引言

 

 

 

涵道风扇是由若干片可旋转桨叶被一个环形涵道包围的机械结构，涵道风扇电推进系统是指由涵道风扇、驱动电机及其控制器组成的电驱动动力装置，通过输入合适电压及电功率驱动桨叶高速旋转，可以产生连续可控的推力。在eVTOL（Electric Vertical Take off and Landing）航空器和新能源飞机的发展带动下，涵道风扇推进系统作为一种颇具潜力的动力装置，近年来受到高度关注。

 

 

 

相比于使用较为广泛的开放式旋翼，涵道风扇推进系统具有一些特点：

 

 

 

（1）由于涵道能够抑制桨尖涡流，同等直径的涵道风扇比开放式旋翼气动效率更高；

 

 

 

（2）桨叶高速旋转的抽吸效应可为涵道本体或翼身产生额外升力；

 

 

 

（3）涵道通过抑制桨尖涡流和结构物理隔离降低噪声；

 

 

 

（4）涵道结构对桨叶提供了物理安全保护；

 

 

 

（5）由于电推进的相对尺度无关性，大功率电动涵道风扇可以分解为总功率相当的多个小功率涵道风扇，便于涵道风扇在航空器上灵活布置。虽然涵道结构增加了质量，小尺寸涵道风扇推进系统的力效（推力与功率之比）相较开放式旋翼偏低，其固有优势仍然使其成为电推进航空器，特别是对尺寸轮廓敏感的 eVTOL航空器的热门选项。

 

 

 

涵道风扇电推进系统经过数十年发展，在理论研究方面取得了一些成果，但就其作为航空器的动力装置而言，整体上尚处于探索阶段，在工程应用方面还面临一些困难，主要体现在两个方面：一是涵道风扇推进系统本身的力效、推重比、可靠性等性能指标仍需提升，涉及的涵道风扇优化设计、高功质比电驱动系统设计等技术需继续改进；二是涵道风扇推进系统在航空器上带来了新的集成技术问题，如涵道风扇与机翼/机体的复杂气动干扰、电推进矢量推力/气动力控制耦合、大功率大电流电磁兼容等，这些问题一定程度上形成了阻碍。

 

 

 

本文围绕涵道风扇电推进系统在航空器上的应用，梳理对涵道风扇推进系统的技术需求，探讨制约其应用的关键技术问题和解决思路。

 

 

 

国内外发展概况及应用前景

 

 

 

一、国内外发展概况

 

涵道风扇的研究始于20世纪60年代，在绿色航空和航空电气化推动下，对涵道风扇电推进系统的研究已经取得了一些进展。1918年茹科夫斯基提出的涡流理论和1922年Glauert建立的有限翼展理论，为涵道风扇气动设计提供了理论基础，建立了研究几何特性和气动特性之间关系的方法。随着CFD方法的推广，不仅涵道风扇气动性能计算的精度得以改善，涵道风扇的设计效率也在逐渐提高。针对CFD计算中风扇旋转带来的计算网格更新问题，发展了嵌套网格方法、MRF滑移网格方法和动量源方法。通过理论分析与试验研究，业界对影响涵道风扇气动性能的设计参数及耦合关系有了更深刻的认识，设计参数主要包括涵道直径、涵道长度、桨盘实度、桨叶型面、涵道唇口半径、桨尖间隙、涵道出口扩张角等。基于固定部分参数来分离和辨识耦合影响，可以获得设计参数对涵道风扇总体气动性能的影响规律，这些规律对涵道风扇的理论设计具有指导意义。通过研究获得地效对涵道风扇推力性能的影响，以及涵道风扇滑流对后部翼身的气动干扰，可以为垂直起降航空器气动布局和总体参数设计提供依据。通过研究内外流耦合效应对分布式涵道风扇气动性能的影响规律，有利于建立分布式涵道风扇一体化设计方法，提高涵道风扇推进系统的总体效率。此外，在涵道风扇航空器动力学建模与推进系统控制技术、涵道风扇推进系统气动噪声和电机振动抑制技术、高功质比电驱系统集成与散热技术、分布式系统自适应容错控制等方面也取得了一些研究成果，为涵道风扇电推进系统的集成应用奠定了基础。

 

在涵道风扇推进系统集成应用方面，近年来国外公布了多个采用涵道风扇的民用客机和垂直起降飞行器概念。1992年美国启动了多用途安全与监视任务平台（Multipurpose Security and Surveillance MissionPlatform）研究计划，其中Sikorsky公司提出的Cy⁃pher共轴双桨涵道风扇无人机采用了螺旋桨周期变距实现飞行姿态控制，较早地展示了涵道风扇在垂直起降无人机上的应用潜力。美国国防预先研究计划局（DARPA）在2013年启动了VTOLX-Plane项目，其中美国极光公司提出的XV-24“雷击”无人机采用24个涵道风扇提供动力（如图1所示），前部机翼对称分布6个，后部机翼对称分布18个，小型化设计的涵道风扇被集成在双层机翼内部，通过融合设计获取良好的气动特性来实现垂直起降和高速巡航，该项目在2016年完成了缩比验证机飞行试验。

 

涵道风扇电推进系统已经成为未来民用客机动力的重要选项。空客集团用来验证全电推进技术的E-Fan验证机采用了2台电动涵道风扇，单个涵道风扇功率约30kW，可实现220km/h的巡航能力（如图2所示）。此外，空客集团2013年公布的E-Airbus混合电推进支线客机也采用涵道风扇推进系统（如图3所示），6台大功率涵道风扇对于称分布式机翼后缘。E-Fan和E-Airbus两型飞机均采用了涵道风扇，显示了空客集团对这种推进系统的认可。

 

 

 

 

2018年，法国航空航天实验室（ONERA）提出了采用混合电推进技术的DRAGON飞机概念（如图4所示），该飞机采用40台高效率涵道风扇，涵道风扇布置于机翼下部，并针对高速巡航开展气动优化，使飞机巡航速度达到0.78Ma，采用涡轮发电和涵道风扇电推进后相比传统客机油耗可降低7%［35-36］。

 

美国在探索军用涵道风扇无人机的同时也积极发展了涵道风扇民机概念。美国实验系统航宇公司（ESAero）公布的ECO-150混动推进飞机采用涵道风扇电推进系统提供推力，涵道风扇直径约760mm，嵌入在双层机翼之间，对称布置于机翼两侧靠机身部位，双层机翼和涵道风扇采用气动和结构一体化设计，如图5所示。此外，美国NASA提出的N3-X未来宽体客机也采用分布式涵道风扇（如图6所示），通过将尾部的涵道风扇和机身融合设计，利用抽吸效应改善飞机的升阻特性。

 

 

 

 

 

在新兴的eVTOL航空器领域，涵道风扇推进系统也越来越受重视。德国Lilium公司提出的LiliumjeteVTOL航空器（如图7所示），采用36个分布式电推进倾转涵道风扇，7座版飞机的起飞质量约为3175kg，设计巡航速度为300km/h，单个涵道风扇直径295mm，涵道的长径比约为2.4，设计桨毂直径120mm以便安装电机，悬停时涵道风扇轴功率47.98kW，对应产生推力不低于864N，悬停时涵道风扇推进系统的力效超过1.8kg/kW，巡航功率约5.06kW。LiliumJet将分布式涵道风扇和翼身融合设计，巡航时的升阻比达到18.26，这在垂直起降eV⁃TOL航空器领域难能可贵。贝尔公司2018年提出的NexuseVTOL航空器采用6台直径2.4m的涵道风扇，涵道风扇呈类六旋翼布局，可通过倾转实现垂直起降和平飞，如图8所示。美国Sabrewing飞机公司推出了一型基于涵道风扇的货运航空器（Rhaegal VTOL UAV），并于2022年完成了预生产型（RG-1-Aalpha）首次悬停试飞，如图9所示，该航空器采用4台大推力涵道风扇，据称比同等尺寸的开放式旋翼推力增加30%。

 

 

 

 

 

 

国内围绕涵道风扇推进系统的应用也取得了一些进展，清华大学、西北工业大学、南京航空航天大学、北京理工大学、南昌航空大学等高校和科研院所开展了相关研究和试制工作。2017年清华大学发动机与特种动力研究中心展出了首架电动涵道风扇无人机，创新采用了前掠涵道风扇推进技术和涵道风扇能量回收技术。中国航天科工集团2018年研制了一型类似迷你“电饭煲”微小型涵道风扇无人机，机体高度不到200mm，涵道直径不到80mm，重约280g，能够在狭小的空间环境垂直起降和灵活机动。

 

 

2021年，中国航发四川燃气涡轮研究院研制的30kW电动涵道风扇在辽宁通用航空研究院固定翼飞机上完成了飞行试验，其采用的2台涵道风扇直径为600mm，单台涵道风扇的功率约30kW，可产生推力超过850N，由于涵道风扇的直径较大，其力效约为2.9kg/kW（如图10所示）。2022年，磐拓航空科技公司研制的涵道风扇eVTOL无人机完成了缩比验证机试飞，验证了分布式涵道风扇构型的可行性和飞行控制逻辑。

 

整体来看，近年来电推进航空器发展迅速，涵道风扇作为其中一种动力装置展示了较大的发展潜力。

 

 

二、应用前景

 

 

得益于涵道风扇电推进系统的技术特点，其具有良好的应用前景。

 

一、电推进固定翼飞机

 

从国外新能源电推进飞机项目可以看出，涵道风扇受到轻型飞机、民用客机青睐，主要原因：

 

①与翼身融合设计的涵道风扇能够利用抽吸效应产生附加升力，提高飞机的升阻比，利于降低能耗、增加航程；

 

②设计良好的涵道风扇能够适应较宽的速度包线，使得这种飞机在适应航空电气化的同时，有望实现宽速域经济巡航；

 

③涵道风扇的噪声相对较小，舒适性好。

 

 

二、eVTOL航空器

 

近年来，涵道风扇在eVTOL航空器上的应用较为常见。目前市场上的消费级和工业级垂直起降无人机多采用开放式旋翼，主要因为其技术成熟、低成本、好维护，但是在尺寸轮廓、安全性和舒适性要求较高的使用场景，涵道风扇有它的优势：在起降空间小、飞行通道狭窄的城市空中运输，涵道风扇eVTOL航空器可以设计得更紧凑，使用更灵活，安全性和乘坐舒适度更佳，有望成为高端出行交通工具；对于军用单兵特种作战运输平台，紧凑型涵道风扇eVTOL航空器的机动性、隐蔽性和环境适应性也较为出色。

 

三、其它领域

 

除了飞行器，登陆艇和气垫船也可以采用涵道风扇。随着电机功率密度和系统效率的提升，涵道风扇能够提供的推力更大，尺寸更小，安装布置更加灵活，使得船艇的设计和使用更为便利。因此，涵道风扇在登陆艇、气垫船领域也有发展潜力。此外，由于涵道风扇可在较小的直径下产生较大的推力，可以用来充当电动矢量推力发生器，这种矢量推力发生器依靠电驱动可以实现持续、稳态、精确的推力控制，适合应用到直升机尾桨、航空器悬停调姿增稳等场景。

 

 

航空器对涵道风扇电推进的需求

 

航空器作为一种高价值、高技术、高风险的运输装备，对涵道风扇电推进系统提出了较高的使用要求。

 

一、大推重比

 

推重比是动力装置的重要性能指标，直接影响航空器的起飞质量和有效载重。推进系统质量是分布式电推进飞机设计的重点内容，当前可占飞机起飞质量的20%以上。涵道风扇推进系统能否在对质量极其敏感的电动航空器上广泛应用，其推重比至为关键。虽然目前还没有足够的涵道风扇应用数据，从航空器实用需求角度，航空发动机的推重比具有参照意义，加力小涵道比涡扇发动机的推重比可超过8，高性能加力式涡扇发动机的推重比可达12~15，目前这项指标对涵道风扇推进系统极具挑战性。

 

7座版LiliumJet的单个涵道风扇模块约14kg，产生推力约为880N，其设计推重比约为6.3，如果分摊与机翼融合设计的涵道结构质量，估计其推重比将降低至4~5。中国科学院宁波材料技术与工程研究所试制的直径500mm涵道风扇推进系统采用高功质电驱系统和大面积轻质复材结构，推重比接近5。对于滑跑起降的固定翼飞机，推重比4~5的涵道风扇推进系统具有一定的工程意义；对于eVTOL航空器，由于垂直起降/悬停需要的功率更大，期望推重比超过5并接近8，以便增加有效载重并获得有实用意义的飞行航程。要实现大推重比，可以从几个方面入手：一是通过涵道风扇的气动优化设计，提高给定电功率下的推力，减小阻力，即提高力效；二是采用高功质比的电驱系统，提高输入功率和系统效率；三是涵道风扇结构轻量化设计。

 

二、紧凑轮廓

 

涵道风扇的体积对其性能和航空器集成设计影响较大，实际研制中面临需求矛盾。从提高涵道风扇的推力性能和气动效率角度，增大涵道风扇直径是有益的，并且可以为电驱系统安装提供更大的桨毂空间，减轻电驱系统的设计压力；从航空器气动外形和总体参数设计角度，更大的涵道风扇不仅会增加涵道结构质量，同时给涵道风扇和航空器的气动和结构融合设计增加困难，期望的涵道附加升力难以实现。因此，分布式推进eVTOL航空器和固定翼滑跑起降飞机对涵道风扇推进系统的需求侧重点存在差异，实际中需针对性设计。从国外研究的涵道风扇飞机来看，利用电推进系统的功率尺度无关性，将涵道风扇小型化，并分布式、紧凑地与航空器翼身融合设计来提升航空器综合性能较为常见。例如LiliumJet采用的涵道风扇直径约295mm，组合化涵道风扇得以和襟翼一体化设计；美国实验系统

 

航宇公司的ECO-150和NASA的N3-X分别将分布式涵道风扇内嵌于双层机翼和贴附尾部机身，都是出于将小型化涵道风扇与翼身高效融合设计的考虑。

 

三、宽速域高效率

 

宽飞行包线是航空器的一项重要需求。对于固定翼飞机，业界期望采用电推进技术后仍能实现高亚声速巡航，如N3-X设计巡航速度达到0.84Ma，法国DRAGON飞机设计巡航速度0.78Ma；对于eVTOL航空器，应该具备超过常用地面交通工具，并有接近或超过常规直升机飞行速度的能力（军用直升机速度可达400km/h），在eVTOL航空器发展初期通常希望获得300km/h左右的巡航能力。为降低能量消耗、增加飞行航程，通常将巡航工况作为涵道风扇气动和电驱系统的主设计点，尽可能提高巡航时的气动效率和电驱系统效率。

 

气动效率方面，在特定的巡航速度条件下，通过对唇口曲率、桨叶型面、桨尖间隙等设计变量进行优化，目前直径295mm涵道风扇的力效可达1.8kg/kW，直径600mm涵道风扇的力效可达2.9kg/kW，但是低功率巡航工况的涵道风扇设计参数和大功率爬升或垂直起降期望的设计状态并不统一，容易出现大功率爬升或垂直起降力效快速下降的情况，降幅与飞行速度、高度、转速等有关。对于要求安全悬停能力的eVTOL航空器可以静态悬停作为主设计点，但又会牺牲巡航阶段的效率，损失飞行时间和航程性能。

 

电驱系统效率存在类似的设计兼顾问题。虽然先进永磁电机及控制器在特定的转速和转矩下的最佳系统效率可达95%以上，但是随着涵道风扇实用转速和转矩与设计点出现偏差，系统效率也会下降。这意味着，若以巡航工况作为主设计点，固定翼飞机大功率爬升或eVTOL航空器垂直起降和悬停阶段，电推进系统功率需求更大，系统效率下降不仅导致电量消耗加快，还会加剧电驱系统的散热问题。为了兼顾垂直起降和悬停效率，LiliumJet采用的电机在巡航和爬升阶段的效率为95%，悬停时的效率为92%。NASA曾为后置边界层推进器单通道涡轮发电飞机（STARC-ABL）的2.6MW尾推涵道风扇电驱系统提出了96%的巡航效率目标，也是均衡了不同转速和功率范围的结果。

 

因此，实际应用中要根据不同航空器的需求，对涵道风扇推进系统在中低转速和高转速区间的气动效率和电驱系统效率进行设计兼顾，对eVTOL航空器还需在满足垂直起降/悬停功率需求、电驱可靠散热等刚性条件下再开展巡航工况的效率优化。

 

 

四、高可靠和高安全性

 

可靠性和安全性是航空器对动力装置的根本要求，也是现阶段涵道风扇航空器重点关注的环节，其中安全性涵盖涵道风扇推进系统对航空器自身和对航空器外部环境的安全性两个方面。开发应用中需要重点关注几个问题：一是为了追求高功质比和小型化电驱系统可靠性，比如电机及其控制器在持续大功率下的散热问题、采用高电压供电后在高空飞行中电机内部绝缘问题；二是大推力、高转速及复杂使用环境下涵道风扇的结构强度和疲劳失效问题；三是机载高功率大电流电驱系统的电磁兼容问题。