一种采用氢能混合推进系统的电动无涡轮飞行背包及控制方法

本发明属于飞行器推进，特别是涉及一种采用氢能混合推进系统的电动无涡轮飞行背包。

背景技术：

1、随着低空经济与个人机动平台的发展，背负式飞行装置在应急救援、低空巡检、特种作业及短途机动出行等领域展现出日益增长的应用需求。此类装置通常需要在有限的结构体积与自重约束下，同时具备较高的推重比、快速的推力响应能力、灵活的飞行姿态控制手段以及可靠的长时间续航能力。然而，现有的背负式飞行装置在上述性能指标之间往往难以取得平衡，存在多种结构性矛盾。

2、目前，常见的背负式飞行推进方案主要分为三类。第一类是采用微型涡喷发动机作为动力源。微型涡喷发动机通过涡轮驱动压气机对空气进行压缩，并与燃料混合燃烧后经喷管排出产生推力，具有推力密度较高的特点。然而，这类方案中涡轮处于高温高速旋转的工作环境下，不仅对材料耐温性能和加工精度提出了极高要求，也使得整机结构复杂、制造成本高昂。同时，涡轮的存在使得压气机转速必须与燃烧室及涡轮的工作状态耦合，无法独立调节，导致在非设计工况下压气机效率显著下降，增加了不必要的能量损耗。此外，微型涡喷发动机运转时噪声大、排气温度高，维护周期短，在贴近人体使用的背负式场景中存在较大的安全隐忧和用户体验障碍。

3、第二类方案采用电动涵道风扇或电动螺旋桨作为推进装置。此类方案以锂电池为储能单元，通过电动机直接驱动风扇或螺旋桨产生推力，结构相对简单，控制响应速度快，且避免了高温旋转部件带来的安全隐患。然而，受限于当前锂电池的能量密度水平，纯电驱动的背负式飞行装置在持续大推力输出工况下，电池容量衰减迅速，飞行时间极为有限。即便采用高倍率放电的锂电池，也难以同时满足长续航和大推力的双重需求，且在连续高功率放电过程中电池发热严重，散热系统的重量和体积进一步挤占了有效载荷空间。因此，纯电方案在实用化进程中始终面临续航瓶颈的制约。

4、第三类方案尝试将氢燃料电池引入个人飞行器动力系统。氢燃料电池通过电化学反应将氢气的化学能直接转化为电能，具有较高的发电效率和能量转换率，理论上能够显著延长飞行装置的续航时间。然而，单纯依赖氢燃料电池供电也存在明显局限：燃料电池的动态响应速度较慢，难以在起飞、悬停修正、姿态调整或推力突变等瞬态工况下及时提供峰值功率，容易导致动力中断或响应滞后。此外，氢燃料电池的正常工作需要稳定的阴极供气条件，而在背负式飞行器的有限空间内，如何在不增加额外压气设备的前提下为其提供足量且压力稳定的压缩空气，同样是工程实现中的难题。

5、在上述技术背景下，也有技术人员曾提出将氢燃料电池与锂电池进行混合供电的方案，以期兼顾持续供能与瞬态功率补偿。同时，也有研究者尝试将氢燃料电池与小型燃气轮机或微型涡喷发动机相结合，利用燃气轮机为燃料电池提供压缩空气，同时利用燃料电池的余热预热燃烧室入口空气。然而，这些方案要么仍然保留了涡轮结构，未能摆脱涡轮带来的机械复杂度、转速耦合和维护成本问题；要么系统集成度过低，各子系统之间的气体供给、能量分配和热管理相互干扰，难以在背负式飞行器这一极端紧凑的平台中实现稳定可靠的控制。

6、综合来看，现有背负式飞行装置在动力系统层面仍存在以下尚未被有效解决的技术难点：其一，如何在取消涡轮的前提下实现压气机的高效独立驱动，使压气机转速不再受燃烧室工作状态的牵制；其二，如何在同一套供气框架内，协调氢燃料电池所需的稳定阴极供气与燃烧室所需的可变流量供气之间的矛盾；其三，如何在氢气作为统一燃料来源的前提下，实现电化学反应发电与燃烧增温喷气两条用氢路径的独立调节与协同控制；其四，如何在多喷管布局中实现对推力大小、推力分配及喷气方向的精细调节，以满足背负式飞行平台在狭小空间内的姿态控制需求；其五，如何在系统出现氢气泄漏、燃烧超温、供气异常等故障状态时，具备有效的安全保护与降级控制能力。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明旨在提出一种采用氢能混合推进系统的电动无涡轮飞行背包及控制方法，以解决现有背负式飞行装置动力系统结构复杂、持续输出能力不足、瞬态推力响应受限、姿态调节不灵活的问题。

2、为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种采用氢能混合推进系统的电动无涡轮飞行背包，所述飞行背包包括：

3、箱体，以及安装于所述箱体上的电动机、dc/dc变换器和逆变器、锂电池、氢燃料电池、储氢罐、风扇、压气机、第一供气通道、第二供气通道、燃烧室、燃烧室阀门、第一喷管、第二喷管、第三喷管、第四喷管、第一供气通道阀门、第二供气通道阀门、第一氢气支路阀门、第二氢气支路阀门、飞行手柄、传感器组件和控制器；

4、所述电动机分别与风扇和压气机传动连接，所述压气机由电动机驱动且无燃气涡轮机械传动路径；

5、所述氢燃料电池和锂电池分别通过dc/dc变换器和逆变器与电动机电连接，构成混合供电回路；

6、所述风扇出气口通过风扇-压气机通气管路连接压气机进气口，所述压气机出气口分别通过第一供气通道和第二供气通道连接氢燃料电池阴极进气口和燃烧室空气进气口，所述第一供气通道上设有第一供气通道阀门，所述第二供气通道上设有第二供气通道阀门；

7、所述储氢罐出气口分别通过储氢罐-氢燃料电池通气管路和储氢罐-燃烧室通气管路连接氢燃料电池阳极进气口和燃烧室供氢口，所述储氢罐-氢燃料电池通气管路上设有第一氢气支路阀门，所述储氢罐-燃烧室通气管路上设有第二氢气支路阀门；

8、所述燃烧室设有单一燃烧腔，燃烧室出气口通过燃烧室阀门分别连接第一喷管、第二喷管、第三喷管和第四喷管的进口，每一喷管内设有独立的喷管内置流量阀，每一喷管设有独立的喷管角度调节机构；

9、所述飞行手柄用于向控制器输入飞行指令，所述传感器组件用于采集电动机、压气机、氢燃料电池、锂电池、燃烧室、各喷管及管路的运行参数并传送至控制器；

10、所述控制器根据飞行手柄指令和传感器组件参数，分别控制电动机转速、第一供气通道阀门、第二供气通道阀门、第一氢气支路阀门、第二氢气支路阀门、燃烧室阀门、各喷管内置流量阀及各喷管角度调节机构。

11、进一步的，还提出一种优选方式，所述混合供电回路中，氢燃料电池经dc/dc变换器和逆变器向电动机供电，锂电池经同一或并联的dc/dc变换器和逆变器向电动机供电；控制器按飞行状态分配氢燃料电池与锂电池的输出功率，其中稳定飞行时以氢燃料电池为主供电源，起飞、加速、姿态调整或推力突变时控制锂电池向电动机补充供电，并在氢燃料电池输出盈余时经dc/dc变换器和逆变器向锂电池充电。

12、进一步的，还提出一种优选方式，所述风扇与压气机同轴、经联轴器或齿轮传动连接同一电动机；所述风扇-压气机通气管路中，风扇出气口先于压气机进气口设置，外部空气依次经风扇增压和压气机压缩后进入第一供气通道与第二供气通道；控制器根据氢燃料电池阴极空气需求与燃烧室空气需求分别调节第一供气通道阀门和第二供气通道阀门开度。

13、进一步的，还提出一种优选方式，所述储氢罐-氢燃料电池通气管路向氢燃料电池阳极输送反应氢气，储氢罐-燃烧室通气管路向燃烧室输送燃烧氢气；控制器根据氢燃料电池阳极氢气需求调节第一氢气支路阀门，根据燃烧室燃烧当量及目标热负荷调节第二氢气支路阀门，且储氢罐-氢燃料电池通气管路与储氢罐-燃烧室通气管路的氢气流量分配独立于压气机空气分配执行。

14、进一步的，还提出一种优选方式，所述第一喷管、第二喷管、第三喷管和第四喷管分布于箱体后侧或周侧；各喷管内置流量阀独立控制对应喷管从燃烧室阀门获取高温燃气的流量，各喷管角度调节机构独立控制对应喷管绕安装轴摆动；控制器通过各喷管内置流量阀与喷管角度调节机构的组合，分别调节纵向推力差、横向推力差及偏航差动推力。

15、进一步的，还提出一种优选方式，所述传感器组件包括电动机转速传感器、压气机出口压力传感器、供气通道流量传感器、氢气压力传感器、氢气流量传感器、燃烧室温度传感器、喷管流量传感器、喷管角度传感器、氢燃料电池输出状态传感器、锂电池电量传感器和箱体温度传感器；控制器基于传感器参数闭环调节电动机转速、第一供气通道阀门、第二供气通道阀门、第一氢气支路阀门、第二氢气支路阀门、燃烧室阀门、各喷管内置流量阀及各喷管角度。

16、进一步的，还提出一种优选方式，当传感器组件输出氢气压力异常、氢气流量异常、燃烧室温度超出预设范围、喷管流量异常、喷管角度异常、氢燃料电池输出异常、锂电池电量异常或箱体温度异常时，控制器执行以下保护控制动作：降低电动机转速、关小或关闭第一氢气支路阀门和/或第二氢气支路阀门、关闭燃烧室阀门、限制各喷管内置流量阀开度、以及将各喷管角度调节至预定降落姿态。

17、进一步的，还提出一种优选方式，所述箱体采用阻燃材料制成并设有防爆结构；储氢罐外表面、储氢罐-氢燃料电池通气管路、储氢罐-燃烧室通气管路、燃烧室外壁、燃烧室阀门至各喷管的管路及各喷管外壁均设有隔热层；箱体靠近人体侧设有座位和安全带，箱体两侧设有机翼，该机翼与喷管推力控制相互独立地提供辅助升力或姿态稳定。

18、进一步的，还提出一种优选方式，所述dc/dc变换器和逆变器包括dc/dc变换器和逆变器，氢燃料电池与锂电池经各自或公共dc/dc变换器汇入直流母线，再经逆变器向电动机供电；控制器对直流母线电压、氢燃料电池输出电流、锂电池充放电电流及电动机三相电流进行联合调节，以匹配压气机、风扇及喷管变推力工况的功率需求。

19、基于同一发明构思，本发明还提出一种采用氢能混合推进系统的电动无涡轮飞行背包的控制方法，包括：

20、获取飞行手柄发出的目标飞行指令，并获取传感器组件采集的电动机、压气机、氢燃料电池、锂电池、燃烧室、各喷管及管路参数；

21、根据目标飞行指令和参数确定目标总推力及目标姿态；

22、按目标总推力调节电动机转速，并分别调节第一供气通道阀门、第二供气通道阀门、第一氢气支路阀门、第二氢气支路阀门和燃烧室阀门，使压气机向氢燃料电池阴极和燃烧室分配压缩空气、储氢罐向氢燃料电池阳极和燃烧室分配氢气；

23、根据氢燃料电池输出状态与锂电池电量状态分配两者对电动机的供电功率；

24、按目标姿态分别调节各喷管内置流量阀开度和各喷管角度，使各喷管输出差动流量和/或差动喷射方向；

25、在出现氢气、燃烧室、喷管、燃料电池、锂电池或箱体温度异常时，转入降转速、关阀、限流及喷管归位降落控制。

26、与现有技术相比，本发明的有益效果是：

27、本发明所采用的推进系统摒弃了传统背负式飞行器中涡轮驱动压气机的机械耦合方式，转而以电动机作为压气机和风扇的唯一动力源。在这一架构下，压气机的转速不再受燃烧室工作状态或涡轮耐温能力的制约，而是可以根据系统实际用气需求由控制器独立调节，从而使压气机能够在不同飞行阶段始终运行于高效区间。与此同时，压气机出口的压缩空气被分为两路：一路供给氢燃料电池的阴极，另一路供给燃烧室作为氧化剂。这两路空气的流量由各自独立的调节阀分别控制，实现了燃料电池稳定发电所需的恒压供气与燃烧室快速推力调节所需的可变供气之间的解耦。类似的，储氢罐中的氢气也被分为两路，分别通向氢燃料电池的阳极和燃烧室，两路氢气的流量同样由独立的阀门调节，使得电化学反应发电与燃烧增温喷气这两条用氢路径可以独立调度而互不干扰。燃烧室产生的全部高温燃气直接分配给多个可独立调节流量和喷射角度的喷管，无需经过涡轮做功，因此喷管入口的燃气温度不受涡轮材料耐温极限的限制，在材料允许的范围内可以获得更高的可用焓降。此外，氢燃料电池与锂电池组成混合电源，由控制器根据飞行状态动态分配两者的输出功率，使系统兼具持续供能能力和瞬态功率补偿能力。

28、由于取消了涡轮，压气机由电动机直接驱动，整个推进系统的机械结构得到显著简化，减少了高温高速旋转部件的数量，降低了制造和维护难度。同时，压气机转速可独立调节，避免了因涡轮耦合导致的非设计工况效率损失，有助于降低压缩空气的功耗。

29、压气机出口的双路供气结构使得燃料电池的阴极供气与燃烧室的氧化剂供气可以分别控制，解决了燃料电池需要稳定供气而燃烧室需要按推力需求快速调节供气的矛盾，保证了燃料电池发电的稳定性和燃烧室推力响应的灵活性。

30、储氢罐的双路供氢结构使得氢气既可以用于电化学反应发电，又可以用于燃烧增温喷气，两种用氢途径的流量独立可调，提高了同一燃料来源的综合利用效率，同时也简化了燃料补给体系。

31、燃烧室产生的高温燃气直接进入喷管，不存在涡轮对燃气的能量抽取，因此在相同燃烧条件下喷管可获得更高的燃气温度和更大的膨胀比，有利于提升喷气速度和单位质量燃气所产生的推力。

32、多个喷管均具备独立的流量调节和角度摆动能力，控制器可以通过差动调节各喷管的燃气流量和喷射方向来实现飞行背包的俯仰、横滚、偏航和升降控制，相比于固定喷管或单一喷管方案，姿态调节的自由度和精度更高，且无需额外的舵面或反作用控制系统。

33、氢燃料电池与锂电池的混合供电策略使系统能够兼顾长续航与大功率瞬态需求：氢燃料电池在稳定飞行阶段持续供电，锂电池则在起飞、加速、姿态调整等瞬时大功率工况下提供补偿，两者协同工作既延长了续航时间，又保证了动力系统的动态响应速度。