CN107200119A - 燃料电池无人机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种燃料电池无人机，包括燃料电池系统、机架、飞行提升构件、控制机构，其中，燃料电池系统为燃料电池无人机提供动力，以经由控制机构使所述飞行提升构件的螺旋桨旋转从而进行飞行，该燃料电池系统布置于螺旋桨下方，以使得螺旋桨为所述燃料电池系统提供其为了实现飞行所需的风量，并且借助螺旋桨产生的风力来为燃料电池系统散热。此外，本发明还涉及一种用于控制燃料电池无人机的方法。借助本发明的燃料电池无人机及其控制方法，可通过无人机的螺旋桨产生的风力为燃料电池供给需要的空气流量和压力，也能为燃料电池系统提供充分的散热功能，以使燃料电池在容许温度范围内可靠运行。
Description
技术领域
本发明涉及燃料电池无人机领域，特别是涉及一种结构简单、轻量化、多旋翼、具有长续驶里程的燃料电池无人机。
背景技术
无人机、即无人驾驶飞机(Unmanned aerial vehicle，缩写UAV)是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。无人机实际上是无人驾驶飞行器的统称，从技术角度定义可以分为：无人直升机、无人固定翼机、无人多旋翼飞行器、无人飞艇和无人伞翼机等。无人机的特点是机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。
在无人机的各种类型中，多旋翼式无人机由于其操控简单、可靠性高等优点已逐步成为微小型无人机或航模的主流类型。但是，多旋翼无人机的续航里程一直是其设计发展的软肋。例如，以锂电池为动力的多旋翼无人机的普遍航时不足半小时，因而不能有效进行超视距飞行，尤其难以克服山地、水域等复杂地形，因此无法完成专业复杂的飞行任务。
目前，已知采用燃料电池来作为无人机的动力源之一。一般来说，燃料电池包含阴阳两个电极，两个电极间则为具有渗透性的薄膜所构成。氢气由燃料电池的阳极进入，氧气(或空气)则由阴极进入燃料电池。经由催化剂的作用，使得阳极的氢分子分解成两个质子与两个电子，其中质子被氧吸引到薄膜的另一边，电子则经由外电路形成电流后，到达阴极。在阴极催化剂之作用下，质子、氧及电子，发生反应形成水分子。因此，燃料电池系统具有能量密度高、低噪音和零排放等优点，近年来被应用于无人机领域，从而使得无人机的续驶里程有长足的提升，并能实现运行过程中碳的零排放。
例如，研发制造无人机系统的以色列宇航工业公司(IAI)和英国氢能源先进新材料企业Cella Energy公司尝试利用Cella公司的固氢燃料系统技术为IAI旗下的一款“鸟眼”微型无人机研发出一种燃料电池供能系统。Cella公司将氢能技术取代了现有的锂聚合物电池，将其用作微型无人机系统的能量来源。Cella研发的储氢材料在加热至100摄氏度以上时会在数分钟内释放。每克材料的安全容量相当于约一升的气态氢。这款“鸟眼”无人机通过燃料电池搭载测试使续航能力从2小时提升至6小时。
又例如，市场上目前还存在由Horizon Unmanned Systems公司打造的Hycopter无人机净重约5kg，其采用锂电池与燃料电池作为混合动力。Hycopter无人机在无负重的状态下飞行四小时之久，续航力是目前同级机种的八到十倍，携带1kg的飞行载荷实现2.5小时的飞行时间。
然而，为了进一步增加续航里程，从飞行器设计的角度讲，降低整个无人机的结构重量是始终追求的目标。因此，行业内仍然存在对于燃料电池无人机的重量降低的需求。
发明内容
目前市场上已有的燃料电池无人机采用专用于燃料电池模块的散热装置来对其进行散热，以使得燃料电池工作在其适合的工作温度范围内(例如，为40℃－60℃)。对燃料电池模块进行散热的这种散热装置通常成本不低且占用的重量和体积较大，这与轻量化无人机结构的目的背道而驰。
为此，本发明通过如下一种燃料电池无人机来解决上述问题，该燃料电池无人机，包括燃料电池系统、机架、飞行提升构件、控制机构，其中，燃料电池系统为燃料电池无人机提供动力，以经由控制机构使所述飞行提升构件的螺旋桨旋转从而进行飞行，该燃料电池系统布置于螺旋桨下方，以使得螺旋桨为所述燃料电池系统提供其为了实现飞行所需的风量，并且借助螺旋桨产生的风力来为燃料电池系统散热。
此外，本发明还提供一种用于控制如上燃料电池无人机的方法，通过燃料电池无人机的主控制器计算并比较燃料电池无人机需要的风量以及飞行提升构件通过其螺旋桨的转动能够提供的风量，在燃料电池无人机的起飞阶段和正常运行阶段，使燃料电池系统所需的风量与飞行提升构件能够提供的风量相匹配。
当燃料电池无人机需要的风量大于所述飞行提升构件能够提供的风量时，增加所述飞行提升构件的螺旋桨的数目，以减小位于每个螺旋桨下方的燃料电池的片数，或者也可以替代地使得燃料电池系统相对于螺旋桨的角度定向发生变化，以减小飞行提升构件向所述燃料电池系统提供的风量。
当燃料电池无人机需要的风量小于飞行提升构件能够提供的风量时，在多个螺旋桨中的仅一部分的下方布置有燃料电池系统。
尤其是，上述风量与空气流量和风头压力相关联。
此外，燃料电池无人机的飞行提升构件可由竖直延伸的中空管状的支承座支承，燃料电池系统容纳于所述支承座内，以直接位于所述螺旋桨的风力作用区域之内。
较佳地，在支承座内还布置有控制卡作为控制机构，该控制卡的输入为由所述燃料电池系统供给的直流电流，而其输出为提供给所述飞行提升构件的电流。
附图说明
图1示意性地示出一种示例性多旋翼燃料电池无人机的结构图；
图2示出传统燃料电池无人机的拓扑结构；以及
图3示意性地示出根据本发明的燃料电池无人机的示意结构图。
具体实施方式
参照图1，多旋翼燃料电池无人机可包括燃料电池系统1、机架2、飞行提升构件3、控制机构4等。
所述机架2包括沿其向外伸出的多个、例如为四个机臂30，这些机臂30围绕机架2大致等间隔地布置，以确保无人机飞行的稳定性。每个机臂由第一机臂元件31和第二机臂元件33构成。在第一机臂元件31的远离机架2的根部处设置有折叠件，以与第二机臂元件33连接。
然而，可以理解到第一机臂元件和第二机臂元件之间的连接不限于通过折叠件，而是可以是实现两者稳定连接的任何已知方式，例如铰接、螺接等。
在各个机臂30的末端处设置有对应的飞行提升构件3。每个飞行提升构件3可以例如包括电机41、螺旋桨43以及可选的电子调速器。电机41能控制螺旋桨43以不同的转速旋转。
控制机构4较佳地设置于无人机的机体内部，以控制无人机飞行到指定高度及在高空悬停等操作。例如，控制机构4包括主控制器40、传感器、导航系统等。
通常，多旋翼无人机以如下方式进行工作：多个传感器采集无人机当前飞行姿态信息传输到主控制器，主控制器根据PID运算调整电子调速器的输出，进而调整电机41驱动螺旋桨43的力矩，从而达到稳定的飞行效果。
作为供电源，燃料电池系统1可置于无人机的机架2顶部，从而为无人机各机构如主控制器40、传感器、电机以及其它辅助设备供电。如已知那样，燃料电池系统1是将燃料具有的化学能直接变为电能的发电装置，其中，有利地采用质子交换膜燃料电池作为用于本发明的无人机的燃料电池。质子交换膜燃料电池的启动快且运行温度低。质子交换膜燃料电池以氢气为燃料，并且被供给有空气/氧气，其反应产物为直流电及水。
因此，燃料电池系统1一方面与供给氢气的氢气源10(例如，氢瓶)连接，另一方面还与供给空气(氧气)的装置连接。氢气源在此涉及为无人机提供氢气的供给装置。通常，氢气源中的氢气为经加压后的压缩形式。
如图3所示，发明人创造性地将燃料电池系统1直接放置于螺旋桨下方(后文将详细描述其布置位置)，从而一方面利用无人机的螺旋桨产生的风力为燃料电池供给需要的空气流量和压力，另一方面也能为燃料电池系统提供充分的散热功能，以使燃料电池在容许温度范围内可靠运行。
图2示出传统燃料电池无人机的拓扑结构，其中，在燃料电池系统附近布置有散热装置。与此相比，在本发明的燃料电池无人机中取消了原本重量大且成本高的散热装置(例如，散热风扇)，由此简化了燃料电池无人机的整体结构。
为了达到实际简化该燃料电池无人机的系统结构的目的，根据燃料电池无人机的当前运行状态的不同，可以对其进行如下操作或设置：
在燃料电池无人机的起飞阶段和运行状态，一方面可以通过其主控制器来计算燃料电池无人机需要的用于起飞的风头压力P1和气体流量m1(例如，借助存储在该主控制器内的特性曲线，该特性曲线可与起飞环境下的风力、气压、温度等相关)。换言之，可以得出在起飞阶段或运行阶段下燃料电池无人机需要的用于起飞的风量F(P1，m1)。
另一方面，在起飞阶段和正常运行阶段，还可以通过主控制器来计算燃料电池无人机的螺旋桨(如图1中示例性示出四个螺旋桨)通过其旋转能够产生的风头压力P2和流量m2，即可以得出螺旋桨能够提供的风量f(P2，m2)。
如果需要用于无人机起飞的风头压力P1和气体流量m1大于螺旋桨能够提供的风头压力P2和流量m2(即，P1>P2，m1>m2)，则增加燃料电池无人机上设置的螺旋桨的数目(例如，可将四臂螺旋桨改为六臂螺旋桨或八臂螺旋桨)，在每个螺旋桨下方均布置一个燃料电池堆(燃料电池总量保持不变)。通过减小每个燃料电池堆电池的片数以减小用于起飞的风量F，从而已达到F＝f的要求。
在现有技术中可能会存在螺旋桨数目越多则导致燃料电池系统需要提供的动力以及由此需要的风量也升高的技术偏见。然而，本发明的发明人注意到，尽管螺旋桨及其动力臂的增加确实会带来燃料电池无人机的整体重量的上升，但同时也会降低同样功率下螺旋桨的电机的负载。
实际上，在根据本发明的燃料电池无人机设计过程中须遵循重量和功率二元的匹配，即由于设计更改造成的重量增加都至少可由这种设计更改带来的动力/功率的增加来补偿。
又由于螺旋桨的电机在低负载区间内可以实现更高的效率，所以螺旋桨的动力臂系统的增加反而会实现更低的功率需求(也就是对燃料电池系统要求的风量降低)，因此不会存在F随着螺旋桨(动力臂系统)的数目的增加而增加的问题，反而能够实现F＝f的技术效果，从而达到充分散热的目的。
如果需要用于无人机起飞的风头压力P1和气体流量m1小于螺旋桨能够提供的风头压力P2和流量m2(即，P1<P2，m1<m2)，则使得燃料电池系统相对于螺旋桨的角度定向发生变化，即，使燃料电池系统相对于螺旋桨由原先大致垂直位置(以获得螺旋桨的最大风量)改变为与其成一定角度(减小获得螺旋桨的风量的有效面积)。这种角度变化可以通过使用飞行前倾斜安装的方式或者布置有动态可控调整装置来实现。
替代地，如果需要用于无人机起飞的风头压力P1和气体流量m1小于螺旋桨能够提供的风头压力P2和流量m2，也可以在一部分的螺旋桨下方布置燃料电池系统，例如，在螺旋桨的关于燃料电池无人机的机架中心为中心对称的位置处，而在其余的螺旋桨下方不放置燃料电池系统，以达到F与f之间匹配的效果。
例如，在一个实施方式中，可将燃料电池系统拆分为4个子燃料电池，并且将它们布置在燃料电池无人机的对应的四个螺旋桨的下方，由此取消散热风扇的应用。但也可设想子燃料电池的数目为多于或少于四个，只要螺旋桨数目与之对应即可。
又例如，可将燃料电池系统拆分为偶数多个子燃料电池单元，并且将它们布置在燃料电池无人机的某一组或者多组对称(中心对称或者轴对称)的螺旋桨下方。
图3示意地示出根据本发明的燃料电池无人机的螺旋桨附近位置的结构侧视图，其中放大地示出作为无人机的飞行提升构件3，该飞行提升构件3包括螺旋桨、电机以及可选的电子调速器，其中，向电机供给直流电DC，以带动螺旋桨以预定转速进行转动。
飞行提升构件3由支承座50支承、例如在螺旋桨的中间位置处或者电机处。支承座50为大致中空管状，例如如图3中所示呈横截面上小下大的渐缩形式。该支承座50有利地沿竖直方向延伸，并且与横向延伸的机臂连接(例如，如图1中所示)。但可以理解到支承座的形状和定向并不局限于上述列举的形式，例如可以为倾斜定位或者其它中空形状。
燃料电池系统或者子燃料电池单元1可容纳于该支承座内。较佳地，在燃料电池系统1和飞行提升构件3的电机之间连接有控制卡62(作为控制机构4的一部分)，该控制卡62可以控制燃料电池与锂电池(如果设有的话)的混动比例以及电磁阀的开关。该控制卡62的输入为由燃料电池系统1供给的直流电流，而其输出为提供给飞行提升构件3的电流(直流电)及对电磁阀64的控制。
与控制卡62电气连接的电磁阀64可配置成用于保持燃料电池系统1内的氢气压力，并且能够在进行周期性开闭以进行燃料电池系统1的精确温度控制以及排除燃料电池反应器中多余的水。电磁阀64通过控制卡62进行驱动控制。
如前所述，同样容纳于支承座50内部的燃料电池系统1的输入为机载氢气。如图3中所示，燃料电池系统1有利地布置在飞行提升构件3的螺旋桨的下方(例如，位于其正下方且靠近螺旋桨)，以保持在螺旋桨的风力作用或覆盖区域之内，从而获得螺旋桨的最大风量。由此，可以实现紧凑的布置以及确保燃料电池系统1的有效风头压力。
Claims (10)
1.一种燃料电池无人机，包括燃料电池系统(1)、飞行提升构件(3)、控制机构(4)，其中，所述燃料电池系统(1)为所述燃料电池无人机提供动力，以经由所述控制机构(4)使所述飞行提升构件(3)的螺旋桨旋转从而进行飞行，其特征在于，所述燃料电池系统(1)布置于所述螺旋桨下方，以使得所述螺旋桨为所述燃料电池系统(1)提供其为了实现飞行所需的风量并且实现其散热。
2.如权利要求1所述的燃料电池无人机，其特征在于，所述风量与空气流量(m)和风头压力(P)相关联。
3.如权利要求1或2所述的燃料电池无人机，其特征在于，还包括主控制器(40)，所述主控制器计算并比较燃料电池无人机需要的风量(F)以及所述飞行提升构件(3)通过其螺旋桨的转动能够提供的风量(f)，在所述燃料电池无人机的起飞阶段和正常运行阶段，所述燃料电池系统(1)所需的风量与所述飞行提升构件能够提供的风量相匹配。
4.如权利要求1或2所述的燃料电池无人机，其特征在于，所述飞行提升构件(3)由竖直延伸的中空管状的支承座(50)支承，所述燃料电池系统(1)容纳于所述支承座(50)内，以直接位于所述螺旋桨的风力作用区域之内。
5.如权利要求4所述的燃料电池无人机，其特征在于，在所述支承座(50)内还布置有控制卡(62)作为控制机构(4)，所述控制卡(62)的输入为由所述燃料电池系统(1)供给的直流电流，而其输出为提供给所述飞行提升构件(3)的电流。
6.一种控制燃料电池无人机的方法，所述燃料电池无人机包括燃料电池系统(1)、飞行提升构件(3)、控制机构(4)，其中，所述燃料电池系统(1)为所述燃料电池无人机提供动力，以经由所述控制机构(4)使所述飞行提升构件(3)的螺旋桨旋转从而进行飞行，其特征在于，将所述燃料电池系统(1)布置于所述螺旋桨下方，以使得所述螺旋桨为所述燃料电池系统(1)提供其为了实现飞行所需的风量并且实现其散热。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，通过主控制器(40)计算并比较燃料电池无人机需要的风量(F)以及所述飞行提升构件(3)通过其螺旋桨的转动能够提供的风量(f)，在所述燃料电池无人机的起飞阶段和正常运行阶段，使所述燃料电池系统(1)所需的风量与所述飞行提升构件能够提供的风量相匹配。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，当燃料电池无人机需要的风量(F)大于所述飞行提升构件能够提供的风量(f)时，增加所述飞行提升构件(3)的螺旋桨的数目，以减小位于每个螺旋桨下方的燃料电池的片数。
9.如权利要求7所述的方法，其特征在于，当燃料电池无人机需要的风量(F)小于所述飞行提升构件能够提供的风量(f)时，使得所述燃料电池系统相对于所述螺旋桨的角度定向发生变化，以减小所述飞行提升构件向所述燃料电池系统提供的风量。
10.如权利要求7所述的方法，其特征在于，当燃料电池无人机需要的风量(F)小于所述飞行提升构件能够提供的风量(f)时，在多个螺旋桨中的仅一部分螺旋桨的下方布置有所述燃料电池系统。
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