JP2021523055A - ドローンのためのステーショニング及び自動管理ベース - Google Patents

Abstract

【課題】無人航空機の吊り下げ式着陸及び離陸並びに管理ベースを提供する。
【解決手段】ベースは、本体内部の航空機のためのステーショニング領域を画定する、連続内部壁及び開口部が提供された本体を備える。ベースは更に、航空機の被制御フッキング及び／又はリリースを可能にすることによって、航空機の取り付け部分を係合するように構成された２本のグリップアームが提供された保持手段を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、無人航空機の分野に関する。

より具体的に言えば、本発明は、無人航空機の着陸及び離陸並びに自動管理のためのステーショニングベースに関する。

参照技術分野において、一般にドローンと呼ばれる、特にプロペラ駆動を提供するタイプのいわゆる無人航空機の着陸及び離陸操縦は、ステーショニングベースを使用することができる。

ベースは航空機専用の着陸地点の機能を果たし、それを通して、例えば構成要素の保守、設定、交換などのアクティビティ、及び他の類似のアクティビティを実行するために手動のアクセスを再取得することが可能である。

ベースによって検出された平面を基準面と判断することによって、知られているように、着陸を行うためのドローン軌道（垂直離陸におけるＶＴＯＬ）は、基準面に対して上から下への動きと共にベース上に到達してベースに乗り、またその逆に、離陸軌道は、らせん構造の推進力のおかげで、ドローンが実際にベース自体から持ち上がるような、下から上への動きを含む。

特に模型飛行機の分野を参照すると、前述のベースは一般にサイズが小さく、ベースをセンタリングするために必要な動きの精度のための非常に大きな困難、及び、ドローンによって又は風によって誘発される気流の存在に起因した、例えば、ドローンのらせん構造自体によってベース上に生成される渦に起因した複雑さを有する、自動着陸操縦を有し、ベースへの進入復行である、かなりの割合の障害を伴う操縦を含む。

例えば、ベースへの着陸段階中の下降操縦を考えれば、このようにドローンを、空気力学的失速の状態、及びその後、着陸又は上昇段階に関してより不安定な飛行の状態に近づけることによって、揚力は、らせん翼の外形の迎え角を減少、及び逆に増加させる。すなわちこの現象又は風の存在が、ペイロード及びバッテリのフッキング及び変更／交換手順を考えれば、ベースに関してドローンをセンタリングすることの困難さから適切に切り離して操縦を完了させるためにベースのサイズをかなり大きくすることによって、着陸段階においてより大きな割合のエラーを含む可能性がある。

次いで、本発明の目的は前述の問題を克服することであり、これは、請求項１に定義されたような着陸及び離陸ベースを介して取得される。

特に本発明の目的は、無人航空機のための、有利には、また更には無人航空機をカバー／保護するように構成された、着陸及び離陸ベースを示すことであり、ベースは構造的には単純であり、正常な「着陸」及び締結、並びに、静止／固定ステーション上での離陸段階及び上記すべての着陸段階中の航空機の操縦性を向上させるために有効である。

本発明の追加の特徴は、対応する従属項に定義されている。

本発明は、無人航空機のための吊り下げ式着陸及び離陸ベースに関する。ベースは、本体内部の航空機のためのステーショニング領域を画定する、連続内部壁及び開口部が提供された本体を備える。ベースは更に、航空機の被制御フッキング及び／又はリリースを可能にすることによって、航空機の取り付け部分を係合するように構成された２本のグリップアームが提供された保持手段を備える。より詳細には、連続内部壁は保持手段に向かって収束する切頂円錐形を有し、開口部はより大きなベース表面に配置される。ベースの全体構成は、アセンブル状態で、保持手段が、航空機がフックされステーショニング領域内部に少なくとも部分的に収容されているグリップ状態、及び、航空機がリリースされ離陸中に本体の開口部を介して自由に落下できるリリース状態、であることを想定できるようになっている。

こうしたソリューションによって、従来の着陸軌道を逆転させ、すなわち航空機が基準面に関して上昇位置にあるベースに向かって上昇し、保持機構を介してベース上に係合する軌道とすることができる。このようにして、航空機、特にそのプロペラのらせん翼は、航空機が空気力学的失速の状態にある際のリスクを低減させ、その後、その安定性及び制御を向上させることによって、上昇中に漸進的に減少する迎え角を有するため、「着陸」の信頼性に関して著しい利点が得られる。

更に、前述のベースの構成は、ベース上の航空機のらせん翼によって生成される気流がらせん翼と干渉しないため、気流の悪影響を低減させる。このようにして、より良い安定性、及び、その後ベースをセンタリングするために航空機を移動させる際の精度が得られる。

追加の有利な態様に従い、本発明は、ベースの形状と航空機の取り付け部分との間で機械的に実行される、ベース内でのドローンの誘導及びセンタリングを可能にする。実際に、取り付け部分とベースの内部壁との間の接触中に発生する力は、特に上昇中の着陸段階において自己安定型の動きを提供することによって、好ましくは実質的にベースの円錐形又は切頂円錐形状の中央領域に向かう動きに、航空機を誘導する。航空機の取り付け部分、好ましくは、そのフレーム本体から突出する部分として実装される部分の、ベースの内部壁との接触によって、運動力学の安定性が具体的に保証される。このようにして、航空機をベースの外側に向かう動きに誘導する逆の効果を取得することによって、航空機の更なる及び異なる構成要素、例えば航空機のらせん構造又は可能な突出部などが、ベースと接触するのを防止する。

こうしたソリューションが提供するいくつかの利点の中に、従来よりもサイズが制限されたベースを実装し、同時にセンタリングの際により大きな効果を保証する可能性さえもある。

本発明の他の利点は、その特徴及び使用モードと共に、結果として、限定するためではなく例として示された本発明の好ましい実施形態の下記の詳細な説明から明らかとなろう。

同封の図面に示される図を、下記で参照する。

好ましい実施形態に従った、無人航空機のための離陸及び着陸ベースの使用状態及びアセンブル状態を示す全体図である。 図１のベース、及び、ベースに接近するか又はベースから離れる段階における航空機、を示す側断面図である。 図１のベース、及び、航空機の軌道をセンタリングするための動作段階中の図２の航空機、を示す側断面図である。 航空機のグリップ状態における、図１のベース及び図２の航空機を示す側断面図である。 航空機の離陸状態における、図１のベース及び図２の航空機を示す側断面図である。

下記で、前述の図面を参照しながら本発明を説明する。

第１の図１を参照すると、アセンブル状態及び使用状態における、本発明の好ましい実施形態に従った無人航空機２のための着陸及び離陸ベース１が示される。ベースは結果として、下記でより詳細に示すように、着陸及び離陸段階において正しい接近及びセンタリングを可能にする、航空機のためのセンタリングベースのように更に構成される。

「ベース」という用語の下で、デバイスは、航空機を支持する要素である、航空機の一時的又は永続的なステーショニング及び／又はカバーを可能にするために、航空機と協働する傾向があるものと識別されるべきであることを意味する。

ベース１の構成は、ステーショニングが、例えば下記で考察する、バッテリの交換及び／又は再充電、航空機自体の「ペイロード」として定義されるセンサの変更などの、ベース１の着陸及び離陸の段階に対する、航空機２の又は航空機２上の追加の動作状態を含むことができるようなものである。

更に本発明のコンテキストを考察すると、「無人航空機」という表現はドローンという用語、及びこれに起因するすべてのタイプの車両、中でも模型飛行機と等価である。すなわち本発明は、多様な分野で適用可能であり、ビデオ監視、工場及び構造物の自動検査、関係サイトの安全性、エンターテインメント、又は類似のコンテキストなどの、コンテキストでの使用が好ましい。

更に、例示の実施形態では、提示される航空機２のタイプは特に４本の回転翼を伴うらせんタイプであるが、本発明に従ったベース１は、推進力がらせんタイプとは異なるが、概して単一回転翼又は複数回転翼を伴う航空機で使用するのに適している。

図２を見るとわかるように、ベースは、連続内部壁１０ａが提供された本体１０と、本体内部に航空機２のためのステーショニング領域１２を画定する開口部１１とを備える。

例示された実施形態において、ベース１は、好ましくは、航空機２の操縦手順のために基準面に関して吊り下げ位置で、本体１０を壁又は固定構造に固定するように構成された、支持手段１３を備える。

例えば図１の基準Ｐで指定された地面などの、ベース１の動作力学を示すための基準面を考慮することによって、「着陸」という用語の下では、ベース１の特定の構成が、航空機が軌道Ｔに関して接近し、下から上に向けて、すなわち基準面Ｐから遠くへ移動して着陸することを可能にする、特定の操縦が意図される。これとは逆に、また図５を参照すると、「離陸」という用語の下では、航空機２の上から下に向けての、すなわち（図５には示されていないが、例えば地面などの）基準面に接近する、軌道Ｔを用いたベース１からの脱離及び被制御下降を可能にする、特定の操縦が意図される。

前述のように、支持手段１３を提供することによって、有利には、例えば図１に示されたような壁ブラケットを介したベース１の吊り下げが可能になる。支持手段は、異なるタイプ（例えば、静止及び移動、すなわち車両の両方、ボート又は車両）とすることが可能であること、及び基準面Ｐは地面ではなく、すなわち踏板など、すなわち水域の表面又は海面とすることが可能であることが意図される。更に、同じ本体１０は、結果として基準面Ｐに関してベース１の吊り下げのための支持構造となるように形成可能である。最終的に図示されていないケースでは、こうした支持構造は、例えば基準面Ｐ上に基礎を置く（更には伸縮式の）要素を伴う台座タイプの構成を有し、ベース１を吊り下げ位置に維持することが可能である。

図２を参照すると、ベース１は更に、例示の機械的手段において、航空機２の取り付け部分２１を係合し、航空機２の被制御フッキング及び／又はリリースを可能にするように構成されているが、磁気及び／又は空気圧式とすることが可能である、保持手段１４を備え、しかしながらシステムは、電気又は被制御アクチュエータの支援なしに締結することが可能である。

こうした取り付け部分２１は、有利には、本体１０の連続内部壁、及び好ましくは平滑な壁１０ａとの接触のおかげで、航空機２をベース内部の中央領域に向けて依然として誘導可能にすることによって、航空機２の上昇（又は着陸段階）中の誘導さえも可能である。こうした態様は、下記でより詳細に説明する。

次いで、ベース１の構成は、使用中、保持手段１４が、航空機２がフックされ、少なくとも部分的にステーショニング領域１２内部に収容されるグリップ状態、及び、航空機２がリリースされ、離陸時に開口部１１を介してベース１から遠くへ自由に移動できるリリース状態であることを、想定できるようになっていることは明白である。

本発明に従ったベース１は、従来の着陸軌道Ｔの方向を逆転させることが可能であり、すなわち、航空機２が基準面Ｐに関して上昇位置にあるベース１に向かって上昇し、保持機構を介してベース１に係合する軌道であることを理解されよう。このようにして、ドローン２は、好ましくは参照番号２２で指定されたそのモータのらせん翼に関連して、ドローン２が空気力学的失速の状態にある際のリスクを低減させ、その後、その安定性及び制御を向上させることによって、上昇段階において減少する迎え角を有するため、「着陸」の成功に関して著しい利点が得られる。

更に、ベース１上のらせん翼２２によって生成される気流は、結果として基準面Ｐに向けて誘導され、その上方の吊り下げ式ベース１とは干渉しないため、気流の悪影響は劇的に低減される。このようにして、ベース１をセンタリングするために航空機２を移動させる際に、より良い精度が得られ、したがって従来よりもサイズが制限されたベースの実装が可能となる。

好ましくは、本体１０は切頂円錐形又は実質的に切頂円錐形状を有し、航空機２がステーショニング領域１２に収容又は離脱するために通過する開口部１１は、切頂円錐のより大きなベース面にある。より一般的に言えば、好ましくは、本体１０の形状は少なくとも開口部１１から遠い位置に最小直径を伴う部分を備える。

図３を見ればわかるように、このようにして本体１０の内部壁１０ａは、好ましくは保持手段１４に向かって収束し、少なくともベース１上への着陸のための段階において、係合部分２１の１つの頂点要素２１ａを介して、航空機２のための誘導及びセンタリング機能を果たす。

こうした形状は、位置決め補助システムを配置する必要なしに精密な着陸を保証することによって、航空機位置の自己センタリング機構の機能を果たす。

ベースの本体内部の航空機の入口開口部１１は、たとえ開口部１１の半径に等しいセンタリングエラーを伴っても着陸上昇の開始を可能にするように十分に拡張されており、内部壁１０ａは航空機の格納及びカバー表面をも表す。すなわち内部壁は、誘導面の機能と、連続的であり好ましくは平滑な壁である場合、収容及びカバー面の機能と、の両方を果たす。

特に、本発明に従ったベース１は、自己センタリング着陸軌道Ｔ、すなわち、締結システムに関してセンタリング外れ位置にある場合であっても、強制的に必要な場合、例えば内部壁１０ａ近くをかすめることによって、保持手段１４に到達することによって、航空機２がベース１に向かって上昇する軌道が、好ましくはセンタリング位置、及び本体１０の最小半径を伴うセクションに配置された、航空機と係合できるようにすることを理解されよう。

たとえ切頂円錐形状を伴う本体１０の提供と組み合わせて提供される変形実施形態においても、ベース１は、本体１０の内部壁１０ａのうちの１つと一緒の場合、航空機２によって保持手段１４をセンタリングするための動作を可能にする、位置決め手段１５を含むことができる。

特に、位置決め手段１５は、本体１０に関して航空機２の相対位置（例えば、垂直軸に関した回転）を決定するように構成され、図示された実施形態では、ステーショニング領域１２に対向するチャンバ１６内に収容される。

有利には、位置決め手段１５は、所定の着陸及び／又は離陸軌道に応じて、航空機２の着陸及び／又は離陸軌道Ｔと通信し、これを修正するように構成された、制御ユニット１５ａを備える。

位置決め手段１５は、自動的に又はオペレータによって手動で遠隔制御可能である。図２の例を参照すると、好ましくは、制御ユニット１５ａは、航空機の位置パラメータに関連付け可能な、光信号及び／又は無線信号の受信器及び／又は発信器１５ｂを備える。例えば制御ユニット１５ａは、素描線Ａで指定された、及び、画像処理アルゴリズム又はその他などの位置特定アルゴリズムを介して、動作フィールド内の航空機２を検出するチャンバを備え、所定の位置に関した誤差を計算すること、及び、保持手段１４に向かった上昇中に軌道Ｔの補正動作を航空機２に通信すること、によってチャンバに関した航空機２の相対的偏移を決定する。

好ましくは、保持手段１４は少なくとも部分的にチャンバ１６内に配置され、ベース１の好ましい実施形態において、中央本体１０の開口部１１が配置される位置とは反対の位置、好ましくは、本体１０が切頂円錐形状を有する場合、ベースの小さい側に配置される。

実施形態において、チャンバ１６は、選択されたタイプの航空機２の取り付け部分２１を確実に収容するように、特定の方法でサイズを決定することが可能な形状を有する。

保持手段１４は、好ましくは、少なくともアームが、好ましくは２本のアームが提供され、各々が参照番号１４ａで指定された、プライヤ状のグリップシステムを備える。この場合、好ましい実施形態によれば、保持手段１４は図示されていない戻り手段に関連付けられ、少なくとも１本のアーム１４ａをグリップ状態で維持し、保持手段１４上の航空機２の推進運動中にグリップシステムの一時開口を可能にするように構成される。実際に、好ましい実施形態において、ベース内の航空機のグリップは電子又は被制御システムの支援なしに保証され、すなわち航空機は、着陸段階中に上方への推進運動のみによってしっかりとフッキングすることができる。

戻り手段は可逆的弾性要素とすることができ、グリップシステムのアーム１４ａは、航空機２がステーショニング領域１２内の入口方向に一致する推進方向に従って端部１４０を押し付けたときにのみ、保持手段１４の開口を容易にするような招き外形を伴う、端部１４０を含むことができる。

代替として又は直前で述べた内容と組み合わせて、保持手段１４は、好ましくは、図には見られない作動手段によって開口するように駆動される。

図４及び図５は、それぞれ、航空機２上の保持手段１４のグリップ状態及びリリース状態を示し、本発明に従ったベース１は、航空機の安定したステーショニング及び航空機の被制御リリースを可能にすることを理解されよう。

前述のように、保持手段１４は、好ましくは少なくとも１つのらせん２２が提供された回転翼手段２３に接続されたフレーム本体２０を備える、ドローン２の取り付け部分２１と干渉することによって協働する。有利には、取り付け部分２１はキノコ状に展開し、例えば例に示されるようなドーム状の外形を伴い、周辺縁部２１ｂを形成するように成型された係合頂点要素２１ａを備える。

好ましくは、取り付け部分２１は、ベース１上での航空機のグリップ状態において、回転翼手段２３は結果としてステーショニング領域１２の外側に位置決めされるような、全延長部を有する。

下記で詳細に説明するように、好ましくは、係合頂点要素２１ａは、制御ユニット１５ａに関連付けられた検出手段１５ｂ（それぞれ、光源の発信器及び／又は受信器）を介して、航空機をより適切に識別するために、その内部に光源（又はその逆に、これを検出できるデバイス）を収容する。

有利には、保持手段１４は、グリップ状態において少なくとも航空機２自体の上での回転を可能にするように構成される。

好ましくは、グリップシステムのアームの端部１４０は、ベース１上でフック状態にあるとき、実際に航空機２自体の上での回転を可能にするように周辺縁部２１ｂを係合する。変形実施形態において、保持手段１４は、対応する磁気又は磁化可能要素、すなわち、航空機２の取り付け部分２１に提供される空気圧式要素と協働する、磁気又は空気圧式要素を含むことができる。

このようにして、ベース１は前述のように航空機２の更なる操作性を保証する。

実際に、例えば（図示されていない）本体上に、好ましくは本体１０の側壁に取得されるドアなどの第２の開口部を提供することによって、航空機２が保持手段１４によってフックされるとき、ステーショニング領域１２内部にアクセスすることが可能である。航空機２はそれ自体を中心に、特にその対称垂直軸を中心に回転可能であるため、航空機２は、例えば欠陥部又は第２の開口部においてバッテリを供給する領域を適切に顕在化させることによって、修理及び／又は保守及び／又は交換の手順を可能にするように位置決めすることができる。

好ましくはバッテリは、例えば磁気、電気、及び／又は機械タイプの自動フッキングシステムを用いて航空機２に接続される。バッテリの交換は、一方の端部においてバッテリ自体へのフッキングのためのシステムを担持する、ベース１の本体１０の外側に配置された多関節アームを介して実施可能である。多関節アームは第２の開口部を介して航空機２にアクセスし、航空機のバッテリに到達し、これをベース１の外側に運ぶことによって抜き出す。その後多関節アームは、抜き出しの動きと正反射の動きによって、飛行順に航空機２を復元することによって、新しいバッテリを挿入することになる。

こうした手順は、オペレータによって手動で、或いは自動的に実行可能であり、ベース１は、可能な最短時間で新規飛行の準備ができるようにするために、航空機２のバッテリを再充電統合システムに接続する、自動化接続手段を提供することも可能である。

航空機は、好ましくは、航空機２の位置パラメータに関連付けられた信号を送信及び／又は受信するように構成され、また信号に従ってその軌道Ｔを修正するように構成された、制御モジュール２４を備える。変形実施形態において、制御モジュール２４は、ベース１の制御ユニット１５ａと協働する、例えば赤外線スペクトル上での動作ＬＥＤを伴うタイプの光源を少なくとも備え、光源は好ましくは少なくとも部分的に取り付け部分２１に、又はより好ましくは係合頂点要素２１ａに配置される。

以上、本発明をその好ましい実施形態を参照しながら説明してきた。本明細書において例として説明する好ましい実施形態において実装される技術的ソリューションは各々、有利には、同じ発明の主要部に属する他の実施形態を作成するために、それらの間で異なるように組み合わせることが可能であるが、それらすべては下記で報告する特許請求の範囲の保護範囲内にあることが意図される。

例えば、ベースへの着陸段階中の下降操縦を考えれば、このようにドローンを、空気力学的失速の状態、及びその後、着陸又は上昇段階に関してより不安定な飛行の状態に近づけることによって、揚力は、らせん翼の外形の迎え角を減少、及び逆に増加させる。すなわちこの現象又は風の存在が、ペイロード及びバッテリのフッキング及び変更／交換手順を考えれば、ベースに関してドローンをセンタリングすることの困難さから適切に切り離して操縦を完了させるためにベースのサイズをかなり大きくすることによって、着陸段階においてより大きな割合のエラーを含む可能性がある。欧州特許第２９７４９５８号は、無人航空機を格納及び再装填するための球形ケースが提供された装置を開示する。米国特許第２０１２／２９２４３０号は、無人機と、無人機を発射及び回収するためのベースと、を備えるシステムを開示し、ベースはドッキングステーションを備え、ベースを介して無人機を誘導するための誘導手段として、間隔を空けた変形可能チューブが装備される。国際出願第２０１５／１９５２０２号は、半球形本体と、無人航空機を保持及び発射するための磁気保持手段と、を伴うステーショニングベースを開示する。

Claims (16)

1. 無人航空機（２）のための着陸及び離陸ベース（１）であって、
   開口部（１１）が提供され、本体内部にステーショニング領域（１２）を画定する連続内部壁（２１ａ）を備える本体（１０）と、
   前記航空機（２）の取り付け部分（２１）を係合するように、及び、前記航空機の被制御フッキング及び／又はリリースを可能にするように、構成され、２本のグリップアーム（１４ａ）が提供された保持手段（１４）と、を備え、
   前記連続内部壁（２１ａ）は、前記保持手段（１４）に向かって収束する切頂円錐形状を有し、前記開口部（１１）はより大きなベース表面に配置され、
   前記ベース（１）の全体構成は、使用中、前記保持手段（１４）が、前記航空機（２）がフックされ前記ステーショニング領域（１２）内部に少なくとも部分的に収容されているグリップ状態、及び、前記航空機（２）がリリースされ離陸中に前記開口部（１１）を介して自由に落下できるリリース状態、であることを想定できるようになっている、着陸及び離陸ベース（１）。
2. 前記航空機（２）の操縦手順のために基準面（Ｐ）に関して吊り下げ位置で前記本体（１０）を固定するように構成された支持手段（１３）を更に備える、請求項１に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
3. 前記本体（１０）に関して前記航空機（２）の相対位置を決定するように構成された位置決め手段（１５）を更に備える、請求項１又は２に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
4. 前記位置決め手段（１５）は、前記ステーショニング領域（１２）に対向する前記本体（１０）のチャンバ（１６）に収容される、請求項１から３の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
5. 前記位置決め手段（１５）は、所定の着陸及び／又は離陸軌道に応じて前記航空機の着陸及び／又は離陸軌道（Ｔ）と通信し、これを修正するように構成された制御ユニット（１５ａ）を備える、請求項３又は４に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
6. 前記制御ユニット（１５ａ）は、前記航空機（２）の位置パラメータに関連付け可能な光信号及び／又は無線信号の受信器及び／又は発信器（１５ｂ）を備える、請求項５に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
7. 前記２本のグリップアーム（１４ａ）のうちの少なくとも１本を前記グリップ状態で維持し、前記２本のグリップアーム（１４ａ）のうちの少なくとも１本上での前記航空機（２）の推進運動中に、前記保持手段（１４）の一時開口を可能にするように構成された戻り手段を更に備える、請求項１から６の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
8. 前記保持手段（１４）は、作動手段によって開口するように駆動される、請求項１から７の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
9. 前記保持手段（１４）は、前記グリップ状態において、前記航空機（２）のそれ自体を中心とする回転を少なくとも可能にするように構成される、請求項１から８の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
10. 前記本体（１０）は、前記航空機（２）が前記ステーショニング領域（１２）の内部にあるときに、前記ステーショニング領域（１２）にアクセスできるように成型された第２の開口部を有する、請求項１から９の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）。
11. 請求項１から１０のいずれか一項に記載の前記航空機（２）の着陸及び／又は離陸ベース（１）と協働するのに適した無人航空機（２）であって、
    少なくとも１つのらせん（２２）が提供された回転翼手段（２３）に接続されたフレーム本体（２０）を備え、
    前記航空機（２）の前記保持手段（１４）への接近運動中、前記保持手段（１４）に関して係合頂点要素（２１ａ）の自己センタリングを実装することによって、前記ベース（１）の前記連続内部壁（２１ａ）と干渉するように成型された、前記係合頂点要素（２１ａ）を備える取り付け部分（２１）が前記フレーム本体（２０）から突出し、また、
    前記取り付け部分（２１）は、前記ベース（１）上での前記航空機のグリップ状態において、前記回転翼手段は結果としてステーショニング領域（１２）の外側に位置決めされるような延長部を有する、無人航空機（２）。
12. 前記航空機（２）の位置パラメータに関連付けられた信号を送信及び／又は受信するように構成され、かつ、前記信号に従って前記航空機の前記軌道（Ｔ）を修正するように構成された制御モジュール（２４）を備える、請求項１１に記載の無人航空機（２）。
13. 前記頂点要素（２１ａ）は、ベース（１）上でフック状態にあるとき前記航空機（２）自体を中心とする前記航空機（２）の回転を可能にするように、周辺縁部（２１ｂ）を形成するように成型される、請求項１１又は１２に記載の無人航空機（２）。
14. 前記制御モジュール（２４）は、少なくとも部分的に前記頂点部分（２１ａ）に配置される、請求項１１から１３の何れか一項に記載の無人航空機（２）。
15. 前記フレーム本体（２０）の外側から交換可能な供給手段を備える、請求項１１から１４の何れか一項に記載の無人航空機（２）。
16. 請求項１から１０の何れか一項に記載の着陸及び離陸ベース（１）と、請求項１１から１５の何れか一項に記載の無人航空機（２）と、を備える、キット。
    

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