本發(fā)明涉及一種飛行器的能源供給系統(tǒng)，具體涉及一種系留無人機能源供給系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

隨著無人機行業(yè)的火爆發(fā)展，各種各樣的無人飛行器系統(tǒng)被發(fā)明出來，用于實現(xiàn)不同的任務(wù)作業(yè)。無人飛行器按照外形和飛行原理分類，主要有三種類型：固定翼、直升機、多旋翼。其中固定翼型無人機無法垂直起降和懸停，直升飛機和多旋翼無人機都可以垂直起降和懸停。本發(fā)明即為可以垂直起降和懸停的系留式空中飛行器的混合氫能源系統(tǒng)。

經(jīng)過理論分析，多旋翼無人機，包括4旋翼無人機、6旋翼無人機及8旋翼無人機等，其特征是多個完全一樣的旋翼，成對相向旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力。同時，不同旋翼之間的速度差，產(chǎn)生無人機對地的傾角，從而產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)和向前、向后飛行。因此，多旋翼無人機結(jié)構(gòu)簡單，控制簡單，容易實現(xiàn)。但多旋翼無人機的根本問題是其升力來自于多個較小的旋翼，旋翼的總和面積有限。從而造成載荷太小，難以實現(xiàn)高載荷、長航程或長航時、高抗風(fēng)能力的飛行。另外，要增加多旋翼飛機的載荷，只能增加旋翼的尺寸，而多旋翼飛機簡單的運動控制完全依賴于螺旋槳及時的速度和方向的改變，以調(diào)整力和力矩，該方式不宜推廣到更大尺寸的多旋翼，因為槳葉尺寸越大，越難迅速改變其速度和傾角。因此，目前多旋翼無人機的起飛重量在20公斤以下，有效載荷大多在五、六公斤以下。相應(yīng)地，其所載的供飛行用的鋰離子電池重量也十分有限。由于鋰離子電池的能量重量比不高，從而使得多旋翼飛行器的飛行時間一般少于30分鐘，主要用于無載荷的玩具，及用于航拍等低載荷和低續(xù)航需求的領(lǐng)域。

無人直升機的基本特征是具有一個或一對大型的旋翼，其旋翼的面積遠大于多旋翼無人機的旋翼的總面積，因此，其載荷能力和續(xù)航能力遠大于多旋翼無人機。無人直升機可以相對方便地增加旋翼尺寸，直徑大，效率高，能實現(xiàn)大載荷和高穩(wěn)定性。但直升機的控制系統(tǒng)復(fù)雜、造價高。自駕儀控制器設(shè)計和實現(xiàn)都相當(dāng)困難。因此降低直升機的能源載荷就能提高直升機的有效載荷。即在相同載荷下，降低直升機的機翼尺寸，從而降低復(fù)雜度和整機造價。

所有這些旋翼型的垂直起降飛行器，其共同特點是由旋翼的高速旋轉(zhuǎn)來提供飛行器的升力，無論是在飛行還是在懸停時，都需要消耗大量的能量。目前旋翼型飛行器的能源主要有各種蓄能電池(如鋰電池等)及燃油(如汽油、航空煤油等)。由于這些能源的能量質(zhì)量比有限，因此，所有的旋翼型飛行器都面臨著的有效載荷低、飛行時間短、續(xù)航里程短、飛行速度慢等共性的瓶頸問題。

上述問題的解決方案之一是系留式無人直升機或多旋翼飛行器，統(tǒng)稱為系留式飛行器。其特征為普通垂直起降飛行器，包括單旋翼和多旋翼飛行器，加裝地面能源供應(yīng)系統(tǒng)，使得飛行器可以長時間地懸停在空中，但其飛行距離和高度受限于地面能源系統(tǒng)，不能飛得太高或太遠?，F(xiàn)有的系留飛行器采用由地面能源系統(tǒng)通過電纜向飛行器供電的方法，實現(xiàn)飛行器的長時間系留飛行。上述地面能源系統(tǒng)可以是固定式的，也可以是車載發(fā)電系統(tǒng)。這種地面供應(yīng)能源的方法，理論上可以進行不限時的飛行。

現(xiàn)有的電系留飛行器中，比較成功的是以色列skysapience公司的多旋翼電系留無人機。該電系留飛行器的最大飛行高度為50米，有一根系留電纜連接到地面能源系統(tǒng)，飛行器本身不帶有長時間飛行所需要的能源。其中地面能源系統(tǒng)為車載的小型汽油/柴油發(fā)電機，從而解決了系留飛行器的機動問題。

電系留多旋翼飛行器的主要問題是飛行器上的電機一般都是低壓直流電機，該電機易于通過調(diào)節(jié)電機的轉(zhuǎn)速而實現(xiàn)多旋翼飛行器的飛行控制。這類電機的電壓一般都小于50伏特。相對于3-5千瓦的多旋翼飛行器來說，供電的電流達到50-100安培。這種大電流供電的系留電纜的自重很大，以導(dǎo)電性最好的鍍銀電纜計算，其重量高達100-300克每米。以中間數(shù)計，50米系留纜的自重達到10公斤。因此，這類飛行器的高效飛行高度在20-30米，但難以實現(xiàn)高于50米的飛行需求。

目前也有一些用于飛行器的高壓直流或交流電機的出現(xiàn)，但要同時做到重量輕、穩(wěn)定、高效并不容易。如最近測試的工作電壓為400v的直流電機，理論上能夠在相同功率下，有效地降低傳輸?shù)碾娏?，從而減少系留電纜的單位重量和傳輸壓降，提高系留無人機的飛行高度。但高壓直流電在傳輸使用中，需要很好的絕緣材料，從而提高了系留纜的重量，且大大地提高了飛行器整個系統(tǒng)的防水要求，更為重要的是，高壓電機的調(diào)速需要專用的高壓調(diào)速器，所有這些，不但增加了系留系統(tǒng)的總重量。而且增加了對操作人員的危險性，使得其只能停留在理論階段而難以實際使用。這類系留飛行器的另一個問題是其地面供電設(shè)備需要提高數(shù)千瓦的電能，體積大、油耗高，實際上也難以持久運行。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種單旋翼和多旋翼系留無人機能源供給系統(tǒng)，由機載燃料電堆、機載蓄電池或超級電容、機載電源控制系統(tǒng)、復(fù)合燃料氣輸送管、燃料氣儲存容器或燃料氣發(fā)生器、地面控制系統(tǒng)等部分組成。其中燃料氣儲存容器或燃料氣發(fā)生器位于地面，為機載的燃料電堆提供發(fā)電用的燃料氣，復(fù)合燃料氣體輸送管連接機載燃料電堆和地面的燃料氣儲存容器或燃料氣發(fā)生器。如整套系統(tǒng)用于車載或船載，則燃料氣儲存容器或發(fā)生器位于相應(yīng)的運輸工具上。燃料電堆是將燃料氣體，如氫氣、甲烷氣、丙烷氣、丁烷氣等和氧氣的結(jié)合放能過程轉(zhuǎn)化為電能的發(fā)電系統(tǒng)。例如常用的氫燃料電堆就是將氫氣和氧氣隔離于質(zhì)子膜的兩邊，這兩種氣體在質(zhì)子膜上發(fā)生反應(yīng)生成水并釋放出電能。燃料電堆已經(jīng)有用于多旋翼飛行器的實例，但是并沒有基于燃料電堆的系留式飛行器。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的如下技術(shù)方案：

(1)一種系留無人機能源供給系統(tǒng),包括燃料電堆、蓄電池或超級電容、電源控制器、復(fù)合燃料氣體輸送管、燃料氣體儲存裝置和地面控制系統(tǒng)，所述燃料電堆、蓄電池或超級電容、電源控制器安裝在無人機上，所述復(fù)合燃料氣體輸送管的一頭連接在燃料電堆上，另一頭連接在燃料氣體儲存裝置上。

(2)根據(jù)(1)所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述復(fù)合燃料氣體輸送管上設(shè)有通訊光纖，連接地面控制系統(tǒng)、無人機飛控系統(tǒng)和無人機載荷系統(tǒng)，用于信號傳輸。

(3)根據(jù)(1)或(3)所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，在所述復(fù)合燃料氣體輸送管的外面設(shè)有增強纖維，纏繞管子，以增強輕質(zhì)管子的抗拉力、彈性、強度等。

(4)根據(jù)(1)-(3)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述的電源控制器至少包括蓄電池或超級電容溫度監(jiān)控模塊、蓄電池或超級電容電量監(jiān)控模塊、蓄電池或超級電容充放電管理模塊、燃料電堆溫度監(jiān)控模塊、燃料電堆發(fā)電控制模塊、燃料電堆氣體壓力檢測模塊和綜合電源管理模塊。

(5)根據(jù)(1)-(4)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述蓄電池或超級電容溫度監(jiān)控模塊：蓄電池或超級電容一般由多個電池或超級電容單元所組成，所述的溫度監(jiān)控模塊是在蓄電池或超級電容的內(nèi)部，即在多個電池單元或超級電容單元之間設(shè)置多個溫度傳感器，溫度監(jiān)控模塊根據(jù)多個溫度傳感器傳獲取的蓄電池或超級電容的溫度，監(jiān)控蓄電池或超級電容是否正常運行，并在溫度過高異常時報警及降低輸出功率。

(6)根據(jù)(1)-(5)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述蓄電池或超級電容電量監(jiān)控模塊，獲取蓄電池或超級電容各單元的電壓，監(jiān)控蓄電池或超級電容是否正常運行，并在電量過低異常時報警及降低輸出功率，同時電量監(jiān)控模塊將在蓄電池或超級電容電量快速下降時，通過電源管理模塊，增加氫電堆的發(fā)電功率以對蓄電池或超級電容進行充電。

(7)根據(jù)(1)-(6)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述蓄電池或超級電容充放電管理模塊：通過調(diào)節(jié)燃料電堆的發(fā)電功率，來調(diào)節(jié)蓄電池或超級電容的充放電電流，同時，所述的充放電管理模塊通過監(jiān)控充電電流和充電時間，計算當(dāng)前充電所需的電流，并在電量監(jiān)控模塊反饋的達到電量要求后，及時調(diào)節(jié)氫電堆的發(fā)電功率，停止充電。

(8)根據(jù)(1)-(7)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述燃料電堆溫度監(jiān)控模塊：通過燃料電堆內(nèi)設(shè)置的多個溫度傳感器，監(jiān)控燃料電堆在運行過程中電堆內(nèi)部的溫度，監(jiān)控模塊根據(jù)電堆內(nèi)溫度的高低，調(diào)節(jié)電堆的散熱風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，在溫度過高時，增強主動散熱風(fēng)扇的功率，在溫度較低或在合理的溫度范圍內(nèi)時，降低主動散熱風(fēng)扇的功率，節(jié)約電能消耗。

(9)根據(jù)(1)-(8)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述燃料電堆發(fā)電控制模塊：根據(jù)充放電管理模塊和無人機飛控系統(tǒng)提供的功率需求，燃料電堆發(fā)電控制模塊通過調(diào)節(jié)燃料電堆的可燃氣體的進氣量，綜合調(diào)節(jié)燃料電堆的發(fā)電功率，并在需要最大功率發(fā)電時，增加主動散熱風(fēng)扇的功率，以提高更多的氧氣和更好的散熱。

(10)根據(jù)(1)-(9)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述燃料電堆氣體壓力檢測模塊：通過燃料電堆內(nèi)設(shè)置的一個或多個壓力傳感器，監(jiān)控燃料電堆在運行過程中電堆內(nèi)部的可燃氣體的壓力，氣體壓力監(jiān)控模塊根據(jù)電堆內(nèi)氣體壓力的高低，調(diào)節(jié)電堆的壓力釋放閥，在壓力過高時，主動釋放壓力，從而維持燃料電堆的正常運行。

(11)根據(jù)(1)-(10)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述綜合電源管理模塊：根據(jù)飛行器飛控系統(tǒng)提供的飛行功率參數(shù)、蓄電池或超級電容當(dāng)前的充電需求、燃料電堆的當(dāng)前發(fā)電功率、蓄電池或超級電容的當(dāng)前電量等參數(shù)，綜合計算電源各模塊的最佳運行參數(shù)，從而通過各管理模塊，管理燃料電堆的發(fā)電功率、充放電功率等。

(12)根據(jù)(1)-(11)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述復(fù)合燃料氣體輸送管的地面端設(shè)有三通或多通閥門，用于連接復(fù)合燃料氣體輸送管和燃料氣體儲氣裝置或燃料氣體產(chǎn)生裝置，其中多通閥門用于連接多個燃料氣體儲氣裝置或產(chǎn)氣裝置，以便更換儲氣裝置或產(chǎn)氣裝置而不影響燃料氣體的輸送，使得燃料電堆具有穩(wěn)定的氣源。

(13)根據(jù)(1)-(12)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述復(fù)合燃料氣體輸送管的無人機端設(shè)有電控閥門，用于連接復(fù)合燃料氣體輸送管和燃料電堆，其中電控閥門接受燃料電堆發(fā)電控制模塊的控制，調(diào)節(jié)進入燃料電堆的燃料氣體的流量，使得燃料電堆根據(jù)綜合電源管理模塊的計算的發(fā)電需求而進行發(fā)電。

(14)根據(jù)(1)-(13)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述燃料電堆為把燃料氣體中的化學(xué)能通過氧化還原反應(yīng)轉(zhuǎn)化成電能的電化學(xué)發(fā)電裝置，又稱為燃料電池；燃料氣體為氫氣、丁烷氣、丙烷氣或甲烷氣。

(15)根據(jù)(1)-(14)任一項所述的系留無人機能源供給系統(tǒng)，所述的蓄電池或超級電容組內(nèi)至少安裝溫度、電壓傳感器，用于調(diào)節(jié)蓄電池或超級電容的充放電性能；所述的燃料電堆內(nèi)安裝有溫度、氣壓傳感器，進氣閥和泄水閥，用于調(diào)節(jié)燃料電堆的發(fā)電功率，保障電堆的發(fā)電安全。

本發(fā)明的基于燃料電堆的系留無人機和現(xiàn)有的電纜系留的飛行器的區(qū)別在于，本發(fā)明的系留無人機的能源是從地面向飛行器傳輸?shù)娜剂蠚怏w，如氫氣、甲烷、丙烷、丁烷氣體等，且該燃料氣體是通過復(fù)合管道輸送的。燃料氣體在機載的燃料電堆內(nèi)通過電化學(xué)反應(yīng)轉(zhuǎn)化為電能作為無人機的能源，而傳統(tǒng)的電纜系留的飛行器從地面向飛行器傳輸?shù)哪茉词峭ㄟ^電纜輸送的電能。因此，本發(fā)明為系留式飛行器提供了一整套的基于燃料電堆的能源系統(tǒng)，其中連接飛行器和地面的系留纜是輕質(zhì)中空復(fù)合軟管，包括輕質(zhì)中空軟管、信號傳輸光纖及增強纖維。例如經(jīng)過碳纖維增強的、復(fù)合有光纖的輕型、柔軟的塑料管子。復(fù)合氣體系留管的特點是輕，當(dāng)燃料是氫氣的時候，考慮到氫氣管子在空氣中的浮力，充滿氫氣的復(fù)合燃料氣體輸送管在系統(tǒng)中的重量可以是微重力。由于這個特點，基于燃料電堆的系留飛行器可以升到數(shù)百米以上的高空。

燃料氣體儲存容器根據(jù)燃料氣體的儲存方法，可以為多種。燃料氣體的儲存方式一般包括如下三種：高壓氣體儲存、液化氣儲存、化合物或復(fù)合物儲存等，分別說明如下：(1)氣體最常見的儲存方法為高壓儲存，相應(yīng)地，其儲存容器即為高壓儲氣罐，中國的國家標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定其中所儲存的氫氣壓力最大35mpa，歐洲有些國家采用70mpa的國家標(biāo)準(zhǔn)，也有70mpa的儲氣罐；(2)氣體液化也是氣體儲存的一種重要方式，例如丁烷氣體的臨界溫度為0℃，因此，丙烷、丁烷氣等就可以在臨界溫度以下，以液體的形式儲存，相應(yīng)地，其儲存容器即為低壓液化儲氣裝置；(3)最后，氣體化合物或復(fù)合物也是氣體儲存的一種重要的方式。例如，可燃冰是甲烷的水合物，加熱可放出甲烷氣體。而金屬氫化物、氫化復(fù)合物等可以通過氫和特定金屬反應(yīng)，生產(chǎn)儲氫合金，可以在常溫下儲存大量的氫，相應(yīng)地，所述的燃料氣體儲存容器就是填充有特殊金屬的儲氫合金反應(yīng)裝置。

為了應(yīng)對應(yīng)急和飛行器起飛、降落等方面的需要，飛行器還配備一個備用的大容量蓄電池或超級電容及相應(yīng)的電源管理系統(tǒng)，用于提供瞬時大功率電源及后續(xù)的充電管理。蓄電池或超級電容的容量以蓄電池或超級電容保障飛行器飛行1～5分鐘為標(biāo)準(zhǔn)。所述的1～5分鐘飛行的時間可以根據(jù)系留式飛行器的設(shè)計飛行高度及飛行參數(shù)而估計得到。例如，一個飛行器的設(shè)計飛行高度為100米，在應(yīng)急情況下，其自動降落所需的時間為90秒；飛行器的總功率為3kw，工作電壓為30伏特，則配備的鋰電池的電壓為30v，容量為2000～5000mah。該電池用于在緊急情況下，如氫氣管漏氣所造成的不能供氣，支持飛行器安全可控地降落。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作進一步詳細的說明。

圖1為無人機能源供給系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為無人機能源供給系統(tǒng)電源控制器模塊示意圖。

圖中，10為無人機本體，11為復(fù)合燃料氣體輸送管，12為光纖，13為地面控制系統(tǒng)，14為蓄電池或超級電容，15為泄水閥，16為燃料電堆，17為進氣閥，18為電源控制器，19為傳感器，20為換氣裝置，21為燃料氣體儲存裝置。

具體實施方式

如圖1所示，一種系留無人機能源供給系統(tǒng)，包括燃料電堆16、蓄電池或超級電容14、電源控制器18、復(fù)合燃料氣體輸送管11、燃料氣體儲存裝置21、換氣裝置20、地面控制系統(tǒng)13等。所述燃料電堆16、蓄電池或超級電容14、電源控制器18等安裝在無人機本體10上，所述復(fù)合燃料氣體輸送管11的一頭連接在燃料電堆上16，另一頭連接在地面的換氣裝置20和燃料氣體儲存裝置21上，所述換氣裝置20設(shè)有兩個接頭，在使用過程中可以更換燃料氣體儲存裝置21，延長飛行器在空中的飛行時間。所述復(fù)合燃料氣體輸送管11上設(shè)有通訊光纖12，所述光纖12連接地面控制系統(tǒng)13和無人機飛控系統(tǒng)、無人機載荷系統(tǒng)等，用于信號傳輸。在所述復(fù)合燃料氣體輸送管11的外面設(shè)有增強纖維，包裹管子，用于增加復(fù)合燃料氣體輸送管的強度。

所述的蓄電池或超級電容組14內(nèi)至少安裝有多個溫度、電壓等多種傳感器19，用于調(diào)節(jié)蓄電池或超級電容的充放電性能。所述的燃料電堆內(nèi)至少安裝有多個溫度、氣壓等多種傳感器19，進氣閥17，泄水閥15用于調(diào)節(jié)燃料電堆的發(fā)電功率，保障電堆的發(fā)電安全。所述的燃料氣體存儲或發(fā)生裝置21可以和換氣裝置20聯(lián)合使用，通過打開或關(guān)閉換氣裝置中的換氣閥，可以在無人機運行時更換供氣裝置，以保障飛行過程中供氣的連續(xù)性。

所述的燃料氣體為氫氣、丁烷氣、丙烷氣、甲烷氣，以及氫氣等，所述的燃料電堆的功率目前一般為2-10千瓦，無人機的起飛重量在10-50公斤，無人機的有效載荷為2-20公斤。

如圖2所示，所述的電源控制器18至少包括蓄電池或超級電容溫度監(jiān)控模塊、蓄電池或超級電容電量監(jiān)控模塊、蓄電池或超級電容充放電管理模塊、燃料電堆溫度監(jiān)控模塊、燃料電堆發(fā)電控制模塊、燃料電堆氣體壓力檢測模塊和綜合電源管理模塊。所述的溫度監(jiān)控模塊接受燃料電堆、蓄電池或超級電容內(nèi)多個溫度傳感器的輸出為本模塊的輸入，即在燃料電堆、蓄電池或超級電容內(nèi)部設(shè)置多個溫度傳感器，溫度監(jiān)控模塊根據(jù)多個溫度傳感器傳獲取的燃料電堆、蓄電池或超級電容組內(nèi)部的溫度，監(jiān)控是否正常運行，并在溫度過高異常時報警并及時降低輸出功率、充放電功率等。所述的蓄電池或超級電容電量監(jiān)控模塊、蓄電池或超級電容充放電管理模塊接受蓄電池或超級電容內(nèi)電壓傳感器的輸出為本模塊的輸入，其中充放電管理模塊的輸出為對充放電開關(guān)的控制信號，這些模塊通過蓄電池或超級電容內(nèi)部的多個電壓傳感器監(jiān)控蓄電池或超級電容的電量，并在蓄電池或超級電容電量下降或過低時，降低其放電速度，同時增加燃料電堆的發(fā)電功率以對蓄電池或超級電容組進行充電。所述的燃料電堆氣體壓力檢測模塊接受燃料電堆內(nèi)氣體壓力傳感器的輸出為本模塊的輸入，所述的燃料電堆發(fā)電控制模塊接受綜合電源管理模塊的輸出為本模塊的輸入，其輸出為對燃料氣體調(diào)節(jié)閥的控制信號，通過控制氫氣的進氣量、催化速度等方法，調(diào)節(jié)氫電堆的發(fā)電功率。

基于燃料電堆的系留無人機能源系統(tǒng)的工作原理及過程如下：

無人機儲存時需要對蓄電池或超級電容組14保持不低于30％的電量，無人機開始工作前，需要先對蓄電池或超級電容組14充電超過90％的電量。無人機初始開啟階段，蓄電池或超級電容組14即開始為整個電源控制器18及飛控系統(tǒng)供電。在飛控系統(tǒng)接到起飛指令后，電源控制器18首先通過發(fā)電控制模塊啟動燃料電堆16，開始發(fā)電。同時，電源控制器18通過電量監(jiān)控模塊監(jiān)控燃料電堆16的發(fā)電狀況，當(dāng)燃料電池16達到額定發(fā)電功率后，飛行控制系統(tǒng)控制無人機起飛，并繼續(xù)增加燃料電堆16的發(fā)電功率；在無人機達到指定高度穩(wěn)定飛行后，電源控制器18根據(jù)蓄電池或超級電容組14的電量監(jiān)控模塊的輸出，自適應(yīng)地調(diào)節(jié)燃料電池16的發(fā)電功率為蓄電池或超級電容組14充電。整個飛行過程中，能源系統(tǒng)通過復(fù)合中空輕質(zhì)復(fù)合燃料氣體輸送管11對系統(tǒng)供應(yīng)燃料氣體，并通過通訊光纖12傳遞系統(tǒng)信息及機載傳感器所獲得的信息至地面控制系統(tǒng)13。

無人機系統(tǒng)收到下降指令后，飛控系統(tǒng)逐步降低無人機的功率，電源控制器18降低燃料電池16的發(fā)電的輸出功率，無人機開始下降，直至停穩(wěn)。燃料電池16繼續(xù)逐步降低發(fā)電功率，直至停止發(fā)電，無人機的旋翼停止轉(zhuǎn)動。無人機在飛行過程中如遇意外情況，例如復(fù)合燃料氣體輸送管被外力拉斷，造成氫氣的供應(yīng)中斷。這時，電源控制器6監(jiān)控到燃料電池16的發(fā)電功率快速下降，電源控制系統(tǒng)立即自動切換為蓄電池或超級電池組16給整個飛行器系統(tǒng)供電，并同時通知無人機的飛控系統(tǒng)，啟動飛行器的下降程序，使得飛行器平穩(wěn)下降，直至安全落地。

上述實施例并非具體實施方式的窮舉，還可有其他的實施例，上述實施例目的在于說明本發(fā)明，而非限制本發(fā)明的保護范圍，所有由本發(fā)明簡單變化而來的應(yīng)用均落在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。