Beschreibung

Die Erfindung betrifft ein unbemanntes Luftfahrzeug mit mehreren dezentral angeordneten Antriebsmodulen, wobei jedes Modul mehrere Flugsystemkomponenten aufweist, deren Anordnung durch eine modulare und redundante Systemarchitektur beschrieben wird. Das unbemannte Luftfahrzeug weist ferner eine oder mehrere zentral angeordnete Sensoreinheiten auf, die vonei- nander unabhängig oder miteinander verbunden als Sensorsystem agieren. Durch die räumlich ausgezeichnete Anordnung ergibt sich eine vereinfachte Integration des Sensorsystems hinsichtlich der angestrebten Betriebsparameter.

Stand der Technik

Die Systemarchitektur von unbemannten Luftfahrzeugen (UAV), insbe- sondere von miniaturisierten unbemannten Luftfahrzeugen, sieht im Allgemeinen eine in einer räumlichen Konfiguration zentralisierte Flugregelung, Elektronik und Energieversorgung vor. Die operative Flugfähigkeit des UAV ist priori- siert gegenüber der Integration einer passiven oder aktiven Nutzlast und dem Betrieb in Form eines Sensorsystems bestehend aus einer oder mehreren funk- tionalen Sensoreinheiten.

Das Systemdesign von UAV ist im Allgemeinen durch die konstruktiven Vorgaben zur Aerodynamik und Avionik bestimmt. Dabei ist das Sensorsystem bestehend aus einer oder mehreren Sensoreinheiten als Nutzlast konstruktiv und operativ den Designvorgaben des Flugsystems untergeordnet. Funktionale Parameterbereiche zur optimalen Verwendung der Sensoreinheiten sind dadurch nur eingeschränkt oder mit zusätzlichem technischem Aufwand zu erreichen, stets auf Kosten der Performance des Gesamtsystems. Beispielhaft sei die Beschränkung des Raumwinkels einer optischen Sensoreinheit als Nutzlast- sensorik durch einseitige Anbringung. Weitere mechanische oder optronische Verstelleinheiten erweitern den funktionalen Parameterbereich, verringern jedoch die Nutzlastkapazität hinsichtlich Masse und Energieversorgung, dennoch bleibt die effektive Raumwinkelabdeckung im Allgemeinen auf den oberen/unteren Halbraum eingeschränkt. Gleichzeitig entsteht Zusatzaufwand in der Systemarchitektur hinsichtlich der kontinuierlichen Steuerung im operativen Modus.

Fig. 1 zeigt ein nach dem Stand der Technik bekanntes Multirotorflug- system als unbemanntes Luftfahrzeug, das als Quadrocopter ausgebildet ist. Beispielhaft ist eine Sensoreinheit in Form einer Kamera unterhalb der zentral angeordneten Flugsystemkomponenten positioniert.

In der DE 10 2005 010 336 AI wird ein drehzahlgesteuerter Hubschrauber beschrieben. Der drehzahlgesteuerte Hubschrauber weist drei oder mehr Hubeinheiten mit jeweils wenigstens einem Rotor und wenigstens einem, den Motor antreibenden elektronisch kommutierten Gleichstrommotor, auf. Für wenigstens eine Hubeinheit oder alle Hubeinheiten ist zur Erfassung der Drehbewegung ein Sensor vorgesehen.

In der DE 20 2012 001 750 Ul wird ein senkrecht startendes und landendes Fluggerät zum Transport von Personen oder Lasten mit mehreren Elekt- romotoren und Propellern beschrieben, wobei jedem Propeller ein eigener Elektromotor zum Antreiben des Propellers zugeordnet ist.

Die WO 2008/147484 AI beschreibt ein Luftfahrzeug, welches mit Containern, Landfahrzeugen, Wasserfahrzeugen, Modulen für medizinischen Transport usw. koppelbar ist. Das darin beschriebene Luftfahrzeug weist eine Mehrzahl von Propellern auf, welche um einen Rahmen herum angeordnet sind und Schub in vertikaler und/oder horizontaler Richtung erzeugen.

In der WO 2013/174751 A2 wird ein Verfahren zum Steuern eines Fluggerätes in Form eines Multirotorflugsystems sowie ein entsprechendes Steuerungssystem beschrieben. Der darin beschriebene Multicopter weist meh- rere Rotoren auf, um einerseits Auftrieb und andererseits durch Neigung der wenigstens einen Rotorebene auch Vortrieb zu erzeugen, wobei Lageregelung und Steuerung des Multicopters durch Veränderung von Rotordrehzahlen in Abhängigkeit von Piloten-Steuerbefehlen erfolgen. Die Rotoren besitzen eigene Regler und Steuereinheiten im Parallelbetrieb, die gleichzeitig alle Daten auf- nehmen, verarbeiten, bewerten und agieren.

Darstellung der Erfindung: Aufgabe, Lösung, Vorteile

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein unbemanntes Luftfahrzeug (UAV) mit einer modularen Systemarchitektur und redundanten System- komponenten zur Verfügung zu stellen, das die Nutzlast konstruktiv zentral integriert, um damit für die Sensoreinheiten, die in der Gesamtheit als Sensorsystem agieren, eine raumwinkeloptimierte Positionierung zur Datenerfassung zu erreichen. Die dezentrale und redundante Anordnung der modularen Flugsys- temkomponenten ermöglichen den schnellen Austausch wesentlicher Systembestandteile zur Wartung und die Rekonfiguration des gesamten Luftfahrzeugs durch den Austausch von Bauteilen des Flugsystems, um das Einsatzspektrum zu verändern bzw. zu erweitern. Der Austausch wird durch die Definition von einfachen und wenigen mechanischen Schnittstellen sichergestellt, die gleichzeitig auch als elektronische Schnittstellen ausgebildet sind.

Hierfür wird erfindungsgemäß ein unbemanntes Luftfahrzeug (UAV) mit mehreren dezentral angeordneten Antriebsmodulen vorgeschlagen. Jedes Antriebsmodul weist mehrere Flugsystemkomponenten auf. Als Nutzlast weist das unbemannte Luftfahrzeug ein Sensorsystem bestehend aus einer oder meh- rerer unabhängiger oder miteinander verbundener Sensoreinheiten auf. Erfindungsgemäß ist das Sensorsystem konstruktiv zentral angeordnet.

Das Luftfahrzeug kann als Multirotorflugsystem ausgebildet sein. Ferner kann das unbemannte Luftfahrzeug durch Rekonfiguration auch als Flächen- flügler mit oder ohne Rotor ausgebildet sein. Die mehreren Antriebsmodule können beispielsweise als Rotorarme eines Multirotorflü gel Systems oder als einzelner Tragflügel bzw. eines Satzes von mehreren Tragflügeln eines Flächen- flüglers ausgebildet sein.

Flugsystemkomponenten können beispielsweise eine Steuerelektronik, ein Motor, eine Energiequelle, ein Näherungssensor, ein Satellitenpositionier- System, ein inertiales Messsystem oder eine Recheneinheit sein.

Das Sensorsystem bestehend aus einer Sensoreinheit oder mehreren Sensoreinheiten kann wiederum einen oder mehrere Sensoren aufweisen. Desweiteren kann die Sensoreinheit noch weitere Mittel, beispielsweise Sensoren, zur Datenerfassung und/oder -Verarbeitung, beispielsweise zur Mustererken- nung, aufweisen. Ferner kann die Sensoreinheit auch einen Speicher zur Speicherung der ermittelten Daten und eine Elektronik zur drahtlosen Datenübertragung unabhängig vom Flugsystem aufweisen. Die von der Sensoreinheit er- fassten Daten können innerhalb der Sensoreinheit weiterverarbeitet werden und/oder zu einer externen Basisstation über einen Sender versendet werden.

Unter einer zentralen Anordnung der Sensoreinheit ist zu verstehen, dass die Sensoreinheit zentral zwischen den einzelnen Antriebsmodulen ange- ordnet ist. Ferner ist hierunter zu verstehen, dass die Sensoreinheit nicht wie bei aus dem Stand der Technik bekannten unbemannten Luftfahrzeugen ober- /unterhalb oder seitlich zum geometrischen Mittelpunkt oder Schwerpunkt angebracht ist, sondern tatsächlich das Zentrum des unbemannten Luftfahrzeugs bildet. Bevorzugterweise ist die Sensoreinheit im Wesentlichen auf einer hori- zontalen Ebene mit den Antriebsmodulen angeordnet. Ferner ist vorzugsweise eine symmetrische Anordnung der Sensoreinheit vorgesehen, wobei die Sensoreinheit um einen Massenschwerpunkt im geometrischen Mittelpunkt des unbemannten Luftfahrzeugs angeordnet ist. Hierdurch kann eine sehr vorteilhafte Flugstabilität erreicht werden. Des Weiteren ergibt sich hierdurch ein im Wesentlichen identischer Sichtwinkel im oberen und unteren Bereich beziehungsweise nach oben und unten.

Durch die Anordnung der Sensoreinheit im Zentrum kann ein Raumwinkel für die Sensoreinheiten erreicht werden, der wesentlich größer als der Halbraum ist. Ein Ansatz der vorliegenden Erfindung kann auch darin gesehen werden, dass nicht wie bei aus dem Stand der Technik bekannten unbemannten Luftfahrzeugen im konstruktiven Bereich das Flugdesign priorisiert wird, sondern eine Systemarchitektur, die die Nutzlastsensorik priorisiert und die Eigenschaften des Flugsystems daran anpasst. Hierdurch werden weitaus bessere Möglichkeiten hinsichtlich eines größeren und vielfältigeren Einsatzspektrums ermöglicht.

Das erfindungsgemäße unbemannte Luftfahrzeug stellt somit eine neuartige Systemarchitektur bereit, wobei die Nutzlastsensorik als Hauptaufgabe des unbemannten Luftfahrzeugs priorisiert wird und gleichzeitig eine variable Einsetzbarkeit des Sensorsystems durch schnellen Austausch, eine erhöhte Sicherheit durch Redundanz der Flugsystemkomponenten und eine gute Wart- barkeit des gesamten Systems gegeben ist. Das Sensorsystem kann derart gestaltet sein, dass Sensoreinheiten für die optische Detektion in verschiedenen optischen Spektralbereichen, für die Detektion von gasförmigen Chemikalien und für die Detektion von anderen Messgrößen wie Temperatur, Gasdruck oder auch elektromagnetischen Feldern zur raumwinkelaufgelösten Messwerterfassung integriert sind.

Bevorzugterweise ist die Sensoreinheit derart ausgebildet und angeordnet, dass hierdurch sowohl in horizontaler Richtung sowie auch in vertikaler Richtung ein Winkel von jeweils mindestens 180 Grad, besonders bevorzugterweise von jeweils mindestens 270 Grad, sowie ganz besonders bevorzugter- weise von jeweils 360 Grad erfasst werden kann. Hierdurch ergibt sich ein nahezu vollständiger Raumwinkel in horizontaler und in vertikaler Richtung, in dem Daten erfasst werden können.

Des Weiteren ist bevorzugterweise vorgesehen, dass die Steuerung des unbemannten Luftfahrzeugs redundant ausgebildet ist. Hierfür weist jedes Antriebsmodul bevorzugterweise die gleichen Flugsystemkomponenten auf. Die dezentrale und redundante Anordnung der Flugsystemkomponenten vereint die Vorteile niedrigerer Produktionskosten durch identische Bauteile und die Erhöhung der Betriebssicherheit durch redundant vorhandene und für den Flugbetrieb kritische Systemkomponenten.

Jedes Antriebsmodul weist bevorzugterweise identische Flugsystemkomponenten des unbemannten Luftfahrzeugs auf, wobei alle Antriebsmodule im Wesentlichen identisch ausgebildet sind. Somit ist besonders bevorzugterweise vorgesehen, dass das unbemannte Luftfahrzeug keine zentralen, bzw. keine zentral angeordneten, Flugsystemkomponenten aufweist. Identische Sys- temkomponenten in den einzelnen Antriebsmodulen, beispielsweise Rotorarmen oder Tragflügeln, stellen eine hohe Redundanz der Flugsystemkomponenten sicher. Bei Austausch eines Rotorarms werden gleichzeitig redundante Flugsystemkomponenten ersetzt. Es werden im operativen Bereich die Standzeiten für das unbemannte Luftfahrzeug verringert, die Wartung vereinfacht und Feh- lerquellen minimiert. Dezentral angeordnete Energiequellen erhöhen ferner die Ausfallsicherheit des Luftfahrzeugs im Betrieb durch ein gesichertes Landen mit verringerter Energieversorgung im Fehlerfall. Bevorzugterweise ist ferner vorgesehen, dass die Initialisierung des gesamten unbemannten Luftfahrzeugs zusammen mit einem Build-in-Test (BIT), einem Selbsttestmodul, durchgeführt wird. Hierbei sind zunächst alle redundanten Flugsystemkomponenten gleichberechtigt. Durch ein internes Schema be- stimmen die Flugsystemkomponenten selbstständig, welche Flugsystemkomponente vorrangig agiert. Die Reihenfolge der anderen Flugsystemkomponenten wird ebenfalls festgelegt, um im Fehlerfall eine schnelle Reaktion zu sicherzustellen. Eine derartig bevorzugterweise vorgesehene Routine aus Initialisierung und BIT kann beispielsweise schon beim Zusammenbau des unbemannten Luft- fahrzeugs gestartet werden. Die Flugsystemkomponente mit dem ersten Laufzeitstempel nach Einschalten der Spannungsversorgung, zum Beispiel nach der Befestigung des Rotorarms an der Sensoreinheit, kann beispielsweise Priorität erhalten. Nach einem BIT können alle Flugsystemkomponenten gefunden und geprüft werden, um erst dann eine elektronische Freigabe zum Betrieb zu erhal- ten.

Des Weiteren ist bevorzugterweise vorgesehen, dass jedes Antriebsmodul einen Motor, eine Energiequelle, einen Näherungssensor, ein Satelliten- positioniersystem, ein inertiales Messsystem, eine Steuerelektronik und/oder eine Recheneinheit mit Datenverarbeitung und Kommunikationsschnittstellen aufweist. Der Motor kann beispielsweise als Elektromotor ausgebildet sein. Die Energiequellen können durch Batterien oder andere Energiespeicher, beispielsweise Akkus, bereitgestellt werden. Bevorzugterweise weist jedes Antriebsmodul sämtliche dieser vorgenannten Flugsystemkomponenten auf.

Die Nutzlastsensorik, d. h. das Sensorsystem bestehend aus mindes- tens einer Sensoreinheit, ist bevorzugterweise funktionell von den Flugsystemkomponenten, besonders bevorzugterweise von sämtlichen Flugsystemkomponenten, entkoppelt. Somit ist bevorzugterweise vorgesehen, dass keine logische oder funktionelle Verbindung zwischen der Sensoreinheit und den Flugsystemkomponenten besteht, die direkt die Flugregelung stören kann. Somit ist bevor- zugterweise auch die Flugregelelektronik vom Sensorsystem getrennt, um Störungen oder gegenseitige Beeinflussungen zu vermeiden. Die gesamte Elektronik und Mechanik, die für den Flug bzw. die Steuerung des Fluges erforderlich ist, wird auf oder in den außerhalb der Sensoreinheit angeordneten Antriebs- modulen angeordnet. Durch die funktionale Trennung der Flugsystemkomponenten von der Nutzlastsensorik werden Interferenzen vermieden. Hierdurch kann beispielsweise die Zulassung des unbemannten Luftfahrzeugs erleichtert werden. Ferner können Änderungen der Nutzlastsensorik unabhängig und lo- gisch getrennt vom Luftfahrzeug erfolgen, ohne dabei das Flugsystem zu verändern.

Die Nutzlastsensorik beinhaltet das Sensorsystem und damit die Sen- soreinheit/en. Die Nutzlastsensorik weist ferner bevorzugterweise Kopplungseinheiten auf, worüber die Antriebsmodule mit der Nutzlastsensorik mecha- nisch koppelbar sind. Über diese Kopplungseinheiten werden die Antriebsmodule somit mechanisch fest mit der Nutzlastsensorik verbunden. Die Kopplungseinheiten, die als standardisierte Schnittstellen bevorzugterweise als Teil eines Rahmens ausgeführt werden können, dienen somit zur Halterung der Antriebseinheiten an der Nutzlastsensorik.

Ferner ist bevorzugterweise vorgesehen, dass die Nutzlastsensorik ein elektrisches Verbindungsmittel zur elektrischen Kopplung der den unterschiedlichen Antriebsmodulen zugeordneten Flugsystemkomponenten aufweist. Hierüber werden somit die Flugsystemkomponenten Antriebsmodulübergreifend miteinander verbunden. Dabei kann das elektrische Verbindungsmittel bei- spielsweise als Bussystem ausgebildet sein. Somit ist bevorzugterweise vorgesehen, dass das elektrische Verbindungsmittel, welches die einzelnen Flugsystemkomponenten in oder an den unterschiedlichen Antriebsmodulen elektrisch miteinander verbindet, an der Nutzlastsensorik angeordnet ist. Durch das Vorsehen eines Bussystems können in einfacher Weise die Antriebsmodule ge- wechselt bzw. ausgetauscht werden. Dadurch, dass sämtliche Flugsystemkomponenten aller Antriebsmodule bevorzugterweise über ein zentrales elektrisches Verbindungsmittel miteinander verbunden sind, wird die Modularität des gesamten Systems sowie auch die Redundanz sichergestellt. Beispielsweise kann bei Ausfall einer einzelnen Energieversorgungseinheit der zugeordnete Motor antriebsmodulübergreifend von Energiequellen an oder in anderen Antriebseinheiten gespeist werden. Somit wird die Sicherheit bei Ausfall einer Flugsystemkomponente gegenüber einer einzelnen zentralen Energiequelle erheblich erhöht. Des Weiteren ist bevorzugterweise vorgesehen, dass die Kopplungseinheiten auch zur elektrischen Kopplung der Flugsystemkomponenten eines Antriebsmoduls mit dem elektrischen Verbindungsmittel ausgebildet sind. Hierfür können die Kopplungseinheiten beispielsweise als Steck- und/oder Schraub- Verbindungseinheiten mit elektrischen Kontakten bzw. elektrischen Verbindern ausgebildet sein. Besonders bevorzugterweise sind die Kopplungseinheiten dabei als Schnellbefestigungseinheiten ausgebildet. Die Kopplungseinheiten sind somit bevorzugterweise über das elektrische Verbindungsmittel elektrisch miteinander verbunden und stellen elektrische Andockpositionen zum Anschluss der Antriebseinheiten bzw. der den Antriebseinheiten zugeordneten Flugsystemkomponenten dar. Durch den modularen Aufbau sind die mechanischen Schnittstellen, nämlich die Kopplungseinheiten, für eine Schnellbefestigung der entsprechenden Antriebsmodule, beispielsweise Rotorarme oder Tragflügel, ausgelegt, um Teile des Flugsystems im Fehlerfall ohne Werkzeug sofort zu er- setzen. Eine bevorzugterweise vorgesehene standardisierte mechanische Schnittstelle ermöglicht den schnellen Wechsel der Nutzlastsensorik für das unbemannte Luftfahrzeug für den Betrieb in unterschiedlichen Szenarien.

Die Kopplungseinheiten sind ferner bevorzugterweise derart ausgebildet, dass über eine Kopplungseinheit jeweils mehrere Antriebsmodule mit der Nutzlastsensorik koppelbar sind. Hierfür können beispielsweise Y-Verbinder zum Verbinden von jeweils zwei Antriebsmodulen über eine Kopplungseinheit vorgesehen sein. Dadurch können je nach Bedarf mehr oder weniger Antriebsmodule verwendet werden. Beispielsweise kann somit in einfacher Weise aus einem Vier-Rotorsystem ein Acht-Rotorsystem konfiguriert werden. Somit können in einfacher Weise unterschiedliche Konfigurationen des Flugsystems basierend auf demselben System realisiert werden, um beispielsweise größere Nutzlasten oder längere Flugzeiten zu erreichen.

Die Nutzlastsensorik weist bevorzugterweise einen Rahmen auf, wobei der Rahmen zumindest bereichsweise, sowie besonders bevorzugterweise voll- ständig, um das Sensorsystem, beispielsweise einen optischen Sensor als Bestandteil einer Sensoreinheit, herum angeordnet ist und diesen hält. Dabei kann das Sensorsystem, beispielsweise der optische Sensor bzw. Sensorkopf, innerhalb des Rahmens befestigt sein, wobei der Rahmen somit einen Träger für das Sensorsystem bildet. Im oder am Rahmen können die Kopplungseinheiten und/oder das elektrische Verbindungsmittel angeordnet sein. Die Kopplungseinheiten können umfänglich verteilt um das Sensorsystem herum am Rahmen der Nutzlastsensorik angeordnet sein. Besonders bevorzugterweise sind Schnellbefestigungseinheiten zur mechanischen und elektrischen Kopplung der Antriebsmodule, beispielsweise der Rotorarme oder Tragflügel, umfänglich am Rahmen angeordnet. Der Rahmen dient zur Aufnahme des Sensorsystems sowie auch zur elektrischen Verbindung der einzelnen Schnellbefestigungseinheiten untereinander. Eine zentrale Elektronik ist nicht vorgesehen.

Zur Herstellung der Redundanz weist jedes einzelne Antriebsmodul eine Steuerelektronik auf. Jede Steuerelektronik ist vorzugsweise selbstkonfigurierend ausgebildet. D. h. die redundante Steuerelektronik eines jeden Antriebmoduls initialisiert sich selbst und überwacht eigenständig den Betrieb. Vor- zugsweise ist dabei keine Auswertung, beispielsweise durch Mittelwert- oder Medianbildung, sämtlicher Sensoren vorgesehen. Jeder Sensor, beispielsweise jeder Näherungssensor, läuft unabhängig mit. Im Fehlerfall oder im Falle einer festgestellten Unplausibilität kann eine Priorisierung neu verteilt werden. Erfindungsgemäß ist ferner die Verwendung eines unbemannten Luftfahrzeugs gemäß einem der Ansprüche 1 bis 11 für Anwendungen in verschiedenen Bereichen vorgesehen. Beispielsweise kann das unbemannte Luftfahrzeug zur Datenerfassung, insbesondere Bilddaten- und/oder Messdatenerfassung, verwendet werden. Des Weiteren kann das unbemannte Luftfahrzeug zur Objektuntersuchung und/oder Objektüberwachung verwendet werden.

Das erfindungsgemäße unbemannte Luftfahrzeug, insbesondere mit seinen bevorzugten Merkmalen, kann kostengünstig mit optimierten Systemkomponenten und vollständig integrierter und testbarer Flugelektronik hergestellt werden. Zur Erhöhung der Flugsicherheit ist eine Redundanz der für den Flugbetrieb wichtigen Flugsystemkomponenten vorgesehen. Das Zentrum des unbemannten Luftfahrzeugs ist komplett für die Nutzlastsensorik und somit die Messsensorik reserviert, damit ein maximaler Raumwinkel zur Datenerfassung erlangt werden kann. Die dezentral angeordneten, redundanten Flugsystemkomponenten können trotzdem zentral betrieben werden. Eine Flugsystemkomponente kann beispielsweise als Master vorgesehen sein, wobei die anderen Flugsystemkomponenten als Slave im Energiesparmodus agieren und nur aktiv werden, wenn Fehlerzustände des Masters auf dem Datenbus auftreten. Des Weiteren ist eine vereinfachte Wartbarkeit durch Montage bzw. Demontage der Flugsystemkomponenten an dem Rahmen der Sensoreinheit vorgesehen, wobei hierfür aufgrund des bevorzugten Schnellverschlusses kein Werkzeug und Spezialwissen zur Fehlerbehebung notwendig sind.

Durch mechanisches Austauschen der Antriebseinheiten am Rahmen der Sensoreinheit kann schnell von einem Multirotorflugsystem auf einen Flä- chenflügler gewechselt werden.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die Erfindung wird im Folgenden anhand bevorzugter Ausführungs- formen beispielhaft erläutert.

Es zeigen schematisch:

Fig. 1 ein bekanntes unbemanntes Luftfahrzeug aus dem Stand der

Technik

Fig. 2 den modularen Aufbau am Beispiel eines Quadrocopters, Fig. 2a- 2c unterschiedliche Sensorsysteme als Nutzlastsensoriken,

Fig. 3 die generische Systemarchitektur für ein Multirotorflugsystem, Fig. 4 die generische Systemarchitektur für einen Flächenflügler, und Fig. 5 die logische Anordnung der Flugsystemkomponenten.

Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung

Fig. 1 zeigt ein nach dem Stand der Technik bekanntes Multirotorflug- system als unbemanntes Luftfahrzeug, das als Quadrocopter ausgebildet ist. Beispielhaft ist eine Sensoreinheit in Form einer Kamera unterhalb der zentral angeordneten Flugsystemkomponenten positioniert.

Fig. 2 zeigt schematisch den modularen Aufbau am Beispiel eines Quadrocopters. Das unbemannte Luftfahrzeug 100 weist im Zentrum die Nutzlastsensorik 11 auf. Die Nutzlastsensorik 11 besteht im Wesentlichen aus einem Sensorsystem IIa, welches in einem Rahmen 17 angeordnet und daran befes- tigt ist. Auf den Antriebsmodulen 10a, 10b, 10c, lOd sind die Rotoren 13 angeordnet. Die Antriebsmodule 10a, 10b, 10c, lOd können über eine Steckverbindung mit der Nutzlastsensorik 11 bzw. dem Rahmen 17 der Nutzlastsensorik 11 verbunden werden. Das Sensorsystem IIa ist hier beispielsweise als einzelne optische Sensoreinheit ausgebildet.

Das Sensorsystem IIa kann in einfacher Weise innerhalb des Rahmens 17 ausgetauscht werden. In den Fig. 2a, 2b und 2c sind beispielhaft unterschiedliche Sensorsysteme IIa gezeigt.

In Fig. 3 ist schematisch ein Teil der generischen Systemarchitektur für ein unbemanntes Luftfahrzeug 100 in Form eines Multirotorflugsystems gezeigt. Dabei ist in Fig. 3 lediglich die Nutzlastsensorik 11 und ein mit der Nutzlastsensorik 11 verbundenes Antriebsmodul 10a gezeigt. Die Nutzlastsensorik 11 weist mehrere Kopplungseinheiten 15 am Rahmen 17 zur Verbindung weiterer Antriebsmodule 10b, 10c, lOd auf.

Das Antriebsmodul 10a ist in Form eines Rotorarms ausgebildet, wobei im Inneren des Rotorarms die einzelnen Flugsystemkomponenten 12, nämlich ein oder mehrere Motoren 12a, eine Energiequelle 12b, ein Näherungssensor 12c, ein Satellitenpositioniersystem 12d, ein inertiales Messsystem 12e und eine Recheneinheit mit der Möglichkeit zur drahtlosen Datenübertragung 12f angeordnet sind.

In Fig. 4 ist schematisch die generische Systemarchitektur für eine Flä- chenflüglerkonfiguration gezeigt. Dabei ist lediglich ein Tragflügel 14 gezeigt. Die in Fig. 4 gezeigte Nutzlastsensorik 11 wird über die Kopplungseinheiten 15 mit einem Tragflügel 14 verbunden. Der Tragflügel 14 bildet somit ein An- triebsmodul 10a, 10b, 10c, lOd. Über Verbindungselemente, beispielsweise Arme, ist der Tragflügel 14 bzw. das Antriebsmodul 10a mit den Kopplungseinheiten 15 am Rahmen 17 der Nutzlastsensorik 11 verbunden. Wie auch der Rotorarm in Fig. 3, weist der Tragflügel 14 in Fig. 4 die Flugsystemkomponenten 12 auf.

In Fig. 5 ist die logische Anordnung der modularen Flugsystemkomponenten 12 gezeigt. Die einzelnen redundanten Flugsystemkomponenten 12 eines jeden Antriebsmoduls 10a, 10b, 10c, lOd sind entsprechend ihrer Funktion elektrisch miteinander verbunden. Über das elektrische Verbindungsmittel 16 in Form eines Busses, sind die Antriebsmodule 10a, 10b, 10c, lOd bzw. die den Antriebsmodulen 10a, 10b, 10c, lOd zugeordneten Flugsystemkomponenten 12 elektrisch miteinander verbunden.

Bezugszeichenliste 0 Unbemanntes Luftfahrzeug a, 10b, 10c, lOd Antriebsmodul

Nutzlastsensorik

a Sensorsystem

Flugsystemkomponenten

a Motor

b Energiequelle

c Näherungssensor

d Satellitenpositioniersystem

e inertiales Messsystem

f Recheneinheit mit drahtloser Kommunikationseinheit

Rotor

Tragflügel

Kopplungseinheit

elektrisches Verbindungsmittel

Rahmen