WO2015135523A1 - Anflugsteuerung für batteriebetriebene fluggeräte - Google Patents

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WO2015135523A1
WO2015135523A1 PCT/DE2015/000113 DE2015000113W WO2015135523A1 WO 2015135523 A1 WO2015135523 A1 WO 2015135523A1 DE 2015000113 W DE2015000113 W DE 2015000113W WO 2015135523 A1 WO2015135523 A1 WO 2015135523A1
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WO
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aircraft
battery
control
charging
station
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PCT/DE2015/000113
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English (en)
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Inventor
Uwe GAßMANN
Original Assignee
Gassmann Uwe
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Publication date
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    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
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    • B64U50/37—Charging when not in flight
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02T10/60—Other road transportation technologies with climate change mitigation effect
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    • Y02T10/7072—Electromobility specific charging systems or methods for batteries, ultracapacitors, supercapacitors or double-layer capacitors

Definitions

  • the invention relates to a method for fully automatic approach control of landing stations for battery-operated aircraft and a landing station for battery-powered aircraft, in particular aircraft drones, with a limited flight time and range, comprising at least one docking station and a charging device.
  • the battery-powered aircraft may be, for example, so-called drones in the form of quadcopter, hexacopter or octocopter. Internationally also called UAV (unmanned aerial vehicle). These aircraft are equipped with multiple propulsion engines and associated propellers, allowing for altitude and heading control, with remote control or programming control. Modern drones are additionally equipped with a GPS control, so that starting from a starting position, the drone can autonomously control a target with the aid of the GPS control. The use of batteries limits the flight time and thus the range of the drones. As far as the aircraft drones are flown by remote control, this is not to be regarded as a disadvantage, since the aircraft drone must always be in sight and a change of battery can be made at any time. As far as the drones are to cover a certain flight distance with the help of the GPS control, this is difficult to carry out due to the limited range.
  • the main problem is the flight time and range of these aircraft due to the available capacities of the power cells / batteries. Weather influences and the existing GPS accuracy further complicate the approach of a specific destination, so that the aircraft can not fly autonomously over a longer period unobserved.
  • the present invention has for its object to provide a method and a landing station, with which the approach control and landing of battery-powered aircraft can be improved.
  • a landing station for solving the process task, which switches off the GPS control in the vicinity of a landing station by a transponder signal and automatically introduces the aircraft to the landing station through the gyroscope control, which is an essential part of the flight control.
  • the prerequisite for this is that the aircraft are equipped with a GPS control system and the landing station can be approached with this GPS control. Due to the relative inaccuracy of the GPS control is here further provided that the aircraft with the GPS control the destination with a deviation of up to 5 meters and then control the GPS control is temporarily switched off, via a transponder signal , which is sent by the landing station. In order to set down the aircraft on the landing station, the further control is taken over by the flight control system and in this case the gyroscope control of the aircraft is used. Thus, the aircraft can be positioned in the last few meters exactly above the landing station and by lowering the landing station targeted and independent of the GPS control. The gyroscope control is used during normal flight to keep the aircraft in a horizontal position.
  • the gyroscope control is finely adjusted so that the horizontal position of the aircraft is ensured and in the event of deviations from this horizontal position fully automatic follow-up can be done using the gyroscope control to maintain the horizontal position ..
  • the gyroscope control serves to precisely control the aircraft in the last few meters to the landing station and to enable the landing, a landing even under unfavorable weather conditions.
  • the control systems known in the art are designed to primarily assume a horizontal hover position from which they can be manually controlled in any direction by means of an external remote control receiver.
  • a sensor for example an ultrasonic or an infrared sensor, etc.
  • the position of the aircraft can be kept constant due to an image analysis of the ground.
  • the flight control is done by means of a gyroscope control.
  • the sensor level is decoupled from the flight control and can work completely independently. The number of sensors and the response of the aircraft are significantly increased.
  • the gyroscope control is deflected by control means from the original position, so that a targeted sideways movement of the aircraft is achieved.
  • Gyroscope control always strives to keep the aircraft in a horizontal flight position.
  • the gyroscope controller experiences a deflection from the original positional position stored after the fine adjustment, the gyroscope controller attempts to return the aircraft to a horizontal position. Due to the deflection of the gyroscope control from the original position position, lateral movement of the aircraft is thereby achieved due to the adjusting inclined position of the aircraft relative to the horizontal, which makes it possible to bring the aircraft exactly to the landing station, in order to finally make the landing.
  • the advantages of gyroscope control are that after switching off an existing GPS control, the aircraft can only be kept in a stable attitude by means of the gyroscope control and at the same time a targeted lateral drift can be effected to control the landing station.
  • the horizontal position of the aircraft is hereby stabilized even in case of winds occurring by different control of the drive motors.
  • the drive motors are controlled in such a way that the desired horizontal position is reached again.
  • This original position position is arbitrarily influenced and the aircraft can thus be placed in any direction in a variable inclination, creates a lateral drift.
  • a possible imbalance of the aircraft which is simulated by the deflection of the gyroscope control, tries to correct the gyroscope control, so that the individual drive motors are controlled differently in order to correct the so-called faulty attitude.
  • Exactly this correction is used to move the aircraft in an xy plane.
  • the resulting drift by the displacement of the mounting body from the original position allows in this case an accurate maneuvering of the aircraft in the direction of the landing station.
  • the mounting body can be returned to its neutral position so that the gyroscope control keeps the aircraft in a stable horizontal attitude above the landing station.
  • the mounting body can be deflected 360 ° around at least + - 30 ° against the horizontal position, it is possible to control the aircraft indirectly.
  • the software implementation is limited exclusively to the inclination of the mounting body by the flight control system.
  • the flight control is thus delivered to the deflection by the flight control system, since they can not distinguish whether the aircraft or the mounting body is a tilted plane.
  • different sensors and signal variants can be used because the software environment of the flight control no longer needs to be considered.
  • a significant advantage of the positioning of a gyroscope control on a movable mounting body is that the connection of sensors no longer takes place to the flight control electronics, the component of which is the gyro control, but to an external control, which is provided for the inclination of the mounting body. There is a separation of the sensor plane from the flight control level here. This has the consequence that any type of sensor can be used in large numbers, since the evaluation of the sensors is no longer in the flight control electronics.
  • the Speech behavior is significantly increased and the number of usable sensors increased by a multiple. Thus, it is only possible to use peripheral sensors on the aircraft for approach control to the charging station.
  • the mounting body rests on centering mandrels, this position being additionally supported by at least one spring.
  • a tension spring element which is arranged between the centering mandrels and pulls the mounting body on the centering mandrels.
  • a movable mounting body is to hold even without centering in a basic position in which, for example, two servos are precisely adjusted, always go back to the same zero position.
  • gyroscopically controlled flight control electronics are an elementary and safety-relevant component, the centered version ensures that a state comparable to that of the fixed network is created.
  • the deflection of the mounting body which may be, for example, a mounting plate, takes place here by control means in the form of servos that cause lateral tilting of the mounting plate by lifting using the servos, usually at least two servos are sufficient and each individually can be controlled to a variable deflection over an angular range of 360 degrees from the horizontal position position. It goes without saying that it is possible to use more than two servos to carry out more demanding motions.
  • the servos are either directly connected to the aircraft or are on a mounting unit, which is connected by means of the vibration damper with the aircraft.
  • a mounting unit which is connected by means of the vibration damper with the aircraft.
  • several servos are distributed over a full circle below or above the mounting body and are each controlled individually, so that the mounting body is deflected against the existing spring force in each inclined position .
  • Due to the number of servos and distribution in a plane here is the ability to make a tilt adjustment relative to the horizontal in each direction, so that accurate flight maneuvers, for example, can be carried out in the direction of the landing station.
  • the zero position of the servos and the position of the mounting body in centered condition is automatically checked before and during flight operation.
  • the method is thus essentially based on turning off the GPS control of the aircraft and taking control of the aircraft through a flight control system.
  • a shutdown of the GPS control can be done, for example, when the aircraft is in the vicinity of the landing station in the air and only a lowering of the aircraft above the landing station is required.
  • the approach control system can take over the control at the landing of the landing station at a distance of a few meters and make an early shutdown of the GPS control.
  • the aircraft may be equipped with sensor elements in addition to a GPS controller and a gyroscope controller, such as a sonar sensor or a barometric sensor to determine the height of the aircraft. In this way it is prevented that the aircraft flying in too low a depth or flying over obstacles is possible.
  • the aircraft may have collision sensors, so that stationary or movable obstacles are detected early and a change in the direction of flight can be made.
  • this can be equipped with a rotating optical pulse transmitter, a transponder receiver and transponder transmitter, so that the communication with the aircraft is possible in all weather conditions.
  • a network of landing station along main flight routes is proposed so that the aircraft can fly from one landing station to the next. In this way, it is possible to travel long distances when, for example, the aircraft are used for the transport of documents or goods.
  • Landing Station allows aircrafts to fly in time at the end of the flight to either charge the batteries or replace the battery, allowing the aircraft to fly immediately. For this purpose, there is only the necessity that several landing stations are arranged along the planned flight route, so that the wing advises to fly from one landing station to the next. After a battery change has taken place, the aircraft can immediately rise again, while the landing station can simultaneously charge the battery for the next use.
  • transponder signal By eliminating the flight time limit of course more demanding tasks for the aircraft are possible, it can be controlled virtually infinite waypoints and thus the range can be extended. As the flight time increases, so does the complexity of the options.
  • An important aspect is the use of the transponder signal, since not every aircraft can use the docking station, but only those customers who have purchased a temporary license for a particular route.
  • Another application of the aircraft opens up, for example, in the monitoring of company premises by infrared cameras, in which case the aircraft must reach a landing station in time to ensure adequate power to the drive motors and the controller.
  • the created video recordings can be loaded directly onto a server during the battery change.
  • courier services are likely to be in the foreground, as they have been recently proposed by parcel services.
  • the aircraft could be used to take a parcel from a point of departure to a distribution center, so that the delivery of the parcel can be made by messenger over the last 100 meters, unless direct delivery is possible.
  • the situation is similar when it comes to transporting important documents that have to be brought to a destination within the shortest possible time.
  • the documents can be transported to a distribution center by means of the aircraft and then the delivery is continued as before. to be able to carry out a messenger, at the same time saving time and protecting the environment. Large areas of logistical tasks can thus be shifted from the road to the air.
  • a landing station in the form of a charging or battery changing station for battery-operated aircraft, in particular aircraft drones, with a limited flight time and range wherein at least one docking station and a charging device are provided.
  • the charging or battery changing station is equipped with a flight control system, which takes over the control of the aircraft, the GPS control can be deactivated via transponder signals and the approach of the aircraft via a gyroscope control takes place in such a way that the mounted on a mounting body gyroscope control via servos, which are controlled by the landing station, are deflected from the original position to receive a side drift of the aircraft.
  • a gyroscope - control of the aircraft is arranged on a mounting plate which is displaceable by means of several servos, for example, in an axis inclined from the horizontal axis, with the possibility of selecting any axis as a starting position.
  • the case provided mounting plate is initially used to hold the gyro control, which is part of the flight control.
  • the gyroscope controller strives to keep the aircraft in a horizontal position.
  • the gyroscope controller tries to make a positional correction because it can not distinguish whether the mounting plate has tilted or the aircraft that actually causes it the aircraft in an inclined position is transferred, so that a lateral drift of the aircraft occurs.
  • the gyroscope control with the servos under the mounting plate forms a trim unit, which are used for example after switching off the GPS control for bringing the aircraft to the charging or battery changing station.
  • Several servos are arranged below the mounting plate so that it can be tilted over 360 ° in any direction.
  • a drift in a certain direction of the aircraft can be arbitrarily achieved.
  • This drift is used to control the charging or battery changing station with the aid of the flight control system, in order to enable the most exact possible control of the aircraft to the charging or battery changing station.
  • the docking itself can be done using the rope and the winch, or a hanging from the aircraft rope, which is collected by the charging or battery changing station and docking by docking to the charging or battery changing station is possible.
  • the charging or battery changing station is equipped with a rotating optical pulse transmitter and a transponder derempf briefly or -sender.
  • the optical pulse transmitter is in this case constructed such that an approach range of 360 ° is monitored and thus a freely selectable approach direction is possible.
  • the transponder transmitter By means of the transponder transmitter, the GPS control is temporarily switched off when the aircraft is less than 5 meters from the charging station or battery change station, and the approach of the aircraft is taken over by the flight guidance system, which uses infrared transmitters and receivers, for example, to bring the aircraft to the dock Battery change station allows.
  • the charging or battery changing stations provide already charged batteries for replacement, so that the aircraft can approach the charging or battery changing stations, a replacement of the battery is made and then the flight can be continued.
  • the batteries are recharged after replacement by the charging or battery changing station to use for another aircraft. All aircraft are equipped with an identical type of battery so that replacement can be carried out without any problems. if several different types of batteries can be kept.
  • the particular advantage of the charging or battery changing stations is that the aircraft, which only have a limited flight time and thus a limited range, can fly from one charging or battery changing station to the next, and thus a greater distance, which is also easy on 100 km can cover.
  • the charging or battery changing stations thus enable the aircraft to cover longer distances so that they can be used, for example, for courier and transport services.
  • a network of charging or battery changing stations located at an appropriate distance from one another can ensure that a charge or battery changeover station can be serviced and replaced in good time before the batteries are completely emptied.
  • the charging or battery changing stations can, for example, be arranged along a main flight route, or a system of charging or battery changing stations is set up in a network, so that, as far as the individual stations communicate with each other, the aircraft can optionally fly to a free charging or battery changing station if necessary.
  • the aircraft would indeed perform no direct flight, but quasi zigzag course from one charging or battery changing station to reach the desired destination.
  • Mandatory in this case is required that the charging or battery changing stations are equipped with a docking station, so that an automated settling of the aircraft can be done on the charging or battery changing stations.
  • the entire process should be fully automatic, so that no operating staff must be kept.
  • the charging or battery changing stations can be arranged stationary, for example, on high-rise buildings, which are preferably equipped with flat roofs. Alternatively, there is the possibility that mobile charging or battery changing stations are used, which are arranged on demand on a light truck or the like.
  • a communication network can be used to that these additional charging or battery changing station can be served by the aircraft.
  • Some of the charging or battery changing stations can also be used to check the aircraft after a certain number of operating hours and possibly perform service work. These may be identical charging or battery changing stations, or separate service stations that have the same functionalities but may cause the aircraft to be temporarily decommissioned and serviced.
  • the invention is provided in a further embodiment that the charging or battery changing stations hold multiple batteries, which by a change mechanism, such as a sliding mechanism, the existing battery of the aircraft by Replaces a charged battery while maintaining the supply voltage.
  • a change mechanism such as a sliding mechanism
  • the existing battery of the aircraft by Replaces a charged battery while maintaining the supply voltage.
  • several batteries can be mounted on a turntable, the turntable is equipped with both pre-charged or partially charged batteries, and an already fully charged battery is brought into a position that the insertion into the intended battery shaft of the aircraft and at the same time pushing out the drained battery allows.
  • the aircraft can lift off the charging or battery changing station so that it is ready for the next approach of another aircraft.
  • the charging process of the replaced battery is started in the meantime, so that it can be used again after a charging time to be considered. Due to the large number of batteries held on the turntable, the charging or battery changing station has a sufficiently charged number of batteries, whereby the readiness for replacement is given in another aircraft.
  • the invention is provided in a further embodiment, that the aircraft with a docking cone is provided, which is receivable in a cone-shaped depression of the charging or battery changing station.
  • the aircraft with a docking cone is provided, which is receivable in a cone-shaped depression of the charging or battery changing station.
  • the aircraft is equipped with a winch and a pull rope, which has a magnetizable material at the free end, and the cone-shaped depression a collecting funnel with sliding surface, wherein the cone seat with a centrally arranged Electromagnet is equipped so that the electromagnet fixes the cable end located magnetizable material of the aircraft for a preselected period of time.
  • a weighted, hanging rope or an antenna is disposed below the aircraft and the charging or battery changing station is equipped with at least one fork-shaped collecting device, so that the aircraft also in the cone-shaped depression can be pulled down.
  • the weighted rope or the antenna is detected by means of the fork-shaped catching device and fed to a collection device which moves the cable or the aerial of the aircraft against the buoyancy force of the drive motors into the conical depression. pulls so that even in this case, the aircraft can set up in difficult wind conditions exactly.
  • the weighted rope or antenna is released and the aircraft can continue its flight.
  • the invention is provided in a further embodiment that the charging or battery changing station and the aircraft each have two corresponding contact surfaces that ensure a voltage supply of the aircraft during battery replacement, or by sliding contacts of the batteries and the aircraft Replacing the batteries the power supply can be maintained.
  • the first alternative allows a voltage supply by means of the contact surfaces, which are formed on the one hand at the charging or battery changing station and on the other hand on the aircraft and due to the docking lead to an electrical contact, so that a supply voltage for the aircraft during the battery replacement is available.
  • the second alternative provides sliding contacts, which are located for example along a side surface of the battery and are used in the aircraft for contacting with the control electronics.
  • both the contact with the previous battery is maintained and made to the new battery to avoid a voltage drop. While the already almost discharged battery is pushed out of the battery opening, thus ensuring at the same time that the supply voltage is taken over by the charged battery during the replacement.
  • the charging or battery changing station and the aircraft are equipped in the region of the conical depression or the cone with two circumferential Kunststoffringen for the application of a supply voltage.
  • the contact rings ensure that the aircraft is charged with the on-board voltage of the charging station or battery changing station during the battery replacement process in order to thus ensure the voltage supply. Afford.
  • the contact rings are in this case designed such that upon discontinuation of the aircraft, the contact surfaces of the aircraft on the one hand and the contact surfaces of the charging or battery changing station on the other hand come to rest directly on each other and thus the electrical contact is made.
  • the docking station is equipped with a slide-in device and a circulating charging device.
  • a slide-in device By means of the insertion device, an already charged battery is inserted into the battery compartment of the aircraft and at the same time the largely discharged battery is pushed out of the battery compartment so that it comes to lie on a charging device and is reloaded in this position by applying voltage and thus available for later use stands.
  • the charging device may for example consist of a turntable on which several batteries are kept, which are either already charged or are in the charging process.
  • the charging or battery changing station selects here via the respective state of charge, the battery, which can be inserted next in the battery shaft of the aircraft at a battery change.
  • the aircraft has a multi-functional platform above the center line and a plurality of jibs whose angles are electrically adjustable to prevent tilting of the docking cone when docking and to ensure the lowest possible air resistance when flying.
  • the wing-like arms are folded up when docking, to prevent jamming of the docking cone when docking, and folded down to achieve better aerodynamics during flight.
  • the multifunctional platform is intended to hold documents, parcels, etc.
  • the aircraft are equipped on the one hand with barometric or sonar sensors for altitude determination, and on the other hand with several circumferentially distributed optical sensors, for example in the form of reflection light barriers, or ultrasonic sensors, which timely by means of the control electronics by the deflection of Mounting platform an evasive maneuver can be initiated.
  • the control units available on the market for these aircraft have no possibility to connect circumferentially distributed sensors in order to fly a spontaneous avoidance maneuver.
  • the docking cone of the aircraft is pivotally mounted in a mounting ring and an electrical contact via slip rings, the flight control system is held stationary in the aircraft outside the docking cone. Due to the pivoting mobility of the docking cone, for example, goods to be transported can be accommodated within the docking cone and dropped in a small suspended state of the aircraft.
  • the aircraft may be equipped with an interchangeable attachment, which is connectable to the aircraft with a quick release.
  • the article may for example consist of a public address or intercom module with camera, microphone and Speech signal to fly in this way instead of vehicles, the aircraft through the streets to make announcements.
  • the use in demonstrations, rallies is possible when loudspeaker announcements or other types of information forwarding are required. In this case, it is also possible to communicate directly with people without endangering themselves or, in the case of a crisis, flooding or earthquake, making it possible to contact them in case of poor access.
  • the attachment can consist of a lighting module with a central camera, wherein, for example, searchlights or worklights can be used to support certain work, or it is possible to transmit a video signal by radio to a receiving station.
  • the essential inventive concept of the present invention is to provide the ability to fly aircraft that have only a limited flight time and range, over the longest possible distances automatically and autonomously. For this purpose, it is necessary to provide land stations at certain intervals, so that a battery replacement can be made. Due to the construction of the aircraft, for example with a lower docking cone and a cone-shaped In order to deepen the landing stations, it is possible to place them on their own, with the aid of a sliding mechanism allowing the largely discharged battery to be pushed out of the battery compartment and replaced by a charged battery. The residence time on the landing station is very short, so that one and the same landing station can be used for a large number of aircraft which can continue their flight according to the programmed course.
  • the method for flight control is characterized in particular by the fact that not only a GPS control is used, but also the existing in the aircraft gyroscope control is used to approach the landing station accurately.
  • the gyroscope control is pivotally mounted in order to be able to adjust an inclination via servos, in order to achieve a lateral drift of the aircraft towards the landing station.
  • Fig. 1 is a schematic view of an aircraft and a loading or
  • Fig. 5 in a plan view and a side view of an aircraft with a
  • FIG. 6 is a perspective view of an attachment for the aircraft.
  • FIG. 7 in two perspective views of a docking cone with attachment.
  • FIG. 1 shows a schematic view of a charging or battery changing station 1 and an aircraft 2 in a remote position to the charging or battery changing station 1 and in a position above the charging or battery changing station.
  • the aircraft 2 is equipped with a docking cone 3, which fulfills several functions.
  • the docking cone 3 serves the docking cone 3 for placement on the charging or battery changing station 1, which has a conical recess 4.
  • the upper edge of the docking cone 3 is equipped with circumferential optical sensors 5, which are used on the one hand to avoid collisions with other aircraft or stationary obstacles and beyond for control with the gliding system.
  • the docking cone 3 also has a battery well 6, in which a battery 7 is inserted and supplies the aircraft 2 with the operating voltage.
  • a multi-functional platform 8 is arranged on the same boom 9 are arranged, whose angles are electrically variable to prevent docking during docking of the docking cone 3 and to achieve optimum aerodynamics in flight at maximum speed.
  • the docking cone 3 serves to receive a controller, preferably a GPS controller 24, a transponder transmitter and receiver. Furthermore, the docking cone 3 is equipped with a winch 10, with the help of a rope 11 can be wound up and unwound. At the end of the rope 11 is a magnetizable material 12, such as an iron core or the like. As far as the aircraft 2 is positioned above the charging or battery changing station 1 using the Fluggleitsystems, by lowering the aircraft 2 and the rope 11, the magnetizable material 12 fall into the conical recess, wherein the existing bevel the magnetizable material 12 to the center of the conical Well 4 is headed.
  • a controller preferably a GPS controller 24, a transponder transmitter and receiver.
  • the docking cone 3 is equipped with a winch 10, with the help of a rope 11 can be wound up and unwound.
  • a magnetizable material 12 such as an iron core or the like.
  • An electromagnet 13 can subsequently be used to fix the magnetizable material 12 take place so that the winch 10 when winding the rope 11, the aircraft pulls 2 against the buoyancy of the drive motors down into the conical recess 4.
  • the drive motors 30 can be switched to reduced power, but at the latest be turned off temporarily with the touchdown in the conical recess 4.
  • a Fluggleitsystem which has optical pulse transmitter 14, which come into contact with the aircraft 2 and thus take over the control of the aircraft 2.
  • the charging or battery changing station 1 consists of a base 20 with the already mentioned conical recess 4 and the electromagnet 13. Above the base 20 is also a conical sliding surface 21 formed in an elevation 22, which is a safe sliding down of the docking cone 3 of the aircraft 2 in the conical recess 4 allows. Thus, inaccurate positioning of the aircraft 2 above the charging or battery changing station 1 can lead to a successful docking, especially in difficult wind conditions.
  • the base 20 further has a charging device 23 which is equipped with a number of stored batteries 7.
  • An insertion device 25 can be used already charged batteries 7 while simultaneously pushing out the at least partially discharged batteries 7 of the aircraft 2 for battery replacement.
  • the existing battery 7 is charged in the aircraft 2 after putting on the charging or battery changing station 1 and then the onward flight takes place.
  • the solenoid 13 is turned off and the aircraft can start immediately from the docked position after switching on the drive motors.
  • the base 20 is equipped to control the aircraft 2 in particular for the approach with a transponder 26, which with the
  • Transponder receiver or transmitter of the aircraft 2 cooperates and For example, a prior identification of the aircraft 2 allows before docking is permitted.
  • Figure 2 shows in a side view and a partially broken side view of the docking cone 3 of the aircraft 2.
  • the multi-functional platform 8 is first recognizable, which is circular.
  • the multi-functional platform 8 rests on the docking cone 3.
  • Below the multi-functional platform 8 are the optical sensors 5, namely circumferentially around the docking cone 3, wherein three sensors 5 are arranged one above the other in a different inclination to the horizontal.
  • a battery shaft 6 serves to receive the batteries 7, wherein the voltage of the battery 7 is tapped via sliding contact surfaces 15.
  • the sliding contact surfaces 15 here is the possibility to push out the battery 7 from the battery compartment 6 and at the same time insert a new battery 7, so that the power supply is permanently guaranteed and is not interrupted.
  • the docking cone 3 At the lower portion of the docking cone 3 also sensors 19 are provided, namely for activating the docking aid. Furthermore, outside the docking cone 3 sliding contact rings 17, 18 to make a power supply via the charging or battery changing station 1, if necessary. In addition, there is a toothing 16 for rotational positioning in the lower cone region. By means of the toothing 16 and a drive motor 30 of the charging or battery changing station 1, the aircraft 2 can be brought into a rotational position, which allows a replacement of the battery 7.
  • the outer shape of the docking cone 3 is in this case constructed so that tilting when placing on the charging and battery changing station 1 is prevented. From the partially broken side view of the docking cone 3, the inner structure can be seen in the following.
  • the winch 10 In the lower part of the docking cone 3 is the winch 10 with a wound rope 1 1, wherein at the free end of the rope a magnetizable material 12 is attached.
  • a drive motor 30 By unwinding the rope 1 1 by means of a drive motor 30, the rope 1 1 can be lowered.
  • the aircraft 2 After this has been fixed by means of the electromagnet 13 through the charging or battery changing station 1 and the rope 1 1 is wound up, the aircraft 2 can be safely placed with its docking cone 3 in the charging or battery changing station 1, in the existing conical recess 4 ,
  • the drive motor 30 and the winch 10 are connected via a mounting plate 31 and springs 32 with a further mounting plate 33 resiliently.
  • rotational position sensors 34 are also provided, which can detect a direction of rotation in the charging or battery changing station 1 when the aircraft 2 is rotated within the charging or battery changing station 1 by means of the teeth 16, thus the exact position for feeding to determine the batteries 7.
  • guide rails 35 are arranged, as well as locking wheels 36 to fix the battery 7 in a fixed position.
  • the voltage is tapped from the battery.
  • another mounting unit 38 which serves for mounting a mounting plate 39.
  • the mounting plate 39 is on the one hand supported by springs 40 and can be tilted via servos 41 relative to the horizontal.
  • the gyroscope controller 42 On the mounting plate 39 is the gyroscope controller 42, which has control of the aircraft 2 during the flight. By means of the servos 41, the mounting plate 39 can be deflected from the horizontal position, so that the gyroscope control 42 is forced to make a course correction. By slightly raising the mounting plate 39 with appropriate counter-control by the gyroscope control 42 creates a lateral drift of the aircraft 2, which is used for approaching the charging or battery changing station 1.
  • FIG. 3 shows in several views a battery 7 which can be used in the generic aircraft 2.
  • the battery 7 is cuboid and has on one side two bevels 43, 44, which serve the better supply to the battery shaft 6 of the docking cone 3.
  • Located above the battery 7 There are two contact strips 45, 46, which serve to voltage tap. In order to prevent incorrect insertion into the shaft and a short circuit, the contact strips 45, 46 are of different widths and protected by parallel plastic supports 47.
  • recesses 48 On the underside of the battery 7 are recesses 48, which are provided for the Arrettechniks impartn 36, and contacts 49 for charging control.
  • Figures 4.1 to 4.3 show in a plan view and two side views of an alternative embodiment of the mounting plate 39 with gyroscope control 42.
  • the mounting plate 39 is formed round and held by a spring 40.
  • the spring 40 is arranged in the center of the mounting plate 39, wherein the number of springs can be variably selected.
  • the servos 41 are arranged, for example, eight servos 41. For the deflection of the mounting plate 39 at least two servos 41 are necessary, the number of servos 41 can also be arbitrarily increased.
  • Each servo 41 may optionally be energized so that a control lever 50 is raised.
  • the control lever 50 By means of the control lever 50 is achieved that the mounting plate 39 is deflected from the horizontal and consequently the gyroscope control 42 by means of the drive motors (not shown) strives for the original horizontal position. As a result, a lateral drift of the aircraft 2 is generated, which is used for accurate positioning above the charging and battery changing station 1 or landing station.
  • eight servos 41 the aircraft 2 can be directed in any desired direction.
  • another control unit 49 which is supplied by external sensors 5 with information, and on the one hand receives and evaluates the control signals of the charging and battery changing station 1 and beyond with the sensors of the charging and battery changing station 1 and possibly further sensors of the aircraft 2 calculates the rate to be controlled and forwards this information to the servos 41 in order to achieve the desired deflection of the mounting plate 39.
  • the external sensors may, for example, be collision sensors in order to avoid a possible obstacle, or optical sensors are used which intercept the signals of the charging and battery changing station 1 in order to control the aircraft 2 above the charging or battery changing station via the control unit 49 1 position.
  • the mounting of the mounting plate 39 takes place, for example, in the form that an initial position for the mounting plate 39 is defined by means of centering pins 51, which engage in an acute-angled recess 52.
  • the centering pins 51 are in this case mounted in a mounting unit 38, in which the servos 41 are located.
  • a single spring 40 is fixed at one end via a threaded sleeve 53 and a grub screw 54, while the spring 40 is connected at the other end directly to the mounting plate 39.
  • it is a tension spring 40, which fixes the mounting plate 39 on the centering pins 51 engaging in the recesses 42.
  • the mounting plate 39 is lifted from the centering pin 51 and assumes a tilt attitude, which is achieved only due to the driven servo 41.
  • the control lever moves down and the mounting plate 39 reaches the original starting position, wherein the spring 40 applies the required tensile forces.
  • the illustrated embodiment is based on a central central spring, wherein readily a plurality of springs 40 may be arranged in a ring.
  • the mounting unit 38 is further connected via vibration damper 55 directly to the aircraft 2. In this case, the vibration dampers 55 dampen movements which may occur due to the drive units of the aircraft 2 and prevent any negative effects on the gyroscope control 42.
  • Figure 4.3 shows the top view of the mounting plate 39 with the servos 41 and the control levers 50, wherein the spring 40 is arranged in the center and the spring 40, the centering pins 51 are arranged.
  • the error-free deflection of the control levers and the return to the zero position, as well as the inclination of the mounting platform, are monitored by means of tilt sensors 93 and fork light barriers 94.
  • three servos are steered against the spring force of the central spring element, 120 degrees apart, to full scale for uniformly raising the mounting platform to place the gyroscope control in a plane similar to the centering position.
  • the way reached emergency function prevents an uncontrollable flight condition, which would be expected in an unintentional inclination of the mounting body, for example by a mechanical defect. From the emergency operation can be initiated in this way an autonomous security landing, or triggered a rescue system.
  • the approach to the charging or battery changing station 1 is as follows.
  • the aircraft reaches the approximate position of the charging or battery changing station 1 with the help of the GPS controller 24, with a typical deviation from the underlying coordinates of about 1 to 5 meters , From a distance of about 5 to 10 meters, the charging or battery changing station 1 receives the transponder signal of the aircraft and activates the optical signal transmitter, which are arranged in a circle around the charging or battery changing station 1.
  • the GPS controller 24 is deactivated in the control electronics of the aircraft, thus, the aircraft 2 can be moved in its floating position on the x- and y-axis without the control electronics tries to counteract this.
  • the height is determined or corrected by barometric or sonar sensors.
  • a trimming unit consisting of the gyroscope controller 42 and the servos 41, releases the parallel position of the mounting plate 39 to the horizontal, which is controlled under the influence of the optical sensors 5.
  • the circularly arranged servos 41 raise and lower the spring-mounted mounting plate 39 to selectively trigger a backlash in the gyroscope controller 42 mounted thereon. If the side of the mounting plate 39 is raised by the servos 41 by a certain angle from the direction from which the optical signal is detected, this is detected by the gyroscope controller 42 and thus counterbalanced the position of the aircraft 2 by the same angle, whereby the aircraft 2 actually tilts, in the direction from which the optical signals arrive.
  • the buoyancy conditions change as a result of the skewed position, a drift is produced which runs over the center of the charging or battery changing station 1.
  • the optical sensors 5 are also arranged in a circle around the cone, a targeted approach to the center of the charging or battery changing station 1 arises from each direction. After the detection of the optical signals from the center of the charging or battery changing station 1, the cable 11 with the iron core attached at the end of the docking lowered aid and passed through the sliding surface of the conical recess 4 of the charging and battery changing station 1 to the center and fixed by an electromagnet 13 in the lower part of the cone-shaped recess 4.
  • the docking cone 3 is pulled by the winding of the rope 11 in the recess 4 and held by the resilient suspension of the docking to tension.
  • the opening of the battery shaft 6 is brought into alignment with the insertion device 25 of the charging or battery changing station 1.
  • a new battery 7 is now pressed into the battery compartment 6 of the docking cone 3, thereby pushing the spent battery 7 into the charging device 23.
  • the charging device 23 are successive charging units in which the batteries 7 at each
  • the control of the servos 41 is switched by the horizontal optical sensors 5 in such a way that an opposite reaction is triggered when detecting an optical signal by reflection from the environment or by an oncoming aircraft 2, and away from the optical signal, thus counteracting a threat of collision.
  • 5.1 and 5.2 shows a further embodiment of the aircraft 2 with a pivotable docking cone 60.
  • the docking cone 60 is received in a mounting ring 61 and is received by two pivot bearing 62, wherein the Andockko- nus 60 can be used in its trough-shaped recess for receiving goods to be transported 64.
  • the required gyroscope control 42 is located in this case in an arm-shaped housing extension 63, which is arranged above the docking cone 60.
  • the position of the gyroscope control 42 has been chosen so that the docking cone 60 can be pivoted by up to 180 degrees. This particular embodiment makes it possible to drop the goods 64 to be transported on site at an appropriate altitude.
  • a rotation of the docking cone 60 is made possible by a further servo 65 and an angle gear 66.
  • the servo 65 and the angle gear 66 are here in the interior of the docking cone 60, so that a power supply via a pipe end 67 with sliding contacts 68 for the passage of the power supply from the docking cone 60 out into the mounting ring 61 and the boom.
  • a zero-degree lock 69 in this case allows a defined rest position of the docking cone 60, for example during the docking operation to the charging station.
  • About additional locking receptacles 70 which are arranged circumferentially distributed, there is also the possibility to attach various essays on the aircraft 2.
  • Figure 6.1 shows a weighing and Kalkulationsaufsatz 80, which can be placed on top of the aircraft and connected via four circumferentially arranged quick fasteners 81 are connected to the aircraft.
  • the quick fasteners 81 consist of a pin 89 and the locking receptacle 70, which consists of a longitudinal slot of the aircraft 2 enlarged on one side.
  • the weighing and calculation head 80 makes it possible, depending on the flight weight, the battery power and the flight conditions, to calculate which range the aircraft 2 can achieve.
  • FIG. 6.2 shows a public address and intercom module 85 which has a camera 86, a directional microphone 87 and a speech signal light 88. About pin 89 turn the attachment above the aircraft.
  • FIG. 6.3 shows a lighting module 90 with a central camera 91, which can likewise be placed on the aircraft 2 via pins 92 and fixedly connected thereto.
  • the aforementioned module units are suitable for different purposes, on the one hand the weighing and calculation head 80 can be used to calculate the range, while on the other hand the public address and intercom module 85 for the reproduction of loudspeaker announcements and the lighting module 90 can be used with central camera 91 for observation.
  • the abovementioned attachments can in this case be connected directly to the docking cone 60, unless it is used for the transport of goods 64.
  • the docking cone 60 has receiving openings, which consist of a longitudinal slot enlarged on one side, in which the pins 89, 92 are latched.
  • FIGS. 7.1 and 7.2 show a docking cone 60 before and after the successful installation of a weighing and calculation attachment 80.

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur vollautomatischen Anflugsteuerung von Landestationen für Fluggeräte (2), insbesondere batteriebetriebene Flugdrohnen mit einer GPS- (24) und Gyroskopsteuerung (42). Um eine zielsichere Ansteuerung der Fiuggeräte (2) zu ermöglichen, ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass durch ein Flugleitsystem der Landestation die vorhandene GPS-Steuerung (42) des Fluggerätes (2) in der Nähe einer Landestation durch ein Transpondersignal ausgeschaltet wird und das Fluggerät (2) durch die Gyroskopsteuerung (42) an die Landestation herangeführt wird. Die Gyroskopsteuerung (42) wird zu diesem Zweck aus der ursprünglichen Lageposition ausgelenkt, um einen seitlichen Drift des Fluggerätes (2) zu erzeugen und diese Steuerungsmöglichkeit zum exakten Ansteuern der Landestation zu verwenden. Die Landestation selbst ist für den Austausch oder die Ladung der an Bord des Fluggerätes (2) befindlichen Batterie (7) vorgesehen.

Description

Anflugsteuerung für batteriebetriebene Fluggeräte
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur vollautomatischen Anflugsteuerung von Landestationen für batteriebetriebene Fluggeräte sowie eine Landestation für batteriebetriebene Fluggeräte, insbesondere Flugdrohnen, mit einer begrenzten Flugzeit und Reichweite, umfassend zumindest eine Andockstation und eine Ladeeinrichtung.
Bei den batteriebetriebenen Fluggeräten kann es sich beispielsweise um sogenannte Drohnen in Form von Quadrocoptern, Hexacoptern oder Octocoptern handeln. International auch UAV (unmanned aerial vehicle) genannt. Diese Fluggeräte sind mit mehreren Antriebsmotoren und zugeordneten Propellern ausgestattet, sodass eine Steuerung der Höhe und der Flugrichtung vorgenommen werden kann, wobei die Steuerung durch Fernsteuerung oder Programmierung erfolgt. Moderne Drohnen sind hierbei zusätzlich mit einer GPS-Steuerung ausgestattet, sodass von einer Startposition ausgehend die Drohne selbstständig ein Ziel mithilfe der GPS-Steuerung ansteuern kann. Durch die Verwendung von Batterien ist die Flugdauer und damit die Reichweite der Drohnen allerdings begrenzt. Soweit die Flugdrohnen mittels Fernsteuerung geflogen werden, ist dies nicht als Nachteil anzusehen, da die Flugdrohne sich immer in Sichtweite befinden muss und ein Wechsel der Batterie jederzeit vorgenommen werden kann. Soweit die Drohnen mithilfe der GPS-Steuerung eine bestimmte Flugstrecke zurücklegen sollen, ist dies aufgrund der begrenzten Reichweite nur schwer durchführbar.
Das wesentliche Problem besteht in der Flugzeit und der Reichweite dieser Fluggeräte aufgrund der zur Verfügung stehenden Kapazitäten der Energiezellen/Batterien. Witterungseinflüsse und die vorhandene GPS-Genauigkeit erschweren im Weiteren das Anfliegen eines bestimmten Zielortes, sodass das Fluggerät nicht autonom über einen längeren Zeitraum unbeobachtet fliegen kann.
BESTÄTIGUNGSKOPIE Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Landestation aufzuzeigen, mit der die Anflugsteuerung und Landung von batteriebetriebenen Fluggeräten verbessert werden kann.
Erfindungsgemäß ist zur Lösung der Verfahrensaufgabe eine Landestation vorgesehen, welche durch ein Flugleitsystem die GPS-Steuerung in der Nähe einer Landestation durch ein Transpondersignal ausschaltet und das Fluggerät durch die Gyroskopsteuerung, die ein wesentlicher Bestandteil der Flugsteuerung ist, an die Landestation automatisch heranführt. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
Voraussetzung hierfür ist, dass die Fluggeräte mit einer GPS-Steuerung ausgestattet sind und mithilfe dieser GPS-Steuerung die Landestation weiträumig angeflogen werden kann. Aufgrund der relativen Ungenauigkeit der GPS-Steuerung ist hierbei im Weiteren vorgesehen, dass die Fluggeräte mithilfe der GPS-Steuerung das Bestimmungsziel mit einer Abweichung von bis zu 5 Metern ansteuern und im Anschluss daran die GPS-Steuerung vorübergehend abgeschaltet wird, und zwar über ein Transpondersignal, welches von der Landestation ausgesendet wird. Um das Fluggerät auf der Landestation abzusetzen, wird die weitere Steuerung von dem Flugleitsystem übernommen und hierbei die Gyroskopsteuerung des Fluggerätes eingesetzt. Somit kann das Fluggerät auf den letzten Metern exakt über der Landestation positioniert werden und durch Absenken die Landestation zielgenau und unabhängig von der GPS-Steuerung ansteuern. Die Gysroskopsteuerung dient während des normalen Flugs dazu, das Fluggerät in einer horizontalen Position zu halten. Aus diesem Grunde wird bei der Grundkonfiguration des Fluggerätes die Gyroskopsteuerung fein justiert, damit die horizontale Position des Fluggerätes gewährleistet ist und im Falle von Abweichungen aus dieser horizontalen Position vollautomatisch eine Nachsteuerung mithilfe der Gyroskopsteuerung erfolgen kann, um die horizontale Position einzuhalten.. Im vorliegenden Verfahren dient die Gyroskopsteuerung zusätzlich dazu, das Fluggerät auf den letzten Metern bis zur Landestation exakt zu steuern und die Landung zu ermöglichen, und zwar eine Landung auch unter ggf. witterungsbedingt ungünstigen Umständen. Die aus dem Stand der Technik bekannten Steuerungssysteme sind so konstruiert, dass sie in erster Linie eine waagerechte Schwebeposition einnehmen sollen, aus der sie mittels eines externen Fernsteuerempfängers in eine beliebige Richtung manuell gesteuert werden können. Hierzu besteht die Möglichkeit, einen Sensor, beispielsweise einen Ultraschall- oder einen Infrarotsensor etc. anzuschließen. So kann zum Beispiel aufgrund einer Bildauswertung des Untergrundes die Position des Fluggerätes konstant gehalten werden.
Um des Weiteren eine Kollision mit umgebenen Hindernissen oder auch Personen zu vermeiden und einen autonomen Anflug zu einer Landestation zu ermöglichen, erfolgt die Flugsteuerung mittels einer Gyroskopsteuerung. Hier wird die Sensorebene von der Flugsteuerung abgekoppelt und kann vollständig unabhängig arbeiten. Die Anzahl der Sensoren und das Ansprechverhalten des Fluggerätes werden hierbei deutlich erhöht.
In Ausgestaltung der Erfindung ist hierbei vorgesehen, dass die Gyroskopsteuerung durch Steuerungsmittel aus der ursprünglichen Lageposition ausgelenkt wird, sodass eine gezielte Seitwärtsbewegung des Fluggerätes erreicht wird. Die Gyroskopsteuerung ist immer bestrebt, das Fluggerät in einer horizontalen Flugposition zu halten. Wenn die Gyroskopsteuerung aus der ursprünglichen Lageposition, welche nach der Feinjustierung gespeichert wurde, eine Auslenkung erfährt, versucht die Gyroskopsteuerung das Fluggerät wieder in eine horizontale Position zu bringen. Durch die Auslenkung der Gyroskopsteuerung aus der ursprünglichen Lageposition wird hierbei aufgrund der sich einstellenden geneigten Position des Fluggerätes gegenüber der Horizontalen eine Seitwärtsbewegung des Fluggerätes erreicht, die es ermöglicht, das Fluggerät exakt an die Landestation heranzuführen, um letztendlich die Landung vorzunehmen.
Die Vorteile der Gyroskopsteuerung bestehen darin, dass nach dem Abschalten einer vorhandenen GPS-Steuerung das Fluggerät nur mithilfe der Gyroskopsteuerung in einer stabilen Fluglage gehalten und gleichzeitig gezielt ein seitlicher Drift zur Ansteuerung der Landestation bewirkt werden kann. Die horizontale Lage des Fluggerätes wird hierbei auch bei eventuell auftretenden Winden durch unterschiedliche Ansteuerung der Antriebsmotoren stabilisiert. Sobald die Gyroskopsteuerung aus der ursprünglichen La- geposition ausgelenkt wird, werden die Antriebsmotoren in der Art angesteuert, dass die gewünschte horizontale Lage wieder erreicht wird. Dadurch, dass diese ursprüngliche Lageposition willkürlich beeinflusst wird und das Fluggerät somit in jeder beliebigen Richtungen in eine variable Neigung versetzt werden kann, entsteht ein seitlicher Drift. Eine mögliche Schieflage des Fluggerätes, die durch das Auslenken der Gyroskopsteuerung simuliert wird, versucht die Gyroskopsteuerung zu korrigieren, sodass die einzelnen Antriebsmotoren unterschiedlich angesteuert werden, um die so angeblich fehlerhafte Fluglage zu korrigieren. Exakt diese Korrektur wird dazu verwendet, um das Fluggerät in einer x-y Flugebene zu bewegen. Der hierbei entstehende Drift durch die Verlagerung des Montagekörpers aus der ursprünglichen Lageposition ermöglicht in diesem Fall ein exaktes Manövrieren des Fluggerätes in Richtung auf die Landestation. Sobald die gewünschte Position oberhalb der Landestation erreicht wurde, kann der Montagekörper wieder in seine neutrale Position überführt werden, sodass die Gyroskopsteuerung das Fluggerät in einer stabilen horizontalen Fluglage oberhalb der Landestation hält.
Da der Montagekörper auf 360° umlaufend um mindestens + - 30° gegen die horizontale Position ausgelenkt werden kann, ist es möglich, das Fluggerät indirekt zu steuern. Die softwaretechnische Umsetzung beschränkt sich hierbei ausschließlich auf die Neigung des Montagekörpers durch das Flugleitsystem. Die Flugsteuerung ist somit der Auslenkung durch das Flugleitsystem ausgeliefert, da sie nicht unterscheiden kann, ob sich das Fluggerät oder des Montagekörpers einer geneigten Ebene befindet. Hierdurch können unterschiedliche Sensoren und Signalvarianten verwendet werden, weil die Softwareumgebung der Flugsteuerung nicht mehr berücksichtigt werden muss.
Ein wesentlicher Vorteil der Positionierung einer Gyroskopsteuerung auf einem beweglichen Montagekörper ist, dass die Anbindung von Sensoren nicht mehr an die Flugsteuerungselektronik erfolgt, dessen Bestandteil ja die Gyroskopsteuerung ist, sondern an eine externe Steuerung, die für die Neigung des Montagekörpers vorgesehen ist. Es erfolgt hier eine Trennung der Sensorebene von der Flugsteuerungsebene. Das hat zur Folge, dass jede Art von Sensor in großer Anzahl verwendet werden kann, da die Auswertung der Sensoren nicht mehr in der Flugsteuerungselektronik erfolgt. Das An- sprechverhalten wird wesentlich gesteigert und die Anzahl verwendbarer Sensoren um ein vielfaches erhöht. Somit ist es erst möglich umlaufende Sensoren am Fluggerät zur Anflugsteuerung an die Ladestation zu verwenden.
Um die Ausgangsposition des Montagekörpers, ohne den Einfluss einer willkürlichen Auslenkung, sicher zu gewährleisten, ruht der Montagekörper auf Zentrierdornen, wobei diese Position zusätzlich durch mindestens eine Feder unterstützt wird. Es handelt sich in diesem Fall vorzugsweise um ein Zugfederelement, welches zwischen den Zentrierdornen angeordnet ist und den Montagekörper auf die Zentrierdorne zieht. Es können selbstverständlich aber mehrere Federelemente, auch außerhalb der Zentrierdorne, zusätzlich eingesetzt werden und die Anzahl der Zentrierdorne verändert werden, wobei sich die Zentrierdorne in unterschiedlichem radialen Abstand zum Mittelpunkt befinden können.
Selbstverständlich ist ein beweglicher Montagekörper auch ohne Zentriervorrichtung in einer Grundposition zu halten, in dem beispielsweise zwei Servos die exakt justiert sind, immer wieder in die gleiche Nulllage fahren. Da es sich bei einer gyroskopisch gesteuerten Flugsteuerungselektronik aber um ein elementares und sicherheitsrelevantes Bauelement handelt, wird mit der zentrierten Version dafür Sorge getragen, dass ein dem Festverbund vergleichbarer Zustand geschaffen wird.
Anstelle einer direkten ortsfesten Verbindung der Zentrierdorne und dem Fluggerät können die Zentrierdorne zusätzlich auf einer Montageeinheit befestigt sein, welche wiederum über Vibrationsdämpfer mit dem Fluggerät verbunden ist. So können durch den Antriebsmechanismus entstehende Vibrationen ausgeglichen werden, um eine exakte Steuerung des Fluggerätes mithilfe der Gyroskopsteuerung zu ermöglichen.
Die Auslenkung des Montagekörpers, bei dem es sich beispielsweise um eine Montageplatte handeln kann, erfolgt hierbei durch Steuerungsmittel in Form von Servos, die ein seitliches Kippen der Montageplatte durch Anheben mithilfe der Servos verursachen, wobei in der Regel zumindest zwei Servos ausreichend sind und jeweils einzeln angesteuert werden können, um eine variable Auslenkung über einen Winkelbereich von 360 Grad aus der horizontalen Lageposition zu ermöglichen. Selbstverständlich besteht die Möglichkeit, mehr als zwei Servos einzusetzen, um anspruchsvollere Bewegungsabläufe auszuführen.
Die Servos sind hierbei entweder mit dem Fluggerät direkt verbunden oder befinden sich auf einer Montageeinheit, welche mithilfe der Vibrationsdämpfer mit dem Fluggerät verbunden ist. Je nach Art der Lagerung des Montagekörpers mit Zug- oder Druckfedern besteht hierbei die Möglichkeit, dass mehrere Servos über einen Vollkreis verteilt unterhalb oder oberhalb des Montagekörpers angeordnet sind und jeweils einzeln angesteuert werden, sodass der Montagekörper gegen die vorhandene Federkraft in jede geneigte Lage auslenkbar ist. Durch die Anzahl der Servos und Verteilung in einer Ebene besteht hierbei die Möglichkeit, eine Neigungseinstellung gegenüber der Horizontalen in jeder Richtung vorzunehmen, sodass exakte Flugmanöver, beispielsweise in Richtung auf die Landestation ausgeführt werden können. Die Nullposition der Servos und die Lage des Montagekörpers in zentriertem Zustand, wird vor und während des Flugbetriebs automatisch geprüft.
Das Verfahren basiert somit im Wesentlichen darauf, die GPS-Steuerung des Fluggerätes auszuschalten und die Kontrolle über das Fluggerät durch ein Flugleitsystem zu übernehmen. Eine Abschaltung der GPS-Steuerung kann beispielsweise dann erfolgen, wenn das Fluggerät in der Nähe der Landestation in der Luft steht und nur noch ein Absenken des Fluggerätes oberhalb der Landestation erforderlich ist. Alternativ kann das Flugleitsystem bereits beim Anflug der Landestation in einer Entfernung von wenigen Metern die Kontrolle übernehmen und eine frühzeitige Abschaltung der GPS-Steuerung vornehmen.
Im Vordergrund steht immer ein Andocken des Fluggerätes an die Landestation, um entweder die Batterien von der Landestation im Fluggerät wieder aufzuladen oder einen vollautomatischen Wechsel der aufladbaren Batterien bei laufender Spannungsversorgung vorzunehmen und die ausgetauschten Batterien im Anschluss für den nächsten Einsatz aufzuladen. Der besondere Vorteil bei dieser Vorgehensweise besteht darin, dass die Steuerung der Fluggeräte während des Batterieaustausches nicht abgeschal- tet zu werden braucht, sodass der Aufenthalt eines Fluggerätes bei einer Landestation auf einen minimalen Zeitraum begrenzt ist und nach einem erfolgten automatischen Wechseln der aufgeladenen Batterien das Fluggerät sofort wieder starten kann.
Hierdurch wird u.a. erreicht, dass ein und dieselbe Landestation in kurzen Zeitabständen von weiteren Fluggeräten erneut angeflogen werden kann. Die Fluggeräte können neben einer GPS-Steuerung und einer Gyroskopsteuerung mit Sensorelementen ausgestattet sein, beispielsweise einem Sonarsensor oder einem barometrischen Sensor, um die Höhe des Fluggerätes zu bestimmen. Auf diese Weise wird verhindert, dass die Fluggeräte in einer zu geringen Tiefe fliegen bzw. ein Überfliegen von Hindernissen möglich ist. Darüber hinaus können die Fluggeräte über Kollisionssensoren verfügen, damit ortsfeste oder bewegliche Hindernisse frühzeitig erkannt werden und eine Änderung der Flugrichtung vorgenommen werden kann.
Um die Steuerung der Fluggeräte in der Nähe der Landestation zu vereinfachen, kann diese mit einem umlaufenden optischen Impulssender, einem Transponderempfänger und Transpondersender ausgestattet sein, damit die Kommunikation mit dem Fluggerät auch bei jeder Witterungslage möglich ist.
Um größere Entfernungen zu realisieren und sicherzustellen, dass die Fluggeräte rechtzeitig eine Landestation erreichen, bevor die Batteriespannung zu tief abgesunken ist, wird in weiterer Ausgestaltung des Verfahrens ein Netz von Landestation entlang von Hauptflugrouten vorgeschlagen, sodass die Fluggeräte von einer Landestation zur nächsten fliegen können. Auf diese Weise besteht die Möglichkeit große Strecken zurückzulegen, wenn beispielsweise die Fluggeräte für den Transport von Dokumenten oder Waren eingesetzt werden.
Durch den Einsatz von Landestation besteht für die Fluggeräte die Möglichkeit, diese zum Ende der Flugzeit rechtzeitig anzufliegen, um entweder einen Ladevorgang der Batterien oder einen Austausch der Batterie vornehmen zu lassen, sodass das Fluggerät sofort weiterfliegen kann. Hierzu besteht lediglich die Notwendigkeit, dass entlang der geplanten Flugroute mehrere Landestationen angeordnet sind, sodass das Flügge- rät von einer Landestation zur nächsten fliegen kann. Nachdem ein Batteriewechsel stattgefunden hat, kann das Fluggerät sofort wieder aufsteigen, während die Landestation gleichzeitig die Batterie für den nächsten Einsatz aufladen kann.
Durch die Aufhebung der Flugzeitbegrenzung sind natürlich auch anspruchsvollere Aufgaben für die Fluggeräte möglich, es können praktisch unendlich viele Wegpunkte angesteuert werden und damit die Reichweite beliebig ausgedehnt werden. Mit der Zunahme der Flugzeit nimmt daher auch die Komplexität der Möglichkeiten zu. Ein wichtiger Aspekt ist die Verwendung des Transpondersignals, da nicht jedes Fluggerät die Andockstation in Anspruch nehmen kann, sondern nur die Kunden, die eine zeitlich begrenzte Lizenz für eine bestimmte Route erworben haben.
Durch den Einsatz von stationären mobilen Landestationen sind auch Routen in unwegsames Gelände kurzfristig umsetzbar, zum Beispiel für den Transport von lebenswichtigen Medikamenten.
Ein weiteres Einsatzgebiet der Fluggeräte erschließt sich beispielsweise in der Überwachung von Firmengeländen durch Infrarotkameras, wobei auch in diesem Fall die Fluggeräte rechtzeitig eine Landestation erreichen müssen, um eine ausreichende Energieversorgung der Antriebsmotoren und der Steuerung zu gewährleisten. Die erstellten Videoaufzeichnungen können während des Akkuwechsels direkt auf einen Server geladen werden. Alternativ besteht die Möglichkeit, die Fluggeräte für die Verkehrsüberwachung oder die Personensuche im schwierigen Gelände oder in Grenzgebieten mithilfe von Infrarotkameras einzusetzen. Im Wesentlichen dürften aber Kurierdienste im Vordergrund stehen, wie sie in der jüngsten Zeit von Paketdiensten vorgeschlagen wurden. Die Fluggeräte könnten beispielsweise dazu verwendet werden ein Paket von einem Ausgangspunkt zu einem Verteilerzentrum zu bringen, sodass die Auslieferung des Paketes auf den letzten 100 Metern durch Boten vorgenommen werden kann, wenn nicht eine direkte Auslieferung möglich ist. Ähnlich verhält es sich beim Transport von wichtigen Dokumenten, die innerhalb kürzester Zeit zu einem Bestimmungsort gebracht werden müssen. Auch in diesem Fall können die Dokumente mithilfe der Fluggeräte zu einem Verteilerzentrum transportiert werden, um anschließend die Auslieferung wie bis- her durch einen Boten vornehmen zu können, bei gleichzeitiger Zeitersparnis und Schonung der Umwelt. Große Bereiche logistischer Aufgaben können somit von der Straße in die Luft verlagert werden.
Zur Durchführung des Verfahrens wird eine Landestation in Form einer Lade- oder Batteriewechselstation für batteriebetriebene Fluggeräte, insbesondere Flugdrohnen, mit einer begrenzten Flugzeit und Reichweite vorgeschlagen, wobei zumindest eine Andockstation und eine Ladeeinrichtung vorgesehen sind. Erfindungsgemäß ist die Ladeoder Batteriewechselstation mit einem Flugleitsystem ausgestattet ist, welches die Steuerung des Fluggerätes übernimmt, wobei über Transpondersignale die GPS- Steuerung deaktivierbar ist und das Heranführen des Fluggerätes über eine Gyroskopsteuerung in der Weise erfolgt, dass die auf einem Montagekörper gelagerte Gyroskopsteuerung über Servos, welche von der Landestation ansteuerbar sind, aus der ursprünglichen Lage auslenkbar sind, um einen Seitendrift des Fluggerätes zu erhalten.
Durch die Verwendung eines Flugleitsystems, welches die GPS-Steuerung vorübergehend deaktiviert und das Heranführen des Fluggerätes an die Landestation über die Gyroskopsteuerung übernimmt, wird eine sehr exakte Flugsteuerung ermöglicht, um das Fluggerät an die Landestation heranzuführen. Zum Starten wird die GPS-Steuerung wieder aktiviert und ermöglicht den Weiterflug.
In besonderer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass eine Gyroskop - Steuerung des Fluggerätes auf einer Montageplatte angeordnet ist, die mithilfe von mehreren Servos beispielsweise in eine von der horizontalen Achse geneigte Achse verlagerbar ist, wobei die Möglichkeit besteht, eine beliebige Achse als Ausgangsposition auszuwählen. Die hierbei vorgesehene Montageplatte dient zunächst zur Aufnahme der Gyroskop -Steuerung, die Bestandteil der Flugsteuerung ist. Die Gyroskopsteuerung ist bemüht, das Fluggerät in einer horizontalen Lage zu halten. Soweit die Gyroskopsteuerung aber auf einer Montageplatte angeordnet ist, und diese mithilfe von Servos aus der Horizontalen ausgelenkt wird, versucht die Gyroskopsteuerung, eine Lagekorrektur vorzunehmen, denn sie kann nicht unterscheiden ob sich die Montageplatte geneigt hat oder das Fluggerät, welches dazu führt, dass tatsächlich das Fluggerät in eine geneigte Lage überführt wird, sodass ein seitlicher Drift des Fluggerätes eintritt. Die Gyroskopsteuerung mit den Servos unter der Montageplatte bildet eine Trimmeinheit, welche beispielsweise nach Abschalten der GPS-Steuerung zur Heranführung der Fluggeräte an die Lade- oder Batteriewechselstation verwendet werden. Mehrere Servos werden hierbei unterhalb der Montageplatte angeordnet, sodass diese über 360° verteilt in jede beliebige Richtung geneigt werden kann. Somit kann willkürlich ein Drift in eine bestimmte Richtung des Fluggerätes erzielt werden. Dieser Drift wird zur An- steuerung der Lade- oder Batteriewechselstation mithilfe des Flugleitsystems ausgenutzt, um eine möglichst exakte Ansteuerung des Fluggerätes an die Lade- oder Batteriewechselstation zu ermöglichen. Das Andocken selbst kann mithilfe des Seiles und der Seilwinde erfolgen, oder aber einem von den Fluggerät herabhängenden Seil, welches durch die Lade- oder Batteriewechselstation aufgefangen wird und durch Einziehen ein Andocken an die Lade- oder Batteriewechselstation ermöglicht wird.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Lade- oder Batteriewechselstation mit einem umlaufenden optischen Impulssender und einem Transpon- derempfänger bzw. -sender ausgerüstet ist. Der optische Impulssender ist hierbei derart aufgebaut, dass ein Anflugbereich von 360° überwacht wird und damit eine frei wählbare Anflugrichtung möglich ist. Mithilfe des Transpondersenders wird beim Abstand des Fluggerätes von weniger als 5 Metern gegenüber der Lade- oder Batteriewechselstation die GPS-Steuerung vorübergehend abgeschaltet und der Anflug des Fluggerätes durch das Flugleitsystem übernommen, welches beispielsweise mithilfe von Infrarotsendern und -empfängern die Heranführung des Fluggerätes an die Ladeoder Batteriewechselstation ermöglicht.
Die Lade- oder Batteriewechselstationen stellen bereits aufgeladene Batterien zum Austausch zur Verfügung, sodass die Fluggeräte die Lade- oder Batteriewechselstationen anfliegen können, ein Austausch der Batterie vorgenommen wird und anschließend der Flug fortgesetzt werden kann. Die Batterien werden hierbei nach dem Austausch durch die Lade- oder Batteriewechselstation erneut aufgeladen, um diese für ein anderes Fluggerät zu verwenden. Sämtliche Fluggeräte werden mit einem identischen Batterietyp ausgestattet, sodass ein Austausch unproblematisch erfolgen kann, gegebenen- falls können auch mehrere unterschiedliche Batterietypen vorgehalten werden. Der besondere Vorteil durch die Lade- oder Batteriewechselstationen besteht darin, dass die Fluggeräte, welche nur eine begrenzte Flugzeit und damit eine begrenzte Reichweite besitzen, von einer Lade- oder Batteriewechselstation zur nächsten fliegen können und somit eine größere Strecke, die sich auch ohne Weiteres auf 100 km erstrecken kann, zurücklegen können. Durch die Lade- oder Batteriewechselstationen werden die Fluggeräte somit in die Lage versetzt, größere Strecken zurückzulegen, sodass diese beispielsweise für Kurier- und Transportdienste eingesetzt werden können. Hierzu besteht lediglich die Notwendigkeit, von einem Startort ausgehend ein Fluggerät mit einer aufgeladenen Batterie zu bestücken und dieses mithilfe einer GPS-Steuerung vollautomatisch und autonom eine bestimmte Flugroute fliegen zu lassen. Mithilfe eines Netzes von Lade- oder Batteriewechselstationen, die sich in entsprechender Entfernung voneinander befinden, kann sichergestellt werden, dass rechtzeitig vor vollständiger Entleerung der Batterien eine Lade- oder Batteriewechselstation angeflogen und ein Austausch erfolgen kann. Die Lade- oder Batteriewechselstationen können beispielsweise entlang einer Hauptflugroute angeordnet werden, oder es wird netzartig ein System von Lade- oder Batteriewechselstationen aufgebaut, sodass, soweit die einzelnen Stationen untereinander kommunizieren, im Bedarfsfall das Fluggerät wahlweise eine freie Ladeoder Batteriewechselstation anfliegen kann. Somit würde das Fluggerät zwar keinen direkten Flug durchführen, sondern quasi im Zickzack-Kurs von einer Lade- oder Batteriewechselstation zur nächsten das gewünschte Ziel erreichen. Zwingend ist hierbei erforderlich, dass die Lade- oder Batteriewechselstationen mit einer Andockstation ausgerüstet sind, sodass ein automatisiertes Absetzen des Fluggerätes auf der Lade- oder Batteriewechselstationen erfolgen kann. Der ganze Vorgang soll vollautomatisch durchführbar sein, sodass kein Betriebspersonal vorgehalten werden muss.
Die Lade- oder Batteriewechselstationen können hierbei stationär angeordnet werden, beispielsweise auf Hochhäusern, die vorzugsweise mit Flachdächern ausgestattet sind. Alternativ besteht die Möglichkeit, dass mobile Lade- oder Batteriewechselstationen verwendet werden, die im Bedarfsfall auf einem Kleinlaster oder dergleichen angeordnet werden. Über ein Kommunikationsnetz kann hierbei dafür Sorge getragen werden, dass diese zusätzliche Lade- oder Batteriewechselstation von den Fluggeräten angeflogen werden können.
Einige der Lade- oder Batteriewechselstationen können auch dazu verwendet werden, um die Fluggeräte nach einer gewissen Betriebsstundenzahl zu überprüfen und ggf. Servicearbeiten durchzuführen. Hierbei kann es sich um identische Lade- oder Batteriewechselstationen handeln, oder aber um separate Servicestationen, die über die gleichen Funktionalitäten verfügen, aber dazu führen, dass die Fluggeräte vorübergehend außer Betrieb genommen und gewartet werden.
Um eine möglichst große Zahl von Fluggeräten mithilfe einer Lade- oder Batteriewechselstation bedienen zu können, ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass die Lade- oder Batteriewechselstationen mehrere Batterien vorhalten, welche durch einen Wechselmechanismus, beispielsweise einen Schiebemechanismus, die vorhandene Batterie des Fluggerätes durch eine aufgeladene Batterie unter gleichzeitiger Aufrechterhaltung der Versorgungsspannung austauscht. Hierzu können beispielsweise mehrere Batterien auf einem Drehteller gelagert sein, wobei der Drehteller sowohl mit bereits aufgeladenen oder teilweise geladenen Batterien bestückt ist, und eine bereits vollständig aufgeladene Batterie in eine Position gebracht wird, die das Einschieben in den vorgesehen Batterieschacht des Fluggerätes und gleichzeitig das Herausschieben der entleerten Batterie ermöglicht. Nachdem der Austausch der Batterie erfolgt ist, kann das Fluggerät von der Lade- oder Batteriewechselstation abheben, sodass diese für den nächsten Anflug eines weiteren Fluggerätes bereit ist. Gleichzeitig wird in der Zwischenzeit der Ladevorgang der ausgetauschten Batterie gestartet, sodass diese nach einer zu berücksichtigenden Ladezeit erneut zum Einsatz kommen kann. Aufgrund der Vielzahl vorgehaltener Batterien auf dem Drehteller verfügt die Lade- oder Batteriewechselstation über eine ausreichend geladene Anzahl von Batterien, wodurch die Bereitschaft für einen erneuten Austausch bei einem anderen Fluggerät gegeben ist.
Um das Andocken der Fluggeräte auch bei schwierigen Windverhältnissen zu ermöglichen, ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass das Fluggerät mit einem Andockkonus ausgestattet ist, welcher in einer konusförmigen Vertiefung der Lade- oder Batteriewechselstation aufnehmbar ist. Mithilfe des Andockkonus und der konusförmigen Vertiefung wird erreicht, dass bei schwierigen Windverhältnissen oder geringfügigen Abweichungen von der tatsächlichen Position der Lade- oder Batteriewechselstation das Fluggerät sicher durch eine Zwangsführung auf der Lade- oder Batteriewechselstation aufsetzen kann.
Hierbei ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung für den eigentlichen Landevorgang vorgesehen, dass das Fluggerät mit einer Seilwinde und einem Zugseil ausgestattet ist, welches am freien Ende ein magnetisierbares Material aufweist, und die konusförmige Vertiefung einen Auffangtrichter mit Gleitfläche, wobei die Konusaufnahme mit einem zentrisch angeordneten Elektromagneten ausgestattet ist, sodass der Elektromagnet das am Seilende befindliche magnetisierbare Material des Fluggerätes für einen vorgewählten Zeitraum fixiert. Durch das Fixieren wird erreicht, dass das Fluggerät sehr genau über der Lade- oder Batteriewechselstation auch bei schwierigen Windverhältnissen in Position gehalten werden kann, wobei im Weiteren durch das Aufwickeln des Zugseiles mithilfe einer Seilwinde das Fluggerät gegen die Auftriebskraft der Antriebsmotoren in die konusförmige Vertiefung gezogen wird. Sobald das Fluggerät die Endposition erreicht hat, können die Antriebsmotoren vorübergehend ausgeschaltet werden und nach Beendigung des Batteriewechsels erneut gestartet werden, wobei gleichzeitig der Elektromagnet das magnetisierbare Material freigibt und somit das Fluggerät starten kann.
Alternativ ist zum Andocken des Fluggerätes an der Lade- oder Batteriewechselstation vorgesehen, dass ein beschwertes, herabhängendes Seil oder eine Antenne unterhalb des Fluggerätes angeordnet ist und die Lade- oder Batteriewechselstation mit zumindest einer gabelförmigen Auffangvorrichtung ausgestattet ist, sodass das Fluggerät ebenfalls in die konusförmige Vertiefung herabgezogen werden kann. In diesem Fall wird mithilfe der gabelförmigen Auffangvorrichtung das beschwerte Seil oder die Antenne erfasst und einer Einzugsvorrichtung zugeführt, die das Seil bzw. die Antenne des Fluggerätes gegen die Auftriebskraft der Antriebsmotoren in die konusförmge Vertie- fung zieht, sodass auch in diesem Fall das Fluggerät bei schwierigen Windverhältnissen exakt aufsetzen kann.
Nach Austausch der Batterien wird das beschwerte Seil bzw. die Antenne freigegeben und das Fluggerät kann seinen Flug fortsetzen.
Um die Spannungsversorgung des Fluggerätes aufrechtzuerhalten, ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass die Lade- oder Batteriewechselstation und das Fluggerät jeweils zwei korrespondierende Kontaktflächen aufweist, die eine Spannungsversorgung des Fluggerätes während des Batterieaustausches gewährleisten, oder das durch Schleifkontakte der Batterien und des Fluggerätes beim Austausch der Batterien die Spannungsversorgung aufrechterhalten werden kann. Die erste Alternative ermöglicht eine Spannungsversorgung mithilfe der Kontaktflächen, die einerseits an der Lade- oder Batteriewechselstation und andererseits an dem Fluggerät ausgebildet sind und aufgrund des Andockens zu einer elektrischen Kontaktierung führen, sodass eine Versorgungsspannung für das Fluggerät während des Batterieaustausches zur Verfügung steht. Die zweite Alternative sieht Schleifkontakte vor, die sich beispielsweise entlang einer Seitenfläche der Batterie befinden und im Fluggerät zur Kontaktierung mit der Steuerungselektronik dienen. Bei einem Austausch der Batterie wird sowohl der Kontakt zur bisherigen Batterie beibehalten als auch zur neuen Batterie hergestellt, um einen Spannungsabfall zu vermeiden. Während die bereits nahezu entladene Batterie aus der Batterieöffnung herausgeschoben wird, wird somit gleichzeitig sichergestellt, dass die Versorgungsspannung von der geladenen Batterie während des Austausches übernommen wird.
In Ausgestaltung der Erfindung ist ferner vorgesehen, dass die Lade- oder Batteriewechselstation und das Fluggerät im Bereich der konusförmigen Vertiefung bzw. des Konus mit zwei umlaufenden Kontaktringen für die Beaufschlagung mit einer Versorgungsspannung ausgestattet sind. Durch die Kontaktringe wird beim Aufsetzen des Fluggerätes auf die Lade- oder Batteriewechselstation erreicht, dass das Fluggerät während des Batteriewechselvorganges mit der Bordspannung der Lade- oder Batteriewechselstation beaufschlagt wird, um somit die Spannungsversorgung zu gewähr- leisten. Die Kontaktringe sind hierbei derart gestaltet, dass beim Absetzen des Fluggerätes die Kontaktflächen des Fluggerätes einerseits und die Kontaktflächen der Ladeoder Batteriewechselstation andererseits unmittelbar aufeinander zu liegen kommen und somit der elektrische Kontakt hergestellt wird.
Ferner ist vorgesehen, dass die Andockstation mit einer Einschubvorrichtung und einer umlaufenden Ladeeinrichtung ausgestattet ist. Mithilfe der Einschubvorrichtung wird eine bereits aufgeladene Batterie in den Batterieschacht des Fluggerätes eingeschoben und gleichzeitig die größtenteils entladene Batterie aus dem Batterieschacht geschoben, sodass diese auf einer Ladeeinrichtung zu liegen kommt und in dieser Position durch Spannungsbeaufschlagung erneut geladen wird und damit für einen späteren Einsatz zur Verfügung steht. Die Ladeeinrichtung kann beispielsweise aus einem Drehteller bestehen, auf dem mehrere Batterien vorgehalten werden, die entweder bereits aufgeladen sind oder sich im Aufladevorgang befinden. Die Lade- oder Batteriewechselstation wählt hierbei über den jeweiligen Ladezustand die Batterie aus, die als Nächstes in den Batterieschacht des Fluggerätes bei einem Batteriewechsel eingeschoben werden kann.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Fluggerät eine Multi- funktionsplattform oberhalb der Mittellinie und mehrere Ausleger aufweist, deren Winkel elektrisch verstellbar sind, um beim Andocken ein Verkanten des Andockkonusses zu verhindern und beim Fliegen einen möglichst geringen Luftwiderstand zu gewährleisten. Die flügelartigen Ausleger werden beim Andocken nach oben geklappt, um beim Andocken ein Verkanten des Andockkonus zu verhindern, und nach unten geklappt, um beim Flug eine bessere Aerodynamik zu erzielen. Die Multifunktionsplattform ist hierbei zur Aufnahme von Dokumenten, Paketen, etc., vorgesehen.
Um Kollisionen verschiedener Fluggeräte untereinander oder mit Hindernissen zu vermeiden, sind die Fluggeräte einerseits mit Barometer- oder Sonarsensoren zur Höhenbestimmung ausgestattet, und andererseits mit mehreren umfangsverteilten optischen Sensoren, beispielsweise in Form von Reflexionslichtschranken, oder Ultraschallsensoren, wodurch rechtzeitig mithilfe der Steuerungselektronik durch die Auslenkung der Montageplattform ein Ausweichmanöver eingeleitet werden kann. Die am Markt erhältlichen Steuerungseinheiten für diese Fluggeräte haben keine Möglichkeit, umfangsver- teilte Sensoren anzuschließen, um ein spontanes Ausweichmanöver zu fliegen.
In besonderer Ausgestaltung ist vorgesehen, dass der Andockkonus des Fluggerätes schwenkbar in einem Befestigungsring gelagert ist und eine elektrische Kontaktierung über Schleifringe erfolgt, wobei das Flugleitsystem außerhalb des Andockkonus ortsfest im Fluggerät gehalten ist. Durch die Schwenkbeweglichkeit des Andockkonus kann beispielsweise Transportgut innerhalb des Andockkonus aufgenommen sein und in einem geringen Schwebezustand des Fluggerätes abgeworfen werden. Alternativ kann das Fluggerät mit einem auswechselbaren Aufsatz ausgestattet sein, welcher mit einem Schnellverschluss mit dem Fluggerät verbindbar ist. Der Aufsatz kann beispielsweise aus einem Beschallungs- oder Wechselsprechmodul mit Kamera, Mikrofon und Sprechsignalleuchte bestehen, um auf diese Weise anstelle von Fahrzeugen das Fluggerät durch die Straßen fliegen zu lassen, um Durchsagen vorzunehmen. Ebenso ist der Einsatz bei Demonstrationen, Kundgebungen möglich, wenn Lautsprecherdurchsagen oder andere Arten von Informationsweiterleitungen erforderlich sind. In diesem Fall besteht zusätzlich die Möglichkeit, mit Personen direkt zu kommunizieren, ohne sich selbst in Gefahr zu bringen oder bei schlechten Zugangsverhältnissen im Krisenfall, bei Überschwemmungen oder Erdbeben eine Kontaktaufnahme zu ermöglichen.
Alternativ kann der Aufsatz aus einem Beleuchtungsmodul mit Zentralkamera bestehen, wobei beispielsweise Suchscheinwerfer oder Arbeitsscheinwerfer verwendet werden können, um bestimmte Arbeiten zu unterstützen, oder es besteht die Möglichkeit, ein Videosignal per Funk an eine Empfangsstation zu übertragen.
Der wesentliche Erfindungsgedanke der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Möglichkeit zu schaffen, Fluggeräte, die nur über eine begrenzte Flugzeit und Reichweite verfügen, über möglichst große Entfernungen selbsttätig und autonom fliegen zu lassen. Hierzu ist es erforderlich in bestimmten Abständen Landestationen vorzuhalten, sodass ein Batterieaustausch vorgenommen werden kann. Aufgrund der Konstruktion der Fluggeräte, beispielsweise mit einem unteren Andockkonus und einer konusförmi- gen Vertiefung der Landestationen wird ein selbständiges Aufsetzen ermöglicht, wobei mithilfe eines Schiebemechanismus die zum größten Teil entladene Batterie aus dem Batterieschacht geschoben und durch eine aufgeladene Batterie ersetzt werden kann. Die Verweilzeiten auf der Landestation sind hierbei sehr kurz, sodass ein und dieselbe Landestation für eine Vielzahl von Fluggeräten verwendet werden kann, die entsprechend dem programmierten Kurs ihren Flug fortsetzen können.
Das Verfahren zur Flugsteuerung zeichnet sich hierbei insbesondere dadurch aus, dass nicht nur eine GPS-Steuerung verwendet wird, sondern ebenfalls die in dem Fluggerät vorhandene Gyroskopsteuerung dazu eingesetzt wird, die Landestation zielgenau anzufliegen. Zu diesem Zweck wird die Gyroskopsteuerung schwenkbar gelagert, um über Servos eine Neigung einstellen zu können, um einen seitlichen Drift des Fluggerätes zur Landestation hin zu erzielen.
Die Erfindung wird im Weiteren anhand der Figuren näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 in einer schematischen Ansicht ein Fluggerät und eine Lade- oder
Batteriewechselstation,
Fig. 2 in einer Seitenansicht und teilweise durchbrochenen Seitenansicht den Andockkonus eines Fluggerätes,
Fig. 3 in mehreren Ansichten eine zum Einsatz bei Fluggeräten vorgesehene Batterie,
Fig. 4 in einer Draufsicht und zwei Seitenansichten eine Trimmeinheit,
bestehend aus einer Gyroskopsteuerung und mehreren Servos,
Fig. 5 in einer Draufsicht und einer Seitenansicht ein Fluggerät mit einem
schwenkbaren Andockkonus, Fig. 6 in einer perspektivischen Ansicht einen Aufsatz für das Fluggerät und
Fig. 7 in zwei perspektivischen Ansichten einen Andockkonus mit Aufsatz.
Figur 1 zeigt in einer schematischen Ansicht eine Lade- oder Batteriewechselstation 1 sowie ein Fluggerät 2 in einer entfernten Position zur Lade- oder Batteriewechselstation 1 und in einer Position oberhalb der Lade- oder Batteriewechselstation 1.
Das Fluggerät 2 ist mit einem Andockkonus 3 ausgestattet, welcher mehrere Funktionen erfüllt. Zum einen dient der Andockkonus 3 zum Aufsetzen auf die Lade- oder Batteriewechselstation 1 , die über eine konische Vertiefung 4 verfügt. Der obere Rand des Andockkonus 3 ist mit umlaufenden optischen Sensoren 5 ausgestattet, welche einerseits zur Vermeidung von Kollisionen mit weiteren Fluggeräten oder feststehenden Hindernissen und darüber hinaus zur Steuerung mit dem Fluggleitsystem verwendet werden. Der Andockkonus 3 weist zudem einen Batterieschacht 6 auf, in dem eine Batterie 7 eingeschoben ist und das Fluggerät 2 mit der Betriebsspannung versorgt. Oberhalb der Mittellinie des Andockkonus 3 ist eine Multifunktionsplattform 8 angeordnet, an der gleichzeitig Ausleger 9 angeordnet sind, deren Winkel elektrisch veränderbar sind, um beim Andocken ein Verkanten des Andockkonus 3 zu verhindern und um im Flug eine optimale Aerodynamik mit maximaler Geschwindigkeit zu erreichen. Ebenfalls dient der Andockkonus 3 zur Aufnahme einer Steuerung, vorzugsweise einer GPS-Steuerung 24, eines Transpondersenders und -empfängers. Des Weiteren ist der Andockkonus 3 mit einer Seilwinde 10 ausgestattet, mit deren Hilfe ein Seil 11 auf- und abgewickelt werden kann. Am Ende des Seils 11 befindet sich ein magnetisierbares Material 12, beispielsweise ein Eisenkern oder dergleichen. Soweit das Fluggerät 2 oberhalb der Lade- oder Batteriewechselstation 1 mithilfe des Fluggleitsystems positioniert ist, kann durch Absenken des Fluggerätes 2 und des Seils 11 das magnetisierbare Material 12 in die konische Vertiefung fallen, wobei durch die vorhandene Abschrägung das magnetisierbare Material 12 zum Zentrum der konischen Vertiefung 4 geleitet wird. Über einen Elektromagneten 13 kann im Anschluss eine Fixierung des magnetisierbaren Materials 12 erfolgen, sodass die Seilwinde 10 beim Aufspulen des Seils 11 das Fluggerät 2 gegen die Auftriebskraft der Antriebsmotoren nach unten in die konische Vertiefung 4 zieht. Bereits beim Herunterziehen des Fluggerätes 2 können die Antriebsmotoren 30 auf verringerte Leistung geschaltet werden, spätestens aber mit dem Aufsetzen in der konischen Vertiefung 4 vorübergehend abgeschaltet werden.
Um die Position des Fluggerätes 2 oberhalb der Lade- oder Batteriewechselstation 1 zu erreichen, ist ein Fluggleitsystem vorgesehen, welches über optische Impulssender 14 verfügt, die mit dem Fluggerät 2 in Verbindung treten und somit die Steuerung des Fluggerätes 2 übernehmen.
Die Lade- oder Batteriewechselstation 1 besteht aus einer Basis 20 mit der bereits erwähnten konischen Vertiefung 4 und dem Elektromagneten 13. Oberhalb der Basis 20 ist eine ebenfalls konisch ausgebildete Gleitfläche 21 in einer Erhöhung 22 ausgebildet, welche ein Herabgleiten des Andockkonus 3 des Fluggerätes 2 zielsicher in die konische Vertiefung 4 ermöglicht. Somit können auch ungenauere Positionierungen des Fluggerätes 2 oberhalb der Lade- oder Batteriewechselstation 1 zu einem erfolgreichen Andocken führen, insbesondere bei schwierigen Windverhältnissen. Die Basis 20 verfügt im Weiteren über eine Ladeeinrichtung 23, die mit einer Anzahl bevorrateter Batterien 7 ausgestattet ist. Eine Einschubvorrichtung 25 kann bereits aufgeladene Batterien 7 unter gleichzeitigem Herausschieben der zumindest teilweise entladenen Batterien 7 des Fluggerätes 2 zum Batteriewechsel genutzt werden. Alternativ besteht die Möglichkeit, dass die vorhandene Batterie 7 im Fluggerät 2 nach dem Aufsetzen auf die Ladeoder Batteriewechselstation 1 aufgeladen wird und anschließend der Weiterflug erfolgt. Um mehrere Fluggeräte 2 von einer Lade- oder Batteriewechselstation 1 bedienen zu können, empfiehlt es sich aber, die Batterie 7 auszutauschen, sodass das Fluggerät 2 sofort wieder starten kann. Zu diesem Zweck wird der Elektromagnet 13 abgeschaltet und das Fluggerät kann aus der angedockten Position nach Einschalten der Antriebsmotoren sofort starten. Die Basis 20 ist zur Steuerung des Fluggerätes 2 insbesondere für den Anflug mit einem Transponder 26 ausgestattet, welcher mit dem
Transponderempfänger bzw. -sender des Fluggerätes 2 zusammenarbeitet und bei- spielsweise eine vorherige Identifizierung des Fluggerätes 2 ermöglicht, bevor das Andocken gestattet wird.
Es sei bereits an dieser Stelle darauf hingewiesen, dass anstelle eines Seils 11 und einer Seilwinde 10 ein vollautomatisches Fluggleitsystem verwendet werden könnte, welches mithilfe der Impulssender 14 und einer sehr genauen GPS-Steuerung 24 oder eines sehr genauen Fluggleitsystems ein direktes, unmittelbares Anfliegen der Lade- oder Batteriewechselstation 1 ermöglicht.
Figur 2 zeigt in einer Seitenansicht und einer teilweise durchbrochenen Seitenansicht den Andockkonus 3 des Fluggerätes 2. Aus der Seitenansicht des Andockkonus 3 ist zunächst die Multifunktionsplattform 8 erkennbar, welche kreisrund ausgeführt ist. Die Multifunktionsplattform 8 ruht hierbei auf dem Andockkonus 3. Unterhalb der Multifunktionsplattform 8 befinden sich die optischen Sensoren 5, und zwar umlaufend um den Andockkonus 3, wobei jeweils drei Sensoren 5 übereinander in einer unterschiedlichen Neigung zur Horizontalen angeordnet sind. Ein Batterieschacht 6 dient zur Aufnahme der Batterien 7, wobei über Gleitkontaktflächen 15 die Spannung der Batterie 7 abgegriffen wird. Durch die Gleitkontaktflächen 15 besteht hierbei die Möglichkeit, die Batterie 7 aus dem Batterieschacht 6 herauszuschieben und gleichzeitig eine neue Batterie 7 einzuschieben, sodass die Spannungsversorgung dauerhaft gewährleistet ist und nicht unterbrochen wird. An dem unteren Bereich des Andockkonus 3 sind ebenfalls Sensoren 19 vorgesehen, und zwar zum Aktivieren der Andockhilfe. Weiterhin befinden sich außen am Andockkonus 3 Gleitkontaktringe 17, 18, um im Bedarfsfall eine Spannungsversorgung über die Lade- oder Batteriewechselstation 1 vorzunehmen. Darüber hinaus befindet sich im unteren Konusbereich eine Verzahnung 16 zur Drehpositionierung. Mithilfe der Verzahnung 16 und eines Antriebsmotors 30 der Lade- oder Batteriewechselstation 1 kann das Fluggerät 2 in eine Drehlage gebracht werden, die ein Auswechseln der Batterie 7 ermöglicht. Die äußere Form des Andockkonus 3 ist hierbei so konstruiert, dass ein Verkanten beim Aufsetzen auf die Lade- und Batteriewechselstation 1 verhindert wird. Aus der teilweise gebrochenen Seitenansicht des Andockkonus 3 ist im Weiteren der innere Aufbau zu erkennen. Im unteren Bereich des Andockkonus 3 befindet sich die Seilwinde 10 mit aufgewickeltem Seil 1 1 , wobei an dem freien Seilende ein magneti- sierbares Material 12 befestigt ist. Durch Abwickeln des Seils 1 1 mithilfe eines Antriebsmotors 30 kann das Seil 1 1 herabgelassen werden. Nachdem dieses mithilfe des Elektromagneten 13 durch die Lade- oder Batteriewechselstation 1 fixiert wurde und das Seil 1 1 aufgewickelt wird, kann das Fluggerät 2 mit seinem Andockkonus 3 zielsicher in die Lade- oder Batteriewechselstation 1 , und zwar in die vorhandene konische Vertiefung 4 aufgesetzt werden. Der Antriebsmotor 30 sowie die Seilwinde 10 sind hierbei über eine Befestigungsplatte 31 und Federn 32 mit einer weiteren Montageplatte 33 federnd verbunden. Im unteren Bereich des Andockkonus 3 sind ferner Drehpositionssensoren 34 vorgesehen, welche eine Drehrichtungsposition in der Lade- oder Batteriewechselstation 1 erfassen können, wenn das Fluggerät 2 innerhalb der Lade- oder Batteriewechselstation 1 mithilfe der Verzahnung 16 gedreht wird, um somit die exakte Position zur Zuführung der Batterien 7 zu ermitteln. Im Batterieschacht 6 sind Führungsschienen 35 angeordnet, sowie Arretierungsräder 36, um die Batterie 7 in einer festen Position zu fixieren. Über Gleitkontaktschienen 37 wird die Spannung von der Batterie abgegriffen. Im oberen Bereich des Andockkonus 3 befindet sich eine weitere Montageeinheit 38, die zur Lagerung einer Montageplatte 39 dient. Die Montageplatte 39 ist über Federn 40 einerseits abgestützt und kann über Servos 41 gegenüber der Horizontalen geneigt werden. Auf der Montageplatte 39 befindet sich die Gyroskopsteuerung 42, welche die Kontrolle über das Fluggerät 2 während des Fluges besitzt. Mithilfe der Servos 41 kann die Montageplatte 39 aus der horizontalen Position ausgelenkt werden, sodass die Gyroskopsteuerung 42 zu einer Kurskorrektur gezwungen wird. Durch leichtes Anheben der Montageplatte 39 mit entsprechender Gegensteuerung durch die Gyroskopsteuerung 42 entsteht ein seitlicher Drift des Fluggerätes 2, welcher zum Anfliegen der Lade- oder Batteriewechselstation 1 ausgenutzt wird.
Figur 3 zeigt in mehreren Ansichten eine Batterie 7, die bei den gattungsgemäßen Fluggeräten 2 zum Einsatz kommen kann. Die Batterie 7 ist quaderförmig ausgebildet und besitzt auf einer Seite zwei Abschrägungen 43, 44, die der besseren Zuführung in den Batterieschacht 6 des Andockkonus 3 dienen. Oberhalb der Batterie 7 befinden sich zwei Kontaktstreifen 45, 46, die zum Spannungsabgriff dienen. Um ein falsches Einschieben in den Schacht und einen Kurzschluss zu verhindern, sind die Kontaktstreifen 45, 46 unterschiedlich breit und durch parallele Kunststofferhebungen 47 geschützt. Auf der Unterseite der Batterie 7 befinden sich Aussparungen 48, die für die Arretierungsrädern 36 vorgesehen sind, und Kontakte 49 zur Ladekontrolle.
Die Figuren 4.1 bis 4.3 zeigen in einer Draufsicht und zwei Seitenansichten eine alternative Ausführung für die Montageplatte 39 mit Gyroskopsteuerung 42. Im Ausführungsbeispiel ist die Montageplatte 39 rund ausgebildet und über eine Feder 40 gehalten. Die Feder 40 ist im Zentrum der Montageplatte 39 angeordnet, wobei die Anzahl der Federn variabel gewählt werden kann. Im Peripheriebereich der Montageplatte 39 sind die Servos 41 angeordnet, und zwar beispielsweise acht Servos 41. Für die Auslenkung der Montageplatte 39 sind zumindest zwei Servos 41 notwendig, wobei die Anzahl der Servos 41 ebenfalls beliebig erhöht werden kann. Jeder Servo 41 kann wahlweise mit Spannung beaufschlagt werden, sodass ein Steuerhebel 50 angehoben wird. Mithilfe des Steuerhebels 50 wird erreicht, dass die Montageplatte 39 aus der Horizontalen ausgelenkt wird und infolgedessen die Gyroskopsteuerung 42 mithilfe der Antriebsmotoren (nicht dargestellt) die ursprüngliche horizontale Lage anstrebt. Hierdurch wird ein seitlicher Drift des Fluggerätes 2 erzeugt, welcher zum genauen Positionieren oberhalb der Lade- und Batteriewechselstation 1 bzw. Landestation genutzt wird. Durch die beispielsweise acht Servos 41 kann das Fluggerät 2 hierbei in jede gewünschte Richtung gelenkt werden. Um die Servos 41 anzusteuern, dient eine weitere Steuereinheit 49, die von externen Sensoren 5 mit Informationen versorgt wird, und einerseits die Steuersignale der Lade- und Batteriewechselstation 1 empfängt und auswertet und darüber hinaus mit den Sensoren der Lade- und Batteriewechselstation 1 und ggf. weiteren Sensoren der Fluggeräte 2 den anzusteuernden Kurs berechnet und diese Informationen an die Servos 41 weiterleitet, um die gewünschte Auslenkung der Montageplatte 39 zu erzielen. Bei den externen Sensoren kann es sich beispielsweise um Kollisionssensoren handeln, um einem möglichen Hindernis ausweichen zu können, oder es werden optische Sensoren eingesetzt, die die Signale der Lade- und Batteriewechselstation 1 auffangen, um über die Steuereinheit 49 das Fluggerät 2 oberhalb der Ladeoder Batteriewechselstation 1 zu positionieren. Die Lagerung der Montageplatte 39 erfolgt beispielsweise in der Form, dass mithilfe von Zentrierdornen 51 , welche in eine spitzwinklige Ausnehmung 52 eingreifen, eine Ausgangsposition für die Montageplatte 39 definiert wird. Die Zentrierdorne 51 sind hierbei in einer Montageeinheit 38 befestigt, in der sich auch die Servos 41 befinden. Im Mittelpunkt der Montageeinheit 38 ist eine einzelne Feder 40 einenends über eine Gewindehülse 53 und eine Madenschraube 54 befestigt, während die Feder 40 anderenends unmittelbar mit der Montageplatte 39 verbunden ist. Im vorliegenden Fall handelt es sich um eine Zugfeder 40, die die Montageplatte 39 auf den in die Ausnehmungen 42 eingreifenden Zentrierdorne 51 fixiert. Soweit mithilfe der Servos 41 eine Auslenkung der Montageplatte 39 erfolgt, wie insbesondere in Figur 4.2 dargestellt, wird die Montageplatte 39 von dem Zentrierdorn 51 abgehoben und nimmt eine Neigungshaltung ein, die nur aufgrund des angesteuerten Servos 41 erreicht wird. Sobald das Servo 41 nicht mehr angesteuert wird, bewegt sich der Steuerhebel nach unten und die Montageplatte 39 erreicht die ursprüngliche Ausgangslage, wobei die Feder 40 die erforderlichen Zugkräfte aufbringt. Das gezeigte Ausführungsbeispiel geht von einer mittigen zentralen Feder aus, wobei ohne weiteres eine Vielzahl von Federn 40 ringförmig angeordnet sein können. Die Montageeinheit 38 ist ferner über Vibrationsdämpfer 55 unmittelbar mit dem Fluggerät 2 verbunden. Die Vibrationsdämpfer 55 dämpfen in diesem Fall Bewegungen, die durch die Antriebseinheiten des Fluggerätes 2 entstehen können und eventuelle negative Auswirkungen auf die Gyroskopsteuerung 42 unterbinden.
Figur 4.3 zeigt die Draufsicht auf die Montageplatte 39 mit den Servos 41 und den Steuerhebeln 50, wobei im Zentrum die Feder 40 angeordnet ist und um die Feder 40 die Zentrierdorne 51 angeordnet sind.
Die fehlerfreie Auslenkung der Steuerhebel und die Rückkehr in die Nulllage, sowie die Neigung der Montageplattform, werden mittels Neigungssensoren 93 und Gabellichtschranken 94 überwacht. Im Falle einer Unregelmäßigkeit werden drei Servos entgegen der Federkraft des Zentralfederelementes, im Abstand von 120 Grad zueinander, auf Vollausschlag zum gleichförmigen Anheben der Montageplattform gelenkt, um die Gyroskopsteuerung in eine der Zentrierposition gleichenden Ebene zu versetzen. Die so erreichte Notlauffunktion verhindert einen unkontrollierbaren Flugzustand, der bei einer unbeabsichtigten Neigung des Montagekörpers, z.B durch einen mechanischen Defekt, zu erwarten wäre. Aus dem Notlauf heraus kann auf diese Weise eine autonome Sicherheitslandung eingeleitet, oder ein Rettungssystem ausgelöst werden.
Der Anflug an die der Lade- oder Batteriewechselstation 1 stellt sich wie folgt dar. Das Fluggerät erreicht mithilfe der GPS-Steuerung 24 die ungefähre Position der Lade- oder Batteriewechselstation 1 , mit einer typischen Abweichung gegenüber den zugrundeliegenden Koordinaten von ca. 1 bis 5 Metern. Ab einer Entfernung von ca. 5 bis 10 Metern empfängt die Lade- oder Batteriewechselstation 1 das Transpondersignal des Fluggerätes und aktiviert die optischen Signalgeber, die kreisförmig um die Lade- oder Batteriewechselstation 1 angeordnet sind. Durch den Empfang der optischen Signale an den Sensoren wird die GPS-Steuerung 24 in der Steuerelektronik des Fluggerätes deaktiviert, somit lässt sich das Fluggerät 2 in seiner Schwebeposition auf der x- und y- Achse bewegen, ohne dass die Steuerelektronik versucht, dem entgegenzuwirken. Die Höhe wird hierbei barometrisch oder mittels Sonarsensoren bestimmt und korrigiert. Eine Trimmeinheit, bestehend aus der Gyroskopsteuerung 42 und den Servos 41 , hebt die parallele Position der Montageplatte 39 zur Horizontalen auf, die unter dem Einfluss der optischen Sensoren 5 kontrolliert wird. Die kreisförmig angeordneten Servos 41 heben und senken die federnd befestigte Montageplatte 39, um in der auf ihr befestigten Gyroskopsteuerung 42 gezielt eine Gegenreaktion auszulösen. Wird die Seite der Montageplatte 39 aus der Richtung, aus der das optische Signal erfasst wird, durch die Servos 41 um einen bestimmten Winkel angehoben, wird dies durch die Gyroskopsteuerung 42 erfasst und so die Lage des Fluggerätes 2 um den gleichen Winkel entgegengesetzt ausgeglichen, wodurch sich das Fluggerät 2 tatsächlich neigt, und zwar in die Richtung, aus der die optischen Signale eintreffen. Dadurch, dass sich durch die erreichte Schieflage die Auftriebsverhältnisse ändern, entsteht ein Drift, der über das Zentrum der Lade- oder Batteriewechselstation 1 verläuft. Da die optischen Sensoren 5 ebenfalls kreisförmig um den Konus angeordnet sind, entsteht aus jeder Richtung eine gezielte Annäherung an den Mittelpunkt der Lade- oder Batteriewechselstation 1. Nach der Detektion der optischen Signale aus dem Zentrum der Lade- oder Batteriewechselstation 1 heraus wird das Seil 11 mit dem am Ende befestigten Eisenkern der Andock- hilfe herabgelassen und durch die Gleitfläche der konischen Vertiefung 4 der Lade- und Batteriewechselstation 1 zur Mitte geleitet und durch einen Elektromagneten 13 im unteren Teil der konusförmigen Vertiefung 4 fixiert. Der Andockkonus 3 wird durch das Aufwickeln des Seils 11 in die Vertiefung 4 gezogen und durch die federnde Aufhängung der Andockhilfe auf Spannung gehalten. Durch eine axiale Drehung über die Verzahnung 16 wird die Öffnung des Batterieschachtes 6 in Flucht mit der Einschubvorrichtung 25 der Lade- oder Batteriewechselstation 1 gebracht. Eine neue Batterie 7 wird nun in den Batterieschacht 6 des Andockkonus 3 gedrückt und dadurch die verbrauchte Batterie 7 in die Ladeeinrichtung 23 durchgeschoben. In der Ladeeinrichtung 23 befinden sich aufeinanderfolgende Ladeeinheiten, in denen die Batterien 7 bei jedem
Tauschvorgang zur nächsten Ladeeinheit kreisförmig weitertransportiert werden, bis sie im geladenen Zustand wieder zur Verwendung stehen. Die Gleitkontakte im Andockkonus 3 sind in einer geschwungenen Form konstruiert, sodass eine Spannungsunterbrechung durch den Wechselvorgang verhindert wird. Die Gleitkontaktringe 17, 18 an den äußeren Rändern des Andockkonus 3 dienen der zusätzlichen Aufrechterhaltung der Spannungsversorgung durch die Lade- oder Batteriewechselstation 1. Nachdem die Batterie 7 gewechselt wurde, wird der Elektromagnet 13 ausgeschaltet, das GPS-Signal wieder aktiviert und die Andockhilfe freigegeben. Bei der Verwendung der Lade- oder Batteriewechselstation 1 mit Netzstrom geschieht dies durch Abschalten des Elektromagneten und bei einer mobilen, mit Batterie oder Solarstrom betriebenen Station durch Verschieben beispielsweise eines Permanentmagneten.
Wenn der Batterieaustausch erfolgt ist und die Trimmeinheit wieder deaktiviert wurde, wird die Steuerung der Servos 41 durch die horizontalen optischen Sensoren 5 so geschaltet, dass beim Erfassen eines optischen Signals durch Reflexion aus der Umgebung oder durch ein entgegenkommendes Fluggerät 2 eine gegenteilige Reaktion ausgelöst wird, und zwar vom optischen Signal weg, um somit eine Abwendung einer drohenden Kollision entgegen zu wirken.
Die Figur 5.1 und 5.2 zeigt eine weitere Ausgestaltung des Fluggerätes 2 mit einem schwenkbaren Andockkonus 60. Der Andockkonus 60 ist in einem Befestigungsring 61 aufgenommen und wird durch zwei Drehlager 62 aufgenommen, wobei der Andockko- nus 60 in seiner muldenförmigen Vertiefung zur Aufnahme von zu transportierenden Waren 64 verwendet werden kann. Die erforderliche Gyroskopsteuerung 42 befindet sich in diesem Fall in einer armförmigen Gehäuseerweiterung 63, die oberhalb des Andockkonus 60 angeordnet ist. Die Position der Gyroskopsteuerung 42 wurde hierbei so gewählt, dass der Andockkonus 60 um bis zu 180 Grad verschwenkt werden kann. Durch diese besondere Ausgestaltung besteht die Möglichkeit, die zu transportierenden Waren 64 vor Ort in einer angemessenen Flughöhe abzuwerfen. Eine Drehung des Andockkonus 60 wird durch ein weiteres Servo 65 und ein Winkelgetriebe 66 ermöglicht. Das Servo 65 und das Winkelgetriebe 66 befinden sich hierbei im Innenbereich des Andockkonus 60, sodass eine Spannungszuführung über ein Rohrendstück 67 mit Schleifkontakten 68 für die Durchleitung der Spannungsversorgung aus dem Andockkonus 60 heraus in den Befestigungsring 61 und die Ausleger. Eine Nullgrad-Arretierung 69 ermöglicht hierbei eine definierte Ruhestellung des Andockkonus 60, beispielsweise während des Andockvorgangs an die Ladestation. Über zusätzliche Verriegelungsaufnahmen 70, welche umfangsverteilt angeordnet sind, besteht darüber hinaus die Möglichkeit, verschiedene Aufsätze auf dem Fluggerät 2 zu befestigen.
Die Figur 6.1 zeigt einen Wiege- und Kalkulationsaufsatz 80, der von oben auf das Fluggerät aufgesetzt werden kann und über vier umfangsverteilt angeordnete Schnellverschlüsse 81 mit dem Fluggerät verbunden werden. Die Schnellverschlüsse 81 bestehen aus einem Zapfen 89 und der Verriegelungsaufnahme 70, die aus einem einseitig vergrößerten Längsschlitz des Fluggerätes 2 besteht. Der Wiege- und Kalkulationsaufsatz 80 ermöglicht in Abhängigkeit des Fluggewichtes, der Akkuleistung und den Flugbedingungen eine Berechnung vorzunehmen, welche Reichweite das Fluggerät 2 erzielen kann.
Figur 6.2 zeigt demgegenüber ein Beschallungs- und Wechselsprechmodul 85, das über eine Kamera 86, ein Richtmikrofon 87 und eine Sprechsignalleuchte 88 verfügt. Über Zapfen 89 erfolgt wiederum die Befestigung oberhalb des Fluggerätes. Figur 6.3 zeigt ein Beleuchtungsmodul 90 mit Zentralkamera 91 , welches über Zapfen 92 ebenfalls auf das Fluggerät 2 aufgesetzt und mit diesem fest verbunden werden kann.
Die vorgenannten Moduleinheiten sind für unterschiedliche Zwecke geeignet, einerseits kann der Wiege- und Kalkulationsaufsatz 80 zur Berechnung der Reichweite verwendet werden, während demgegenüber das Beschallungs- und Wechselsprechmodul 85 für die Wiedergabe von Lautsprecherdurchsagen und das Beleuchtungsmodul 90 mit Zentralkamera 91 zur Beobachtung eingesetzt werden kann. Die vorgenannten Aufsätze können hierbei unmittelbar mit dem Andockkonus 60 verbunden werden, soweit dieser nicht zum Transport von Waren 64 verwendet wird. Hierzu verfügt der Andockkonus 60 über Aufnahmeöffnungen, die aus einem einseitig vergrößerten Längsschlitz bestehen, in dem die Zapfen 89, 92 einrastend aufgenommen werden.
Figur 7.1 und 7.2 zeigen einen Andockkonus 60 vor und nach der erfolgten Montage eines Wiege- und Kalkulationsaufsatzes 80.
Bezugszeichenliste
1 Lade- oder Batteriewechselstation
2 Fluggerät
3 Andockkonus
4 Vertiefung
5 Sensor
6 Batterieschacht
7 Batterie
8 Multifunktionsplattform
9 Ausleger
10 Seilwinde
11 Seil
12 magnetisierbares Material
13 Elektromagnet
14 Impulssender
15 Gleitkontaktflächen
16 Verzahnung
17 Gleitkontaktring
18 Gleitkontaktring
19 Sensor
20 Basis
21 Gleitfläche
22 Erhöhung
23 Ladeeinrichtung
24 GPS-Steuerung
25 Einschubvorrichtung
26 Transponder
30 Antriebsmotor
31 Befestigungsplatte
32 Feder Montageplatte Drehpositionssensor Führungsschiene Arretierungsrad Gleitkontaktschiene Montageeinheit Montageplatte Feder
Servo
Gyroskopsteuerung Abschrägung Abschrägung Kontaktstreifen Kontaktstreifen Kunststofferhebung Aussparung
Steuereinheit Steuerhebel Zentrierdorn
Ausnehmung Gewindehülse Madenschraube Vibrationsdämpfer Andockkonus Befestigungsring Drehlager
Gehäuseerweiterung Ware
Servo
Winkelgetriebe Rohrendstück Schleifkontakt
Nullgrad-Arretierung
Verriegelungsaufnahme
Wiege- und Kalkulationsaufsatz
Schnellverschluss
Beschallungsaufsatz
Beschallungs- und Wechselsprechmodul Kamera
Richtmikrofon
Sprechsignalleuchte
Zapfen
Beleuchtungsmodul
Zentralkamera
Zapfen
Neigungssensor
Gabellichtschranke

Claims

Patentansprüche
1 . Verfahren zur vollautomatischen Anflugsteuerung von Landestationen für Fluggeräte (2), insbesondere batteriebetriebene Flugdrohnen mit einer GPS- (24) und Gyroskopsteuerung (42), gekennzeichnet durch ein Flugleitsystem der Landestation, welches die GPS- Steuerung (24) in der Nähe einer Landestation durch ein Transpondersignal ausschaltet und das Fluggerät (2) durch die Gyroskopsteuerung (42) an die Landestation automatisch heranführt.
2. Verfahren nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Gyroskopsteuerung (42) durch Steuerungsmittel aus der ursprünglichen Lageposition ausgelenkt wird, sodass eine gezielte Seitwärtsbewegung des Fluggerätes (2) erreicht wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch die Anordnung der Gyroskopsteuerung (42) auf einem bewegbaren Montagekörper, welcher durch Steuerungsmittel aus der ursprünglichen Lageposition ausgelenkt wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1 , 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Montagekörper mithilfe von Federelementen, welche mit dem Fluggerät (2) einerseits und dem Montagekörper andererseits verbunden sind, in einer stabilisierenden Position gehalten wird.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerungsmittel aus einzelnen Servos (41 , 65) bestehen, welche mit dem Fluggerät (2) direkt oder indirekt verbunden sind, und der Montagekörper mithilfe der Servos (41 , 65) gegenüber der ursprünglichen Lageposition in eine gewünschte Neigungslage ausgelenkt wird.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Servos (41 , 65) über einen Vollkreis verteilt unterhalb oder oberhalb des Montagekörpers angeordnet sind und jeweils einzeln angesteuert werden, sodass der Montagekörper gegen die vorhandene Federkraft in jede geneigte Lage auslenkbar ist.
7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Landestation mit einem umlaufenden optischen Impulssender (14), einen Transponderempfänger und Sender ausgerüstet ist, und/oder dass die Landestation aus einer Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) besteht, und ein Netz von Lade- oder Batteriewechselstationen (1 ) entlang von Hauptflugrouten verwendet wird.
8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) mithilfe der GPS-Steuerung (24) von den Fluggeräten (2) angeflogen werden und das Flugleitsystem mithilfe der Gyroskopsteuerung (42) das Fluggerät (2) über der Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) zum Andocken positioniert.
9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass ein vollautomatisches Wechseln der aufladbaren Batterien (7) während laufender Spannungsversorgung erfolgt und die ausgetauschten Batterien (7) von der Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) danach aufgeladen werden, oder dass die Batterien (7) von der Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) im Fluggerät (2) aufgeladen werden.
10. Landestation, insbesondere eine Lade- oder Batteriewechselstation (1 ), für batteriebetriebene Fluggeräte (2) mit einer begrenzten Flugzeit und Reichweite, umfassend zumindest eine Andockstation und eine Ladeeinrichtung, dadurch gekennzeichnet, dass die Landestation mit einem Flugleitsystem ausgestattet ist, welches die Steuerung des Fluggerätes (2) übernimmt, wobei über Transpondersignale die GPS-Steuerung (24) deaktivierbar ist und das Heranführen des Fluggerätes (2) über eine Gyroskopsteuerung (42) in der Weise erfolgt, dass die auf einem Montagekörper gelagerte Gyroskopsteuerung (42) über Servos, welche von der Landestation (1 ) ansteuerbar sind, aus der ursprünglichen Lage auslenkbar sind, um einen Seitendrift des Fluggerätes (2) zu erhalten.
11. Landestation nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Andockstation zum Aufsetzen der Fluggeräte (2) vorgesehen ist und entweder aufgeladene Batterien (7) zum Austausch bereit stehen oder eine Aufladung der Batterie (7) der jeweiligen Fluggeräte (2) erfolgt, um den Weiterflug des Fluggerätes (2) zu gewährleisten, und/oder dass die Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) mehrere Batterien (7) vorhält, welche durch einen Schiebemechanismus die vorhandene Batterie (7) des Fluggerätes (2) durch eine aufgeladene Batterie (7) unter Aufrechterhaltung der Versorgungsspannung austauscht.
12. Landestation nach Anspruch 10 oder 11 , dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (2) mit einem Andockkonus (3, 60) ausgestattet ist, welcher in eine konusförmige Vertiefung der Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) aufnehmbar ist, und/oder dass die Lade- oder Batteriewechselstation (1 ) mit einem umlau- fenden optischen Impulssender (14) und einen Transponderempfänger und - sender ausgerüstet ist
13. Landestation nach Anspruch 10, 1 1 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Andockkonus (3, 60) mit einer Einschubvorrichtung (25) und einer Umlaufladeeinrichtung ausgestattet ist, und/oder dass das Fluggerät (2) eine Multi- funktionsplattform (8) oberhalb der Mittellinie und mehrere Ausleger (9) aufweist, deren Winkel elektrisch verstellbar sind, um beim Flug eine bessere Aerodynamik zu erzielen und beim Andocken ein Verkanten des Andockkonus (3, 60) zu verhindern, und/oder dass das Fluggerät (2) mit einem Barometer- oder Sonarsensor zur Höhenbestimmung ausgestattet ist und/oder mehrere optische Sensoren (5, 19) aufweist, welche über den Umfang des Andockkonus (3, 60) verteilt angeordnet sind.
14. Landestation nach einem der Ansprüche 10 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Andockkonus (3, 60) des Fluggerätes (2) schwenkbar in einem Befestigungsring (61 ) gelagert ist, wobei das Flugleitsystem außerhalb des Andockkonus (3, 60) ortsfest gehalten ist und eine elektrische Kontaktierung über Schleifringe erfolgt, und/oder dass das Fluggerät (2) mit einem auswechselbaren Aufsatz ausgestattet ist, welcher mit einem Schnellverschluss (81 ) festlegbar ist.
15. Landestation nach einem der Ansprüche 10 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät (2) mit einer Seilwinde (10) und einem Seil (1 1 ) ausgestattet ist, welches am freien Ende ein magnetisierbares Material (12) aufweist und die konusförmige Vertiefung einen Auffangtrichter mit Gleitfläche und eine Konusaufnahme mit einem Elektromagneten (13) aufweist, sodass der Elektromagnet (13) das am Seilende befindliche magnetisierbare Material (12) des Fluggerätes (2) zumindest zeitweise fixiert, um das Fluggerät (2) mithilfe der Seilwinde (10) in die konusförmige Vertiefung herunter zu ziehen, oder dass das Fluggerät (2) ein beschwertes herabhängendes Seil (1 1 ) oder eine Antenne aufweist und die Ladeoder Batteriewechselstation (1 ) mit zumindest einer gabelförmigen Auffangvorrichtung ausgestattet ist, sodass das Fluggerät (2) in die konusförmige Vertiefung herabziehbar ist.
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