Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät, das zum Erfassen eines Windvektors, bevorzugt in Echtzeit, vorgesehen und ein- gerichtet ist.

Bei der Planung, der Errichtung und/oder dem Betrieb von besonders hohen Objekten, insbesondere von modernen Windkraftanlagen, Hochhäusern, Leitungsmasten, Antennen oder dergleichen, besteht der Bedarf, die Windgeschwindigkei- ten im Umfeld des Objekts, insbesondere in großen Höhen, möglichst exakt erfassen zu können.

Hierzu ist es bekannt, Sensoren, die zur Erfassung von Windgeschwindigkeiten eingerichtet sind, an hohen Stativen zu befestigen und diese im Umfeld des Ob- jekts aufzustellen. Solche mit Sensoren ausgestatteten Stative sind auch als sogenannte meteorologische Messmasten bekannt. Der apparative und messtechnische Aufwand ist jedoch sehr hoch, wenn beispielsweise im Umfeld einer modernen Windkraftanlage ein vollständiges Windgeschwindigkeitsprofil erstellt werden soll.

Es wurden auch Versuche unternommen, solche meteorologische Messmasten durch unbemannte Kleinflugzeuge zu ersetzen. Hierbei erweist es sich jedoch als schwierig, die für ein präzises Messergebnis erforderlichen, regelmäßig sehr schweren und großen Messeinrichtungen in einem solchen Kleinflugzeug unter- zubringen. Daher wurden bisher maßgeblich zwei verschiedene Ansätze verfolgt, die jeweils darauf basieren, schwere und große Messeinrichtungen zu vermeiden.

Gemäß einem ersten Ansatz kann ein Kleinflugzeug mit möglichst kompakten und leichten Druck-Mess sonden ausgestattet werden, wie diese beispielsweise in der Luftfahrttechnik verwendet werden. Hierzu kann am Bug eines unbemannten, kleinen Flächenflugzeugs eine erweiterte Staudruck-Sonde mit neun Löchern vorgesehen werden. Bei einer solchen Neun-Loch-Sonde wird der Staudruck sowohl an der Spitze der Sonde als auch an vier, um das zentrale Loch angeordneten, Stellen gemessen, was eine Erfassung des Anströmwinkels des Flugzeugs ermöglicht. Hierzu kann an vier Stellen am Umfang der Sonde auch jeweils der statische Druck gemessen werden. Aus den gemessenen Druck-Daten wird auf die Wind- geschwindigkeit rückgeschlossen. Die Messung gemäß diesem Ansatz weist grundsätzlich zwei Nachteile auf: Zum einen ist es mit einem Flächenflugzeug regelmäßig nicht möglich, länger andauernde Messungen an einer bestimmten (ortsfesten) Position durchzuführen, was sich auch nachteilig auf die Reproduzierbarkeit der Messergebnisse auswirkt. Zum anderen ermöglichen die beschrie- benen Staudruck-Messungen bei geringen Strömungsgeschwindigkeiten nicht die gewünschte Genauigkeit.

Gemäß einem zweiten und alternativen Ansatz kann auf eine separate Strömungs- Messeinrichtungen verzichtet werden, wobei das unbemannte Kleinflugzeug selbst als Windsensor benutzt wird. Hierzu kann ein Quadrokopter als Sensor verwendet werden, wobei der Windvektor nur aus den Lagewinkeln des Quadro- kopters in Bezug auf die Horizontale berechnet wird. Auch bei diesem Ansatz kann bei geringen Strömungsgeschwindigkeiten nicht die gewünschte Genauigkeit erreicht werden.

Hiervon ausgehend ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die mit Bezug auf den Stand der Technik geschilderten Probleme zumindest teilweise zu lösen. Insbesondere soll ein Fluggerät angegeben werden, das ein besonders exaktes Erfassen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeits- Vektors im Umfeld eines Objekts ermöglicht. Zudem soll das Fluggerät eine geringe Gesamtmasse aufweisen und ein möglichst kosteneffizientes Erfassen eines Windgeschwindigkeits- Profils im Umfeld eines Objekts ermöglichen. Darüber hinaus soll das Fluggerät eine möglichst geringe Sensorbeeinflussung und möglichst große Redundanz gewährleisten.

Diese Aufgaben werden gelöst mit einem Fluggerät gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 1. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Fluggeräts sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben. Es ist darauf hinzuweisen, dass die in den abhängigen Patentansprüchen einzeln aufgeführten Merkmale in beliebiger, technologisch sinnvoller, Weise miteinander kombiniert werden können und weitere Ausgestaltungen der Erfindung definieren. Darüber hinaus werden die in den Patentansprüchen angegebenen Merkmale in der Beschreibung näher präzisiert und erläutert, wobei weitere bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung dargestellt werden.

Hierzu trägt ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät bei, das mit einem Grundkörper gebildet ist, an dem mindestens drei (im Wesentlichen) vertikal wirkende Antriebseinheiten beabstandet zueinander gehalten sind. Hierbei spannen die beabstandet zueinander positionierten Antriebseinheiten eine Ebene auf. Beabstandet zu den Antriebseinheiten ist auf dem Grundkörper mindestens eine Messeinrichtung befestigt. Die Messeinrichtung ist zur Messung eines dreidimensiona- len Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes vorgesehen und eingerichtet. Der Messeinrichtungs-Schwerpunkt der Messeinrichtung liegt dabei zentral oberhalb der Ebene.

Hiermit wird ein besonderes, bevorzugt autonom betreibbares, (Kleinst-) Flugge- rät (Micro Aerial Vehicle, MAV) angegeben, insbesondere zum (autonomen) Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts. Grundsätzlich kann es sich bei dem Objekt um ein (bereits) real existierendes oder ggf. auch um ein virtuelles (also z. B. ein geplantes und/oder zukünftig entstehendes) Objekt handeln. Als Objekt kommen hier eine Windkraftanlage, ein Hochhaus, ein Leitungsmast, eine Antenne oder dergleichen in Betracht. Bevorzugt ist das Objekt eine Windkraftanlage, so dass das Fluggerät insbesondere für Flugreisen in entsprechenden Höhen und/oder mit angepasster Reisezeit geeignet und eingerichtet ist. Das Fluggerät kann Windmessungen im Überflug und/oder im Schwebeflug an einer bestimmten Position im geodätischen Koordinatensystem (Geoposition) und/oder im Objekt-Koordinatensystem durchführen. Insbesondere um sowohl einen Geradeausflug, als auch einen Schwebeflug ermöglichen zu können, ist das Fluggerät mit mehreren, vertikal wirkenden Antriebseinheiten ausgestattet. Vertikal wirkend bedeutet hierbei insbesondere, dass die Antriebseinheiten einer auf das Fluggerät wirkenden Gravitationskraft zumindest im Schwebeflug direkt ent- gegenwirken können. Hierbei ist jedoch zu berücksichtigen, dass die Antriebseinheiten im Flug durchaus eine (geringe) Neigung in Bezug auf eine vertikale Richtung im geodätischen Koordinatensystem und/oder im Objekt-Koordinatensystem aufweisen können. Für die Beschreibung hier wird somit vom„theoretischen Ide- alfall" ausgegangen, wobei diese Lehre praxisgerecht einfach in zweckmäßig ge- neigte Koordinatensysteme übertragbar und dementsprechend ebenso gültig ist.

Bevorzugt sind vier (4) oder acht (8) Antriebseinheiten vorgesehen. Die Antriebseinheiten sind insbesondere an Auslegern des Grundkörpers beabstandet zueinander gehalten. Bevorzugt hat jede Antriebseinheit mindestens einen Rotor. In der Regel hat jeder Rotor mindestens zwei Rotorblätter.

Die beabstandet zueinander gehaltenen Antriebseinheiten spannen eine (plane bzw. geometrische) Ebene auf. Diese Ebene wird regelmäßig auch als sogenannte Rotorebene bezeichnet, jedenfalls dann, wenn die Antriebseinheiten jeweils mit Rotoren gebildet sind und alle Rotoren in einer gemeinsamen Ebene liegen. Nachstehend wird unter anderem auch vorgeschlagen, dass jede Antriebseinheit mit mindestens zwei (vertikal) übereinander angeordneten Rotoren ausgestattet ist. Folglich können in diesen Fällen nicht alle Rotoren gemeinsam in derselben Ebene liegen, sondern jeweils Gruppen von Rotoren (hier 2x4) liegen dann regelmä- ßig in einer Rotorebene. Für diese Fälle ist insbesondere die Ebene relevant, die parallel zu den Rotorebenen und (mittig) zwischen den außen liegenden Rotorebenen liegt.

Die mindestens eine Messeinrichtung ist auf dem Grundkörper befestigt und be- abstandet zu den Antriebseinheiten angeordnet. Hierbei liegt der Messeinrich- tungs-Schwerpunkt der Messeinrichtung zentral oberhalb der Ebene. Bevorzugt hat der Messeinrichtungs-Schwerpunkt zu jeder Antriebeinheit denselben Abstand (z. B. dreidimensional gesehen und/oder in der Projektion in der Ebene).„Zentral" ist hier insbesondere so zu verstehen, dass der Messeinrichtungs-Schwerpunkt, wenn der Blick von oben auf das Fluggerät gerichtet ist bzw. wenn eine Projektion des Messeinrichtungs-Schwerpunkts in die von den Antriebseinheiten aufge- spannte Ebene betrachtet wird, in einem Bereich der Ebene liegt bzw. auf einen Bereich der Ebene fällt, der nicht von den Antriebseinheiten, insbesondere nicht von den Rotoren der Antriebseinheiten, überspannt wird und der zwischen den Hochachsen der Antriebseinheiten liegt. Besonders bevorzugt liegt der Messeinrichtungs-Schwerpunkt genau mittig zwischen den Antriebseinheiten.

„Oberhalb" ist hier so zu verstehen, dass ein Messeinrichtungs-Abstand als orthogonaler Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt und der Oberseite der Ebene (Rotorebene) vorgesehen ist. Die Oberseite ist die, welche während normaler bzw. üblicher Flugzustände des Fluggeräts, von der Erdoberfläche ab- gewandt ist.

Eine solche Anordnung der Messeinrichtung zentrisch, oberhalb der Ebene (Rotorebene) vermeidet in vorteilhafter Weise eine besonders störende Beeinflussung der Messergebnisse durch das Fluggerät selbst, insbesondere durch das Strö- mungsfeld der Rotoren.

Die Messeinrichtung ist zur (lokalen) Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes, insbesondere eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsvektors (Windvektors), vorgesehen und eingerichtet. Eine solche Messeinrichtung bietet insbesondere im Zusammenhang mit einem schwebefähigen Fluggerät den besonderen Vorteil, dass eine besonders hohe Genauigkeit bei der Erfassung des Geschwindigkeitsvektors, unabhängig von der Lage des Fluggeräts im Raum, ermöglicht wird. Hierbei ist zu berücksichtigen, dass mit zunehmender Neigung des Fluggeräts ein immer größerer Anteil des Ge- schwindigkeitsvektors in der Messeinrichtungs-Hochachse gemessen werden muss. Durch ein Zusammenführen bzw. eine Kumulation der Messergebnisse mehrerer lokaler Messungen, insbesondere an verschiedenen vorbestimmten Wegpunkten im Umfeld des zu untersuchenden Objekts, kann ein dreidimensionales Geschwindigkeitsprofil, insbesondere ein dreidimensionales Windgeschwindigkeitsprofil, im Umfeld des Objekts ermittelt werden. Bevorzugt hat das Fluggerät ein Gesamtgewicht, insbesondere Abfluggewicht, das maximal 5 kg [Kilogramm] beträgt. Dies ermöglicht eine weitgehende Akzeptanz und einen flexiblen Einsatz des Fluggeräts.

Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die Messeinrich- tung zumindest mit mindestens einem 3D-Ultraschall- Anemometer oder mit mindestens einem 3D-Hitzdraht- Anemometer gebildet ist.

Das 3D-Ultraschall-Anemometer hat mehrere, insbesondere drei (3), Ultraschallsender und mehrere, insbesondere drei (3), Ultraschallempfänger, wobei jeweils zwischen einem Ultraschallsender und einem zugeordneten Ultraschallempfänger eine Messstrecke fester vorgegebener Länge gebildet ist. Die Ultraschallsender und Ultraschallempfänger sind so angeordnet, dass die Messstrecken schräg, insbesondere orthogonal, zueinander ausgerichtet sind. Das SD-Ultraschall- Anemometer ermöglicht die Messung der Größe und Richtung der Strömungsge- schwindigkeiten in den drei Raumrichtungen auf Basis der gemessenen Laufzeiten der Ultraschallwellen zwischen Ultraschallsender und Ultraschallempfänger.

Das 3D-Hitzdraht-Anemometer hat mehrere, insbesondere drei (3) oder vier (4), Hitzdrähte, die schräg, insbesondere orthogonal, zueinander ausgerichtet sind. Das 3D-Hitzdraht- Anemometer ermöglicht die Messung der Größe und Richtung der Strömungsgeschwindigkeiten in den drei Raumrichtungen. Das Messprinzip des 3D-Hitzdraht-Anemometers beruht auf dem physikalischen Prinzip der erzwungenen Konvektion. Hierbei wird der physikalische Zusammenhang zwischen der Wärmeabgabe eines erhitzten Drahtes an eine Strömung und deren Strömungsge- sch windigkeit genutzt. Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät zumindest mit einer Flugzustands-Erfassungseinrichtung oder mit einer Positions- Erfassungseinrichtung ausgestattet ist. Bevorzugt umfasst die Flugzustands- Erfassungseinrichtung mehrere Inertialsensoren zur Messung der Beschleunigun- gen und Drehraten des Fluggeräts. Auf Basis dieser Daten kann auf die Lage des Fluggeräts im Raum rückgeschlossen werden. Besonders bevorzugt sind die Inertialsensoren in einer inertialen Messeinheit (Inertial Measurement Unit, IMU) zusammengefasst. Weiter bevorzugt umfasst die Positions-Erfassungseinrichtung einen Empfänger eines differentiellen Satellitennavigationssystems, besonders bevorzugt einen sogenannten DGPS-Empfänger (Differential Global Positioning System, DGPS). Ein DGPS-Empfänger ermöglicht eine sehr genaue Positionsbestimmung (Genauigkeit liegt im Bereich von 5 cm [Zentimeter]), weil Positions- Ungenauigkeiten, die bei der Verwendung herkömmlicher Satellitennavigationssysteme (z. B. GPS) auftreten können, durch Korrektursignale von ortsfesten Re- ferenz Stationen korrigiert werden. Mittels des DGPS -Empfängers kann auch eine sehr genaue Bestimmung der Geschwindigkeit des Fluggeräts über Grund erfolgen. Zudem kann der DGPS-Empfänger dazu beitragen, eine hochgenaue Positionierung des Fluggeräts und somit auch der Messeinrichtung an einem Wegpunkt zu gewährleisten.

Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät mit einer Auswerteinrichtung ausgestattet ist, die dazu vorgesehen und eingerichtet ist, Messdaten der Messeinrichtung, Flugzustandsdaten der Flugzu- stands-Erfassungseinrichtung und Positionsdaten der Positions- Erfassungseinrichtung auszulesen und zu verarbeiten, und die Messdaten auf Basis der Flugzustandsdaten und der Positionsdaten zu korrigieren. Insbesondere kann die Auswerteeinrichtung Lagedaten aus der Flugzustands- Erfassungseinrichtung und Geschwindigkeitsdaten aus der Positions- Erfassungseinrichtung auslesen und den mittels der Messeinrichtung gemessenen dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektor des Strömungsfeldes in Abhängigkeit der Lagedaten und Geschwindigkeitsdaten korrigieren. Somit kann der durch Ei- genbewegungen des Fluggeräts beeinflusste Geschwindigkeitsvektor herausgerechnet bzw. korrigiert werden.

Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Fluggerät eine Einsteileinrichtung hat, die zum Ausgleichen des Gesamt- Schwerpunkts des Fluggeräts vorgesehen und eingerichtet ist. Hierbei wird der Gesamt-Schwerpunkt des Fluggeräts insbesondere so eingestellt, dass er (genau) in der Ebene (Rotorebene) liegt. Die Einsteileinrichtung ermöglicht in vorteilhafter Weise, dass die Gesamt-Gewichtsverteilung des Fluggeräts mit (vertikal) oben liegender bzw. montierter Messeinrichtung derart eingestellt werden kann, dass eine sehr gute Eigenstabilität des Fluggeräts erreicht werden kann. Die Einsteileinrichtung kann hierfür mit mindestens einem, am Fluggerät befestigten Gegengewicht zusammenwirken. Das Gegengewicht kann neben der Bereitstellung einer Ausgleichsmasse auch eine Zusatzfunktion erfüllen, z. B. ein Energiespeicher, insbesondere ein Akku, sein und/oder diesen umfassen. Der orthogonale Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt und der Ebene mittels der Einsteileinrichtung kann gegebenenfalls (flexibel) einstellbar sein. Die Einstelleinrich- tung kann eine Traverse, eine Montagestange, eine Gewindestange, einen Teleskopausleger oder dergleichen umfassen. Bevorzugt ist die Einsteileinrichtung mit einer, insbesondere flexibel montierbaren und/oder verschiebbaren, Traverse gebildet, die an mindestens einem Standbein des Fluggeräts (verschiebbar) gehalten bzw. zwischen zumindest zwei Standbeinen des Fluggeräts aufgespannt ist.

Bevorzugt wird mittels der Einsteileinrichtung ein Gegengewichts-Abstand einge- stellt, der in Abhängigkeit von dem Messeinrichtungs-Abstand, der Messeinrich- tungs-Masse und der Gegengewichts-Masse bestimmbar ist. Hierzu kann folgender mathematischer, formelmäßiger Zusammenhang dienen:

Messsinrichtungs -Masse

Gegengewichts-Abstand > ^■ esseinrichtungs-Abstand

Gegengewic Ms- Masse Hierbei betrifft der Messeinrichtungs-Abstand den orthogonalen Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt und der Ebene (Rotorebene). Der Ge- gengewichts-Abstand betrifft den orthogonalen Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt und der Ebene.

Bevorzugt ist ein Messeinrichtungs-Abstand von 10 cm bis 100 cm [Zentimeter], insbesondere von 20 cm bis 50 cm oder sogar von 25 cm bis 35 cm vorgesehen. Weiter bevorzugt ist eine Messeinrichtungs-Masse von 300 g bis 1.800 g [Gramm], insbesondere von 700 g bis 1200 g oder sogar von 900 g bis 1.100 g vorgesehen. Die Gegengewichts-Masse kann von 800 g bis 2000 g, insbesondere von 900 g bis 1.700 g oder sogar von 1.100 g bis 1.400 g betragen. Es kann ein Gegengewichts-Abstand von 10 cm bis 100 cm, insbesondere von 15 cm bis 50 cm oder sogar von 20 cm bis 25 cm vorgesehen sein. Ein großer Messeinrichtungs-Abstand bietet den Vorteil, dass die Messergebnisse sehr gering von dem Fluggerät selbst, insbesondere den Rotoren, beeinflusst werden. Ein großer Messeinrichtungs-Abstand kann jedoch zu einer sehr hohen Gesamt-Schwerpunktlage des Fluggeräts führen. Eine hohe Gesamt-Schwerpunktlage wurde jedoch bislang bei kleinen, unbemannten Fluggeräten nicht in Betracht gezogen, vermutlich weil davon ausgegangen wurde, dass diese sich sehr negativ auf die Eigenstabilität des Fluggerätes auswirkt.

Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die Antriebseinheiten jeweils mit mindestens zwei (2) übereinander angeordneten Rotoren ausgeführt sind. Bevorzugt ist jedem der Rotoren ein Antriebsmotor zu- geordnet. Besonders bevorzugt sind die mindestens zwei übereinander angeordneten Rotoren in einer sogenannten Push-Pull-Anordnung angeordnet bzw. ausgerichtet. Hierbei ist der untere Rotor so eingerichtet und/oder ausgerichtet, dass er das Fluggerät nach oben schieben kann (Druckpropeller). Der obere Rotor ist so eingerichtet und/oder ausgerichtet, dass er das Fluggerät nach oben ziehen kann (Zugpropeller). Eine solche Anordnung erlaubt in vorteilhafter Weise eine Komprimierung der auftriebserzeugenden Komponenten, sodass bei größtmöglicher Redundanz, eine möglichst geringe Beeinflussung des Strömungsfeldes an der Messeinrichtungsposition erfolgen kann. Mit anderen Worten ausgedrückt, ermöglicht dies Anordnung, dass die mittels der Antriebseinheiten aufgebrachte und zum Fliegen benötigte Impulskraft mit dem geringstmöglichen Luftvolumenstrom realisiert werden kann, was die Messeinrichtungs-Beeinflussung so gering wie möglich hält.

Nach einem weiteren Aspekt wird ein Verfahren zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts mit einem Fluggerät vorgeschlagen. Das Fluggerät ist dabei nach einer der hier vorge- schlagenen Ausführungsvarianten ausgestaltet. Das Verfahren umfasst zumindest die folgenden Schritte:

a) Bestimmen von Wegpunkten im Umfeld des Objekts;

b) Abfliegen der Wegpunkte mit dem Fluggerät;

c) Auswerten von mittels der Messeinrichtung ermittelten Messdaten;

d) Übermitteln der ausgewerteten Messdaten an eine Bodenstation.

Die oben angedeutete Reihenfolge der Verfahrens schritte a) bis d) ergibt sich bei einem regulären Ablauf des Verfahrens. Einzelne Verfahrens schritte können zeitgleich nacheinander und/oder parallel durchgeführt werden. Insbesondere wird Schritt a) zeitlich vor dem Beginn eines Messflugs durchgeführt. Die Schritte b), c) und d) können während eines Messflugs des Fluggeräts sich in der angedeuteten Reihenfolge kontinuierlich wiederholend ausgeführt werden. Bevorzugt werden die Schritte c) und d) bei bzw. kurz nach Erreichen jedes Wegpunkts durchgeführt. Es ist auch möglich, dass (nur) die Schritte b) und c) während eines Mess- flugs wiederholt ausgeführt werden, wobei Schritt c) insbesondere an jedem Wegpunkt durchgeführt wird. Hierbei können die ermittelten Messdaten auf einer Speichereinheit des Fluggeräts gespeichert werden und erst hin zum Ende eines Messflugs oder nach der Landung des Fluggeräts an die Bodenstation übermittelt werden.

Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass das Auswerten der Messdaten in Schritt c) zunächst (lokal) in einem dem Fluggerät zugeordneten Fluggerät-Koordinatensystem erfolgt, wobei die Messdaten mittels einer Auswerteeinrichtung des Fluggeräts von dem Fluggerät-Koordinatensystem zumindest in ein dem Objekt zugeordnetes Objekt-Koordinatensystem oder in ein geodätisches Koordinatensystem umgerechnet werden (sogenannte Koordinaten- Transformation), bevor die Messdaten an die Bodenstation übermittelt werden. Bevorzugt werden die in Schritt c) ausgewerteten Messdaten in der Auswerteeinrichtung mit Lagedaten und Positionsdaten des Fluggeräts korrigiert. Hierbei können die Einflüsse der translatorischen und rotatorischen Eigenbewegungen des Fluggeräts auf die Messung des Geschwindigkeitsvektors (in Echtzeit) mittels Sensorik, insbesondere mittels der Flugzustands-Erfassungseinrichtung und/oder der Positions-Erfassungseinrichtung, erfasst und mittels entsprechender, in der Auswerteeinrichtung integrierter Algorithmen korrigiert werden. Diese Messwertkorrektur erfolgt bevorzugt vor der Koordinaten-Transformation in das Objekt-Koordinatensystem und/oder das geodätische Koordinatensystem.

Nach einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird vorgeschlagen, dass die in Schritt c) ausgewerteten Messdaten einer Steuereinheit des Fluggeräts zugeführt werden, wobei die Steuereinheit die Antriebseinheiten in Abhängigkeit der Messdaten betätigt. Mit anderen Worten kann der gemessene (lokale) Geschwindig- keitsvektor als Rückkopplung s große zur Verbesserung der Genauigkeit einer Positionsregelung und/oder Lageregelung des Fluggeräts dienen bzw. verwendet werden. Dies kann dazu beitragen, eine hochgenaue Positionierung und/oder Ausrichtung des Fluggeräts und somit auch der Messeinrichtung an einem Wegpunkt zu gewährleisten.

Die vorstehend im Zusammenhang mit dem Fluggerät erörterten Details, Merkmale und vorteilhaften Ausgestaltungen können entsprechend auch bei dem hier vorgestellten Verfahren auftreten und umgekehrt. Insoweit wird auf die dortigen Ausführungen zur näheren Charakterisierung der Merkmale vollumfänglich Be- zug genommen. Nach einem weiteren Aspekt wird eine Verwendung eines hier vorgestellten Fluggeräts zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts vorgeschlagen. Bevorzugt kann das Fluggerät zum Kalibrieren eines sogenannten Lidar-Systems (Light Detection And Ran- ging) oder Sodar-Systems (Sound/Sonic Detecting And Ranging) verwendet werden. Bevorzugt kann das Fluggerät zur Schätzung der Schallausbreitung im Umfeld eines Objekts verwendet werden.

Die vorstehend im Zusammenhang mit dem Fluggerät und/oder dem Verfahren erörterten Details, Merkmale und vorteilhaften Ausgestaltungen können entsprechend auch bei der hier vorgestellten Verwendung auftreten und umgekehrt. Insoweit wird auf die dortigen Ausführungen zur näheren Charakterisierung der Merkmale vollumfänglich Bezug genommen. Die Erfindung, sowie das technische Umfeld werden nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert. Es ist darauf hinzuweisen, dass die Erfindung durch die gezeigten Ausführungsbeispiele nicht beschränkt werden soll. Insbesondere ist, soweit nicht explizit anders dargestellt, auch möglich, Teilaspekte der in den Figuren erläuterten Sachverhalte zu extrahieren und mit anderen Bestandteilen und Erkenntnissen aus der vorliegenden Beschreibung zu kombinieren. Es zeigen:

Fig. 1: ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät in einer perspektivischen

Ansicht, Fig. 2: schematisch, ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät in einer Seitenansicht, und

Fig. 3: eine Veranschaulichung eines Verfahrens zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts mit einem Fluggerät. Fig. 1 zeigt ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät 1 in einer perspektivischen Ansicht. Das Fluggerät 1 hat einen Grundkörper 2, an dem vier (4) vertikal wirkende Antriebseinheiten 3 beabstandet zueinander gehalten sind. Eine solche Ausgestaltung eines Fluggeräts 1 wird auch als Multikopter bezeichnet. Die beab- standet zueinander angeordneten Antriebseinheiten 3 spannen eine (gemeinsame) Ebene 4 auf. Die Antriebseinheiten 3 sind jeweils mit zwei übereinander angeordneten Rotoren 12 ausgeführt. Jedem der Rotoren 12 ist hier beispielhaft ein elektronischer Antriebsmotor 21 zugeordnet. Somit hat das Fluggerät 1 hier insgesamt acht (8) Rotoren 12 und acht (8) Antriebsmotoren 21. Hier sind zwei (2) Rotoren 12 mit ihren zugeordneten Antriebsmotoren 21 jeweils zu einer Antriebseinheit 3 zusammengefasst und in einer sogenannten Push-Pull-Anordnung angeordnet bzw. ausgerichtet.

Auf dem Grundkörper 2 und beabstandet zu den Antriebseinheiten 3 ist eine Mes- seinrichtung 5 befestigt. Die Messeinrichtung 5 ist zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes eingerichtet. Hierzu ist die Messeinrichtung gemäß der Darstellung nach Fig. 1 beispielhaft mit einem 3D-Ultraschall- Anemometer 19 gebildet. Fig. 1 veranschaulicht, dass der Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 der Messeinrichtung 5 zentral oberhalb der Ebene 4 liegt. Es ist gezeigt, dass das Fluggerät 1 eine Einsteileinrichtung 10 zum Ausgleichen des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 hat. Gemäß der Darstellung nach Fig. 1 ist die Einsteileinrichtung 10 beispielhaft mit einer Traverse gebildet, die zwischen den Standbeinen 24 des Fluggeräts 1 angeordnet ist. An dieser Einsteileinrichtung 10 ist ein Akku 22 als Gegengewicht 23 gehalten. In Fig. 1 ist darüber hinaus zu erkennen, dass das Fluggerät 1 mit einer Flugzustands-Erfassungseinrichtung 7 und mit einer Positi- ons-Erfassungseinrichtung 8 ausgestattet ist. Beispielhaft sind hier eine Auswerteeinrichtung 9 des Fluggeräts 1, eine Steuereinheit 18 und die Flugzustands- Erfassungseinrichtung 7 in einem gemeinsamen Modul integriert. Fig. 2 zeigt schematisch ein unbemanntes, schwebefähiges Fluggerät 1 in einer Seitenansicht. Das Fluggerät 1 hat einen Grundkörper 2, an dem vertikal wirkende Antriebseinheiten 3 beabstandet zueinander gehalten sind. Die Antriebseinheiten 3 sind jeweils mit zwei übereinander angeordneten Rotoren 12 ausgeführt. Die beabstandet zueinander angeordneten Antriebseinheiten 3 spannen eine Ebene 4 (Rotorebene) auf, die hier als gestrichelte Linie eingetragen ist und in die Zeichenebene hinein verläuft.

Die auf dem Grundkörper 2 befestigte und beabstandet zu den Antriebseinheiten 3 angeordnete Messeinrichtung 5 ist hier beispielhaft mit einem SD-Hitzdraht- Anemometer 20 gebildet. Das 3D-Hitzdraht- Anemometer 20 ist zur Messung eines dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektors eines Strömungsfeldes eingerichtet. Hierzu hat das 3D-Hitzdraht-Anemometer 20 beispielhaft drei (3) orthogonal zueinander ausgerichtete Hitzdrähte 25, von denen in der Seitenansicht gemäß Fig. 2 zwei (2) Hitzdrähte 25 zu erkennen sind.

Der Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 der Messeinrichtung 5 liegt zentral oberhalb der Ebene 4. Zum Ausgleichen des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 hat das Fluggerät 1 eine EinStelleinrichtung 10. Gemäß der Darstellung nach Fig. 2 ist die EinStelleinrichtung 10 beispielhaft mit einer von dem Grundkörper 2 (vertikal) nach unten weisenden Montagestange 26 gebildet. Die Montagestange 26 ist hier beispielsweise zumindest in einem Teilbereich ihrer Mantelfläche mit einem Außengewinde ausgeführt. An dieser EinStelleinrichtung 10 ist beispielhaft ein Gegengewicht 23 gehalten. Die Position des Gegengewichts 23 an der Monta- gestange 26 kann mittels Muttern 27 fixiert werden. Das Gegengewicht 23 kann entlang der Montagestange 26 verschoben werden, um die Lage des Gesamtschwerpunkts 11 des Fluggeräts 1 zu verändern.

In der Fig. 2 sind zudem ein Messeinrichtungs-Abstand 28 und ein Gegenge- wichts-Abstand 29 eingetragen. Hierbei betrifft der Messeinrichtungs-Abstand 28 den orthogonalen Abstand zwischen dem Messeinrichtungs-Schwerpunkt 6 und der Ebene 4. Der Gegengewichts-Abstand 29 betrifft den orthogonalen Abstand zwischen dem Gegengewichts-Schwerpunkt 30 und der Ebene 4. Gemäß der Darstellung nach Fig. 2 ist der Gesamt-Schwerpunkt 11 des Fluggeräts 1 so mittels der Einsteileinrichtung 10 eingestellt, dass der Gesamtschwerpunkt 11 in der Ebene 4 liegt.

Fig. 3 dient der Veranschaulichung eines Verfahrens zum autonomen Messen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeitsprofils im Umfeld eines Objekts 13 mit einem Fluggerät 1. Zunächst werden Wegpunkte 14 im Umfeld des Objekts 13 bestimmt. In Fig. 3 sind beispielhaft Wegpunkte 14 im Umfeld vor einer Windkraftanlage 31 gezeigt. Die Wegpunkte 14 werden mit dem Fluggerät 1 abgeflogen, wie dies anhand der Pfeile in Fig. 2 veranschaulicht ist. Beispielhaft werden an jedem Wegpunkt 14 mittels der Messeinrichtung 5 Messdaten ermittelt. Die ermittelten Messdaten werden an eine Bodenstation 15 übermittelt. Das Auswerten der Messdaten, hier das Auswerten des dreidimensionalen Windgeschwindigkeits-Vektors in dem jeweiligen Wegpunkt 14, erfolgt zunächst in einem dem Fluggerät 1 zugeordneten Fluggerät-Koordinatensystem 16. Die Messdaten werden hier in der Regel von dem Fluggerät- Koordinatensystem 16 in ein dem Objekt 13 zugeordnetes Objekt- Koordinatensystem 32 und/oder in ein geodätisches Koordinatensystem 17 umgerechnet, bevor die Messdaten von dem Fluggerät 1 an die Bodenstation 15 übermittelt werden.

Damit ist ein Fluggerät angegeben, dass die mit Bezug auf den Stand der Technik geschilderten Probleme zumindest teilweise löst. Das Fluggerät ermöglicht ein möglichst exaktes Erfassen eines dreidimensionalen Windgeschwindigkeits- Vektors im Umfeld eines Objekts. Zudem weist das Fluggerät eine geringe Gesamtmasse auf und ermöglicht ein möglichst kosteneffizientes Erfassen eines Windgeschwindigkeits-Profils im Umfeld eines Objekts. Darüber hinaus gewährleistet das Fluggerät eine geringstmögliche Sensorbeeinflussung und größtmögli- che Redundanz. Bezugszeichenliste

1 Fluggerät

2 Grundkörper

3 Antriebseinheit

4 Ebene

5 Messeinrichtung

6 Messeinrichtungs-Schwerpunkt

7 Flugzustands-Erfassungseinrichtung

8 Positions-Erfassungseinrichtung

9 Auswerteeinrichtung

10 Einsteileinrichtung

11 Gesamtschwerpunkt

12 Rotor

13 Objekt

14 Wegpunkt

15 Bodenstation

16 Fluggerät- Koordinatensystem

17 geodätisches Koordinatensystem

18 Steuereinheit

19 3D-Ultraschall- Anemometer

20 3D-Hitzdraht- Anemometer

21 Antriebsmotor

22 Akku

23 Gegengewicht

24 Standbein

25 Hitzdraht

26 Montagestange

27 Mutter

28 Messeinrichtungs-Abstand

29 Gegengewichts-Abstand

30 Gegengewichts-Schwerpunkt Windkraftanlage

Objekt- Koordinatensystem