aircraft ensures the least possible sensor interference and the greatest possible redundancy. LIST OF REFERENCE NUMBERS

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät (1) mit einem Grundkörper (2), an dem mindestens drei vertikal wirkende Antriebseinheiten (3) beabstandet zueinander gehalten sind, die eine Ebene (4) aufspannen, dadurch gekennzeichnet, dass beabstandet zu den Antriebseinheiten (3) auf dem Grundkörper (2) mindestens eine Messeinrichtung (5) befestigt ist, wobei die Messeinrichtung (5) zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes vorgesehen und eingerichtet ist und wobei der Messeinrichtungs-Schwerpunkt (6) der Messeinrichtung (5) zentral oberhalb der Ebene (4) liegt. Das Fluggerät kann zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts verwendet werden.

Description

Fluggerät zum Erfassen des Windvektors
Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät, das zum Erfassen eines Windvektors, bevorzugt in Echtzeit, vorgesehen und ein- gerichtet ist.
Bei der Planung, der Errichtung und/oder dem Betrieb von besonders hohen Objekten, insbesondere von modernen Windkraftanlagen, Hochhäusern, Leitungsmasten, Antennen oder dergleichen, besteht der Bedarf, die Windgeschwindigkei- ten im Umfeld des Objekts, insbesondere in großen Höhen, möglichst exakt erfassen zu können.
Hierzu ist es bekannt, Sensoren, die zur Erfassung von Windgeschwindigkeiten eingerichtet sind, an hohen Stativen zu befestigen und diese im Umfeld des Ob- jekts aufzustellen. Solche mit Sensoren ausgestatteten Stative sind auch als sogenannte meteorologische Messmasten bekannt. Der apparative und messtechnische Aufwand ist jedoch sehr hoch, wenn beispielsweise im Umfeld einer modernen Windkraftanlage ein vollständiges Windgeschwindigkeitsprofil erstellt werden soll.
Es wurden auch Versuche unternommen, solche meteorologische Messmasten durch unbemannte Kleinflugzeuge zu ersetzen. Hierbei erweist es sich jedoch als schwierig, die für ein präzises Messergebnis erforderlichen, regelmäßig sehr schweren und großen Messeinrichtungen in einem solchen Kleinflugzeug unter- zubringen. Daher wurden bisher maßgeblich zwei verschiedene Ansätze verfolgt, die jeweils darauf basieren, schwere und große Messeinrichtungen zu vermeiden.
Gemäß einem ersten Ansatz kann ein Kleinflugzeug mit möglichst kompakten und leichten Druck-Mess sonden ausgestattet werden, wie diese beispielsweise in der Luftfahrttechnik verwendet werden. Hierzu kann am Bug eines unbemannten, kleinen Flächenflugzeugs eine erweiterte Staudruck-Sonde mit neun Löchern vorgesehen werden. Bei einer solchen Neun-Loch-Sonde wird der Staudruck sowohl an der Spitze der Sonde als auch an vier, um das zentrale Loch angeordneten, Stellen gemessen, was eine Erfassung des Anströmwinkels des Flugzeugs ermöglicht. Hierzu kann an vier Stellen am Umfang der Sonde auch jeweils der statische Druck gemessen werden. Aus den gemessenen Druck-Daten wird auf die Wind- geschwindigkeit rückgeschlossen. Die Messung gemäß diesem Ansatz weist grundsätzlich zwei Nachteile auf: Zum einen ist es mit einem Flächenflugzeug regelmäßig nicht möglich, länger andauernde Messungen an einer bestimmten (ortsfesten) Position durchzuführen, was sich auch nachteilig auf die Reproduzierbarkeit der Messergebnisse auswirkt. Zum anderen ermöglichen die beschrie- benen Staudruck-Messungen bei geringen Strömungsgeschwindigkeiten nicht die gewünschte Genauigkeit.
Gemäß einem zweiten und alternativen Ansatz kann auf eine separate Strömungs- Messeinrichtungen verzichtet werden, wobei das unbemannte Kleinflugzeug selbst als Windsensor benutzt wird. Hierzu kann ein Quadrokopter als Sensor verwendet werden, wobei der Windvektor nur aus den Lagewinkeln des Quadro- kopters in Bezug auf die Horizontale berechnet wird. Auch bei diesem Ansatz kann bei geringen Strömungsgeschwindigkeiten nicht die gewünschte Genauigkeit erreicht werden.
Hiervon ausgehend ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die mit Bezug auf den Stand der Technik geschilderten Probleme zumindest teilweise zu lösen. Insbesondere soll ein Fluggerät angegeben werden, das ein besonders exaktes Erfassen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeits- Vektors im Umfeld eines Objekts ermöglicht. Zudem soll das Fluggerät eine geringe Gesamtmasse aufweisen und ein möglichst kosteneffizientes Erfassen eines Windgeschwindigkeits- Profils im Umfeld eines Objekts ermöglichen. Darüber hinaus soll das Fluggerät eine möglichst geringe Sensorbeeinflussung und möglichst große Redundanz gewährleisten.
Diese Aufgaben werden gelöst mit einem Fluggerät gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 1. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Fluggeräts sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben. Es ist darauf hinzuweisen, dass die in den abhängigen Patentansprüchen einzeln aufgeführten Merkmale in beliebiger, technologisch sinnvoller, Weise miteinander kombiniert werden können und weitere Ausgestaltungen der Erfindung definieren. Darüber hinaus werden die in den Patentansprüchen angegebenen Merkmale in der Beschreibung näher präzisiert und erläutert, wobei weitere bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung dargestellt werden.
Hierzu trägt ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät bei, das mit einem Grundkörper gebildet ist, an dem mindestens drei (im Wesentlichen) vertikal wirkende Antriebseinheiten beabstandet zueinander gehalten sind. Hierbei spannen die beabstandet zueinander positionierten Antriebseinheiten eine Ebene auf. Beabstandet zu den Antriebseinheiten ist auf dem Grundkörper mindestens eine Messeinrichtung befestigt. Die Messeinrichtung ist zur Messung eines dreidimensiona- len Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes vorgesehen und eingerichtet. Der Messeinrichtungs-Schwerpunkt der Messeinrichtung liegt dabei zentral oberhalb der Ebene.
Hiermit wird ein besonderes, bevorzugt autonom betreibbares, (Kleinst-) Flugge- rät (Micro Aerial Vehicle, MAV) angegeben, insbesondere zum (autonomen) Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts. Grundsätzlich kann es sich bei dem Objekt um ein (bereits) real existierendes oder ggf. auch um ein virtuelles (also z. B. ein geplantes und/oder zukünftig entstehendes) Objekt handeln. Als Objekt kommen hier eine Windkraftanlage, ein Hochhaus, ein Leitungsmast, eine Antenne oder dergleichen in Betracht. Bevorzugt ist das Objekt eine Windkraftanlage, so dass das Fluggerät insbesondere für Flugreisen in entsprechenden Höhen und/oder mit angepasster Reisezeit geeignet und eingerichtet ist. Das Fluggerät kann Windmessungen im Überflug und/oder im Schwebeflug an einer bestimmten Position im geodätischen Koordinatensystem (Geoposition) und/oder im Objekt-Koordinatensystem durchführen. Insbesondere um sowohl einen Geradeausflug, als auch einen Schwebeflug ermöglichen zu können, ist das Fluggerät mit mehreren, vertikal wirkenden Antriebseinheiten ausgestattet. Vertikal wirkend bedeutet hierbei insbesondere, dass die Antriebseinheiten einer auf das Fluggerät wirkenden Gravitationskraft zumindest im Schwebeflug direkt ent- gegenwirken können. Hierbei ist jedoch zu berücksichtigen, dass die Antriebseinheiten im Flug durchaus eine (geringe) Neigung in Bezug auf eine vertikale Richtung im geodätischen Koordinatensystem und/oder im Objekt-Koordinatensystem aufweisen können. Für die Beschreibung hier wird somit vom„theoretischen Ide- alfall" ausgegangen, wobei diese Lehre praxisgerecht einfach in zweckmäßig ge- neigte Koordinatensysteme übertragbar und dementsprechend ebenso gültig ist.
Bevorzugt sind vier (4) oder acht (8) Antriebseinheiten vorgesehen. Die Antriebseinheiten sind insbesondere an Auslegern des Grundkörpers beabstandet zueinander gehalten. Bevorzugt hat jede Antriebseinheit mindestens einen Rotor. In der Regel hat jeder Rotor mindestens zwei Rotorblätter.
Die beabstandet zueinander gehaltenen Antriebseinheiten spannen eine (plane bzw. geometrische) Ebene auf. Diese Ebene wird regelmäßig auch als sogenannte Rotorebene bezeichnet, jedenfalls dann, wenn die Antriebseinheiten jeweils mit Rotoren gebildet sind und alle Rotoren in einer gemeinsamen Ebene liegen. Nachstehend wird unter anderem auch vorgeschlagen, dass jede Antriebseinheit mit mindestens zwei (vertikal) übereinander angeordneten Rotoren ausgestattet ist. Folglich können in diesen Fällen nicht alle Rotoren gemeinsam in derselben Ebene liegen, sondern jeweils Gruppen von Rotoren (hier 2x4) liegen dann regelmä- ßig in einer Rotorebene. Für diese Fälle ist insbesondere die Ebene relevant, die parallel zu den Rotorebenen und (mittig) zwischen den außen liegenden Rotorebenen liegt.
Die mindestens eine Messeinrichtung ist auf dem Grundkörper befestigt und be- abstandet zu den Antriebseinheiten angeordnet. Hierbei liegt der Messeinrich- tungs-Schwerpunkt der Messeinrichtung zentral oberhalb der Ebene. Bevorzugt hat der Messeinrichtungs-Schwerpunkt zu jeder Antriebeinheit denselben Abstand (z. B. dreidimensional gesehen und/oder in der Projektion in der Ebene).„Zentral" ist hier insbesondere so zu verstehen, dass der Messeinrichtungs-Schwerpunkt, wenn der Blick von oben auf das Fluggerät gerichtet ist bzw. wenn eine Projektion des Messeinrichtungs-Schwerpunkts in die von den Antriebseinheiten aufge- spannte Ebene betrachtet wird, in einem Bereich der Ebene liegt bzw. auf einen Bereich der Ebene fällt, der nicht von den Antriebseinheiten, insbesondere nicht von den Rotoren der Antriebseinheiten, überspannt wird und der zwischen den Hochachsen der Antriebseinheiten liegt. Besonders bevorzugt liegt der Messeinrichtungs-Schwerpunkt genau mittig zwischen den Antriebseinheiten.
„Oberhalb" ist hier so zu verstehen, dass ein Messeinrichtungs-Abstand als orthogonaler Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt und der Oberseite der Ebene (Rotorebene) vorgesehen ist. Die Oberseite ist die, welche während normaler bzw. üblicher Flugzustände des Fluggeräts, von der Erdoberfläche ab- gewandt ist.
Eine solche Anordnung der Messeinrichtung zentrisch, oberhalb der Ebene (Rotorebene) vermeidet in vorteilhafter Weise eine besonders störende Beeinflussung der Messergebnisse durch das Fluggerät selbst, insbesondere durch das Strö- mungsfeld der Rotoren.
Die Messeinrichtung ist zur (lokalen) Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes, insbesondere eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsvektors (Windvektors), vorgesehen und eingerichtet. Eine solche Messeinrichtung bietet insbesondere im Zusammenhang mit einem schwebefähigen Fluggerät den besonderen Vorteil, dass eine besonders hohe Genauigkeit bei der Erfassung des Geschwindigkeitsvektors, unabhängig von der Lage des Fluggeräts im Raum, ermöglicht wird. Hierbei ist zu berücksichtigen, dass mit zunehmender Neigung des Fluggeräts ein immer größerer Anteil des Ge- schwindigkeitsvektors in der Messeinrichtungs-Hochachse gemessen werden muss. Durch ein Zusammenführen bzw. eine Kumulation der Messergebnisse mehrerer lokaler Messungen, insbesondere an verschiedenen vorbestimmten Wegpunkten im Umfeld des zu untersuchenden Objekts, kann ein dreidimensionales Geschwindigkeitsprofil, insbesondere ein dreidimensionales Windgeschwindigkeitsprofil, im Umfeld des Objekts ermittelt werden. Bevorzugt hat das Fluggerät ein Gesamtgewicht, insbesondere Abfluggewicht, das maximal 5 kg [Kilogramm] beträgt. Dies ermöglicht eine weitgehende Akzeptanz und einen flexiblen Einsatz des Fluggeräts.
Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die Messeinrich- tung zumindest mit mindestens einem 3D-Ultraschall- Anemometer oder mit mindestens einem 3D-Hitzdraht- Anemometer gebildet ist.
Das 3D-Ultraschall-Anemometer hat mehrere, insbesondere drei (3), Ultraschallsender und mehrere, insbesondere drei (3), Ultraschallempfänger, wobei jeweils zwischen einem Ultraschallsender und einem zugeordneten Ultraschallempfänger eine Messstrecke fester vorgegebener Länge gebildet ist. Die Ultraschallsender und Ultraschallempfänger sind so angeordnet, dass die Messstrecken schräg, insbesondere orthogonal, zueinander ausgerichtet sind. Das SD-Ultraschall- Anemometer ermöglicht die Messung der Größe und Richtung der Strömungsge- schwindigkeiten in den drei Raumrichtungen auf Basis der gemessenen Laufzeiten der Ultraschallwellen zwischen Ultraschallsender und Ultraschallempfänger.
Das 3D-Hitzdraht-Anemometer hat mehrere, insbesondere drei (3) oder vier (4), Hitzdrähte, die schräg, insbesondere orthogonal, zueinander ausgerichtet sind. Das 3D-Hitzdraht- Anemometer ermöglicht die Messung der Größe und Richtung der Strömungsgeschwindigkeiten in den drei Raumrichtungen. Das Messprinzip des 3D-Hitzdraht-Anemometers beruht auf dem physikalischen Prinzip der erzwungenen Konvektion. Hierbei wird der physikalische Zusammenhang zwischen der Wärmeabgabe eines erhitzten Drahtes an eine Strömung und deren Strömungsge- sch windigkeit genutzt. Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät zumindest mit einer Flugzustands-Erfassungseinrichtung oder mit einer Positions- Erfassungseinrichtung ausgestattet ist. Bevorzugt umfasst die Flugzustands- Erfassungseinrichtung mehrere Inertialsensoren zur Messung der Beschleunigun- gen und Drehraten des Fluggeräts. Auf Basis dieser Daten kann auf die Lage des Fluggeräts im Raum rückgeschlossen werden. Besonders bevorzugt sind die Inertialsensoren in einer inertialen Messeinheit (Inertial Measurement Unit, IMU) zusammengefasst. Weiter bevorzugt umfasst die Positions-Erfassungseinrichtung einen Empfänger eines differentiellen Satellitennavigationssystems, besonders bevorzugt einen sogenannten DGPS-Empfänger (Differential Global Positioning System, DGPS). Ein DGPS-Empfänger ermöglicht eine sehr genaue Positionsbestimmung (Genauigkeit liegt im Bereich von 5 cm [Zentimeter]), weil Positions- Ungenauigkeiten, die bei der Verwendung herkömmlicher Satellitennavigationssysteme (z. B. GPS) auftreten können, durch Korrektursignale von ortsfesten Re- ferenz Stationen korrigiert werden. Mittels des DGPS -Empfängers kann auch eine sehr genaue Bestimmung der Geschwindigkeit des Fluggeräts über Grund erfolgen. Zudem kann der DGPS-Empfänger dazu beitragen, eine hochgenaue Positionierung des Fluggeräts und somit auch der Messeinrichtung an einem Wegpunkt zu gewährleisten.
Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät mit einer Auswerteinrichtung ausgestattet ist, die dazu vorgesehen und eingerichtet ist, Messdaten der Messeinrichtung, Flugzustandsdaten der Flugzu- stands-Erfassungseinrichtung und Positionsdaten der Positions- Erfassungseinrichtung auszulesen und zu verarbeiten, und die Messdaten auf Basis der Flugzustandsdaten und der Positionsdaten zu korrigieren. Insbesondere kann die Auswerteeinrichtung Lagedaten aus der Flugzustands- Erfassungseinrichtung und Geschwindigkeitsdaten aus der Positions- Erfassungseinrichtung auslesen und den mittels der Messeinrichtung gemessenen dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektor des Strömungsfeldes in Abhängigkeit der Lagedaten und Geschwindigkeitsdaten korrigieren. Somit kann der durch Ei- genbewegungen des Fluggeräts beeinflusste Geschwindigkeitsvektor herausgerechnet bzw. korrigiert werden.
Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät eine Einsteileinrichtung hat, die zum Ausgleichen des Gesamt- Schwerpunkts des Fluggeräts vorgesehen und eingerichtet ist. Hierbei wird der Gesamt-Schwerpunkt des Fluggeräts insbesondere so eingestellt, dass er (genau) in der Ebene (Rotorebene) liegt. Die Einsteileinrichtung ermöglicht in vorteilhafter Weise, dass die Gesamt-Gewichtsverteilung des Fluggeräts mit (vertikal) oben liegender bzw. montierter Messeinrichtung derart eingestellt werden kann, dass eine sehr gute Eigenstabilität des Fluggeräts erreicht werden kann. Die Einsteileinrichtung kann hierfür mit mindestens einem, am Fluggerät befestigten Gegengewicht zusammenwirken. Das Gegengewicht kann neben der Bereitstellung einer Ausgleichsmasse auch eine Zusatzfunktion erfüllen, z. B. ein Energiespeicher, insbesondere ein Akku, sein und/oder diesen umfassen. Der orthogonale Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt und der Ebene mittels der Einsteileinrichtung kann gegebenenfalls (flexibel) einstellbar sein. Die Einstelleinrich- tung kann eine Traverse, eine Montagestange, eine Gewindestange, einen Teleskopausleger oder dergleichen umfassen. Bevorzugt ist die Einsteileinrichtung mit einer, insbesondere flexibel montierbaren und/oder verschiebbaren, Traverse gebildet, die an mindestens einem Standbein des Fluggeräts (verschiebbar) gehalten bzw. zwischen zumindest zwei Standbeinen des Fluggeräts aufgespannt ist.
Bevorzugt wird mittels der Einsteileinrichtung ein Gegengewichts-Abstand einge- stellt, der in Abhängigkeit von dem Messeinrichtungs-Abstand, der Messeinrich- tungs-Masse und der Gegengewichts-Masse bestimmbar ist. Hierzu kann folgender mathematischer, formelmäßiger Zusammenhang dienen:
Messsinrichtungs -Masse
Gegengewichts-Abstand > ■ esseinrichtungs-Abstand
Gegengewic Ms- Masse Hierbei betrifft der Messeinrichtungs-Abstand den orthogonalen Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt und der Ebene (Rotorebene). Der Ge- gengewichts-Abstand betrifft den orthogonalen Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt und der Ebene.
Bevorzugt ist ein Messeinrichtungs-Abstand von 10 cm bis 100 cm [Zentimeter], insbesondere von 20 cm bis 50 cm oder sogar von 25 cm bis 35 cm vorgesehen. Weiter bevorzugt ist eine Messeinrichtungs-Masse von 300 g bis 1.800 g [Gramm], insbesondere von 700 g bis 1200 g oder sogar von 900 g bis 1.100 g vorgesehen. Die Gegengewichts-Masse kann von 800 g bis 2000 g, insbesondere von 900 g bis 1.700 g oder sogar von 1.100 g bis 1.400 g betragen. Es kann ein Gegengewichts-Abstand von 10 cm bis 100 cm, insbesondere von 15 cm bis 50 cm oder sogar von 20 cm bis 25 cm vorgesehen sein. Ein großer Messeinrichtungs-Abstand bietet den Vorteil, dass die Messergebnisse sehr gering von dem Fluggerät selbst, insbesondere den Rotoren, beeinflusst werden. Ein großer Messeinrichtungs-Abstand kann jedoch zu einer sehr hohen Gesamt-Schwerpunktlage des Fluggeräts führen. Eine hohe Gesamt-Schwerpunktlage wurde jedoch bislang bei kleinen, unbemannten Fluggeräten nicht in Betracht gezogen, vermutlich weil davon ausgegangen wurde, dass diese sich sehr negativ auf die Eigenstabilität des Fluggerätes auswirkt.
Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die Antriebseinheiten jeweils mit mindestens zwei (2) übereinander angeordneten Rotoren ausgeführt sind. Bevorzugt ist jedem der Rotoren ein Antriebsmotor zu- geordnet. Besonders bevorzugt sind die mindestens zwei übereinander angeordneten Rotoren in einer sogenannten Push-Pull-Anordnung angeordnet bzw. ausgerichtet. Hierbei ist der untere Rotor so eingerichtet und/oder ausgerichtet, dass er das Fluggerät nach oben schieben kann (Druckpropeller). Der obere Rotor ist so eingerichtet und/oder ausgerichtet, dass er das Fluggerät nach oben ziehen kann (Zugpropeller). Eine solche Anordnung erlaubt in vorteilhafter Weise eine Komprimierung der auftriebserzeugenden Komponenten, sodass bei größtmöglicher Redundanz, eine möglichst geringe Beeinflussung des Strömungsfeldes an der Messeinrichtungsposition erfolgen kann. Mit anderen Worten ausgedrückt, ermöglicht dies Anordnung, dass die mittels der Antriebseinheiten aufgebrachte und zum Fliegen benötigte Impulskraft mit dem geringstmöglichen Luftvolumenstrom realisiert werden kann, was die Messeinrichtungs-Beeinflussung so gering wie möglich hält.
Nach einem weiteren Aspekt wird ein Verfahren zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts mit einem Fluggerät vorgeschlagen. Das Fluggerät ist dabei nach einer der hier vorge- schlagenen Ausführungsvarianten ausgestaltet. Das Verfahren umfasst zumindest die folgenden Schritte:
a) Bestimmen von Wegpunkten im Umfeld des Objekts;
b) Abfliegen der Wegpunkte mit dem Fluggerät;
c) Auswerten von mittels der Messeinrichtung ermittelten Messdaten;
d) Übermitteln der ausgewerteten Messdaten an eine Bodenstation.
Die oben angedeutete Reihenfolge der Verfahrens schritte a) bis d) ergibt sich bei einem regulären Ablauf des Verfahrens. Einzelne Verfahrens schritte können zeitgleich nacheinander und/oder parallel durchgeführt werden. Insbesondere wird Schritt a) zeitlich vor dem Beginn eines Messflugs durchgeführt. Die Schritte b), c) und d) können während eines Messflugs des Fluggeräts sich in der angedeuteten Reihenfolge kontinuierlich wiederholend ausgeführt werden. Bevorzugt werden die Schritte c) und d) bei bzw. kurz nach Erreichen jedes Wegpunkts durchgeführt. Es ist auch möglich, dass (nur) die Schritte b) und c) während eines Mess- flugs wiederholt ausgeführt werden, wobei Schritt c) insbesondere an jedem Wegpunkt durchgeführt wird. Hierbei können die ermittelten Messdaten auf einer Speichereinheit des Fluggeräts gespeichert werden und erst hin zum Ende eines Messflugs oder nach der Landung des Fluggeräts an die Bodenstation übermittelt werden.
Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Auswerten der Messdaten in Schritt c) zunächst (lokal) in einem dem Fluggerät zugeordneten Fluggerät-Koordinatensystem erfolgt, wobei die Messdaten mittels einer Auswerteeinrichtung des Fluggeräts von dem Fluggerät-Koordinatensystem zumindest in ein dem Objekt zugeordnetes Objekt-Koordinatensystem oder in ein geodätisches Koordinatensystem umgerechnet werden (sogenannte Koordinaten- Transformation), bevor die Messdaten an die Bodenstation übermittelt werden. Bevorzugt werden die in Schritt c) ausgewerteten Messdaten in der Auswerteeinrichtung mit Lagedaten und Positionsdaten des Fluggeräts korrigiert. Hierbei können die Einflüsse der translatorischen und rotatorischen Eigenbewegungen des Fluggeräts auf die Messung des Geschwindigkeitsvektors (in Echtzeit) mittels Sensorik, insbesondere mittels der Flugzustands-Erfassungseinrichtung und/oder der Positions-Erfassungseinrichtung, erfasst und mittels entsprechender, in der Auswerteeinrichtung integrierter Algorithmen korrigiert werden. Diese Messwertkorrektur erfolgt bevorzugt vor der Koordinaten-Transformation in das Objekt-Koordinatensystem und/oder das geodätische Koordinatensystem.
Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die in Schritt c) ausgewerteten Messdaten einer Steuereinheit des Fluggeräts zugeführt werden, wobei die Steuereinheit die Antriebseinheiten in Abhängigkeit der Messdaten betätigt. Mit anderen Worten kann der gemessene (lokale) Geschwindig- keitsvektor als Rückkopplung s große zur Verbesserung der Genauigkeit einer Positionsregelung und/oder Lageregelung des Fluggeräts dienen bzw. verwendet werden. Dies kann dazu beitragen, eine hochgenaue Positionierung und/oder Ausrichtung des Fluggeräts und somit auch der Messeinrichtung an einem Wegpunkt zu gewährleisten.
Die vorstehend im Zusammenhang mit dem Fluggerät erörterten Details, Merkmale und vorteilhaften Ausgestaltungen können entsprechend auch bei dem hier vorgestellten Verfahren auftreten und umgekehrt. Insoweit wird auf die dortigen Ausführungen zur näheren Charakterisierung der Merkmale vollumfänglich Be- zug genommen. Nach einem weiteren Aspekt wird eine Verwendung eines hier vorgestellten Fluggeräts zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts vorgeschlagen. Bevorzugt kann das Fluggerät zum Kalibrieren eines sogenannten Lidar-Systems (Light Detection And Ran- ging) oder Sodar-Systems (Sound/Sonic Detecting And Ranging) verwendet werden. Bevorzugt kann das Fluggerät zur Schätzung der Schallausbreitung im Umfeld eines Objekts verwendet werden.
Die vorstehend im Zusammenhang mit dem Fluggerät und/oder dem Verfahren erörterten Details, Merkmale und vorteilhaften Ausgestaltungen können entsprechend auch bei der hier vorgestellten Verwendung auftreten und umgekehrt. Insoweit wird auf die dortigen Ausführungen zur näheren Charakterisierung der Merkmale vollumfänglich Bezug genommen. Die Erfindung, sowie das technische Umfeld werden nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert. Es ist darauf hinzuweisen, dass die Erfindung durch die gezeigten Ausführungsbeispiele nicht beschränkt werden soll. Insbesondere ist, soweit nicht explizit anders dargestellt, auch möglich, Teilaspekte der in den Figuren erläuterten Sachverhalte zu extrahieren und mit anderen Bestandteilen und Erkenntnissen aus der vorliegenden Beschreibung zu kombinieren. Es zeigen:
Fig. 1: ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät in einer perspektivischen
Ansicht, Fig. 2: schematisch, ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät in einer Seitenansicht, und
Fig. 3: eine Veranschaulichung eines Verfahrens zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts mit einem Fluggerät. Fig. 1 zeigt ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät 1 in einer perspektivischen Ansicht. Das Fluggerät 1 hat einen Grundkörper 2, an dem vier (4) vertikal wirkende Antriebseinheiten 3 beabstandet zueinander gehalten sind. Eine solche Ausgestaltung eines Fluggeräts 1 wird auch als Multikopter bezeichnet. Die beab- standet zueinander angeordneten Antriebseinheiten 3 spannen eine (gemeinsame) Ebene 4 auf. Die Antriebseinheiten 3 sind jeweils mit zwei übereinander angeordneten Rotoren 12 ausgeführt. Jedem der Rotoren 12 ist hier beispielhaft ein elektronischer Antriebsmotor 21 zugeordnet. Somit hat das Fluggerät 1 hier insgesamt acht (8) Rotoren 12 und acht (8) Antriebsmotoren 21. Hier sind zwei (2) Rotoren 12 mit ihren zugeordneten Antriebsmotoren 21 jeweils zu einer Antriebseinheit 3 zusammengefasst und in einer sogenannten Push-Pull-Anordnung angeordnet bzw. ausgerichtet.
Auf dem Grundkörper 2 und beabstandet zu den Antriebseinheiten 3 ist eine Mes- seinrichtung 5 befestigt. Die Messeinrichtung 5 ist zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes eingerichtet. Hierzu ist die Messeinrichtung gemäß der Darstellung nach Fig. 1 beispielhaft mit einem 3D-Ultraschall- Anemometer 19 gebildet. Fig. 1 veranschaulicht, dass der Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 der Messeinrichtung 5 zentral oberhalb der Ebene 4 liegt. Es ist gezeigt, dass das Fluggerät 1 eine Einsteileinrichtung 10 zum Ausgleichen des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 hat. Gemäß der Darstellung nach Fig. 1 ist die Einsteileinrichtung 10 beispielhaft mit einer Traverse gebildet, die zwischen den Standbeinen 24 des Fluggeräts 1 angeordnet ist. An dieser Einsteileinrichtung 10 ist ein Akku 22 als Gegengewicht 23 gehalten. In Fig. 1 ist darüber hinaus zu erkennen, dass das Fluggerät 1 mit einer Flugzustands-Erfassungseinrichtung 7 und mit einer Positi- ons-Erfassungseinrichtung 8 ausgestattet ist. Beispielhaft sind hier eine Auswerteeinrichtung 9 des Fluggeräts 1, eine Steuereinheit 18 und die Flugzustands- Erfassungseinrichtung 7 in einem gemeinsamen Modul integriert. Fig. 2 zeigt schematisch ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät 1 in einer Seitenansicht. Das Fluggerät 1 hat einen Grundkörper 2, an dem vertikal wirkende Antriebseinheiten 3 beabstandet zueinander gehalten sind. Die Antriebseinheiten 3 sind jeweils mit zwei übereinander angeordneten Rotoren 12 ausgeführt. Die beabstandet zueinander angeordneten Antriebseinheiten 3 spannen eine Ebene 4 (Rotorebene) auf, die hier als gestrichelte Linie eingetragen ist und in die Zeichenebene hinein verläuft.
Die auf dem Grundkörper 2 befestigte und beabstandet zu den Antriebseinheiten 3 angeordnete Messeinrichtung 5 ist hier beispielhaft mit einem SD-Hitzdraht- Anemometer 20 gebildet. Das 3D-Hitzdraht- Anemometer 20 ist zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes eingerichtet. Hierzu hat das 3D-Hitzdraht-Anemometer 20 beispielhaft drei (3) orthogonal zueinander ausgerichtete Hitzdrähte 25, von denen in der Seitenansicht gemäß Fig. 2 zwei (2) Hitzdrähte 25 zu erkennen sind.
Der Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 der Messeinrichtung 5 liegt zentral oberhalb der Ebene 4. Zum Ausgleichen des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 hat das Fluggerät 1 eine EinStelleinrichtung 10. Gemäß der Darstellung nach Fig. 2 ist die EinStelleinrichtung 10 beispielhaft mit einer von dem Grundkörper 2 (vertikal) nach unten weisenden Montagestange 26 gebildet. Die Montagestange 26 ist hier beispielsweise zumindest in einem Teilbereich ihrer Mantelfläche mit einem Außengewinde ausgeführt. An dieser EinStelleinrichtung 10 ist beispielhaft ein Gegengewicht 23 gehalten. Die Position des Gegengewichts 23 an der Monta- gestange 26 kann mittels Muttern 27 fixiert werden. Das Gegengewicht 23 kann entlang der Montagestange 26 verschoben werden, um die Lage des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 zu verändern.
In der Fig. 2 sind zudem ein Messeinrichtungs-Abstand 28 und ein Gegenge- wichts-Abstand 29 eingetragen. Hierbei betrifft der Messeinrichtungs-Abstand 28 den orthogonalen Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 und der Ebene 4. Der Gegengewichts-Abstand 29 betrifft den orthogonalen Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt 30 und der Ebene 4. Gemäß der Darstellung nach Fig. 2 ist der Gesamt-Schwerpunkt 11 des Fluggeräts 1 so mittels der Einsteileinrichtung 10 eingestellt, dass der Gesamtschwerpunkt 11 in der Ebene 4 liegt.
Fig. 3 dient der Veranschaulichung eines Verfahrens zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts 13 mit einem Fluggerät 1. Zunächst werden Wegpunkte 14 im Umfeld des Objekts 13 bestimmt. In Fig. 3 sind beispielhaft Wegpunkte 14 im Umfeld vor einer Windkraftanlage 31 gezeigt. Die Wegpunkte 14 werden mit dem Fluggerät 1 abgeflogen, wie dies anhand der Pfeile in Fig. 2 veranschaulicht ist. Beispielhaft werden an jedem Wegpunkt 14 mittels der Messeinrichtung 5 Messdaten ermittelt. Die ermittelten Messdaten werden an eine Bodenstation 15 übermittelt. Das Auswerten der Messdaten, hier das Auswerten des dreidimensionalen Windgeschwindigkeits-Vektors in dem jeweiligen Wegpunkt 14, erfolgt zunächst in einem dem Fluggerät 1 zugeordneten Fluggerät-Koordinatensystem 16. Die Messdaten werden hier in der Regel von dem Fluggerät- Koordinatensystem 16 in ein dem Objekt 13 zugeordnetes Objekt- Koordinatensystem 32 und/oder in ein geodätisches Koordinatensystem 17 umgerechnet, bevor die Messdaten von dem Fluggerät 1 an die Bodenstation 15 übermittelt werden.
Damit ist ein Fluggerät angegeben, dass die mit Bezug auf den Stand der Technik geschilderten Probleme zumindest teilweise löst. Das Fluggerät ermöglicht ein möglichst exaktes Erfassen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeits- Vektors im Umfeld eines Objekts. Zudem weist das Fluggerät eine geringe Gesamtmasse auf und ermöglicht ein möglichst kosteneffizientes Erfassen eines Windgeschwindigkeits-Profils im Umfeld eines Objekts. Darüber hinaus gewährleistet das Fluggerät eine geringstmögliche Sensorbeeinflussung und größtmögli- che Redundanz. Bezugszeichenliste
1 Fluggerät
2 Grundkörper
3 Antriebseinheit
4 Ebene
5 Messeinrichtung
6 Messeinrichtungs-Schwerpunkt
7 Flugzustands-Erfassungseinrichtung
8 Positions-Erfassungseinrichtung
9 Auswerteeinrichtung
10 Einsteileinrichtung
11 Gesamtschwerpunkt
12 Rotor
13 Objekt
14 Wegpunkt
15 Bodenstation
16 Fluggerät- Koordinatensystem
17 geodätisches Koordinatensystem
18 Steuereinheit
19 3D-Ultraschall- Anemometer
20 3D-Hitzdraht- Anemometer
21 Antriebsmotor
22 Akku
23 Gegengewicht
24 Standbein
25 Hitzdraht
26 Montagestange
27 Mutter
28 Messeinrichtungs-Abstand
29 Gegengewichts-Abstand
30 Gegengewichts-Schwerpunkt Windkraftanlage
Objekt- Koordinatensystem

Claims

Patentansprüche
Unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät (1) mit einem Grundkörper (2), an dem mindestens drei vertikal wirkende Antriebseinheiten (3) beabstandet zueinander gehalten sind, die eine Ebene (4) aufspannen, dadurch gekennzeichnet, dass beabstandet zu den Antriebseinheiten (3) auf dem Grundkörper (2) mindestens eine Messeinrichtung (5) befestigt ist, wobei die Messeinrichtung (5) zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes vorgesehen und eingerichtet ist und wobei der Messeinrichtungs-Schwerpunkt (6) der Messeinrichtung (5) zentral oberhalb der Ebene (4) liegt.
Fluggerät nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Messeinrichtung (5) zumindest mit mindestens einem SD-Ultraschall- Anemometer (19) oder mit mindestens einem 3D-Hitzdraht- Anemometer (20) gebildet ist.
Fluggerät nach Patentanspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) zumindest mit einer Flugzustands-Erfassungseinrichtung (7) oder mit einer Positions-Erfassungseinrichtung (8) ausgestattet ist.
Fluggerät nach Patentanspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) mit einer Auswerteinrichtung (9) ausgestattet ist, die dazu vorgesehen und eingerichtet ist, Messdaten der Messeinrichtung (5), Flugzustandsdaten der Flugzustands-Erfassungseinrichtung (7) und Positionsdaten der Positi- ons-Erfassungseinrichtung (8) auszulesen und zu verarbeiten, und die Messdaten auf Basis der Flugzustandsdaten und der Positionsdaten zu korrigieren.
Fluggerät nach einem der vorhergehenden Patentansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (1) eine Einsteileinrichtung (10) hat, die zum Ausgleichen des Gesamtschwerpunkts (11) des Fluggeräts (1) vorgesehen und eingerichtet ist.
Fluggerät nach einem der vorhergehenden Patentansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinheiten (3) jeweils mit mindestens zwei übereinander angeordneten Rotoren (12) ausgeführt sind.
Verfahren zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts (13) mit einem Fluggerät (1) nach einem der vorhergehenden Patentansprüche, wobei das Verfahren zumindest die folgenden Schritte umfasst:
a) Bestimmen von Wegpunkten (14) im Umfeld des Objekts (13);
b) Abfliegen der Wegpunkte (14) mit dem Fluggerät (1);
c) Auswerten von mittels der Messeinrichtung (5) ermittelten Messdaten; d) Übermitteln der ausgewerteten Messdaten an eine Bodenstation (15).
Verfahren nach Patentanspruch 7, wobei das Auswerten der Messdaten in Schritt c) zunächst in einem dem Fluggerät (1) zugeordneten Fluggerät- Koordinatensystem (16) erfolgt, wobei die Messdaten mittels einer Auswerteeinrichtung (9) des Fluggeräts (1) von dem Fluggerät- Koordinatensystem (16) zumindest in ein dem Objekt (13) zugeordnetes Objekt- Koordinatensystem (32) oder in ein geodätisches Koordinatensystem (17) umgerechnet werden, bevor die Messdaten an die Bodenstation (15) übermittelt werden.
Verfahren nach Patentanspruch 7 oder 8, wobei die in Schritt c) ausgewerteten Messdaten einer Steuereinheit (18) des Fluggeräts (1) zugeführt werden, wobei die Steuereinheit (18) die Antriebseinheiten (3) in Abhängigkeit der Messdaten betätigt. Verwendung eines Fluggeräts (1) nach einem der Patentansprüche 1 bis 6 zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts (13).
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101822647B1 (ko) * 2017-07-05 2018-01-26 한국항공우주연구원 회전하는 3차원 초음파 풍속계 및 이를 이용한 3차원 풍속 측정 방법
CN109178300A (zh) * 2018-10-18 2019-01-11 南京信息工程大学 一种基于多旋翼无人机平台的测风装置
WO2022147284A1 (en) * 2020-12-31 2022-07-07 Michigan Aerospace Corporation System and method for high speed sonic temperature and airspeed measurements for inputs to an air data system
CN113252294B (zh) * 2021-06-16 2022-01-07 西南交通大学 一种跨海大桥空间风速风向测试系统及监测方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6419186B1 (en) * 2000-03-31 2002-07-16 Rosemount Aerospace Inc. Standoff mounting for air data sensing probes on a helicopter
DE102004034894A1 (de) * 2004-07-19 2006-03-16 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren und Vorrichtung zur Bestimmung der absoluten Windgeschwindigkeit
US8219267B2 (en) * 2010-05-27 2012-07-10 Honeywell International Inc. Wind estimation for an unmanned aerial vehicle
KR101042200B1 (ko) * 2010-09-02 2011-06-16 드림스페이스월드주식회사 Ｐｃｂ를 사용한 무인 비행체
US20130158749A1 (en) * 2011-12-14 2013-06-20 Aaron Contorer Methods, systems, and apparatuses for measuring fluid velocity
US8571729B2 (en) * 2012-02-08 2013-10-29 The Boeing Company Wind calculation system using a constant bank angle turn
DE102012213261B4 (de) * 2012-07-27 2022-08-11 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zum Betreiben einer Luftfahrzeugeinrichtung und zur Durchführung von Messungen sowie Luftfahrzeugeinrichtung, Basisstation und Anordnung zur Durchführung eines derartigen Verfahrens
ITTO20130485A1 (it) * 2013-06-13 2013-09-12 Kite Gen Res Srl Sistema per la misura della velocità del vento in quota.
GB2515578A (en) * 2013-06-30 2014-12-31 Wind Farm Analytics Ltd Wind Turbine Nacelle Based Doppler Velocimetry Method and Apparatus

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