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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Fluggerät, insbesondere
eine Flugdrohne, umfassend einen Rumpf, eine Tragarmstruktur mit
einem Grundkörper und mindestens drei Tragarmen, die sich
radial vom Grundkörper weg erstrecken, und mindestens drei Antriebseinheiten,
die an den Enden der Tragarme angebracht sind, wobei jede der Antriebseinheiten mindestens
einen Rotor und mindestens einen drehzahlgesteuerten Elektromotor
aufweist, geeignet, den mindestens einen Rotor während
des Betriebs des Fluggeräts anzutreiben, und Mittel zur
autonomen Lage- und Positionsregelung des Fluggeräts.
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Ein
Fluggerät der eingangs genannten Art ist zum Beispiel aus
der internationalen Patentanmeldung
WO/2008 000 203 A1 des
Anmelders bekannt. Dabei handelt es sich insbesondere um eine miniaturisierte,
kompakt bauende Flugdrohne (kurz: Mikrodrohne) mit drei Doppelrotoren
zum Transport unterschiedlicher Nutzlasten, wie zum Beispiel Kameras oder
Umweltsensoren. Aus dem Stand der Technik bekannt sind ferner Mikrodrohnen
mit vier Einzelrotoren, die vorzugsweise in einer gemeinsamen Rotationsebene
rotieren. Durch eine elektronische Lageregelung kann zum Beispiel
erreicht werden, dass das Fluggerät eine Schwebefluglage
einnehmen kann. Eine Steuerung des Fluggeräts ist durch
eine Änderung der Drehzahlen der Elektromotoren möglich, wobei
jeder Elektromotor von einer zentralen Steuereinheit einzeln angesteuert
werden kann. Bei den bekannten Fluggeräten ist der Rumpf
mit der Tragarmstruktur verbunden, so dass zum Beispiel bei einer Verkippung
der Tragarmstruktur zur Einleitung einer Richtungsänderung
auch der Rumpf des Fluggeräts mit einer gegebenenfalls
darin untergebrachten beziehungsweise darin angebrachten Nutzlast
mit verkippt wird. Sensormittel, Bildaufzeichnungsmittel, wie zum
Beispiel Foto- oder Videokameras, oder dergleichen, die im beziehungsweise
am Rumpf des Fluggeräts angeordnet sind, werden dabei ebenfalls
mitbewegt, so dass – insbesondere im Fall von Bildaufzeichnungsmitteln – Kompensationsmaßnahmen
erforderlich sein können, um die Bewegung der Sensormittel,
Bildaufzeichnungsmittel oder dergleichen zu kompensieren. Darüber
hinaus muss die gesamte Masse des Fluggeräts bei einer
Verkippung der Tragarmstruktur mitbewegt werden, so dass die Trägheit des
Fluggeräts bei der Einleitung von Flugmanövern, die
eine Verkippung der Tragarmstruktur erfordern, sowie die für
die Verkippung des Fluggeräts erforderliche Energie relativ
groß sind.
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Hier
setzt die vorliegende Erfindung an.
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Der
vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggerät
der eingangs genannten Art zur Verfügung zu stellen, das
so gestaltet ist, dass bei Flugmanövern, die ein Verkippen
der Tragarmstruktur erfordern, zusätzliche Kompensations-
und Stabilisierungsmaßnahmen für Sensormittel
und lagesensitive Nutzlasten, wie zum Beispiel Bildaufzeichnungsmittel,
zumindest weitgehend vermieden werden können, und das darüber
hinaus energetisch vorteilhafter ist als die aus dem Stand der Technik
bekannten Fluggeräte.
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Die
Lösung dieser Aufgabe liefert ein Fluggerät der
eingangs genannten Art mit den Merkmalen des kennzeichnenden Teils
des Patentanspruchs 1. Die Unteransprüche betreffen vorteilhafte
Weiterbildungen der Erfindung.
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Ein
erfindungsgemäßes Fluggerät zeichnet sich
dadurch aus, dass die Tragarmstruktur mit dem Rumpf derart gekoppelt
ist, dass die Tragarmstruktur zur Lage- und/oder Positionsregelung
des Fluggeräts relativ zum Rumpf bewegbar ist und der Rumpf
in einer lotrechten Stellung stabilisiert werden kann. Das erfindungsgemäße
Fluggerät kann insbesondere eine miniaturisierte Flugdrohne
sein, mit der Bilderfassungsmittel und/oder Umweltanalyesensoren
bewegt werden können. Dadurch, dass die Masse des Rumpfs
bei einer Verkippung der Tragarmstruktur (insbesondere zu Zwecken
der Lage- und Positionsregelung) nicht mitbewegt werden muss, kann
mit Hilfe der erfindungsgemäßen Lösung
auf einfache und effiziente Art und Weise Energie eingespart werden.
Darüber hinaus kann die Trägheit des Fluggeräts
derart verringert werden, dass es rascher auf das Einleiten von
Flugmanövern durch Verkippen der Tragarmstruktur reagieren
kann. Ferner sind in besonders vorteilhafter Weise während
der Durchführung eines Flugmanövers zusätzliche
Stabilisierungs- und/oder Kompensationsmaßnahmen für Sensormittel,
Bildaufzeichnungsmittel oder dergleichen nicht zwingend erforderlich.
Die Tragarmstruktur, an der die Antriebseinheiten angebracht sind, kann
sich – beispielsweise zum Zwecke der Lageregelung – in
vorteilhafter Weise frei bewegen, ohne dass der Rumpf zwangsweise
mitbewegt werden muss. Der Rumpf des Fluggeräts folgt selbst
bei einer Bewegung der Tragarmstruktur aus einer „neutralen” (horizontalen)
Stellung in eine demgegenüber geneigte Stellung der lotrechten
Ausrichtung, die durch die Einwirkung der Schwerkraft bewirkt wird. Mit
anderen Worten hat die erfindungsgemäße Lösung
mit der mechanischen Entkopplung der Bewegung des Rumpfs von der
Bewegung der Tragarmstruktur den Vorteil, dass der Rumpf stets in
einer lotrechten Stellung stabilisiert werden kann, auch wenn ein
bestimmtes Flugmanöver eine Auslenkung der Tragarmstruktur
aus der horizontalen Stellung erfordern sollte.
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Das
Fluggerät weist Mittel zur autonomen Lage- und Positionsregelung
auf, die neben einer zentralen Steuereinheit, die vorzugsweise zumindest teilweise
innerhalb des Rumpfs des Fluggeräts untergebracht ist,
beispielsweise Kreisel- und Beschleunigungssensoren aufweisen können.
Ferner kann das Fluggerät vorzugsweise eines oder mehrere
der nachstehend genannten Sensormittel (auch in Kombination) aufweisen:
- – Drehratensensoren
- – Beschleunigungssensoren,
- – barometrische Sensoren,
- – magnetometrische Sensoren,
- – Ultraschallsensoren,
- – GPS-Sensoren,
- – optische Sensoren.
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Zumindest
einige der vorstehend genannten Sensormittel und/oder die Sender-
und Empfängermittel und/oder die Nutzlast können
auch am Rumpf des Fluggeräts angebracht sein. Beispielsweise
können mit dem Fluggerät eine oder mehrere Kameras und/oder
Sensoren für die Umweltanalytik transportiert werden, um
Luftaufnahmen zu machen oder Umweltdaten zu erfassen.
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In
einer besonders vorteilhaften Ausführungsform wird vorgeschlagen,
dass der Rumpf kardanisch mit der Tragarmstruktur gekoppelt ist.
Dadurch kann die Entkopplung der Kippbewegung der Tragarmstruktur
von der Bewegung des Rumpfes auf konstruktiv einfache Art und Weise
umgesetzt werden.
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Zur
technischen Realisierung der kardanischen Anbindung der Tragarmstruktur
an den Rumpf, kann in einer besonders bevorzugten Ausführungsform
vorgesehen sein, dass das Fluggerät einen Kardanring aufweist,
der zwischen dem Rumpf und der Tragarmstruktur angeordnet ist, geeignet,
den Rumpf kardanisch mit der Tragarmstruktur zu koppeln. Der Kardanring
kann vorteilhaft an gegenüberliegenden Abschnitten seiner
Außenseite ein erstes Lagermittel und ein zweites Lagermittel
aufweisen, die mit einer ersten und zweiten Lagermittelaufnahmeöffnung,
die in der Tragarmstruktur ausgebildet sind, in Eingriff stehen.
Vorzugsweise sind die beiden Lagermittelaufnahmeöffnungen
(einander gegenüberliegend) an einer Innenseite des Grundkörpers
der Tragarmstruktur, der insbesondere ringförmig ausgebildet sein
kann, vorgesehen. Dadurch kann ein Rotationsfreiheitsgrad der Tragarmstruktur
relativ zum Kardanring erhalten werden. An gegenüberliegenden
Abschnitten seiner Innenseite kann der Kardanring vorteilhaft ein
drittes Lagermittel und ein viertes Lagermittel aufweisen, die mit
einer dritten Lagermittelaufnahmeöffnung und einer vierten
Lagermittelöffnung, die am Rumpf ausgebildet sind, in Eingriff
stehen. Dadurch kann ein Rotationsfreiheitsgrad des Rumpfs des Fluggeräts
relativ zum Kardanring erhalten werden. Die Drehachse zwischen der
Tragarmstruktur und dem Kardanring ist dabei orthogonal zur Drehachse
zwischen dem Rumpf und dem Kardanring orientiert. Vorzugsweise sind
die Lagermittel im Wesentlichen zylindrisch ausgeführt.
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Da
insbesondere bei Kurvenflügen Fliehkräfte auf
den Rumpf des Fluggeräts wirken können, die versuchen,
den kardanisch mit der Tragarmstruktur verbundenen Rumpf aus seiner
lotrechten Stellung zu bewegen, kann in einer besonders vorteilhaften Ausführungsform
vorgesehen sein, dass das Fluggerät eine Anzahl zusätzlicher
Aktoren aufweist, geeignet, den Rumpf in seinem Bestreben, in der
lotrechten Position zu verharren, zu unterstützen. Zumindest
einer der Aktoren kann ein zusätzlicher Rotor sein, der
auf den Rumpf wirkt. Es ist ferner möglich, dass zumindest
einer der Aktoren elektromagnetisch ausgeführt ist.
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Um
eine weitere Stabilisierung des Fluggeräts zu erreichen,
wird in einer bevorzugten Ausführungsform vorgeschlagen,
dass das Fluggerät ein Sensormittel aufweist, geeignet,
während des Betriebs des Fluggeräts eine waagerechte
Position der Tragarmstruktur zu erfassen. Alternativ oder zusätzlich
kann das Fluggerät ein Sensormittel aufweisen, welches
dazu geeignet und eingerichtet ist, während des Betriebs
des Fluggeräts eine lotrechte Position des Rumpfs zu erfassen.
Alternativ oder zusätzlich kann das Fluggerät
ein Lagesensormittel mit wegerkennenden Elementen für die
Tragarme aufweisen, die dazu geeignet und eingerichtet sind, während
des Betriebs des Fluggeräts die Position der Tragarmstruktur
zu erfassen.
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In
einer besonders vorteilhaften Ausführungsform ist vorgesehen,
dass jede der Antriebseinheiten einen ersten Rotor, der mittels
eines ersten drehzahlgesteuerten Elektromotors antreibbar ist, und
einen zweiten Rotor, der mittels eines zweiten drehzahlgesteuerten
Elektromotors antreibbar ist, aufweist, wobei die Drehrichtungen
der beiden Rotoren während des Betriebs des Fluggeräts
entgegengesetzt sind. Vorzugsweise sind die ersten und zweiten Rotoren
jeder Antriebseinheit koaxial angeordnet.
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Die
Tragarmstruktur des Fluggeräts kann in einer alternativen
vorteilhaften Ausführungsform auch vier sich radial vom
Grundkörper weg erstreckende Tragarme umfassen, wobei an
jedem der Tragarme ein Rotor und ein drehzahlgesteuerter Elektromotor
vorgesehen ist, um den jeweiligen Rotor anzutreiben. Vorzugsweise
weisen alle Rotoren in dieser Ausführungsform eine gemeinsame
Rotationsebene auf.
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Das
Fluggerät kann vorteilhaft eine Stromversorgungseinrichtung
aufweisen, die innerhalb des Rumpfs in dessen Längsrichtung
verschiebbar und darin lösbar festlegbar angeordnet ist.
Dadurch kann der Schwerpunkt des gesamten Fluggeräts wahlweise
verlagert werden.
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Weitere
Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden deutlich
anhand der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsbeispiele
unter Bezugnahme auf die beiliegenden Abbildungen. Darin zeigen
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1 eine
perspektivische Ansicht eines Fluggeräts gemäß einem
bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;
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2 eine
Seitenansicht des Fluggeräts gemäß 1;
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3 eine
weitere, bezüglich 2 gedrehte
Seitenansicht des Fluggeräts gemäß 1;
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4 eine
Seitenansicht des Fluggeräts gemäß 1 bei
einer Verkippung der Tragarmstruktur, insbesondere zur Einleitung
einer Richtungsänderung des Fluggeräts;
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5 eine
weitere Seitenansicht des Fluggeräts gemäß 1 bei
einer Verkippung der Tragarmstruktur, insbesondere zur Einleitung
einer Richtungsänderung des Fluggeräts;
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6 eine
Draufsicht auf das Fluggerät gemäß 1;
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7 eine
vergrößerte Darstellung der Ansicht gemäß 6,
um die kardanische Anbindung des Rumpfs an die Tragarmstruktur zu
veranschaulichen;
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8 eine
perspektivische Ansicht eines Kardanrings, der für die
kardanische Verbindung des Rumpfs mit der Tragarmstruktur vorgesehen
ist;
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9 eine
Draufsicht auf den Kardanring gemäß 8.
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Unter
Bezugnahme auf 1 und 2 umfasst
ein Fluggerät 1, das gemäß einem
bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ausgeführt
ist und vorliegend eine miniaturisierte Flugdrohne (kurz: Mikrodrohne)
ist, einen Rumpf 2 und eine Tragarmstruktur 3,
an der drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c angebracht
sind. Die Tragarmstruktur 3 ist starr ausgeführt
und umfasst einen Grundkörper 30, der in diesem
Ausführungsbeispiel im Wesentlichen ringförmig
ausgebildet ist. Von dem Grundkörper 30 erstrecken
sich drei Tragarme 31a, 31b, 31c, die
in diesem Ausführungsbeispiel kegelstumpfartig ausgebildet
sind, in radialer Richtung nach außen weg. Die (hier nicht
explizit dargestellten) sich vom Grundkörper 30 ebenfalls
in radialer Richtung weg erstreckenden Längsachsen der
drei Tragarme 31a, 31b, 31c, liegen in
einer gemeinsamen Ebene, die nachfolgend kurz als „Tragarmebene” bezeichnet
werden soll. An den Enden jedes der drei Tragarme 31a, 31b
31c ist jeweils
eine der drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c angeordnet.
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Jede
der drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c umfasst
in diesem Ausführungsbeispiel einen ersten Rotor 50 und
einen zweiten Rotor 51, die jeweils zweiblättrig
ausgeführt und koaxial angeordnet sind und während
des Betriebs des Fluggeräts 1 gegenläufig
angetrieben werden. Die Rotoren 50, 51 jeder der
drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c werden
unabhängig voneinander von jeweils einem Elektromotor 60, 61 angetrieben,
so dass das Fluggerät 1 in diesem Ausführungsbeispiel
insgesamt sechs Rotoren 50, 51 sowie sechs Elektromotoren 60, 61 aufweist. Die
Elektromotoren 60, 61 sind drehzahlgesteuert und
vorteilhaft bürstenlos sowie getriebelos ausgeführt.
Dadurch, dass bei dem hier vorgestellten Ausführungsbeispiel
drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c mit jeweils
zwei Rotoren 50, 51 vorgesehen sind, kann eine
effiziente Positions- und Lageregelung für das Fluggerät 1 zur
Verfügung gestellt werden. So werden beispielweise keinerlei
zusätzliche Klappenanordnungen oder dergleichen für
die Positions- beziehungsweise Lageregelung des Fluggeräts 1 benötigt. Während
des Betriebs des Fluggeräts 1 rotieren die ersten
Rotoren 50 der drei Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c gemeinsam
in einer ersten Rotationsebene und die zweiten Rotoren 51 der
Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c rotieren
gemeinsam gegenläufig in einer zweiten Rotationsebene,
die parallel zur ersten Rotationsebene der ersten Rotoren 50 orientiert
ist. Das Vorsehen von zwei Rotoren 50, 51 pro
Antriebseinheit 4a, 4b, 4c sorgt in vorteilhafter
Weise für eine erhöhte Redundanz des gesamten
Systems. Wenn zum Beispiel einer der Rotoren 50, 51 einer
Antriebseinheit 4a, 4b, 4c während
des Betriebs des Fluggeräts 1 ausfällt,
kann der verbleibende Rotor 50, 51 der betroffenen
Antriebseinheit 4a, 4b, 4c einen ausreichenden
Schub zur Verfügung stellen, um das Fluggerät 1 zu
bewegen beziehungsweise in seiner Position zu halten.
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Das
Fluggerät 1 weist Mittel zur autonomen Lage- und
Positionsregelung auf, die neben einer zentralen Steuereinheit,
die vorzugsweise zumindest teilweise innerhalb des Rumpfs 2 des
Fluggeräts 1 untergebracht ist, beispielsweise
Kreisel- und Beschleunigungssensoren aufweisen. Ferner kann das Fluggerät 1 vorzugsweise
eines oder mehrere der nachstehend genannten Sensormittel (auch
in Kombination) aufweisen:
- – Drehratensensoren,
- – Beschleunigungssensoren,
- – barometrische Sensoren,
- – magnetometrische Sensoren,
- – Ultraschallsensoren,
- – GPS-Sensoren,
- – optische Sensoren.
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Diese
Sensormittel sind in 1 aus Vereinfachungsgründen
nicht explizit dargestellt. Innerhalb des Rumpfs 2 können
zusätzlich zu der zentralen Steuereinheit zumindest einige
der vorstehend genannten Sensormittel sowie Sender- und Empfängermittel
für eine Kommunikation des Fluggeräts 1 mit einer
Bodenstation sowie eine Nutzlast untergebracht sein. Zumindest einige
der Sensormittel und/oder die Sender- und Empfängermittel
und/oder die Nutzlast können auch am Rumpf 2 angebracht sein.
Beispielsweise können mit dem Fluggerät 1 eine
oder mehrere Kameras und/oder Sensoren für die Umweltanalytik
transportiert werden, um Luftaufnahmen zu machen oder Umweltdaten
zu erfassen.
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Das
Fluggerät 1 weist ferner eine Stromversorgungseinrichtung 7 auf,
die vorliegend zumindest abschnittsweise innerhalb des Rumpfs 2 angeordnet und
vorzugsweise ein wiederaufladbarer Akkumulator ist. Vorteilhaft
ist die Stromversorgungseinrichtung 7, die in diesem Ausführungsbeispiel
blockförmig ausgebildet ist, gegenüber dem Rumpf 2 bewegbar
(insbesondere verschiebbar) und im Rumpf festlegbar ausgeführt.
Dadurch kann die Lage des Schwerpunkts des Fluggeräts 1 (zumindest
bis zu einem gewissen Grad) erforderlichenfalls verändert werden.
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Wie
nachfolgend näher erläutert werden wird, ist die
Tragarmstruktur 3 mit dem Rumpf 2 des Fluggeräts 1 durch
eine kardanische Aufhängung verbunden. Auf diese Weise
wird der Antrieb des Fluggeräts 1 vom Rumpf 2 mechanisch
derart entkoppelt, dass die Tragarmstruktur 3 (zum Beispiel
zur Einleitung eines Flugmanövers) aus einer horizontalen
Gleichgewichtsposition verkippt werden kann, während der
Rumpf 2 gleichzeitig in einer lotrechten Position verbleibt.
Insbesondere zum Zwecke der Fluglagenregelung sowie zur Einleitung
eines Flugmanövers kann sich also die Tragarmstruktur 3 mit
ihren daran angebrachten Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c relativ
zum Rumpf 2 bewegen, ohne dass dabei der Rumpf 2 – wie
bei den aus dem Stand der Technik bekannten Fluggeräten – zwangsweise
mitbewegt werden muss. Dadurch kann auf effiziente Weise Energie
eingespart werden, da ein erheblicher Teil der Masse des Fluggeräts 1,
und zwar die auf den Rumpf 2 und die darin unmittelbar
untergebrachten beziehungsweise daran angebrachten Komponenten und Nutzlasten
des Fluggeräts 1 anfallende Masse, bei Maßnahmen
der Fluglagenregelung nicht mitbewegt werden muss. Die mechanische
Entkopplung der Bewegung des Rumpfs 2 von der Bewegung
der Tragarmstruktur 3 durch die kardanische Aufhängung
ermöglicht es, dass der Rumpf 2 auch dann immer
in einer lotrechten Position stabilisiert werden kann, wenn die
Einleitung von Flugmanövern eine Auslenkung der Tragarmstruktur 3 mit
den daran angebrachten Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c erfordert.
Das Fluggerät 1 kann insgesamt rascher auf die
Einleitung von Flugmanövern durch Verkippen der Tragarmstruktur 3 reagieren.
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Eine
dauerhaft lotrechte Ausrichtung des Rumpfs 2 und damit
eines erheblichen Teils der gesamten Masse des Fluggeräts 1 (zum
Beispiel die Stromversorgungseinrichtung, Nutzlasten, usw.) innerhalb
des Rumpfs 2 ist besonders vorteilhaft, da jegliche an
dem Rumpf 2 befestigten und/oder in dem Rumpf 2 untergebrachten
Sensormittel, Bilderfassungsmittel oder dergleichen, die empfindlich
auf Bewegungen des Rumpfs 2 reagieren, nicht einzeln stabilisiert
werden müssen. Dadurch kann das Fluggerät 1 kostengünstiger
hergestellt werden.
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In 2 und 3 ist
das Fluggerät 1, dessen prinzipieller Aufbau vorstehend
unter Bezugnahme auf 1 beschrieben wurde, während
des Betriebs in einer „neutralen” Flugposition
zu erkennen, in der die Tragarmstruktur 3 in einer stabilen,
horizontalen Position ausgerichtet ist. Der Rumpf 2 des
Fluggeräts 1 ist auf Grund der auf ihn wirkenden
Schwerkraft lotrecht orientiert.
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In 4 und 5 sind
zwei Situationen dargestellt, in denen sich die Tragarmstruktur 3 mit den
daran angebrachten Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c nicht
mehr in der in 2 und 3 dargestellten horizontalen
Position befindet, sondern gegenüber dem Rumpf 2 verkippt
ist. Bestimmte Flugmanöver des Fluggeräts 1 erfordern
eine derartige Verkippung der Tragarmstruktur 3 mit den
daran angebrachten Antriebseinheiten 4a, 4b, 4c.
Darüber hinaus können auch Windböen,
die auf das Fluggerät 1 einwirken, unter Umständen
eine Verkippung der Tragarmstruktur 3 zur Folge haben.
Es wird deutlich, dass der Rumpf 2 des Fluggeräts 1 auf
Grund der Einwirkung der Schwerkraft und der kardanischen Kopplung
mit der Tragarmstruktur 3 trotz der Verkippung der Tragarmstruktur 3 in
seiner lotrechten Stellung bleibt. Die kardanische Kopplung des
Rumpfs 2 mit der Tragarmstruktur 3 bewirkt also
mit anderen Worten eine Entkopplung der Bewegung der Tragarmstruktur 3 von
der Bewegung des Rumpfs 2.
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In
einer vorteilhaften Weiterbildung des hier beschriebenen Ausführungsbeispiels
können beispielsweise ein oder mehrere zusätzliche
Aktoren vorgesehen sein, die mit dem Rumpf 2 derart gekoppelt
und so ausgeführt sind, dass sie den Rumpf 2 des
Fluggeräts 1 in seinem, bereits durch die kardanische
Kopplung mit der Tragarmstruktur 3 gegebenen Bestreben,
in der lotrechten Stellung orientiert zu bleiben, unterstützen
können. Dies ist insbesondere bei Kurvenflügen
des Fluggeräts 1 vorteilhaft, um den dabei wirkenden
Fliehkräften entgegen zu wirken. Die Aktoren sind vorzugsweise
so ausgeführt, dass sie Änderungen der Lage der
Tragarmstruktur 3 nicht in die Lage des Rumpfs 2 einkoppeln.
Beispiele für derartige Aktoren sind zusätzliche
Rotormittel beziehungsweise Rotormittelanordnungen, die auf den Rumpf 2 wirken
können, oder auch elektromagnetische Aktoren. Auch ein
von der Tragarmebene unabhängiger Aktor (beispielsweise
ein Luftschraubenantrieb) ist denkbar.
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Unter
Bezugnahme auf 6 bis 9 sollen
nachfolgend Einzelheiten der oben bereits in Grundzügen
erläuterten kardanischen Anbindung des Rumpfs 2 an
die Tragarmstruktur 3 des Fluggeräts 1 näher
erläutert werden. Das Kernstück der kardanischen
Anbindung bildet ein Kardanring 8, der in zwei verschiedenen
Ansichten in 8 und 9 gezeigt
ist. Der Kardanring 8 weist an seiner Außenseite
ein erstes Lagermittel 80a und ein zweites Lagermittel 80b auf,
die einander gegenüberliegend angeordnet sind, sich von
der Außenseite weg erstrecken und vorliegend als im Wesentlichen
zylindrisch geformte Lagervorsprünge ausgebildet sind.
Die beiden ersten Lagermittel 80a, 80b greifen
bei der Montage in damit korrespondierende erste und zweite Lagermittelaufnahmeöffnungen
ein, die an einander gegenüberliegenden Bereichen einer
Innenwand des Grundkörpers 30 der Tragarmstruktur 3 ausgebildet sind.
Dadurch wird eine Rotationsbewegung der Tragarmstruktur 3 relativ
zum Kardanring 8 ermöglicht.
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In
seinem Inneren weist der Kardanring 8 ferner zwei einander
gegenüberliegende Abschnitte 82a, 82b mit
einer im Vergleich zum übrigen Rand des Kardanrings 8 vergrößerten
Materialstärke auf. An dem ersten Abschnitt 82a ist
ein drittes Lagermittel 81a ausgebildet und an dem zweiten
Abschnitt 82b ist ein viertes Lagermittel 81b ausgebildet.
Das dritte Lagermittel 81a und das vierte Lagermittel 81b sind
vorliegend ebenfalls als zylindrische Lagervorsprünge ausgeführt.
Wie insbesondere in 7 zu erkennen, greifen das dritte
Lagermittel 81a und das vierte Lagermittel 81b bei
der Montage jeweils in eine damit korrespondierende dritte und vierte Lagermittelaufnahmeöffnung
(nicht mit Bezugszeichen versehen) ein. Die dritte Lagermittelaufnahmeöffnung
und die vierte Lagermittelaufnahmeöffnung sind am Rumpf 2 des
Fluggeräts 1 ausgebildet, so dass eine Rotation
des Rumpfs 2 relativ zum Kardanring 8 ermöglicht
wird. Aus dem vorstehend Gesagten wird deutlich, dass die Rotationsachse
der Tragarmstruktur 3 relativ zum Kardanring 8 orthogonal
zur Rotationsachse des Rumpfs 2 relativ zum Kardanring 8 orientiert
ist.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- - WO 2008000203
A1 [0002]