本發(fā)明涉及燃料電池無人機領(lǐng)域，特別是涉及一種結(jié)構(gòu)簡單、輕量化、多旋翼、具有長續(xù)駛里程的燃料電池無人機。

背景技術(shù)：

無人機、即無人駕駛飛機(unmannedaerialvehicle，縮寫uav)是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機。無人機實際上是無人駕駛飛行器的統(tǒng)稱，從技術(shù)角度定義可以分為：無人直升機、無人固定翼機、無人多旋翼飛行器、無人飛艇和無人傘翼機等。無人機的特點是機上無駕駛艙，但安裝有自動駕駛儀、程序控制裝置等設(shè)備。地面、艦艇上或母機遙控站人員通過雷達等設(shè)備，對其進行跟蹤、定位、遙控、遙測和數(shù)字傳輸。

在無人機的各種類型中，多旋翼式無人機由于其操控簡單、可靠性高等優(yōu)點已逐步成為微小型無人機或航模的主流類型。但是，多旋翼無人機的續(xù)航里程一直是其設(shè)計發(fā)展的軟肋。例如，以鋰電池為動力的多旋翼無人機的普遍航時不足半小時，因而不能有效進行超視距飛行，尤其難以克服山地、水域等復雜地形，因此無法完成專業(yè)復雜的飛行任務(wù)。

目前，已知采用燃料電池來作為無人機的動力源之一。一般來說，燃料電池包含陰陽兩個電極，兩個電極間則為具有滲透性的薄膜所構(gòu)成。氫氣由燃料電池的陽極進入，氧氣(或空氣)則由陰極進入燃料電池。經(jīng)由催化劑的作用，使得陽極的氫分子分解成兩個質(zhì)子與兩個電子，其中質(zhì)子被氧吸引到薄膜的另一邊，電子則經(jīng)由外電路形成電流后，到達陰極。在陰極催化劑之作用下，質(zhì)子、氧及電子，發(fā)生反應(yīng)形成水分子。因此，燃料電池系統(tǒng)具有能量密度高、低噪音和零排放等優(yōu)點，近年來被應(yīng)用于無人機領(lǐng)域，從而使得無人機的續(xù)駛里程有長足的提升，并能實現(xiàn)運行過程中碳的零排放。

例如，研發(fā)制造無人機系統(tǒng)的以色列宇航工業(yè)公司(iai)和英國氫能源 先進新材料企業(yè)cellaenergy公司嘗試利用cella公司的固氫燃料系統(tǒng)技術(shù)為iai旗下的一款“鳥眼”微型無人機研發(fā)出一種燃料電池供能系統(tǒng)。cella公司將氫能技術(shù)取代了現(xiàn)有的鋰聚合物電池，將其用作微型無人機系統(tǒng)的能量來源。cella研發(fā)的儲氫材料在加熱至100攝氏度以上時會在數(shù)分鐘內(nèi)釋放。每克材料的安全容量相當于約一升的氣態(tài)氫。這款“鳥眼”無人機通過燃料電池搭載測試使續(xù)航能力從2小時提升至6小時。

又例如，市場上目前還存在由horizonunmannedsystems公司打造的hycopter無人機凈重約5kg，其采用鋰電池與燃料電池作為混合動力。hycopter無人機在無負重的狀態(tài)下飛行四小時之久，續(xù)航力是目前同級機種的八到十倍，攜帶1kg的飛行載荷實現(xiàn)2.5小時的飛行時間。

然而，為了進一步增加續(xù)航里程，從飛行器設(shè)計的角度講，降低整個無人機的結(jié)構(gòu)重量是始終追求的目標。因此，行業(yè)內(nèi)仍然存在對于燃料電池無人機的重量降低的需求。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

目前市場上已有的燃料電池無人機采用專用于燃料電池模塊的散熱裝置來對其進行散熱，以使得燃料電池工作在其適合的工作溫度范圍內(nèi)(例如，為40℃－60℃)。對燃料電池模塊進行散熱的這種散熱裝置通常成本不低且占用的重量和體積較大，這與輕量化無人機結(jié)構(gòu)的目的背道而馳。

為此，本發(fā)明通過如下一種燃料電池無人機來解決上述問題，該燃料電池無人機，包括燃料電池系統(tǒng)、機架、飛行提升構(gòu)件、控制機構(gòu)，其中，燃料電池系統(tǒng)為燃料電池無人機提供動力，以經(jīng)由控制機構(gòu)使所述飛行提升構(gòu)件的螺旋槳旋轉(zhuǎn)從而進行飛行，該燃料電池系統(tǒng)布置于螺旋槳下方，以使得螺旋槳為所述燃料電池系統(tǒng)提供其為了實現(xiàn)飛行所需的風量，并且借助螺旋槳產(chǎn)生的風力來為燃料電池系統(tǒng)散熱。

此外，本發(fā)明還提供一種用于控制如上燃料電池無人機的方法，通過燃料電池無人機的主控制器計算并比較燃料電池無人機需要的風量以及飛行提升構(gòu)件通過其螺旋槳的轉(zhuǎn)動能夠提供的風量，在燃料電池無人機的起飛階段和正常運行階段，使燃料電池系統(tǒng)所需的風量與飛行提升構(gòu)件能夠提供的風量相匹 配。

當燃料電池無人機需要的風量大于所述飛行提升構(gòu)件能夠提供的風量時，增加所述飛行提升構(gòu)件的螺旋槳的數(shù)目，以減小位于每個螺旋槳下方的燃料電池的片數(shù)，或者也可以替代地使得燃料電池系統(tǒng)相對于螺旋槳的角度定向發(fā)生變化，以減小飛行提升構(gòu)件向所述燃料電池系統(tǒng)提供的風量。

當燃料電池無人機需要的風量小于飛行提升構(gòu)件能夠提供的風量時，在多個螺旋槳中的僅一部分的下方布置有燃料電池系統(tǒng)。

尤其是，上述風量與空氣流量和風頭壓力相關(guān)聯(lián)。

此外，燃料電池無人機的飛行提升構(gòu)件可由豎直延伸的中空管狀的支承座支承，燃料電池系統(tǒng)容納于所述支承座內(nèi)，以直接位于所述螺旋槳的風力作用區(qū)域之內(nèi)。

較佳地，在支承座內(nèi)還布置有控制卡作為控制機構(gòu)，該控制卡的輸入為由所述燃料電池系統(tǒng)供給的直流電流，而其輸出為提供給所述飛行提升構(gòu)件的電流。

附圖說明

圖1示意性地示出一種示例性多旋翼燃料電池無人機的結(jié)構(gòu)圖；

圖2示出傳統(tǒng)燃料電池無人機的拓撲結(jié)構(gòu)；以及

圖3示意性地示出根據(jù)本發(fā)明的燃料電池無人機的示意結(jié)構(gòu)圖。

具體實施方式

參照圖1，多旋翼燃料電池無人機可包括燃料電池系統(tǒng)1、機架2、飛行提升構(gòu)件3、控制機構(gòu)4等。

所述機架2包括沿其向外伸出的多個、例如為四個機臂30，這些機臂30圍繞機架2大致等間隔地布置，以確保無人機飛行的穩(wěn)定性。每個機臂由第一機臂元件31和第二機臂元件33構(gòu)成。在第一機臂元件31的遠離機架2的根部處設(shè)置有折疊件，以與第二機臂元件33連接。

然而，可以理解到第一機臂元件和第二機臂元件之間的連接不限于通過折疊件，而是可以是實現(xiàn)兩者穩(wěn)定連接的任何已知方式，例如鉸接、螺接等。

在各個機臂30的末端處設(shè)置有對應(yīng)的飛行提升構(gòu)件3。每個飛行提升構(gòu)件3可以例如包括電機41、螺旋槳43以及可選的電子調(diào)速器。電機41能控制螺旋槳43以不同的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)。

控制機構(gòu)4較佳地設(shè)置于無人機的機體內(nèi)部，以控制無人機飛行到指定高度及在高空懸停等操作。例如，控制機構(gòu)4包括主控制器40、傳感器、導航系統(tǒng)等。

通常，多旋翼無人機以如下方式進行工作：多個傳感器采集無人機當前飛行姿態(tài)信息傳輸?shù)街骺刂破?，主控制器根?jù)pid運算調(diào)整電子調(diào)速器的輸出，進而調(diào)整電機41驅(qū)動螺旋槳43的力矩，從而達到穩(wěn)定的飛行效果。

作為供電源，燃料電池系統(tǒng)1可置于無人機的機架2頂部，從而為無人機各機構(gòu)如主控制器40、傳感器、電機以及其它輔助設(shè)備供電。如已知那樣，燃料電池系統(tǒng)1是將燃料具有的化學能直接變?yōu)殡娔艿陌l(fā)電裝置，其中，有利地采用質(zhì)子交換膜燃料電池作為用于本發(fā)明的無人機的燃料電池。質(zhì)子交換膜燃料電池的啟動快且運行溫度低。質(zhì)子交換膜燃料電池以氫氣為燃料，并且被供給有空氣/氧氣，其反應(yīng)產(chǎn)物為直流電及水。

因此，燃料電池系統(tǒng)1一方面與供給氫氣的氫氣源10(例如，氫瓶)連接，另一方面還與供給空氣(氧氣)的裝置連接。氫氣源在此涉及為無人機提供氫氣的供給裝置。通常，氫氣源中的氫氣為經(jīng)加壓后的壓縮形式。

如圖3所示，發(fā)明人創(chuàng)造性地將燃料電池系統(tǒng)1直接放置于螺旋槳下方(后文將詳細描述其布置位置)，從而一方面利用無人機的螺旋槳產(chǎn)生的風力為燃料電池供給需要的空氣流量和壓力，另一方面也能為燃料電池系統(tǒng)提供充分的散熱功能，以使燃料電池在容許溫度范圍內(nèi)可靠運行。

圖2示出傳統(tǒng)燃料電池無人機的拓撲結(jié)構(gòu)，其中，在燃料電池系統(tǒng)附近布置有散熱裝置。與此相比，在本發(fā)明的燃料電池無人機中取消了原本重量大且成本高的散熱裝置(例如，散熱風扇)，由此簡化了燃料電池無人機的整體結(jié)構(gòu)。

為了達到實際簡化該燃料電池無人機的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的目的，根據(jù)燃料電池無人機的當前運行狀態(tài)的不同，可以對其進行如下操作或設(shè)置：

在燃料電池無人機的起飛階段和運行狀態(tài)，一方面可以通過其主控制器來 計算燃料電池無人機需要的用于起飛的風頭壓力p1和氣體流量m1(例如，借助存儲在該主控制器內(nèi)的特性曲線，該特性曲線可與起飛環(huán)境下的風力、氣壓、溫度等相關(guān))。換言之，可以得出在起飛階段或運行階段下燃料電池無人機需要的用于起飛的風量f(p1，m1)。

另一方面，在起飛階段和正常運行階段，還可以通過主控制器來計算燃料電池無人機的螺旋槳(如圖1中示例性示出四個螺旋槳)通過其旋轉(zhuǎn)能夠產(chǎn)生的風頭壓力p2和流量m2，即可以得出螺旋槳能夠提供的風量f(p2，m2)。

如果需要用于無人機起飛的風頭壓力p1和氣體流量m1大于螺旋槳能夠提供的風頭壓力p2和流量m2(即，p1>p2，m1>m2)，則增加燃料電池無人機上設(shè)置的螺旋槳的數(shù)目(例如，可將四臂螺旋槳改為六臂螺旋槳或八臂螺旋槳)，在每個螺旋槳下方均布置一個燃料電池堆(燃料電池總量保持不變)。通過減小每個燃料電池堆電池的片數(shù)以減小用于起飛的風量f，從而已達到f＝f的要求。

在現(xiàn)有技術(shù)中可能會存在螺旋槳數(shù)目越多則導致燃料電池系統(tǒng)需要提供的動力以及由此需要的風量也升高的技術(shù)偏見。然而，本發(fā)明的發(fā)明人注意到，盡管螺旋槳及其動力臂的增加確實會帶來燃料電池無人機的整體重量的上升，但同時也會降低同樣功率下螺旋槳的電機的負載。

實際上，在根據(jù)本發(fā)明的燃料電池無人機設(shè)計過程中須遵循重量和功率二元的匹配，即由于設(shè)計更改造成的重量增加都至少可由這種設(shè)計更改帶來的動力/功率的增加來補償。

又由于螺旋槳的電機在低負載區(qū)間內(nèi)可以實現(xiàn)更高的效率，所以螺旋槳的動力臂系統(tǒng)的增加反而會實現(xiàn)更低的功率需求(也就是對燃料電池系統(tǒng)要求的風量降低)，因此不會存在f隨著螺旋槳(動力臂系統(tǒng))的數(shù)目的增加而增加的問題，反而能夠?qū)崿F(xiàn)f＝f的技術(shù)效果，從而達到充分散熱的目的。

如果需要用于無人機起飛的風頭壓力p1和氣體流量m1小于螺旋槳能夠提供的風頭壓力p2和流量m2(即，p1<p2，m1<m2)，則使得燃料電池系統(tǒng)相對于螺旋槳的角度定向發(fā)生變化，即，使燃料電池系統(tǒng)相對于螺旋槳由原先大致垂直位置(以獲得螺旋槳的最大風量)改變?yōu)榕c其成一定角度(減小獲得螺旋槳的風量的有效面積)。這種角度變化可以通過使用飛行前傾斜安裝的方 式或者布置有動態(tài)可控調(diào)整裝置來實現(xiàn)。

替代地，如果需要用于無人機起飛的風頭壓力p1和氣體流量m1小于螺旋槳能夠提供的風頭壓力p2和流量m2，也可以在一部分的螺旋槳下方布置燃料電池系統(tǒng)，例如，在螺旋槳的關(guān)于燃料電池無人機的機架中心為中心對稱的位置處，而在其余的螺旋槳下方不放置燃料電池系統(tǒng)，以達到f與f之間匹配的效果。

例如，在一個實施方式中，可將燃料電池系統(tǒng)拆分為4個子燃料電池，并且將它們布置在燃料電池無人機的對應(yīng)的四個螺旋槳的下方，由此取消散熱風扇的應(yīng)用。但也可設(shè)想子燃料電池的數(shù)目為多于或少于四個，只要螺旋槳數(shù)目與之對應(yīng)即可。

又例如，可將燃料電池系統(tǒng)拆分為偶數(shù)多個子燃料電池單元，并且將它們布置在燃料電池無人機的某一組或者多組對稱(中心對稱或者軸對稱)的螺旋槳下方。

圖3示意地示出根據(jù)本發(fā)明的燃料電池無人機的螺旋槳附近位置的結(jié)構(gòu)側(cè)視圖，其中放大地示出作為無人機的飛行提升構(gòu)件3，該飛行提升構(gòu)件3包括螺旋槳、電機以及可選的電子調(diào)速器，其中，向電機供給直流電dc，以帶動螺旋槳以預(yù)定轉(zhuǎn)速進行轉(zhuǎn)動。

飛行提升構(gòu)件3由支承座50支承、例如在螺旋槳的中間位置處或者電機處。支承座50為大致中空管狀，例如如圖3中所示呈橫截面上小下大的漸縮形式。該支承座50有利地沿豎直方向延伸，并且與橫向延伸的機臂連接(例如，如圖1中所示)。但可以理解到支承座的形狀和定向并不局限于上述列舉的形式，例如可以為傾斜定位或者其它中空形狀。

燃料電池系統(tǒng)或者子燃料電池單元1可容納于該支承座內(nèi)。較佳地，在燃料電池系統(tǒng)1和飛行提升構(gòu)件3的電機之間連接有控制卡62(作為控制機構(gòu)4的一部分)，該控制卡62可以控制燃料電池與鋰電池(如果設(shè)有的話)的混動比例以及電磁閥的開關(guān)。該控制卡62的輸入為由燃料電池系統(tǒng)1供給的直流電流，而其輸出為提供給飛行提升構(gòu)件3的電流(直流電)及對電磁閥64的控制。

與控制卡62電氣連接的電磁閥64可配置成用于保持燃料電池系統(tǒng)1內(nèi)的 氫氣壓力，并且能夠在進行周期性開閉以進行燃料電池系統(tǒng)1的精確溫度控制以及排除燃料電池反應(yīng)器中多余的水。電磁閥64通過控制卡62進行驅(qū)動控制。

如前所述，同樣容納于支承座50內(nèi)部的燃料電池系統(tǒng)1的輸入為機載氫氣。如圖3中所示，燃料電池系統(tǒng)1有利地布置在飛行提升構(gòu)件3的螺旋槳的下方(例如，位于其正下方且靠近螺旋槳)，以保持在螺旋槳的風力作用或覆蓋區(qū)域之內(nèi)，從而獲得螺旋槳的最大風量。由此，可以實現(xiàn)緊湊的布置以及確保燃料電池系統(tǒng)1的有效風頭壓力。