尼德无人机（NederDrone）：一款混合升力、混合能源的氢动力无人机
一、研究背景与目标
无人机在垂直起降（VTOL）和长航程应用中面临瓶颈：固定翼需长跑道，直升机受限于电池能量密度。氢燃料电池因高能量密度成为解决方案，但存储和系统集成是关键挑战。本文提出NederDrone，结合混合升力（尾坐式 VTOL + 固定翼前飞）与混合能源（燃料电池 + 锂电池），旨在实现高效长航时飞行。
二、系统设计与核心技术
能源系统
燃料电池
：选用Intelligent Energy 800W PEM 燃料电池，效率 53%-56%，输出电压 19.6-25.2V，搭配 6.8L 300bar CTS 高压气瓶，存储 140g 氢气，续航时平均功率 550W。 锂电池辅助
：4 块 Extron X2 4500mAh 6S 锂电池（22.2V，25-50C 放电），提供峰值 2000W 功率应对起降等高负荷场景，被动并联设计避免复杂电力电子设备。 混合升力架构
尾坐式设计
：12 个 T-Motor MN3510 电机驱动螺旋桨实现 VTOL，固定串列翼（前翼低、后翼高）优化前飞效率，风洞测试显示失速角度 15° 且特性柔和。 气动布局
：短机身 + 串列翼提升俯仰阻尼，重心后移设计（鸭式布局）增强着陆稳定性，可在移动船只等不稳定平台起降。 安全与冗余
结构冗余
：12 螺旋桨、8 气动襟翼、双 CAN 控制总线，单点故障不影响飞行。 氢气安全
：气瓶通过 12m 跌落测试（金属甲板），仅发生可控泄漏；遵循 ATEX 标准设计通风与防静电措施，爆炸风险低。
三、测试结果与性能
续航能力
：2020 年 9 月海上测试中，从移动船只起降，持续飞行3 小时 38 分钟，剩余 20 分钟氢气和 15 分钟电池余量，验证长航时潜力。 起降性能
：抗 20kt（约 10m/s）风速，垂直起降滑动距离 < 1 英尺（无风条件），倾斜起飞模式结合地面效应提升稳定性。 控制能力
：INDI 控制器在单螺旋桨反向扰动下，3 秒内稳定姿态，偏航控制依赖螺旋桨扭矩，响应速度满足实时需求。
四、挑战与未来优化
| 挑战 | 优化方向 |
|---|---|
五、结论
NederDrone 通过混合架构实现了 VTOL 与长航时的平衡，3 小时以上的海上飞行验证了氢能无人机的实际应用潜力。其冗余设计和安全测试为氢能航空提供了技术范本，未来需在储氢效率、气动优化和成本控制上进一步突破，推动商业化应用。
关键问题与答案
NederDrone 如何实现长续航与垂直起降的平衡？
答案：通过混合升力设计（12 螺旋桨 VTOL + 固定翼前飞）和混合能源系统（燃料电池持续供电 + 锂电池峰值辅助）。燃料电池提供 550W 平均功率（氢气 140g）支持长航时，锂电池在起降时补充 1500-2000W 峰值功率，同时固定翼在前飞时降低能耗（比多旋翼效率高 3-5 倍）。氢气存储与安全设计的核心措施有哪些？
答案：采用6.8L 300bar CTS 复合气瓶（重 3.1kg，储氢 140g），通过冗余结构（泡沫缓冲、后置高压调节器）和安全测试（12m 跌落测试，仅泄漏未燃烧）确保安全。遵循 ATEX 标准设计通风系统，控制氢气浓度 < 4% 爆炸下限，同时使用防静电材料避免点火。INDI 控制器在无人机控制中的优势是什么？
答案：INDI 控制器通过加速度反馈实时抵消气动干扰，无需精确气动建模，适合尾坐式无人机复杂气流环境。例如，单螺旋桨反向扰动测试中，控制器在 5 秒内将滚转角度稳定在 ±10° 内，3 秒内达到新平衡，相比传统 PID 控制响应速度提升 40%，鲁棒性更强。
以下是翻译全文，
摘要
许多无人机应用需要垂直起降和长航程能力。固定翼飞机降落需要长跑道，而电能仍是直升机航程效率的瓶颈。在本文中，我们介绍了尼德无人机（NederDrone），这是一款混合升力、混合能源的氢动力无人机。它通过 12 个螺旋桨实现垂直起降，凭借固定翼在向前飞行时实现高效飞行。其能量由氢驱动的聚合物电解质膜燃料电池（用于续航）和锂电池（用于高功率需求情况）组合提供。氢气存储在一个加压气瓶中，无人机围绕该气瓶进行了优化设计。本文分析了概念的选择、实施的安全要素、电子设备和飞行控制，并展示了飞行数据，包括在海上从小型移动船只上起飞和降落的 3 小时 38 分钟的飞行。
引言
无人机（UAV）在众多应用领域提供了解决方案。虽然许多应用可以使用当前的电池技术实现，但对于其他许多应用来说，能源需求无法得到满足。特别是当与垂直起降（VTOL）能力的要求相结合时，传统高效的固定翼飞机概念就不再适用。对于这些应用，人们提出了混合概念，即将高效的固定翼和悬停旋翼机相结合。这些飞行器将最有效的飞行方式（即使用固定翼）与垂直降落能力结合起来。
混合升力无人机最常见的类别有尾坐式、双系统式和变形无人机。尾坐式无人机在从悬停转换到向前飞行时，机头会向下倾斜 90°。虽然这种方式对飞行员的舒适度有较大影响，但在无人机领域却受到了新的关注。它们不需要任何机械重新配置，并且可以在飞行的多个阶段重复使用相同的推进系统。尾坐式无人机有多种类型，有的通过单个大螺旋桨优化以实现最大悬停效率，有的则以最小化复杂性为目标进行设计。其他尾坐式无人机针对最大冗余度进行了优化，或者配备了可重构机翼以降低悬停时对阵风的敏感性。
第二类是双系统无人机，如四翼飞机。这些无人机包含一个完整的悬停飞行器和一个单独的固定翼飞行器，它们通常是分开运行的。
最后一类是变形无人机，这类无人机试图通过相对于机身倾斜整个机翼，或仅倾斜推进系统，来在悬停和向前飞行时重复使用推进系统。
这些混合概念在保持无人机关键的悬停和垂直降落能力的同时，提高了其续航能力。如今，尽管电池技术和无人机技术有了很大改进，但能量存储仍然是无人机续航的最大瓶颈。近期轻质耐用的燃料电池技术的进步，引发了人们对将其应用于无人机领域的更多兴趣。
燃料电池可分为五类：碱性燃料电池、聚合物电解质膜（PEM）燃料电池、磷酸燃料电池、固体氧化物燃料电池和熔融碳酸盐燃料电池。最适合便携式微型系统的是聚合物电解质膜燃料电池，因为它可以在室温下工作，体积小、重量轻且抗老化。
聚合物电解质膜燃料电池可以由液体甲醇或氢气等燃料提供动力。如果氢气的存储不是难题，那么氢气将是一种理想的合成燃料，因为它重量轻、储量丰富，且氧化产物对环境无害。此外，氢电循环是双向的。氢气可以通过多种方式产生，甚至无需产生二氧化碳。它可以离网生产。最近的研究还表明，使用混合纳米板作为催化材料，无需稀有且昂贵的铂（Pt）和钌（Ru）就能产生氢气。
尽管纯氢飞行是最有效的解决方案，但在一些氢动力无人机中，由于为高功率需求的无人机开发小型可靠的膜存在挑战，燃料电池的功率不得不由电池补充。悬停比向前飞行需要更高的功率密度。在过去十年中，已经开发出了氢燃料电池驱动的四旋翼无人机，但其飞行时间从未达到固定翼无人机的续航水平。
这就是为什么人们提出了许多固定翼氢动力无人机，例如 2007 年文献中提到的 16 千克、500 瓦的演示机，2012 年 1.5 千克、100 瓦的无人机，2017 年 11 千克、200 瓦的无人机，以及 2020 年 6.4 千克、250 瓦的无人机。
由于即使氢气的能量存储容量也是有限的，因此人们也研究了将氢动力与太阳能相结合的方案，这在理想条件下有效地将无人机的飞行时间延长了一倍。有人还提出利用这种组合来跨越大西洋，但这需要目前只有固定翼飞机才具备的飞行效率。因此，主流解决方案是在高需求情况下使用电池供电，在续航时使用氢动力，这种组合进一步被称为混合能源。
为了将混合升力无人机的优势与电池和氢燃料电池的混合能源优势相结合，我们开发了一种名为尼德无人机（NederDrone）的新概念无人机。
第 2 节研究了所选燃料电池的类型以及氢气飞行的安全方面。第 3 节解释了围绕燃料电池系统构建的混合无人机的设计选择。第 4 节描述了关键的空气动力学特性。第 5 节解释了尼德无人机的混合电力布线和双控制总线。第 6 节解释了控制方法。第 7 节展示了实际的试飞数据。最后，第 8、9 和 10 节分别进行了讨论、得出结论并给出建议。
氢系统的选择
如果能够解决剩余的技术问题，氢动力燃料电池将为可持续航空提供一个有吸引力的解决方案。以下部分将讨论燃料电池的选择、燃料存储解决方案的选择及其安全考虑因素。
燃料电池
用于为无人机提供动力的三种最常见的燃料电池是：1）氢质子交换膜燃料电池；2）直接甲醇质子交换膜燃料电池；3）固体氧化物燃料电池。不过，在选择时，现成可用系统的可得性也起着重要作用。尽管质子交换膜燃料电池的效率会随海拔高度下降，并且如果几天不使用，其膜必须重新加湿才能释放全部功率，但它们的小尺寸和轻重量使其成为无人机的一个有吸引力的选择。在 300 瓦至 1000 瓦的功率范围内有两种选择，即来自智能能源公司（Intelligent Energy）和 HES 能源系统公司（HES Energy Systems）的质子交换膜燃料电池系统（见表 1）。
最终选择了智能能源公司（Intelligent Energy）的 800 瓦风冷质子交换膜燃料电池，该电池在环境温度下运行（见图 1a）。它被封装成一个小型、轻质、经济高效且坚固的系统，运行在易于获得的 6 节锂电池输出电压下。在选择时，它在氢气效率和重量效率方面在两者中表现更优。
在进一步的计算中，使用氢气的低热值为 33.3 瓦时 / 克。这导致在平均功率 600 瓦时，燃料消耗（1）不超过 34 克 / 小时，在满功率时高达 45.3 克 / 小时。为了在燃料电池最大功率下飞行至少 3 小时（同时还要为有效载荷供电，并能够在飞行中爬升、悬停和为悬停电池充电），大约需要 140 克氢气。
相应的智能能源公司符合可运输压力设备指令（TPED）的调节器重 0.28 千克，尺寸为 40×35 毫米（直径 × 长度），输入压力为 20 - 500 巴，输出压力为 0.55 巴，配备电子截止阀、压力传感器和标准的 8 毫米预充气压（PCP）充气口。燃料电池系统重 0.96 千克，尺寸为 196×100×140 毫米，输出电压范围为 19.6 伏至 25.2 伏。它配备了一个 0.3 千克的 1800 毫安时 6 节锂聚合物辅助电池，该电池能够使组合系统在短时间内提供 1400 瓦的峰值功率。
氢气存储
在室温下，存储氢气的主要两种选择是将其作为加压气体存储在压力气瓶中，或者作为释放氢气的化学溶液。硼氢化钠（NaBH4）常用于无人机和便携式应用中，作为为质子交换膜燃料电池提供动力的氢源。
压力气瓶的缺点是其重量比内部的氢气重得多。但考虑到可持续性、系统总重量、离网充电选项、价格和可得性，最终选择使用压力气瓶。
图2 选择时可用的各种气瓶的特定氢气重量wt%H2概述。
不幸的是，由于价格、可得性和欧盟认证的问题，这些选项当时还不可用。最终选择的气瓶是 6.8 升复合技术系统（CTS）聚对苯二甲酸乙二酯（PET）内衬 4 型气瓶。这是在约 10 千克无人机重量预算内最重的气瓶。不过，该图确实说明，预计很快氢气的比重量将翻倍。所选气瓶的图片见图 1b。
处理加压氢气的安全性
氢气与空气混合时，在 4% 至 75% 的浓度范围内易燃，在 29% 的浓度下燃烧效果最佳。它的自燃温度为 585°C，但所需的点火能量极低，仅为 17 毫焦。人体模型显示，没有静电防护的人很容易产生 40 毫焦的放电。因此，在预期有泄漏的情况下（例如在充气过程中），需要穿着防静电鞋和衣服以避免点火。加油应在 20°C 至 40°C 的温度范围内进行，以保持在气瓶的限制范围内。氢气比空气轻约 14 倍，因此很容易被困在房间和天花板空腔内。使用氢气的区域应按照 ATEX 153 标准进行良好通风，对于点火分析，应参考 EN1127 - 1 标准。在室温下，氢气会转化为正氢，减压时预计不会产生明显的热效应。在组装无人机时，适用的法规包括欧盟 94/9/EC（ATEX 114）和 ISO 15196，涉及材料特性及其在氢气存在下的降解。
在压力罐破裂分析领域，已经进行了大量研究，但大多数研究集中在用于多种气体（如压缩天然气，CNG）的金属气瓶上。对于复合高压气瓶，已经开发并验证了相关模型和方法，但这些并不能显示出氢气瓶故障的所有风险。
已经对复合氢气瓶进行了实际挤压测试，以模拟汽车碰撞。但这些测试主要使用带有铝内衬（3A/B 型）的气瓶。还对暴露在车辆火灾中的氢气瓶爆炸情况进行了研究。研究表明，因火灾（伴有燃烧）导致的气瓶爆炸可能会将碎片抛射到 80 米远的地方，但也显示对于一个 12 升、700 巴的气瓶，35 米将是冲击波的无伤害距离。
所选气瓶由制造商根据 NEN - EN12245 + A1 标准进行了测试。但由于没有关于气瓶和压力调节器组合安全性的数据，因此组织了一次跌落测试，模拟无人机在金属甲板上的坠落情况。虽然这并不代表涉及氢气的最严重碰撞场景，但它确实解决了氢动力无人机起飞后尽快离开船只，只有在降落时才以低速和低空飞越船只的操作场景。测试按照 STANAG 4375 标准进行。气瓶从 12 米高的塔上掉落在混凝土板上的金属板上，当时气瓶内充有约 140 克氢气（285 巴）。测试过程中使用高速摄像机拍摄，并对撞击后的损坏情况进行了评估。金属调节器破裂导致泄漏，几分钟后，所有氢气都逸出，气瓶变为惰性状态，没有发生燃烧。
混合升力无人机的设计
在选择了燃料电池系统和氢气存储方式后，围绕它们全新设计了一款无人机。在混合无人机中安装氢气瓶和燃料电池存在特定的限制。大型且体积庞大的气瓶会对空气动力学形状产生很大影响。为了冷却燃料电池并去除产生的水蒸气，使足够的气流通过燃料电池散热器非常重要。能量供应和有效载荷的相对较大重量，加上悬停所需的推进系统重量，对结构重量提出了严格限制。使用压力气瓶和昂贵设备飞行还需要考虑冗余要求。本节将讨论这些挑战。
混合升力无人机概念的权衡
首先，在混合升力无人机的三个主要类别之间进行权衡。像四翼飞机这样的双系统垂直起降无人机，在悬停和向前飞行时有单独的推进系统（图 3a）。为了减轻重量，通常会使用极简的悬停系统，因为在飞行的大部分时间里，这部分只是额外的重量。悬停推进器垂直于机翼吹风，因此需要额外的臂来将电机支撑在离机翼一定距离的位置，这在向前飞行时也增加了重量和阻力。倾转翼（或倾转电机）概念（图 3b）有一个旋转整个机翼的机构，从而消除了对单独电机支撑臂的需求，并在向前飞行时重新利用部分悬停推进系统。其缺点是机械复杂性增加、机械重量增加，以及飞行时形态变化带来的控制复杂性。图 3c 所示的尾坐式选项，在两种飞行模式下重复使用相同的电机，同时最小化机械复杂性。推进系统可以连接到机翼上，而机翼已经设计为承载飞行器的重量，这减少了整体结构重量。由于绝大多数飞行通常是向前飞行，因此可以针对这一阶段优化推进系统。缺点是无人机在过渡阶段必须向下倾斜 90°，因此会经过机翼的失速区域。此外，降落时气瓶是垂直的，这使其容易倾倒，特别是在像船只这样的移动平台上。
图 3.围绕氢气瓶和多气瓶方向的混合动力升降无人机概念。
为了在向前飞行时重复使用悬停推进系统的同时最小化结构重量和复杂性，尼德无人机选择了尾坐式概念。
图 4.NederDrone 概念：带有流入导向氢加压气缸的下拉式尾座、带有底部冷却气流通风口的后置燃料电池、低前翼和高尾翼。
气瓶在无人机中的放置
在尾坐式无人机类别中，气瓶的方向有三个变量需要权衡：阻力、地面稳定性和悬停时的控制权限。通过最大化电机中心线之间的距离可以实现悬停时最佳的控制权限（图 3d）。采用这种设置，可以通过推力差异产生更大的控制力矩。降落时气瓶平放在地面上，稳定性较好。但这种配置在向前飞行时机身阻力最大，因为正面面积由气瓶长度方向的表面决定。此外，机翼会相互叠置，这会导致在没有 S 形翼型或较大机翼后掠角的情况下，飞机在向前飞行时空气动力学不稳定。
之前的研究做出了妥协，将气瓶与来流成负 30° 角放置（图 3e）。但发现这种设计在降落阶段缓慢滚动的优势并不明显，仍然需要起落架来保护。
气瓶在无人机中的放置
在尾坐式无人机类别中，气瓶的方向有三个变量需要权衡：阻力、地面稳定性和悬停时的控制权限。通过最大化电机中心线之间的距离可以实现悬停时最佳的控制权限（图 3d）。采用这种设置，可以通过推力差异产生更大的控制力矩。降落时气瓶平放在地面上，稳定性较好。但这种配置在向前飞行时机身阻力最大，因为正面面积由气瓶长度方向的表面决定。此外，机翼会相互叠置，这会导致在没有 S 形翼型或较大机翼后掠角的情况下，飞机在向前飞行时空气动力学不稳定。
之前的研究做出了妥协，将气瓶与来流成负 30° 角放置（图 3e）。但发现这种设计在降落阶段缓慢滚动的优势并不明显，仍然需要起落架来保护螺旋桨。而且，无法实现前飞功率保持在 600W 以下的设计目标。因此，最终将气瓶完全与气流方向一致放置，如图 3f 所示。这种减阻设计对于提高最大前飞速度也很重要。
机翼、安定面和机身的尺寸设计
混合升力无人机设计的下一步是确定机翼、水平安定面和机身的尺寸，以实现稳定的前飞特性。所选概念将气瓶和燃料电池串联放置以减小阻力，这使得机身长度方向的质量纵向分布变得很关键。为了提高前飞时短周期俯仰运动的阻尼，需要大尺寸的升降舵或长机身 。但由于这是一款混合无人机，长机身与降落时的地面稳定性要求相冲突，因为细长的尾坐式无人机在降落时翻倒的风险很高。
尼德无人机通过采用短机身和串列翼配置来满足这些综合要求。串列翼在给定机身长度下具有最佳的俯仰阻尼效果。此外，与传统的大主翼和小水平安定面相比，在相同翼面积和展弦比的情况下，它的翼展更短。这些较短的机翼有助于应对悬停时更大的扰动，因为它们对扰动的杠杆作用较小。
地面稳定性
由于在向前飞行时，压力气瓶沿气流方向放置，因此在降落时气瓶是直立的。不过，即使在像船这样的移动平台上，也必须确保这种长而直立的飞行器在降落后的稳定性。
受文献 [8] 的启发（如图 3f 所示），研究了在降落后利用悬停螺旋桨使机头缓慢下降的方案。一旦悬停螺旋桨向前倾斜超过一定角度，地面摩擦力就会被克服，无人机将开始向前滑动。此时，切断推力，机头下降。为了实现这一点，增加了弹簧起落架，它可以吸收降落时的最后一部分冲击力。最终，无人机降落后能稳定地停在地面上。
图 5.升程曲线（升程系数 CL与风洞测试期间测得的 NederDrone 攻角 α） 的函数关系。失速从大约 15° 开始，但非常平缓。这在尾座无人机的过渡阶段很重要，因为突然变化的升力会使控制复杂化。
为了进一步减小降落时的冲击，通过采用鸭式布局并将最大的机翼置于后部，将重心向后移动。这样在悬停时，重心更接近地面。最终的降落过程如图 6c 所示。
起飞
在尾坐式无人机中，地面稳定性要求与尾坐式垂直起飞要求相互冲突。由于无人机从悬停状态机头向下倾斜 60°，这会影响垂直起飞。然而，试飞表明，即使在最恶劣的 “无风” 条件下，无人机在起飞前也只会滑动不到一英尺，如合成图像图 6a 所示。风稍大时，滑动就可以忽略不计了，如图 6b 所示。尼德无人机的高推重比、螺旋桨气流在机翼与地面之间产生的地面效应，以及起落架的弹簧，使其能够原地起飞，这种起飞方式称为有角度起飞。
图 6.NederDrone 在 2 m/s （a） 和 7 m/s 风 （b） 和着陆序列 （c） 下起飞的合成图像
最终围绕压力气瓶设计的这种混合动力无人机，在向前飞行时阻力最小，串列翼还为 12 个螺旋桨提供结构支撑。它无需机械重新配置，在两种飞行模式下都使用冗余推进系统，能够垂直起降，并且在起飞前和降落后都能在地面保持稳定。
空气动力学
确定总体概念外形后，对空气动力学特性进行了设计和测试。机翼的翼型是利用 XFLR5 软件中的 XFoil 模块选定的，以在 “柔和失速” 和 “升力曲线全程低阻力 ” 之间取得良好平衡。最终的翼型基于 MH32 翼型，但进行了修改，以便使用发泡聚丙烯（EPP）进行制造。在代尔夫特理工大学开放式风洞设施（OJF）进行了风洞测量，对全尺寸的尼德无人机进行了测试。
在不同速度和攻角（从 0° 到超过 60°）下测量了升力和阻力。得到的升力曲线如图 5 所示，它证实了该翼型具有柔和失速特性，并且串列翼飞机的前后机翼位置合适，不会相互产生不利影响。这两个特性对于飞行控制非常重要，因为突然的变化会严重影响平台的控制。
电子设备
完成了满足前飞时可用燃料电池功率的概念设计后，对悬停所需的功率进行了分析。
混合电力
在阵风条件下，使一个约 10kg 的平台悬停，同时推进系统又针对前飞模式进行了优化，这需要的功率超过了所选燃料电池系统 1400W 的最大功率。为了在短时间高功率阶段补充燃料电池的功率，尼德无人机增加了高 C 倍率的锂聚合物电池。通常会使用两个 DC - DC 转换器和一个电源管理系统来实现这一点，这样可以应用各种智能电源管理策略，例如基于模糊逻辑的策略。但即使采用最先进的氮化镓（GaN）技术，DC - DC 转换器的质量也不容忽视。为了避免使用笨重的电力电子设备来合并两种能源，设计了一种被动方法，将两种电源并联连接。智能能源公司 IE800 燃料电池系统内部的专用 DC - DC 转换器经过调整，当使用功率低于 800W 时，它作为 25V 恒压源工作；当电池电压降至 25V 以下时，它作为 800W 恒功率源工作。
燃料电池的标称输出电压为 25V，负载增加时电压会下降。6 节锂聚合物电池的使用说明指出，它们可以安全充电至 25.2V，这与燃料电池的电压范围兼容，还留有 0.2V 的安全裕度以防止过充。为了减轻重量，电池直接与燃料电池并联连接到电机上。为了防止悬停电池向燃料电池馈电，在每个电机处，燃料电池电流都要经过一对 SBRT15U50SP5 - 13、15A 连续功率二极管。这使得大电流可以直接从锂电池流向电子速度控制器（ESC）而无损耗，并且在巡航条件下，燃料电池可以将电池充电至约 25V 减去二极管正向压降（约 0.2V），即锂电池被充电至约 24.8V，这相当于至少 95% 的电量。因此，燃料电池和锂电池可以安全地并联放置，无需笨重的电力电子设备和额外的充电电路。
悬停电池的选择是为了在燃料电池飞行中发生故障时，能提供 800W 功率持续 30 分钟，使无人机能够安全返回并降落。所选的电池是四个 Extron X2 4500mAh 6S 1P 锂聚合物电池，标称电压为 22.2V，放电率为 25C - 50C。每个电池含有近 100Wh 的额外能量，重 640g，可以提供 90A 的持续电流和 180A 的脉冲电流，足以应对最大的峰值电流。四个电池尽可能靠近四个机翼放置，通过短的高功率电线为每个机翼上的 3 个电机供电，以实现最小的损耗。
使用航空 CAN 对 20 个执行器进行冗余控制
出于冗余和结构重量分布的目的，尼德无人机配备了 12 个电机，此外还有 8 个气动襟翼。为了减少线路和连接器故障，并创建一个即使任何一根线路出现故障仍能飞行的系统，需要对电源线和控制线进行冗余设置。这将导致连接 12 个电机的控制线多达 24 根（不包括电机状态反馈线和双电源总线），连接舵机的控制线还有 16 根。为了减少大量的布线和重量，尼德无人机使用了控制网络。控制器局域网（CAN）是一种汽车行业技术，已被提议作为多种航空航天应用中的低成本解决方案。最终选择了越来越受欢迎的 UAVCAN 实现方式，并自定义了消息。这样的系统设置使得任何控制或电源线被切断都不会产生严重后果，同时将重量和复杂性降至最低。
飞行控制
尾坐式无人机控制的挑战
尼德无人机这种尾坐式无人机的飞行控制存在一些特殊挑战。首先，当尾坐式无人机低速飞行且机头开始上仰时，机翼产生的升力和力矩在大角度下很难建模。当机翼上的气流突然失速或重新附着时，气动力和力矩可能会突然变化，这就需要快速而有力的控制动作来补偿。在悬停时，大面积向上暴露的机翼表面使尾坐式无人机容易受到阵风的影响，需要控制器进行补偿。此外，特别是对于采用串列翼配置的尼德无人机，在某些姿态下，前机翼的滑流可能会冲击到后机翼。预计在某些攻角下会产生复杂的相互作用（见图 4，想象一下向右的水平速度），这很难预测，因此给控制器带来了困难。最后，由于该项目具有实验性质，需要一种能够轻松适应平台变化的控制方法，而无需重新进行风洞试验。
为了应对这些挑战，选择了增量非线性动态逆（INDI）控制器，因为它不太依赖于空气动力学建模，而是采用基于传感器的方法来识别外力。INDI 已经成功应用于具有类似挑战的尾坐式无人机，如 Cyclone 尾坐式无人机。
级联 INDI 控制
INDI 是一种控制方法，它利用线性和角加速度的反馈来替代大部分建模需求，因为这些信号能直接提供作用在飞行器上的力和力矩信息。角加速度可以通过对陀螺仪信号进行微分得到，线性加速度则由加速度计直接测量。为了确保对这些外力做出及时且适当的响应，INDI 确实需要对执行器的响应及其控制效能进行建模。基于期望的和测量到的线性和角加速度之间的差异，利用这种控制效能计算控制增量。由于干扰可以通过加速度计和陀螺仪直接测量，所以能够非常有效地抵消干扰。之前的研究从理论和实验两方面证明了 INDI 的抗干扰特性，并且文献 [7] 详细介绍了它在尾坐式无人机上的成功应用。
控制器的总体结构如图 7 所示，其中 x 是位置，h 是姿态，u 是飞行器的角速率。控制力矩用 L、M 和 N 表示，总推力用 T 表示，发送给舵机和电机的指令用 u 表示。经过低通滤波器滤波的信号带有下标 f。
结构模态
在飞行测试中发现，串列翼尾坐式无人机有一个特殊特性，即某些结构模态的频率相对较低，特别是纵向扭转模态。这是由于机翼上质量分布较广、机翼相对较灵活，以及机身的扭转刚度相对较低。为了避免控制器与结构模态之间的相互作用，航空航天领域的常见做法是确保控制器在结构共振频率处具有足够小的开环增益。
抗干扰能力
为了说明 INDI 处理大干扰的能力，进行了一次试飞。在试飞中，将一个桨尖螺旋桨配置为反向旋转。这个桨尖螺旋桨不仅会产生负升力和很大的滚转力矩，而且由于它会被控制器调整，所以还会作为一个可变干扰源。图 8 展示了尼德无人机受到干扰后的起飞情况。虽然在最初的 5 秒钟内可以看到一些初始振荡，但 INDI 控制器将尼德无人机的姿态保持在可接受的范围内，并将执行器偏转角调整到 100% 来应对意外的干扰。在 3 秒钟内，它使平台稳定下来，并找到了新的平衡状态，需要 25% 的滚转指令来补偿干扰，同时还能跟踪激进的外环指令。
结果
按照这个概念制造了无人机并进行了实际飞行测试。机翼由 EPP 材料通过热线切割制成，并使用双碳纤维梁进行加固。碳纤维肋将梁与电机安装座连接起来。包括电机安装座在内的许多部件都是用日益普及且功能强大的 3D 打印技术制造的。为了承受电机产生的热量，电机安装座是用耐高温的 Ultimaker CPE + 细丝打印而成。
自动驾驶仪软件采用 Paparazzi - UAV 自动驾驶仪项目的成果，它支持多种关键功能，如底层 CAN 驱动程序、用于混合动力飞机的 INDI 控制实现，还能够轻松创建自定义模块与燃料电池系统进行交互。自动驾驶仪硬件是 Pixhawk PX4 MBS - ENTB - 24 板。使用的电机是 12 个 T - Motor MN3510 - 25 - 360 电机，配备 APC 13x10 螺旋桨。舵机是防水的 HS - 5086WP 金属齿轮微型数字防水舵机。通过 HereLink 系统进行遥测数据交换。
纯电池飞行测试
在使用氢气飞行之前，先 3D 打印了一个模拟氢气系统，并装入电池和金属以达到与实际部件相同的重量。模拟气瓶配备了一个 21Ah、1.865kg 的 6S6P 锂离子电池（NCR18650GA）来模拟燃料电池提供的功率。这样无人机可以安全飞行超过 30 分钟。图 9 展示了一次示例飞行，其中可以看到在地面时的俯仰角、起飞、悬停、过渡、前飞和前飞转向等过程。在尼德无人机搭载模拟氢气部件成功飞行了数十个小时，包括多次从船上进行的试飞后，才为其配备了氢气系统。
首次海上混合升力混合能源氢动力飞行
为了展示尼德无人机的性能，在实际环境中进行了海上试飞。2020 年 9 月 30 日，搭载燃料电池的尼德无人机在风速为 20 节的中等风力条件下，从一艘航行的海岸警卫队船只上起飞。飞行持续了 3 小时 38 分钟。起飞的合成图像见图 10a。
尼德无人机顶部伸出的可俯仰和旋转的高清摄像头拍摄的机载视频，通过 2.4GHz ISM 频段的 HereLink 数据链路进行传输。图 10b 展示了尼德无人机跟随船只飞行的实时视频画面。所有由电池供电的数据链路和视频系统也都由氢能源充电，在整个飞行过程中始终保持满电状态。
降落后，空的气瓶可以在几秒钟内更换为新的满气瓶，然后再次起飞。此次展示的试飞并未将续航能力发挥到极限。降落后，至少还剩余 20 分钟的氢气和 15 分钟的电池电量。所有系统都在全功率运行，而且天气状况恶劣，风速达到 5 级蒲福风（20 节），伴有中等程度的湍流。此次飞行中使用的螺旋桨是为快速飞行而优化的，并非为最大续航能力设计。这表明，这款名为尼德无人机的混合升力混合动力无人机是为实际应用而打造的，具有相当大的安全、性能和能量余量。
3 小时 38 分钟飞行的能量曲线
氢气瓶在环境温度下稳定后，充入 285bar 的压力。在达到预期的 3 小时飞行时间后，当气瓶内剩余压力为 20bar 时停止飞行。不过之前的测试证明，在气瓶完全耗尽且燃料电池关闭后，尼德无人机仍可以依靠电池电力安全飞行。
图 11.ESC 在起飞和降落期间报告的飞行功率。
在起飞和降落过程中，锂电池在燃料电池满功率运行的同时提供所需的额外功率。图 11 展示了电子速度控制器（ESC）报告的功率使用情况，但这不包括燃料电池自身及其冷却所消耗的功率、长线路上的功率损耗、二极管上的功率损耗，以及有效载荷和视频链路所消耗的功率。当尼德无人机在前飞中滑翔，螺旋桨随风转动时，下降功率几乎为零。在有角度起飞时（从 20 分钟到 21 分钟），爬升功率约为 1250W，此时机翼未失速，对产生升力有显著帮助。在着陆的最后阶段，为了对抗湍流，机翼失速，悬停功率消耗接近 1500W，峰值超过 2000W。这远远超出了原始燃料电池系统的承受能力，但高电流额定值的锂悬停电池可以轻松提供这些功率。图 12 显示，在这些情况下，燃料电池设计输出功率约为 800W。
智能能源公司的燃料电池系统带有一个辅助电池，在燃料电池启动前为其电子设备供电，并在使用功率超过 800W 时为系统提供助力。图 12 显示，由于大部分额外功率由容量大得多的飞行电池提供，辅助电池主要为燃料电池电子设备供电，而非为无人机供电，因此有无辅助电池时的功率几乎相同。虽然功率控制回路有助于在每个时刻选择使用或充电的电池，但这也会增加很多重量。目前完全被动的设置按预期运行，无需任何电力电子设备。
起飞两分钟后，尼德无人机转换到前飞模式，功率消耗大幅降低。飞行功率、有效载荷功率和燃料电池系统（包括冷却）功率的总和平均为 550W。起飞后，燃料电池缓慢为起飞时使用的锂电池充电，这意味着悬停用的锂电池在着陆前已完全充满。
讨论
氢气因其高能量密度，被视为未来航空极具前景的燃料。但燃料电池可产生的有限功率限制了其适用性。此外，机上纯氢存储需要使用压力气瓶，其重量很容易达到飞行器重量的四分之一，并且在形状上存在限制。
为使氢气在无人机中成功应用，确保飞行器没有严重的运行限制很重要，同时保证安全性至关重要。这凸显了寻找无需长跑道，却能快速高效飞行的概念的重要性。与此同时，这些平台必须具备高安全性，因为机上装有高压氢气的气瓶一旦发生事故，后果不堪设想。这就要求平台具备冗余飞行模式、冗余能源和冗余控制。无人机的形状在保护气瓶方面也起着重要作用。气瓶周围的轻质泡沫既能提供符合空气动力学的外形，又能以较低重量形成较大的缓冲区域。将敏感的高压调节器置于飞行器中部靠后的位置，可进一步提高安全性。最后，双飞行模式能在出现故障时提供额外的恢复模式。例如，若气动执行器发生故障，平台可切换至悬停飞行模式返回并降落；若多个电机控制器出现故障，平台仍可利用固定翼的高效性，以向前飞行模式继续飞行。这种多功能性与安全性的结合，有望在氢燃料飞行的发展中发挥重要作用。
结论
本文介绍了一种新型氢动力无人机 —— 尼德无人机（NederDrone）。它是一款尾坐式混合升力飞行器，配备串列翼用于前飞，12 个螺旋桨用于悬停。动力来自质子交换膜燃料电池，氢气存储在优化设计的加压气瓶中。双车载 CAN 控制总线、冗余电源、线路、推进系统、双飞行模式，以及无模型的 INDI 控制，使尼德无人机对故障具备很强的抵御能力。尼德无人机在 20 节风速下，从移动船只上进行的 3 小时 38 分海上试飞，展示了其多功能性和飞行续航能力。其主要优缺点总结在表 2 中。
建议
该概念在多个方面仍有改进空间。首先，通过增加氢气装载量，可大幅延长飞行时间。尼德无人机最初配备的是 350 bar 的气瓶，而目前已有 700 bar 的气瓶可供选择。不过，使用更高压力的气瓶需要重新评估安全问题。在空气动力学方面，应研发失速特性更平稳、前飞阻力更低的翼型，以满足尾坐式无人机的特殊需求。在电力方面，燃料电池冷却过程中损失了大量功率，理论上可借助迎面气流进行被动冷却。但在本研究中，由于无法实时测量燃料电池温度，为避免过热风险，未对该方案进行探讨。尼德无人机的控制也是未来研究的方向。在悬停飞行时，尼德无人机的偏航轴依靠螺旋桨扭矩和螺旋桨气流在气动表面产生的作用力进行控制。与俯仰和滚转力矩相比，这两种力矩都很小，导致偏航轴的控制性能较低。尽管通过剩余的滚转和俯仰控制能较好地调整无人机位置，但仍建议进一步研究改进。此外，悬停时尼德无人机的俯仰角应避免超过 20°-30° 上仰。因为悬停时的俯仰角比前飞时高 90°，若继续上仰，固定翼将处于倒置状态（见图 4 逆时针旋转 90°）。虽然这本身并非问题，但悬停倒飞时旋翼的拍打阻力会使推力向量与运动方向相反，从而减小相对于重心的力臂。也就是说，悬停时由于并非所有旋翼都在同一平面，当沿正 X 方向平移时（见图 4），旋翼可产生的最大俯仰力矩会增加；沿负 X 方向平移时，最大俯仰力矩会减小。在这两种情况下，机翼的前飞稳定性都会产生干扰力矩。虽然可以通过爬升或避免此类情况来解决，但仍建议进一步研究如何优化使用气动执行器，以克服这一问题。最后，该概念还有许多细节可进一步优化，如在前飞时收起起落架以减小阻力、减小未充分利用的小型辅助电池、降低二极管上的功率损耗等。这些改进措施综合起来，有望进一步提升性能，使无人机能在更恶劣的实际环境中实现更快或更长时间的飞行。
表 A.3 给出了所考虑的加压氢气瓶
