关键技术分析

围绕航空器对涵道风扇电推进系统的使用要求，分析存在的关键技术问题和解决思路。

涵道风扇气动优化设计技术

从航空器的功能组成来看，涵道风扇推进系统类似航空发动机，其气动性能相当于航空发动机的动力性能。涵道风扇要在航空器上应用，如何提高气动性能是需要解决的首要问题。涵道风扇的气动性能主要由涵道风扇和桨叶两部分组成，其中涵道在其内部桨叶作用下可贡献总推力的50%。单从涵道风扇气动性能本身出发，其设计参数较多，包括涵道型面、唇口曲线、涵道高度、扩张角、桨尖间隙、桨盘尺寸、桨盘实度、桨叶数、桨盘位置、支撑导叶数、支撑导叶位置、桨毂尺寸、桨毂外形等，各设计参数之间存在耦合，构成了一个复杂约束下的多变量、多目标优化问题。虽然已有研究获得了部分参数、地面效应和波浪海面对力效、拉力等性能的影响规律，但多基于部分给定参数，对于其它状态的涵道风扇并不具有普遍意义，应用中需要根据航空器使用剖面和特定约束，针对性地开展气动设计寻求综合性能最优。除了涵道风扇的力学性能，桨叶和涵道风扇的气动设计还要考虑气动噪声抑制需求。虽然涵道壳体对桨叶产生的气动噪声起到遮挡作用，更有效的降噪方式还是桨叶形状和桨尖间隙的匹配优化设计。另外，从应用角度来看，涵道风扇的气动设计并不单纯是其外形和内部流场设计，还需考虑航空器推力控制舵面/襟翼、涵道风扇主承力结构、电机散热壳体型面等设计结果对涵道风扇气动特性的影响。

因此，涵道风扇气动设计是空气动力学、控制、结构力学、传热学多学科交叉问题的优化过程，需要结合理论分析和物理试验开展反复迭代。在涵道风扇应用初期，首先需要从航空器系统的性能需求出发，对涵道风扇的推力、尺寸、质量、功率等关键参数进行初步定义，减少涵道风扇气动设计的变量数量、缩小设计变量的优化范围，提高设计效率；其次，基于已有研究成果，进一步探清设计变量对推力性能、力效等关键指标的作用规律，厘清制造装配、结构强度、散热效率等对设计参数的边界约束，应用多学科优化设计方法开展迭代设计，提出若干方案选项，初期需将大功率工况时的力效提升至3kg/kW以上。比如在桨叶外形设计中需要考虑复材桨叶结构厚度的最小尺寸限制，桨尖间隙设计要考虑加工安装偏差和变形，支撑导叶外形设计需要权衡导流、克服反扭和结构强度等多种需求，桨毂设计要兼顾气动、电机安装空间和壳体散热等功能，这些学科交叉问题往往容易被疏忽，进而导致研制环节出现故障和反复。最后，涵道风扇气动设计跨越气动、动力、结构、控制等多个专业，需以系统思维从技术指标、开发进度和使用成本多个维度综合选定方案。

涵道风扇与航空器翼身融合设计技术

涵道风扇电推进的一个重要特点是可以通过分布式灵活布置，与航空器翼身融合设计，利用风扇的抽吸效应产生附加升力。对于设计良好的机翼内埋式涵道风扇布局，涵道风扇抽吸效应可使机翼总升力增量达到干净机翼升力的2.6倍，机翼总阻力也随之增大，最大增量可达干净机翼的3.2倍。业界提出了涵道风扇上置机翼、涵道风扇上置机身、涵道风扇下置机翼、涵道风扇夹于双层机翼、置于机身尾部等多种构型方案，其中利用机身尾部涵道风扇的抽吸效应可以有效减小机身阻力，节省3%~4%的电能。如果针对抽吸效应对布置位置和机身外形进行改进，可节省电能8.7%。由于尾部上置机身的涵道风扇抽吸效应，一种翼身融合体无人机的的升力系数提高了16%，升阻比提高了10%。

 

在实际应用中，涵道风扇与航空器翼身融合设计需要解决一些问题。首先，对于采用分布式涵道风扇的航空器，多个紧挨的涵道风扇组合存在抽吸干扰，这种气动干扰不仅和涵道风扇直径、涵道风扇组合之间的间距、连接结构形状、进气入口形状等有关，还受飞行速度、高度、姿态和风场影响，具有不确定性和非线性特征，使得涵道风扇的推力性能难以精确预示。其次，涵道风扇和机翼或机身融合设计时，翼身结构会改变涵道风扇的进口流场，使得涵道风扇的气动效率有所降低，并且涵道风扇抽吸效应和滑流也会改变翼身表面的流场和压力分布，对航空器气动性能产生扰动。例如，在S8036翼型上安装5个涵道风扇后（占机翼展长70.3%），涵道风扇的推力以及机翼的气动力和不带涵道风扇的机翼有明显变化，这种变化随飞行攻角和襟翼偏转角呈现非线性。虽然设计良好的连接结构可以产生附加升力，但在不同飞行高度、速度、姿态下这种附加升力难以精确控制，因此，实用中想通过涵道风扇和翼身融合来增加升力、提高效率并不容易，设计不佳的涵道风扇翼身融合体非但不能获得附加升力，还可能增加阻力、降低整机气动性能、增加消极质量。此外，对于分布式涵道风扇eVTOL航空器，前后布置的涵道风扇还存在尾流影响，后部涵道风扇受前涵道风扇尾流干扰后流场不稳定，容易出现拉力骤降并导致航空器姿态失稳。

 

对此在技术方法上：一是需要以某特定飞行器构型，深入研究涵道风扇抽吸效应与滑流对涵道风扇本身和翼身气动特性的影响规律，重点包括涵道尺寸/型面/进气入口开关与机翼的翼身外形融合、不同速度/攻角/侧滑角对涵道风扇和翼身气动影响、相邻涵道风扇的抽吸干扰、涵道风扇地面效应、前后涵道风扇尾流干扰等；二是结合CFD仿真、静态拉力试验和风洞试验，探索复杂干扰特性的快速预示方法，从工程角度减轻航空器早期概念设计和方案设计的计算工作量；三是基于前述研究获得的规律简化建立涵道风扇与翼身融合设计的多学科优化模型，对不同构型方案快速分析和迭代设计。对于纵列式倾转涵道风扇eVTOL航空器，可通过增大轴向和纵向涵道风扇的间距可以减小平飞时的尾流干扰，并研究专门的涵道风扇倾转控制策略，避免倾转过程中前后涵道风扇尾流干扰导致姿态失控。

 

电机和涵道风扇结构一体化设计技术

电机是涵道风扇电推进系统的机电能量转化部件，为涵道风扇提供匹配的功率、转矩和转速，一般安装在桨毂内部。由于增大桨毂直径会损失涵道风扇推力性能，桨毂直径通常较小，直径300mm~600mm级别的涵道风扇，一般安装电机的桨毂直径可控制在涵道风扇直径的20%~30%，为了实现分布式推进的冗余控制，单独控制每个电机的控制器一般也安装在桨毂内部，减轻功率电缆质量。此外，桨毂壳体紧贴电机线圈绕组和控制器功率器件，还需充当散热面的作用。如此，涵道风扇电驱系统的功率特性、系统效率等性能不仅和电机及其控制器设计选用有关，还受涵道风扇的结构影响，需要针对性地设计电机，并开展电驱系统与涵道风扇结构一体化设计。

 

在单机设计方面，涵道风扇对电机的性能需求和开放式旋翼类似，包括高功率密度、高效率、高可靠性等，电机的设计方法并无明显区别，比如，在技术路线上现阶段多采用高性能永磁电机来兼顾效率、功率密度、技术风险和制造成本；采用高槽满率和高导热率的扁铜线绕组提高电流密度和电负荷等；通过采用高性能钕铁硼永磁体获得较高的功率密度；采用Halbach阵列永磁转子提高气隙磁密并改善磁密波形，同时减轻轭部导磁结构；采用耐高温、导热性好的绝缘材料来提高过流上限，提升功率密度，如聚酰亚胺材料中添加二氧化硅纳米颗粒，能够将耐温等级提高到280℃；采用超导线材代替传统的铜导线，可降低损耗，提高电机的效率。由于涵道风扇对电机有严格的安装接口、差异化的功率/转矩/转速特性及宽飞行包线要求，需针对涵道风扇使用环境下的电磁结构与电、磁、热多场设计耦合，适配开发涵道风扇电机及其控制器，实现宽转速范围内的系统效率综合优化。

 

在电驱系统与涵道风扇结构的一体化设计方面，推进系统总体设计的目标是将涵道风扇的桨毂、支撑导叶等结构与电机及控制器进行功能结构一体化设计，使之满足承力、电机装载与减振、电机及功率器件散热、密封等要求的条件下，实现推进系统的整体轻量化。为此，可以采取以下措施：一是从涵道风扇的推进系统功率和力效出发，研究桨毂和支撑导叶的外形尺寸对力效和电驱系统功率密度的作用规律，通过优化方法确定给定直径涵道风扇桨毂的尺寸包络，为电驱系统提供必要的安装条件；二是基于涵道风扇的推力、扭矩，以及电驱系统在全飞行剖面的散热功耗，结合复合材料和金属材料的力、热特性，对涵道风扇的桨毂、支撑导叶、电机转轴等结构的材料进行优选，对桨叶、转轴、电机、桨毂、支撑导叶和涵道框架结构进行传力路线和拓扑优化，在满足安全系数的条件下（验证阶段一般可选不低于1.5倍），减轻推进系统的整体质量；三是对比研究带表面翅片桨毂（或其它形式散热结构）和光滑表面桨毂对涵道风扇推力性能、风冷散热效率的影响，根据总体对推进系统的散热和力效的需求侧重，对桨毂表面翅片的高度、翅片密度等参数进行优化，提升涵道风扇推进系统的峰值功率和系统效率。

 

高效强迫风冷散热技术

涵道风扇航空器要求电驱系统具有高功率，特别是eVTOL航空器在垂直起降和悬停阶段需要持续大功率，尽管采用新材料、新器件的永磁电机系统效率可达95%左右，在持续大功率条件下，电机及控制器功率器件仍会出现快速温升，加之涵道风扇的电机安装在密闭的小尺寸桨毂内，热问题更加突出。当电机内部温度超过绝缘材料耐温限值，不仅会破坏电机内部绝缘，还会造成永磁体不可逆退磁，影响电机寿命和可靠性，且功率器件过热也会导致功能失效，因此高效散热对于保持电机的效率、耐用性和安全性至关重要。

 

液冷和风冷散热是两种常用的电机散热方式，更高效的冷却技术可应对更高的热负载，但同时也会增加系统复杂性。对于电动汽车所用电机，目前的热管理技术基本可以满足不同功率密度的冷却需求，一般低功率密度的电机（<7 A/mm2）可以采用自然冷却和强迫风冷；中高功率密度（约7~12 A/mm2）的电机宜采用液冷；更高功率密度（>15 A/mm2）的电机一般采用混合冷却。对于涵道风扇推进系统，特别是涵道风扇eVTOL航空器，其电机峰值功率和功率密度高，在600V左右的高压供电体制下电流密度仍可达到20 A/mm2以上，散热环境更加严酷。目前在涵道风扇散热设计方面存在一系列难点：1）涵道风扇电机一般安装在小尺寸桨毂内，安装空间小、结构复杂，轻量化要求高，难以布置散热效率较高的液冷系统，通常采用风冷方式，散热方式较为局限；2）风冷散热较液冷的效率低，且受环境温度、湿度、流场特性影响大，而且为保证电机在湿热、盐雾工作环境下可靠性，桨毂通常采取封闭处理，单纯依靠桨毂外壳传导散热的效率较低；3）虽然高转速风扇为安装在桨毂内的电机提供了更快的外壳表面风速，但持续大功率下仍需设计散热翅片增加散热效率，如此不仅增加结构质量，还会改变涵道风扇的内部流场，降低涵道风扇的力效，对散热结构设计造成阻碍。

 

对此，应用中需要根据涵道风扇电机的使用工况、散热功率、发热部位、质量和体积约束、成本等要素，选取合适的散热方案。在具体技术途径上，可以从散热方式和使用策略两方面开展。散热方式方面：1）充分利用风冷条件，结合CFD和地面试验方法对涵道风扇桨毂表面的流场进行计算，为风冷散热提供准确设计输入（以直径500mm涵道风扇、直径100mm桨毂为例，转速7000r/min时表面流速可达20m/s以上）；2）综合散热翅片对力效和散热效率的影响，在桨毂表面设计散热翅片，并对桨毂表面翅片进行结构优化，提高风冷散热效率；3）对于电机绕组外壳大面积散热，主要依靠风冷散热，需在电机设计选用耐受温度较高的永磁材料（目前一般采用钕铁硼永磁材料，钐钴永磁材料温度极限更高，但以磁能积下降为代价，且成本较高）、高导热的灌封胶和桨毂材料（降低内部热阻），对于需要持续大功率的涵道风扇推进系统，还需考虑增大桨毂直径，增加液冷散热方式；4）对于布置在桨毂内的控制器功率器件局部散热，根据散热功耗可以采取风冷散热、液冷和相变材料换热相结合的复合散热方式。使用策略方面：研究涵道风扇推进系统动态使用环境中电驱系统散热的精确预示方法，结合实测数据建立电驱系统散热评估模型；从顶层设计出发，将电驱系统散热纳入飞行剖面和飞控方案，特别针对长时悬停、垂直起降等散热严酷工况制定自适应控制策略，将实用温度控制在电机及控制器的耐受温度以下并预留一定安全裕度（比如对线圈绕组，除了选用耐温等级的线圈绝缘涂层，可在其耐受温度极限降值20~30℃使用）。综上，需从电机设计、安装结构、气动以及使用策略等多方面进行综合考量，避免因电驱系统过热失效导致故障。

 

高可靠小尺寸变桨矩技术

涵道风扇eVTOL航空器在大功率垂直起降/悬停阶段和巡航阶段均有高效率需求，这对固定桨距的桨叶来说是矛盾的，固定桨距涵道风扇航空器的实用飞行包线较窄。虽然通过调整涵道风扇出口截面可以扩大高效率的适应转速范围，但调整空间仍然有限。Lilium公司早期研究的涵道风扇在悬停和大功率盘旋时扩大涵道出口截面可获得88%的气动效率，通过缩小出口截面使得巡航时气动效率保持在83%。有学者提出了非对称内型面涵道，并开展了缩比样机试制与试验，结果显示虽然非对称型面涵道也能满足其既定的使用要求，常见的对称涵道内型面仍具有更佳的悬停效率。就目前研究进展来看，要实现涵道风扇悬停和巡航效率良好兼顾，最直接的方法是采用类似直升机的变桨距技术。工程中要在涵道风扇上实现变桨距存在困难，主要原因是涵道风扇的桨毂尺寸小，而且涵道风扇为实现大推力垂直起降，一般桨盘实度较大、桨叶数多，要求桨叶的变矩机构在满足大扭矩的前提下小巧紧凑、重量轻，并且具有高可靠性。

 

对此，需要先根据航空器质量和体积约束，确定涵道风扇的尺寸量级，进而定义桨毂的尺寸范围；根据航空器的飞行包线研究涵道风扇的气动性能需求，设计巡航工况和悬停/垂直起降工况的两种理想桨叶；根据桨盘实度、桨叶数和桨毂尺寸等，开发小型轻量化连续变桨矩控制机构，兼顾高转速和中低转速区间的气动效率。对尺寸较小的涵道风扇，可以设计简化的非连续变桨距控制机构，降低空间要求。

 

电磁兼容设计技术

由于涵道风扇内部的安装空间限制，通常将电机和控制器采取一体化设计。由于控制开关频率高、功率密度大，功率开关器件的高速开关动作产生的高次谐波会通过电路连接或空间耦合形成电磁干扰，影响电机自身、信号链路或机载电气设备正常工作。另外，机载设备较多，控制器也易受外部设备干扰，影响使用的可靠性。

 

对此，需要对涵道风扇电推进系统的使用平台进行电磁辐射特性分析，结合地面试验获得的涵道风扇电推进系统电磁特性来设计针对的电磁屏蔽措施，包括对电机与控制器之间采取屏蔽膜隔离、桨毂采用金属材料并密封、选用屏蔽信号线和电磁干扰主动抑制策略等措施。对机载关键设备的特定频率段，可采取滤波组件进行规避。

 

复杂结构精密制造技术

工程应用中，涵道风扇推进系统的设计性能能否实现和生产制造紧密相关，特别是在成本约束下容易偏离。制造和装配精度不仅影响整体的承载性能，也会损害耐疲劳特性。目前在材料成型、精密数控机加等单项技术方面难度不大，但要高效制造装配，仍面临一些问题：首先，现阶段涵道风扇推进系统的设计、生产和使用还缺乏完善的标准体系，材料选取、制造工艺、装配流程、产品检测等不够优化，导致产品一致性欠佳、生产效率较低；其次，大量的轻质复材结构、桨叶复杂型面和不规则扭转、严苛的桨尖间隙和装配公差等要求，使得桨叶成型和装配、壳体和桨毂装配难度较大，生产成本较高。目前国内对复合材料桨叶制造过程中的铺叠参数或纤维预制体的参数、固化参数等的参数边界控制有待进一步提升。

 

对于关键的桨叶加工制造，可根据航空器对涵道风扇推进系统的转速、质量和成本等要求，选用空心钛合金叶片或轻质复合材料叶片，目前先进空心风扇叶片空心率可达40%以上，可用于对质量要求较为宽松的固定翼飞机的涵道风扇上；对于一体化的桨毂-散热结构-支撑导叶组件，可以考虑高精度机加与线切割相结合的方式；对于桨尖间隙，除了控制桨叶、涵道的加工精度以外，还需要设计专用工装，优化装配工艺，并采用光学测距方法测量静态和动态桨尖间隙并调整；除了桨盘和电机的动平衡试验，还需对装配完成的涵道风扇推进系统整体开展动平衡试验进行状态确认。

 

地面试验技术

CFD方法虽然能够较精确地计算单个涵道风扇的气动特性，但是与航空器翼身融合设计时，高保真工具网格划分工作量大，计算精度难以评估，通常需要结合地面试验来进行初步验证。目前涵道风扇推进系统的地面试验存在一些难题：一是涵道风扇推进系统的推力性能和气动、电驱系统相关，虽然通过地面拉力测试装置可以获得典型功率特性的静态推力性能，但要获取宽飞行包线下动态性能的工作量巨大，难以摸清真实飞行环境中的使用边界。在早期方案设计的气动特性预测、气动布局选型时，由于复杂来流下试验工况多，采用大型风洞试验的成本较高。有研究采用车载平台模拟动态飞行，但仍存在可测速度偏低和平台颠簸带来不规则扰动问题。二是分布式涵道风扇相互之间的干扰试验困难，包括紧挨的多涵道风扇抽吸干扰、前后布置的滑流干扰、涵道风扇和翼身干扰等，大型风洞试验可以获得整体推力、力矩等性能，但相互之间的干扰难以直接获取，给航空器气动布局设计和稳定控制增加了难度。

 

因此，需要开展涵道风扇推进系统的试验技术研究。对于静态的涵道风扇或涵道风扇机翼组合的推力、转矩等气动性能，可以采取基于六分量天平的测力平台进行测量。对于动态的气动性能，除了可以在低速大型风洞中进行，也可以采用车载平台和轨道运输平台模拟，也可以考虑可移动的前后涵道风扇支撑装置构造简易流场环境，如图11所示。利用可前后、左右、上下调节的涵道风扇支撑平台，通过控制前方的涵道风扇不同转速和之间距离，可以给后方涵道风扇模拟典型来流，或产生不确定复杂风场环境，有助于开展前后涵道风扇的干扰分析。将地面试验方法和CFD方法相结合，在CFD仿真数据基础上采用地面试验数据结果进行修正，建立快速气动性能评估和干扰预示方法，以提高气动迭代设计和稳定控制律设计的工作效率。

 

Fig. 11 Force test platform for electric propulsion system from Ningbo Institute of Materials Technology & Engineering, CAS

结论

对涵道风扇电推进系统及航空器研发应用形成以下认识和建议：

 

(1)和开放式旋翼相比，涵道风扇具有尺寸小的优势，将涵道风扇小型化并在航空器上分布式地与翼身融合设计，利用附面层抽吸效应来改善整机升阻特性，是涵道风扇的重要应用方向。

 

(2)航空器系统总体对涵道风扇推进系统提出了大推重比、高效率、高可靠等应用需求，通过涵道风扇气动优化、结构轻量化、电驱系统设计优化、电机-涵道风扇结构一体化等技术手段将推重比提升至5以上并进一步接近航空发动机的水平，将涵道风扇大功率工况的力效提升至3kg/kW以上，对其工程应用具有重要意义。

 

(3)对涵道风扇电推进系统的设计和集成应用面临的一些技术难题，可以轻小型的eVTOL航空器为案例，以具体需求牵引涵道风扇推进系统关键技术攻关，采取边试制、边使用、边改进的策略，降低研试成本和技术风险。

 

(4)对于影响涵道风扇推进系统持续大功率工作可靠性的散热问题，除从自身设计解决外，还可从航空器使用层面寻求措施，比如通过监测电机绕组和功率器件的温度，动态规划飞行剖面来改善散热环境、提高风冷效率。