TECHNISCHES GEBIET

Die Erfindung betrifft ein unbemanntes Flugsystem mit den Merkmalen im Oberbegriff von Anspruch 1 sowie ein Luftfahr zeug, insbesondere Drohne, für ein unbemanntes Flugsystem nach den Merkmalen von Anspruch 18 und eine Basisstation für ein Luftfahrzeug, insbesondere Drohne, eines unbemann ten Flugsystems mit den Merkmalen in Anspruch 19,

STAND DER TECHNIK

Unbemannte Luftfahrzeuge (UAV = "unmanned, uninhabited vehicle" oder "unpiloted aerial vehicle" ) sind gemeinhin auch als Drohne bekannt. In ihrer Eigenschaft als mögliches Kontroll- bzw, Überwachungs- und/oder Transportgerät gewin nen sie auch im kommerziellen Einsatz zunehmend an Bedeutung , Hiervon abzugrenzen sind daher solche Luftfahrzeuge bzw . Flugmodelle, die ausschließlich der reinen Freizeit oder Luftsportaktivität zuzuordnen sind.

Die Steuerung unbemannter Luftfahrzeuge reicht von der rein manuellen, zumeist kabellosen Bedienung bis hin zum vollständig autarken Betrieb . So sind derartige Luftfahrzeuge beispielsweise durch die Nutzung von GPS {Global Positio- ning System) mitunter in der Lage, ihren j eweiligen Start- punkt wieder oder ein vorgegebenes Ziel selbständig anzu fliegen, Alternativ oder in Ergänzung hierzu können unbemannte Luftfahrzeuge auch wenigstens ein Kamerasystem bein halten, deren Aufzeichnung beispielsweise in Echtzeit an eine das Luftfahrzeug zumindest temporär steuernde Person übermittelt wird (First Person View) , Hinsichtlich des möglichst unterbrechungsfreien Einsatzes derartiger Luftfahr zeuge bedarf insbesondere die Frage nach deren notwendiger Energieversorgung entsprechender Beantwortung.

So wurde mit der US 9,387,928 Bl ein unbemanntes Flugsystem bekannt, welches wenigstens ein unbemanntes Luftfahrzeug in Form einer Drohne und mindestens eine Basisstation umfasst .

Die Basisstation besitzt einen Abstellbereich, welcher dem

Abstellen des nicht im Flugbetrieb befindlichen Luftfahr zeugs dient . Das Luftfahrzeug selbst weist einen auf einer elektrischen oder fluiden Energiequelle ( flüssiger oder gasförmiger Treibstoff) basierenden Antrieb auf . Die Ener giequelle ist so ausgelegt, dass sie im auf der Basisstation abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs ausgetauscht oder neu befüllt werden kann. Hierzu können Luftfahrzeug und Ba sisstation entsprechend kompatible Kupplungskörper zur Her stellung einer fluidleitenden Verbindung aufweisen, um einen an Bord des Luftfahrzeugs befindlichen Tank mit in oder in der Nähe der Basisstation bevorratetem Treibstoff zu befüllen ,

Um das Luftfahrzeug insbesondere bei widrigen Witterungsverhältnissen auf dem Abstellbereich der Basisstation zu halten, weist dieser eine mit dem Landegestell des Luftfahrzeugs korrespondierende Sicherungsvorrichtung auf . Die eigentliche Sicherung kann beispielsweise mittels eines

Elektromagneten oder durch Unterdrück erfolgen. Alternative Ausgestaltungen sehen eine mechanische Kopplung mit dem Landegesteli vor, welches hierzu teilweise über bewegliche Haken umgriffen wird oder mit schienenförmigen Hinter schneidungen in Eingriff gelangt .

Das bekannte Flugsystem ermöglicht einen nahezu dauerhaften Betrieb, dessen Stillstand sich annähernd auf das Befüllen oder den Austausch der Energiequelle des unbemannten Luft fahrzeugs reduzieren lässt. Die Sicherung durch mit dem Landegestell korrespondierende Maßnahmen erfordert dabei eine exakte Orientierung des Luftfahrzeugs gegenüber de Basisstation. Besondere Wetterlagen können daher hohe Anforderungen an das autonom und/oder manuell durchzuführende Landemanöver stellen, um das Luftfahrzeug zu landen und gleichzeitig in dessen Lage sowie Ausrichtung wie erfordert auf dem Abstellbereich zu positionieren. Sollte die anschließende Sicherung nicht durchführbar sein, ist ein nachträglicher Absturz des auf der Basisstation abgestell ten Luftfahrzeugs von dieser nicht auszuschließen, beispielsweise durch eine starke Windböe .

Auf Elektromagneten oder einem Vakuum basierende Vorrichtungen können - neben einem erhöhten Energieverbrauch und mitunter aufwendigen Installationen - insbesondere im Außenbereich eine hohe Störanfälligkeit aufweisen . So ist ein Verstopfen des hierfür erforderlichen Ansaugkanals beispielsweise durch umhertreibendes Laub oder aufgewirbelten Dreck zu befürchten. Beim Einsatz des Luftfahrzeugs als Be förderungssystem könnte beispielsweise das zu befördernde Gut den Einsatz von dieses negativ beeinflussenden oder gar beschädigenden Elektromagneten durchaus ausschließen.

DIE ERFINDUNG

Vor diesem Hintergrund liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, das eingangs genannte unbemannte Flugsystem sowie ein unbemanntes Luftfahrzeug und eine Basisstati on hierfür dahingehend weiterzuentwickeln, dass die erfor derliche Landung und Sicherung des Luftfahrzeugs auf der Basisstation insgesamt vereinfacht ist .

Die Lösung dieser Aufgabe besteht nach der Erfindung in ei nem unbemannten Flugsystem mit den Merkmalen von Anspruch 1. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Inhalt der abhängigen Ansprüche . Weiterhin wird diese Aufgabe mit einem Luftfahr zeug gemäß den Merkmalen von Anspruch 18 sowie mit einer Basisstation nach den Merkmalen von Anspruch 19 gelöst .

Erfindungsgemäß ist ein unbemanntes Flugsystem vorgesehen, welches wenigstens ein Luftfahrzeug und mindestens eine zum Abstellen des Luftfahrzeugs vorgesehene Basisstation umfasst . Bei dem Luftfahrzeug kann es sich in bevorzugter Weise um eine Drohne handeln.

Das Luftfahrzeug weist einen Grundkörper mit einem daran angeordneten Landegestell auf . Das Landegestell erfüllt beispielsweise die Aufgabe, das Luftfahrzeug in einer auf möglichst einige Bereiche oder Teile des Landegestells reduzierten Weise auf dem Untergrund aufzusetzen . Mit anderen Worten soll hierdurch der sich im abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs ergebende Kontakt möglichst auf das Landegestell reduziert werden, um etwaigen Beschädigungen des restlichen Luftfahrzeugs oder etwaigen Anbauten an selbigem vorzubeugen. Dabei kann das Landegestell bevorzugt so ausgebildet sein, dass dieses zumindest begrenzt federnde Eigenschaften besitzt, um so auch Landungen mit überhöhter Geschwindigkeit durch entsprechende Absorption des Aufpralls schadlos zu überstehen.

Die Basisstation ist bevorzugt als stationäre Einrichtung ausgebildet . In dieser Eigenschaft kann es sich bei der Basisstation um eine immobile Einrichtung handeln. Selbstver ständlich ist auch deren mobile Ausgestaltung denkbar, was einen einfachen Auf- und Abbau der Basisstation meint.

Überdies kann eine mobile Ausgestaltung der Basisstation auch eine quasi Begleitung des Luftahrzeugs über kleinere oder größere Distanzen hinweg beinhalten. Insbesondere eine auf nur wenige Handgriffe beschränkte Montage oder auf ein einfaches Aufstellen reduzierter Betrieb der Basisstation ermöglicht ein hohes Maß an Mobilität, um das Flugsystem insgesamt auch an wechselnden Einsatzorten nutzen zu können. Hierdurch ist auch dessen beispielsweise an die Witte rung anpassbarer Gebrauch gegeben, da sich bei Bedarf ein anwendungsfreundliches Verstauen sowohl des Luftfahrzeugs als auch der Basisstation und damit für das Flugsystem ins gesamt realisieren lässt .

Im Zusammenhang mit der Basisstation ist das Landegestell dazu ausgebildet, um mit einem Abstellbereich der Basisstation zu korrespondieren. Dies meint , dass die Basisstation einen eigens zum Abstellen des Luftfahrzeugs vorgesehenen Bereich umfasst, der eine Kompatibilität mit dem Landege stell besitzt .

Erfindungsgemäß weist der Abstellbereich der Basisstation ein Zentriermittel auf, welches zumindest bereichsweise mit dem Landegestell des Luftfahrzeugs korrespondiert. Hierzu sind das Landegestell und das Zentriermittel dazu ausgebil det, um im auf dem Abstellbereich der Basisstation abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs das Zentriermittel zumindest teilweise zwischen dem Landegestell aufzunehmen . Alternativ oder in Ergänzung hierzu ist das Landegestell dabei zumindest teilweise innerhalb des Zentriermittels aufnehmbar .

Im Ergebnis führt die erfindungsgemäße Ausgestaltung von Landegestell des Luftfahrzeugs und Zentriermittel der Ba sisstation dazu, dass das sich dem Abstellbereich der Basisstation nähernde Luftfahrzeug eine Art bauliche Zwangszentrierung erfährt. Hierdurch ist eine überaus leichte Landung des Luftfahrzeugs auf der Basisstation gegeben. Tatsächlich muss der Abstellbereich der Basisstation nunmehr nur noch grob angeflogen werden, da die quasi punktge naue Landung des Luftfahrzeugs durch dessen anschließendes Absenken entgegen einer Hochrichtung in Form eines Herabgleitens entlang der durch die erfindungsgemäße bauliche Ausgestaltung gegebenen Zentrierung bzw. ZwangsZentrierung erfolgt . Dabei nimmt das Landegestell des Luftfahrzeugs zumindest einen Teil des Zentriermittels der Basisstation zwischen sich auf, so dass das Luftfahrzeug entgegen der Hochrichtung förmlich auf das Zentriermittel rurscht . Alternativ oder in Ergänzung nimmt das - beispielsweise trichterförmig ausgestaltete - Zentriermittel selbst wäh rend der Landung zumindest einen Teil des Landegestells zwischen sich auf, so dass das Luftfahrzeug mit seinem Landegestell voran quasi in das Zentriermittel der Basisstation entgegen der Hochrichtung hineinrutscht.

Aufgrund des sich hieraus naturgemäß auch in einer quer zur Hochrichtung verlaufenden horizontalen Ebene ergebenden Ab- stützens des dabei mit seinem Landegestell in und/oder um das Zentriermittel gelegenen Luftfahrzeugs ist zudem eine einfache und nahezu sofortige Sicherung des Luftfahrzeugs gegeben. Im praktischen Einsatz ist das Luftfahrzeug bereits bei einem bereichsweisen Ineinandergreifen von Landegestell und Zentriermittel - wenn überhaupt - nur noch be grenzt innerhalb der horizontalen Ebene verlagerbar . Ur sächlich hierfür ist, dass das Landegestell bei einer horizontalen Abweichung zwangsläufig mit einem Teil des Zentriermittels in Anlage gerät und so gegenüber einer weiteren horizontalen Verlagerung, beispielsweise durch eine Windböe, abgefangen wird. Auf diese Weise ist neben der einfa chen Zentrierung des Luftfahrzeugs gegenüber dem Abstellbereich der Basisstation gleichzeitig auch dessen so deutlich vereinfachte Sicherung realisiert .

Somit treten Zentrierung und Sicherung des Luftfahrzeugs nahezu zeitgleich ein, was das Anfliegen der Basisstation insgesamt und insbesondere bei widrigen Wetterverhältnissen und/oder SichtVerhältnissen deutlich vereinfacht . So braucht es tatsächlich auch nicht des zunächst vollständi gen Aufsetzens und erst anschließenden möglichen Aktivierens etwaiger Sicherungseinrichtungen der Basisstation oder eines mitunter aufwendigen Einfädelns des Landegestells in solche, bevor eine sichernde Wirkung des Luftfahrzeugs ein- tritt ,

Hinsichtlich der eigentlichen Form des Zentriermittels des

Abstellbereichs der Basisstation sind nun diverse Ausge staltungen denkbar, durch welche das zuvor beschriebene Ineinandergreifen mit dem Landegestell des Luftfahrzeugs realisierbar ist .

Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des grundsätzlichen Erfindungsgedankens kann das Zentriermittel in vorteilhaf ter Weise eine sich zu seinem - in Hochrichtung oben gelegenen - freien Ende hin verjüngend Form aufweisen . Hier durch ergibt sich eine im Wesentlichen beispielsweise konische, pyramiden- oder pyramidenstumpfförmige Gestalt, welche mit zunehmender Höhenlage entgegen der Hochrichtung im Querschnitt zunimmt.

Die eigentliche Form des Zentriermittels kann durch eine oder mehrere Flächen bzw. Teilflächen bestimmt sein. Denkbar sind auch lediglich die äußeren Abmessungen des so ausgestalteten Zentriermittels andeutende offene Strukturen wie etwa ein Fachwerk oder nur die äußeren Abmessungen begrenzende Stäbe.

Daher kann das Zentriermittel eine Mantelfläche besitzen, welche als in sich geschlossene konische Fläche ausgebildet ist oder aus Teilflächen zusammengesetzt sein kan . Alter nativ hierzu ist auch die Anordnung von wenigstens drei ge genüber der Hochrichtung geneigten Leisten denkbar, welche gemeinsam eine zumindest andeutungsweise sich in Hochrich- tung verjüngende Form ergeben, Mischformen des zuvor Genannten sind ebenfalls denkbar. Unabhängig von der konkre ten Ausgestaltung können die geschlossene Mantelfläche, die

Teilflächen oder die Leisten in besonders bevorzugter Weise symmetrisch um die Hochrichtung herum angeordnet sein , In Kombination mit einem ebenfalls symmetrisch ausführbaren Landegestell ergibt sich eine nahezu vollständige Unabhängigkeit der beschriebenen Funktionsweise von der Ausrichtung des Luftfahrzeugs um die Hochrichtung herum gegenüber dem Abstellbe eich bzw. dessen Zentriermittel .

Die Erfindung sieht es als besonders vorteilhaft an, wenn das Landegestell des Luftfahrzeugs mindestens drei Kufen aufweist . Die Kufen können zumindest teilweise aus in eine Matrix aus Harz eingebetteten Kohlenstofffasern gebildet sein (Carbon) oder diese umfassen. Durch die Anordnung von wenigstens drei Kufen sind wenigstens drei mögliche Berüh rungspunkte mit dem Zentriermittel der Basisstation geschaffen. Aufgrund der so klar definierten, zwischen diesen Berührungspunkten aufgespannten Ebene ist eine exakte Posi tionierung des Landegestells und damit des Luftfahrzeugs gegenüber dem Zentriermittel de Basisstation gegeben .

So können die drei Kufen des Landegestells einen in einer waagerechten Ebene gelegenen Innenkreis zwischen sich be grenzen, wobei das f eie Ende des Zentriermittels sich in nerhalb eines parallel zum Innenkreis verlaufenden Außenkreises mit einem entsprechenden Außendurchmesser erstreckt bzw . diesen beschreibt . Innenkreis und Außenkreis stehen dabei derart in Relation zueinander, dass der Außendurchmesser des freien Endes des Zentriermittels kleiner als der Innendurchmesser des Innenkreises der Kufen ist. Weiterhin besitzt ein dem freien Ende gegenüberliegender Stairanbereich des Zentriermittels einen dem Innendurchmesser des Innenkreises der Kufen entsprechenden oder gegenüber diesem - wenn auch nur um ein kleines Stück, beispielsweise 1 mm bis 10 mm - kleineren Außendurchmesser . Auf diese Weise ist sichergestellt, dass zumindest das freie Ende des Zentrier mittels grundsätzlich zwischen den Kufen des Landegestells anordenbar ist, so dass eine Führung des Luftfahrzeugs entlang des Zentriermittels entgegen der Hochrichtung bis zum vollständigen Aufsetzen auf dem Abstellbereich gegeben ist .

Aufgrund des so zum Stammbereich hin zunehmenden Außen durchmessers des Zentriermittels wird mit abnehmender

Höhenlage des auf dem AbstelIbereich landenden Luftfahrzeugs eine zunehmende Annäherung von Kufen und Zentriermit tel erreicht, um spätestens beim Aufsetzen auf dem Abstellbereich eine eindeutige Positionierung des Luftfahrzeugs auf der Basisstation zu erreichen.

Selbstverständlich ist auch denkbar, dass Landegestell und Zentriermittel so zueinander ausgestaltet sind, dass das sich um oder innerhalb des Zentriermittels bei der Landung entgegen der Hochrichtung absenkende Luftfahrzeug erst gar nicht auf dem Abstellbereich aufsetzt, sondern mit seinem Landegestell quasi auf das Zentriermittel aufläuft . Mit anderen Worten kann die dann vollzogene Landung als Punktoder Linienberührung um oder innerhalb des Zentriermittels beschrieben werden. Hierzu kann der Außendurchmesser des Sta mbereichs des Zentriermittels den Innendurchmesser des Innenkreises zwischen den Kufen entsprechend übersteigen; beispielsweise um den zuvor genannten Maßbereich von 1 mm bis 10 mm.

Als eine mögliche vorteilhafte Ausgestaltungsform für das Zusammenspiel von Landegestell und Zentriermittel wird die Anordnung einer Vertiefung an der Basisstation angesehen, in welche das Luftfahrzeug bei seiner Landung zumindest mit einem Teil seines Landegestells oder vollständig eintauchen kann . Es versteht sich von selbst, dass die Vertiefung dabei im Bereich des Abstellbereichs anzuordnen ist oder die sen zumindest teilweise mit einschließt . Weiterhin kann dann das Zentriermittel selbst in bevorzugter Weise zumin dest abschnittsweise innerhalb der Vertiefung angeordnet sein .

Auf diese Weise läuft das Luftfahrzeug beim Landen mit seinem Landegestell auf das Zentriermittel auf und senkt sich zuvor, zeitgleich oder im weiteren Verlauf in die Vertie fung der Basisstation ab.

Durch die Anordnung von Vertiefung und darin - bevorzugt zentrisch - angeordnetem Zentriermittel ist es möglich, beispielsweise der Windanfälligkeit des Luftfahrzeugs beim Landen nochmals deutlich entgegenzuwirken . So können j ene die Vertiefung umfangsseitig begrenzenden Teile der Basisstation eine Art Windfang bilden, in deren Windschatten das Luftfahrzeug mit zunehmender Absenkung anordenbar ist . Auch kann sich hierdurch eine doppelte Sicherung gegenüber seitlichen Verlagerungen ergeben, da das Luftfahrzeug sich über sein Landegestell in horizontaler Ebene gegen das Zentriermittel und jene die Vertiefung begrenzende Wandung abstüt- zen kann. Insbesondere eine trichterförmige Ausgestaltung der Vertiefung ermöglicht dabei einen in Hochrichtung oben gelegenen breiten Öffnungsring zur Aufnahme des Landegestells, welcher sich mit zunehmender Tiefe entgegen der Hochrichtung entsprechend verschlankt .

In besonders bevorzugter Weise kann die Vertiefung kreisrund ausgestaltef sein, was eine nahezu vollständige Unabhängigkeit hinsichtlich der Ausrichtung des Luftfahrzeugs um die Hochrichtung herum gegenüber der so gestalteten Ver tiefung ermöglicht,

Angesichts der im abgestellten Zustand gegebenen Möglich keit zum Auffüllen oder Aufladen einer mitgeführten Ener giequelle des unbemannten Luftfahrzeugs können dieses und die Basisstation in besonders bevorzugter Weise entsprechende miteinander in Eingriff bringbare Kupplungskörper besitzen. Die Kupplungskörper können dazu dienen, beispielsweise wenigstens einen Tank des Luftfahrzeugs mit Treibstoff zu befüllen und/oder einen Akkumulator des Luft fahrzeugs mit zum Aufladen desselben dienenden Stroms zu versorgen. Denkbar ist auch eine so geschaffene elektrische Verbindung, welche dem Datenaustausch etwaiger zuvor gespeicherter Daten zwischen Luftfahrzeug und Basisstation dient und/oder der Versorgung etwaiger Verbraucher des Luftfahrzeugs im abgesteilten Zustand dient, wie etwa eine Kühlung .

So kann das Zentriermittel beispielsweise einen im Zentrum seines freien Endes angeordneten ersten Kupplungskörper besitzt, während der Grundkörper des Luftfahrzeugs beispiels- weise einen im Zentrum des durch die Kufen begrenzten In nenkreises angeordneten zweiten Kupplungskörper aufweist. Damit können die beiden Kupplungskörper im auf dem Abstell bereich der Basisstation abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs auf einfache Weise miteinander gekoppelt werden .

Selbstverständlich können die miteinander koppelbaren Kupp lungskörper auch äußernd- - g angeordnet sein, was aller dings eine entsprechende Orientierung des Luftfahrzeugs gegenüber der Basisstation verlangt, die bei der zuvor beschriebenen Ausgestaltung entbehrlich ist .

In diesem Zusammenhang sieht eine bevorzugte Weiterentwick lung der Erfindung die Möglichkeit vor, den ersten Kupplungskörper der Basisstation baulich geschützt anzuordnen. So kann das Zentriermittel eine an seinem freien Ende gelegene Öffnung besitzt, innerhalb der der erste Kupplungskörper angeordnet ist. Hierdurch ist der erste Kupplungskörper gegenüber einem etwaigen beispielsweise durch Fremdeinwir kung oder herabfallende Teile eintretenden Kontakt ge schützt, durch die der erste Kupplungskörper Schaden nehmen könnte. Um die Kopplung zwischen dem ersten Kupplungs körper der Basisstation und dem zweiten Kupplungskörper des Luft fahrzeugs durchzuführen, muss der zweite Kupplungskörper folglich durch die Öffnung hindurch zumindest teilweise in das freie Ende des Zentriermittels eingeführt werden, um mit dem ersten Kupplungskörper in Eingriff zu gelangen .

Dies verlangt ein möglichst genaues Absenken des Luftfahrzeugs auf der Basisstation, was durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung in überaus vorteilhafter Weise begüns igt is . Weiterhin denkbar ist ein zumindest begrenzter Toleranzausgleich des an der Basisstation befindlichen ersten Kupp lungskörpers, um beispielsweise einer während der Landung möglichen seitlichen Bewegung des Luftfahrzeugs und damit des zweiten Kupplungskörpers belastungsfrei folgen zu können, Hierzu kann der erste Kupplungskörper der Basisstation gegenüber dem Zentriermittel relativ verlagerbar angeordnet sein . Dies schließt bei Bedarf - neben einer Verlagerbar- keit in horizontaler Ebene - auch eine mögliche Verlager- barkeit parallel bzw . in oder entgegen der Hochrichtung mit ei . Selbstverständlich kann alternativ oder in Ergänzung hierzu der zweite Kupplungskörper des Luftfahrzeugs eine derartige Verlagerbarkeit beinhalten.

Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugsystems kann die Basisstation so ausgebildet sein, dass diese das im abgestellten Zustand befindliche Luftfahrzeug vollständig in sich aufnehmen kann . Hierdurch ergibt sich ein Höchstmaß an Sicherung des Luftfahrzeugs beispielsweise gegenüber seitlichen Einwirkungen .

In Ergänzung hierzu kann die Basisstation ferner wenigstens eine verschiebliche und/oder verschwenkbare Abdeckung mit umfassen, durch welche das innerhalb der Basisstation abge stellte Luftfahrzeug zumindest teilweise abdeckbar ist . Auf diese Weise ist so auch die mitunter unerwünschte Zugäng lichkeit - beispielsweise durch Tiere - und/oder das reine Verdrecken des Abstellbereichs der Basisstation in vorteil hafter Weise unterbunden. Grundsätzlich lässt sich so auch ein überaus vorteilhafter Schutz gegenüber witterungsabhän gigen Einflüssen etablieren . In der praktischen Ausgestaltung kann hierzu beispielsweise die Vertiefung entsprechend groß ausgebildet sein, um das

Luftfahrzeug vollständig in sich aufzunehmen , Denkbar ist auch eine entsprechende Form der Basisstation, bei der die den Abstellbereich und die Abdeckung beinhaltenden Ebenen so weit in Hochrichtung voneinander beabstandet sind, dass sich eine kastenförmige Ausgestaltung zur Aufnahme des Luftfahrzeugs zwischen diesen ergibt . Selbstverständlich sind auch Mischformen hiervon vorteilhaft, welche die kas tenförmige Gestalt mit einer Vertiefung kombinieren.

Hinsichtlich der Ausgestaltung des unbemannten Luftfahr zeugs ist vorgesehen, dass dessen Grundkörper beispielsweise mindestens drei Auslegerarme umfassen kann . Besonders bevorzugt können die Auslegerarme dabei symmetrisch zueinander angeordnet sein, so dass sie - eine bevorzugt gleiche Länge vorausgesetzt - im Wesentlichen eine gleich schenklige Dreiecksform zwischen ihren freien Enden aufspannen. Weiterhin können deren freien Enden durch jeweils eine Strebe miteinander verbunden sind, woraus sich eine, durch das so gebildete Fachwerk, insgesamt vorteilhafte, da steife Konstruktion für den Grundkörper des Luftfahrzeugs ergibt .

Besonders bevorzugt können die Streben die Form eines

Reuleaux-Dreiecks zwischen sich einschließen, was deren jeweils um das Zentrum des Grundkörpers herum verlaufende Krümmung in horizontaler Ebene mit jeweils gleichbleibendem Radius meint . Dies ermöglicht eine begrenzte elastische Flexibilität der Streben gegenüber seitlichen Einflüssen . Durch die Krümmung der Streben werden die Abmessungen des Basiskörpers in horizontaler Ebene vergrößert, was mehr Raum für das Anbringen etwaiger Komponenten bietet .

Mit Blick auf das Landegestell des Luftfahrzeugs schlägt die Erfindung vor, dass jede der Kufen des Landegestells sich zwischen jeweils zwei freien Enden der Auslegerarme des Grundkörpers erstrecken kann _» Damit dienen die ohnehin vorhandenen Auslegerarme dem Ansatz der Kufen, so dass in vorteilhafter Weise keine zusätzlichen Anbauten zur Anord nung der Kufen notwendig sind . Neben dem so reduzierbaren Gewicht des unbemannten Luftfahrzeugs ist so auch die Rund umsicht beispielsweise für ein mitgeführtes Kamerasystem verbessert, welches - je nach Anordnungsbereich - durch die Kufen nur wenig beeinträchtigt sein kann.

In besonders bevorzugter Weise können die so angeordneten Kufen zu einer Unterseite des Luftfahrzeugs hin bogenförmig ausgebildet sein, so dass deren jeweilige Scheitelpunkte die tiefsten Punkte des Landegestells bilden können. Durch die so geschaffenen drei Aufsetzpunkte des Landegestells ist ein sicherer und horizontal ausgerichteter Stand des Luftfahrzeugs gegeben. Die Bogenform bringt naturgemäß eine vorteilhafte elastisch federnde Eigenschaft mit sich, welche zum Schut des Luftfahrzeugs insbesondere bei unsanften Landungen eine ausreichende Kompensation hoher Aufsetzkräf- te ermöglicht .

Mach einer besonders bevorzugten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Flugsystems können die einzelnen Kufen zudem beweglich an den Auslege armen gelagert sein . Auf diese Weise sind die Kufen von einer in Richtung der Streben hochgeklappten Grundstellung in eine demgegenüber ausge klappte Landestellung und zurück verschwenkbar . Dies ermöglicht in überaus vorteilhafter Weise ein nur bedarfsweises Herunterklappen der Kufen mittels Verschwenken, wohingegen diese im Flugbetrieb hochgeklappt und an die zwischen den Auslegerarmen gelegenen Streben quasi angelegt werden können, Hierdurch wird beispielsweise die Windangriffsfläche des Luftfahrzeugs auf ein Minimum beschränkt. Insbesondere im Zusammenhang mit dem bereits zuvor erwähnten Mitführen eines Kamerasystems ist so eine nahezu behinderungsfreie Rundumsicht gegeben .

Die Flugeigenschaften des Luftfahrzeugs des unbemannten Flugsystems basieren auf einem Antrieb, welcher einen Senkrechtstart sowie das Halten einer Höhe ohne für den Auf trieb notwendige seitliche Bewegung mit mitunter hoher Geschwindigkeit erlaubt . Neben etwaigen Strahlentriebwerken haben sich hierfür mittels Motoren antreibbare Rotoren bewährt, welche einen günstigen Aufbau bei gleichzeitig hoher Betriebssicherheit garantieren. Diese können so gestaltet sein, dass die beim Drehen von Rotoren zwangsläufig auftretenden Geräusche auf ein Minimum beschränkt sind.

Im Zusammenhang mit der Erfindung ist angedacht, dass das Luftfahrzeug über Rotoren bewegt wird, welche wiederum durch Elektromotoren antreibbar sind . Bevorzugt sind hierzu mehrere Elektromotoren vorgesehen, welche j eweils einen der Rotoren drehen . Hierzu kann je ein Rotor mit einer Abtriebsachse eines Elektromotors entweder durch Zwischenschaltung eines Getriebes oder bevorzugt direkt verbunden sein. Die Elektromotoren mitsamt Rotoren können in vorteil- hafter Weise an dem Grundkörper und/oder den Streben des Luftfahrzeugs angeordnet sein. Weiterhin kann das Luftfahrzeug in besonders bevorzugter Weise eine fest installierte oder austauschbare Energiequelle besitzen, über welche die Elektromotoren dann mit elektrischer Energie versorgbar sind.

Die Energiequelle kann aus mindestens einem Akkumulator gebildet sein oder zumindest einen solchen umfassen.

In besonders bevorzugter Weise schlägt die Erfindung den Einsatz wenigstens einer Brennstoffzelle vor, so dass die erwähnte Energiequelle aus einer Brennstoffzelle gebildet sein kann oder eine solche umfassen kann . In diesem Zusammenhang ist die Anordnung mindestens eines Tanks in oder an dem Grundkörper des Luftfahrzeugs vorgesehen, um die Brennstoffzelle mit geeignetem Treibstoff zu versorgen. Der Ein satz mindestens einer Brennstoffzelle in Kombination mit mitgeführtem Treibstoff ermöglicht einen überaus langen Flugbetrieb des Luftfahrzeugs, so dass die zum Zwecke der Neuversorgung des Luftfahrzeugs erforderlichen Landungen insbesondere auf der Basisstation auf nur wenige Stopps reduzierbar sind.

Unabhängig von der Wahl der jeweiligen Energiequelle sieht eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung vor, dass diese eine ausreichende Kühlung durch geeignete bauliche Maßnahmen erfahren kann . Dies ist insbesondere im Zusammen hang mit dem Einsatz mindestens einer Brennstoffzelle vor teilhaft, bei deren elektrochemischen Reaktion von Treib- Stoff mit Sauerstoff neben der Produktion von Strom und dem Ausfall von Wasser auch Wärme frei wird .

So kann mindestens einer der Auslegerarme des Grundkörpers einen im Bereich wenigstens eines der Rotoren angeordneten Lufteinlass besitzt. Aufgrund der Nähe zum Rotor wird so zwangsläufig ein Teil der nach unten verdrängten Luft (Abwind) in den Lufteinlass hineingeleitet . Um die so strömende Luft besser nutzen zu können, kann der Lufteinlass in besonders bevorzugter Weise mit einem beispielsweise ebenfalls an dem oder einem der Auslegerarme oder an anderer Stelle des Grundkörpers angeordneten Luftauslass korrespondieren . Hierzu kann der Grundkörper mindestens einen Luftkanal besitzen, welcher Luftein- und auslass entsprechend fluidleitend miteinander verbindet . In vorteilhaf er Weise kann dann die Energiequelle entweder direkt innerhalb die ses Luftkanals angeordnet oder zumindest bereichsweise mit diesem fluidleitend verbunden sein .

Neben der möglicherweise notwendigen Kühlung der Energiequelle und/oder etwaigen Komponenten von dieser kann so auch insbesondere beim Einsatz mindestens einer Brennstoffzelle das ausfallende Wasser in vorteilhafter Weise durch die strömende Luft auf enommen und abtransportiert werden. Dank der Nutzung der ohnehin durch die Rotoren vorhandenen Abwinde kann auf die zusätzliche Anordnung etwaiger aktiver Kühl- und/oder Belüftungs orrichtungen verzichtet werden, was - neben der Reduzierung mitunter wartungsintensiver und insofern kritischer Bauteile - eine weitgehende Miniaturi sierung und/oder Gewichtseinsparung ermöglicht . In besonders bevorzugter Weise schlägt die Erfindung den Betrieb einer möglichen anaeordneten Brennstoffzelle mit Wasserstoff vor. Alternativ oder in Ergänzung hierzu wird auch die Verwendung von LPG (Liquefied Petroleum Gas ) vor geschlagen, bei dem es sich in bekannter Weise um ein unter Druck verflüssigtes Gemisch aus Propan und Butan handelt .

Den bereits an anderer Stelle beschriebenen Grundgedanken zum möglichen Mitführen eines Kamerasystems aufgreifend, kann der Grundkörper eine zu einer Unterseite des Luftfahr zeugs hin angeordnete untere Kuppel besitzen, innerhalb der wenigstens ein optischer Sensor, wie etwa eine Kamera, angeordnet ist . Insbesondere im Zusammenhang mit den hoch klappbaren Kufen des Landegestells ergibt sich für diesen ein ungestörtes Sichtfeld, so dass sich das so ausgestattete unbemannte Luftfahrzeug besonders für die Überwachung und Sicherung eines Geländes eignet .

Alternativ oder in Ergänzung kann das Luftfahrzeug eine der unteren Kuppel abgewandte obere Kuppel besitzt, welche ebenfalls wenigstens einen optischen Sensor, insbesondere Kamera, beinhalten kann.

Durch die Anordnung innerhalb der Kuppel ist der j eweilige Sensor in überaus vorteilhafter Weise insbesondere gegenüber Witterungseinflüssen geschützt . Beim Einsatz einer oder mehrerer Kameras kann es sich dabei bevorzugt um eine solche handeln, welche die Erfassung eines 360° Horizontalkreises und bevorzugt auch eines 180 ⁰ Vertikalkreises erlaubt, so dass quasi die gesamte Umgebung um das Luftfahrzeug herum abdeckbar ist . Auch wenn die Kamera/s beweglich ausgestattet sein können, sind diese bevorzugt statisch innerhalt der Kuppel/n verbaut .

Die nunmehr vorgestellte Erfindung schafft ein überaus praktikables und insbesondere für den autarken Betrieb besonders geeignetes unbemanntes Flugsystem. Dies liegt im Wesentlichen darin begründet, dass durch dessen erfindungsgemäße Ausgestaltung die erforderliche Landung und Sicherung des Luftfahrzeugs auf der Basisstation insgesamt deut lich einfacher beherrschbare Manöver erfordert und so des sen Einsatz insgesamt spürbar vereinfacht ist .

Die Erfindung ist ferner auf ein unbemanntes Luftfahrzeug für ein unbemanntes Flugsystem gerichtet . Bei dem unbemann ten Luftfahrzeug kann es sich in bevorzugter Weise um eine Drohne handeln . Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug kann in besonders bevorzugter Weise in einem wie oben beschriebenen erfindungsgemäßen unbemannten Flugsystem Verwendung finden .

Weiterhin ist die Erfindung auf eine Basisstation für ein Luftfahrzeug gerichtet, wobei es sich bei dem Luftfahrzeug bevorzugt um eine Drohne handeln kann. Die erfindungsgemäße Basisstation kann in besonders bevorzugter Weise in einem oben beschriebenen erfindungsgemäßen unbemannten Flugsystem Verwendung finden.

Die sich aus dem erfindungsgemäßen unbemannten Luftfahrzeug und der erfindungsgemäßen Basisstation ergebenden Vorteile wurden bereits zuvor im Zusammenhang mit der Vorstellung des erfindungsgemäßen unbemannten Flugsystems näher erläutert, so dass an dieser Stelle auf die vorherigen Ausführungen hierzu verwiesen wird. KURZBFSCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren 1-7 näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 einen erfindungsgemäßes unbemanntes Flugsystem als Kombination aus einem unbemannten Luftfahrzeug und einer Basisstation in einer perspektivischen Aufsicht,

Fig. 2 die erfindungsgemäße Basisstation für ein unbemanntes Luftfahrzeug aus Fig. 1 in annähernd gleicher Darstellungsweise,

Fig. 3 das um einige Details reduzierte erfindungsgemäße

Luftfahrzeug, insbesondere für das unbemannte

Flugsystem aus Fig. 1 und 2, in einer Aufsicht,

Fig . 4 das Luftfahrzeug in einer perspektivischen Aufsicht in der aus Fig. 1 hervorgehenden Detailierung,

Fig . 5 das wie in Fig . 3 um einige Details reduzierte

Luftfahrzeug aus den Fig . 2 und 3 in einer Sei tenansicht,

Fig . 6 einen Detailausschnitt des Luftfahrzeugs aus den

Fig . 1 sowie 3 bis 5 mit teilweise geschnittenen Bereichen in einer perspektivischen Ansicht sowie

Fig . 7 ein Detail des Luftfahrzeugs aus den Fig . 1 sowie

3 bis 6 in einer perspektivischen Aufsicht . XXSTEF WEG ZUR AUS FÜHRUNG DER ERFINDUNG

Fig . 1 zeigt einen erfindungsgemäßes unbemanntes Flugsystem 1 in einer perspektivischen Aufsicht. Das Flugsystem 1 umfasst ein unbemanntes Luftfahrzeug 2, bei dem es sich um eine Drohne handeln kann. Weiterhin umfasst das Flugsystem

1 eine vorliegend kastenförmig ausgestaltete Basisstation 3, welche dem Abstellen des nicht im Flugbetrieb befindlichen Luftfahrzeugs 2 dient . Das Luftfahrzeug 2 kann seinen

Flugbetrieb in nicht näher gezeigter Weise aufnehmen, indem es senkrecht in eine Hochrichtung x aufsteigt und so die Basisstation 2 verlässt. Demgegenüber kann der Flugbetrieb des Luftfahrzeugs 2 beendet werden, indem dieses die Basisstation 2 anfliegt und entgegen der Hochrichtung x auf die ser aufsetzt.

Erkennbar ist die Basisstation 3 zur Aufnahme des Luftfahrzeugs 2 geöffnet, wobei sie zwei an je einem ihrer sich ge genüberliegenden Ränder ersichtliche Abdeckungen 3a, 3b umfasst. Bei den Abdeckungen 3a, 3b kann es sich um klappen artig verschwenkbare oder verschiebliche Vorrichtungen han deln, welche dem hier nicht näher gezeigten Schließen der Basisstation 3 dienen. Hierzu können die Abdeckungen 3a, 3b entweder an den zugehörigen Rändern 3c, 3d der Basisstation 3 gelenkig gelagert oder entlang der sich zwischen den Rändern 3c, 3d erstreckenden Wände 3e, 3f der Basisstation 3 verschieblich geführt sein. Im geschlossenen Zustand der Basisstation 3 sind die Abdeckungen 3a, 3b bevorzugt so einander angenähert, dass das vorliegend ersichtliche und au- ßerhalb seines Flugbetriebs befindliche Luftfahrzeug 2 vollständig abgedeckt ist,

Fig. 2 zeigt die Basisstation 3 aus Fig. 1 in ihrer Alleinstellung. Hierzu wurde auf die Darstellung des Luftfahr zeugs 2 entsprechend verzichtet. Erkennbar sind die Abdeckungen 3a, 3b vorliegend dazu ausgebildet , in einer horizontalen Querrichtung y entlang der Wände 3e, 3f der Basisstation 3 verschoben zu werden . Im Wesentlichen mittig der Basisstation 3 ist ein AbstelIbereich 4 gelegen, welcher dem Abstellen des Luftfahrzeugs 2 dient; wie in Fig . 1 ersichtlich.

Der Abstellbereich 4 weist eine sich entgegen der Hochrichtung x in die Basisstation 3 hinein erstreckende kreisrunde Vertiefung 5 auf, welche vorliegend trichterförmig ausgebildet ist . Innerhalb der Vertiefung 5 ist ein sich demgegenüber in Hochrichtung x erstreckendes Zentriermittel 6 angeordnet . Das Zentriermittel 6 weist eine sich zu seinem oberen freien Ende 6a hin verj üngende Form auf . Hierzu be sitzt das Zentriermittel 6 eine sich um die Hochrichtung x herum symmetrisch erstreckende Mantelfläche 6b, welche die Form eines Kegelstumpfes bildet .

Das freie Ende 6a des Zentriermittels 6 beschreibt einen Außendurchmesser Dl, wohingegen ein dem freien Ende 6a gegenüberliegender Stammbereich 6c des Zentriermittels 6 einen gegenüber dem Außendurchmesser Dl des freien Endes 6a größeren Äußendurch esser D2 aufweist . Folglich erstreckt sich die geneigte Mantelfläche 6b des Zentriermitteis 6 zwischen dessen unterem Stammbereich 6c und seinem oberen freien Ende 6a.

Weiterhin besitzt das Zentriermittel 6 eine an seinem freien Ende 6a gelegene Öffnung 6d, innerhalb deren Zentrum ZI bzw . des Zentrums ZI des freien Endes 6a ein erster Kupp lungskörper 7a angeordnet ist . Der erster Kupplungskörper 7a ist dabei so innerhalb der Öffnung 6d angeordnet, dass dieser relativ zum Zentriermittel 6 verlagerbar ist .

Fig. 3 verdeutlich das von der Basisstation 3 getrennte und - zur Verbesserung der Übersicht - um einige Details redu zierte Luftfahrzeug 2 in Alleindarstellung. Das Luftfahrzeug 2 weist ersichtlich einen im Wesentlichen dreieckförmig gestalteten Grundkörper 8 auf. Dieser Form liegen drei symmetrisch zueinander angeordnete Auslegerarme 8a, 8b, 8c mit vorliegend jeweils gleicher Länge zugrunde . Die Auslegerarme 8a, 8b, 8c weisen jeweils ein freies Ende

9a, 9b, 9c auf, welche durch jeweils eine Strebe

10a, 10b, 10c miteinander verbunden sind. Konkret erstreckt sich dabei Strebe 10a zwischen den freien Enden 9a, 9b, Strebe 10b zwischen den freien Enden 9b, 9c und Strebe 10c zwischen den freien Enden 9a, 9c. Ersichtlich sind die ein zelnen Streben 10a, 10b, 10c um ein zwischen diesen gelege nes Zentrum Z2 herum mit jeweils gleichem Radius gekrümmt, so dass die Streben 10a, 10b, 10c gemeinsam die Form eines Reuleaux-Dreiecks zwischen sich einschließen .

Das Luftfahrzeug 2 umfasst ein (insbesondere in Fig. 5 deutlicher erkennbares) Landegestell 11, welches mit dem Abstellbereich 4 der Basisstation 3 korrespondiert. Hierzu weist das Landegestell 11 drei Kufen 11a, 11b, 11c auf, welche einen Innenkreis K mit einem Innendurchmesser D3 zwischen sich begrenzen. Die Kufen 11a, 11b, 11c erstrecken sich jeweils zwischen zwei freien Enden 9a, 9b, 9c der Aus- legerarme 8a, 8b, 8c, Konkret erstreckt sich Kufe 11a dabei zwischen den freien Enden 9a, 9c, Kufe 11b zwischen den freien Enden 9a, 9b und Kufe 11c zwischen den freien Enden 9b, 9c. Dabei sind die Kufen 11a, 11b, 11c in nicht näher ersichtlicher Weise beweglich an den Auslegerarmen

8a, 8b, 8c bzw, deren freien Enden 9a, 9b, 9c gelagert, so dass diese von einer hier gezeigten, in Richtung der Stre ben 10a, 10b, 10c hochgeklappten Grundstellung SO in eine demgegenüber ausgeklappte Landestellung Sl (siehe insbeson dere Fig. 5 ) und zurück verschwenkbar sind. In Kombination mit der Basisstation 3 ist der Innendurchmesser D3 des Innenkreises K zwischen den Kufen

11a, 11b, 11c so gewählt, dass der Außendurchmesser Dl des freien Endes 6a kleiner als der Innendurchmesser D3 des Innenkreises K zwischen den Kufen 11a, 11b, 11c ist . Gleich- zeitig besitzt der Stammbereichs 6c des Zentriermittels 6 einen gegenüber dem Innendurchmesser D3 des Innenkreises K zwischen den Kufen 11a, 11b, 11c kleineren, gleichen oder größeren Außendurchmesser D2. In dieser Ausgestaltung sind das Landegestell 11 des Luftfahrzeugs 2 und das Zentrier- mittel 6 der Basisstation 3 dazu ausgebildet, um im auf dem Abstellbereich 4 der Basisstation 3 abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs 2 das Zentriermittel 6 zumindest teilwei se zwischen dem Landegestell 11 aufzunehmen . Vorliegend ist gleichzeitig sichergestellt, dass das Landegestell 11 selbst und insbesondere dessen Kufen 11a, 11b, 11c zusammen mit dem restlichen Luftfahrzeug 2 innerhalb der Vertiefung

5 der Basisstation 3 aufnehmbar sind, wie insbesondere in Fig. 1 ersichtlich.

Jeweils mittig der Streben 10a, 10b, 10c und an den freien Enden 9a, 9b, 9c der Auslegerarme 8a, 8b, 8c ist jeweils ein Elektromotor 12a - 12f angeordnet, welche mit hier nicht gezeigten Rotoren 13a - 13f drehmomentübertragend verbunden sind, wie insbesondere in Fig. 4 gezeigt . Die Elektromotoren 12a - 12f werden in nicht weiter dargestell ter Weise durch eine Energiequelle mit elektrischer Energie versorgt .

Fig. 5 verdeutlicht die Ausgestaltung des Landegestell des Luftfahrzeugs 2 in einer Seitenansicht . Dessen Kufen 11a, 11b, 11c sind vorliegend aus der (insbesondere in Fig . 3 dargestellten) eingeklappten Grundstellung SO heraus in die demgegenüber ausgeklappte Landestellung 51 verschwenkt gezeigt . Wie nun deutlicher zu erkennen, sind die Kufen 11a, 11b, 11c zu einer Unterseite U des Luftfahrzeugs 2 hin bogenförmig ausgebildet . Im Zentrum Z2 des durch die Kufen 11a, 11b, 11c begrenzten Innenkreises K weist der Grundkörper 8 des Luftfahrzeugs 2 einen darin angeordneten und hier nicht näher verdeutlichten zweiten Kupplungskörper 7b (siehe insbesondere Fig. 7 ) auf . Im auf dem Abstellbereich 4 der Basisstation 3 abgestellten Zustand des Luftfahrzeugs 2 ist der zweite Kupplungskörper 7b in nicht weiter gezeigter Weise mit dem ersten Kupplungskörper 7a der Basisstation 3 koppelbar . Auf diese Weise kann die bereits zuvor angesprochene Energiequelle über die Basisstation 3 aufgeladen oder mit neuem Treibstoff versorgt werden, wie im weiteren Ver lauf noch näher verdeutlicht wird.

Wie insbesondere in der hier gezeigten Seitenansicht erkennbar, besitzt der Grundkörper 8 eine zur Unterseite U des Luftfahrzeugs 2 hin angeordnete untere Kuppel 14 und eine der unteren Kuppel 14 abgewandte obere Kuppel 15. Insbesondere die untere Kuppel 14 ist dabei so ausgestalfet , dass diese zumindest bereichsweis bei vollzogener Landung des Luftfahrzeugs 2 auf der Basisstation 3 innerhalb der Öffnung 6d des Zentriermittels 6 absenkbar ist . In nicht weiter verdeutlichter Weise beinhalten die beiden Kuppeln 14, 15 jeweils wenigstens einen optischen Sensor, bei dem es sich bevorzugt um eine Kamera handeln kann .

Aus Fig. 6 geht ein Detailausschnitt aus dem Grundkörper 8 des Luftfahrzeugs 2 hervor, welcher die für die hier gezeigte Ausführungsform gewählte Energiequelle näher verdeutlicht. Bei dieser handelt es sich um wenigstens eine Brennstoffzelle 16, welche vorliegend zwischen zwei Tanks 17a, 17b zur Aufnahme geeigneten Treibstoffs angeordnet ist . Bei dem Treibstoff kann es sich beispielsweise um Was serstoff und/oder LPG handeln . Sowohl die Brennstoffzelle 16 als auch die Tanks 17a, 17b befinden sich innerhalb des Grundkörpers 8 des Luftfahrzeugs 2.

Jeweils seitlich der Brennstoffzelle 16 und der beiden Tanks 17a, 17b ist jeweils ein Luftkanal 18a, 18b pro zugehörigem Auslegerarm 8a, 8b, 8c innerhalb des Grundkörpers 8 ausgebildet, welche die Energiequelle mit strömender Luft versorgen . Fig . 7 zeigt zunächst den zuvor nicht erkennbaren zweiten

Kupplungskörper 7b des Luftfahrzeugs 2, welcher über entsprechende Leitungen mit der Brennstoffzelle 16 und/oder den beiden Tanks 17a, 17b in fluidleitender Verbindung steht . Darüber hinaus zeigt Fig. 7 ein die Funktionsweise hierzu näher verdeutlichendes Detail . So sind die Luftkanä- le 18a, 18b mit jeweils einem hierfür notwendigen Luftein lass 19a, 19b fluidleitend verbunden. Die zugehörigen Auslegerarme 8a, 8b, 8c besitzen je einen Lufteinlass 19a, 19b im Bereich wenigstens eines der an den freien Enden

9a, 9b, 9c der Auslegerarme 8a, 8b, 8c gelegenen Rotoren 13b, 13d, 13f, so dass der durch den zugehörigen Rotor 13b, 13d, 13f erzeugbare Abwind in Form strömender Luft durch den jeweiligen Lufteinlass 19a, 19b und den sich daran anschließenden Luftkanal 18a, 18b bis zur Energiequelle ge langt . Das System aus Lufteinlässen 19a, 19b und Luft anä- len 18a, 18b ist ferner mit wenigstens einem hier nicht näher gezeigten Luftauslass fluidleitend verbunden, so dass eine im Betrieb permanente Durchströmung gewährleistet ist .