引 言

涵道風(fēng)扇是由若干片可旋轉(zhuǎn)槳葉被一個(gè)環(huán)形涵道包圍的機(jī)械結(jié)構(gòu)，涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)是指由涵道風(fēng)扇、驅(qū)動(dòng)電機(jī)及其控制器組成的電驅(qū)動(dòng)動(dòng)力裝置，通過輸入合適電壓及電功率驅(qū)動(dòng)槳葉高速旋轉(zhuǎn)，可以產(chǎn)生連續(xù)可控的推力。在 eVTOL （ Electric Vertical Takeoff and Landing ）航空器和新能源飛機(jī)的發(fā)展帶動(dòng)下，涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)作為一種頗具潛力的動(dòng)力裝置，近年來受到高度關(guān)注 。相比于使用較為廣泛的開放式旋翼，涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)具有一些特點(diǎn) ： 1) 由于涵道能夠抑制槳尖渦流，同等直徑的涵道風(fēng)扇比開放式旋翼氣動(dòng)效率更高； 2) 槳葉高速旋轉(zhuǎn)的抽吸效應(yīng)可為涵道本體或翼身產(chǎn)生額外升力； 3) 涵道通過抑制槳尖渦流和結(jié)構(gòu)物理隔離降低噪聲； 4) 涵道結(jié)構(gòu)對(duì)槳葉提供了物理安全保護(hù)； 5) 由于電推進(jìn)的相對(duì)尺度無關(guān)性，大功率電動(dòng)涵道風(fēng)扇可以分解為總功率相當(dāng)?shù)亩鄠€(gè)小功率涵道風(fēng)扇，便于涵道風(fēng)扇在航空器上靈活布置 。雖然涵道結(jié)構(gòu)增加了質(zhì)量，小尺寸涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的力效（推力與功率之比）相較開放式旋翼偏低，其固有優(yōu)勢(shì)仍然使其成為電推進(jìn)航空器，特別是對(duì)尺寸輪廓敏感的 eVTOL 航空器的熱門選項(xiàng) 。

涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)經(jīng)過數(shù)十年發(fā)展，在理論研究方面取得了一些成果，但就其作為航空器的動(dòng)力裝置而言，整體上尚處于探索階段，在工程應(yīng)用方面還面臨一些困難，主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)本身的力效、推重比、可靠性等性能指標(biāo)仍需提升，涉及的涵道風(fēng)扇優(yōu)化設(shè)計(jì)、高功質(zhì)比電驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)等技術(shù)需繼續(xù)改進(jìn)；二是涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)在航空器上帶來了新的集成技術(shù)問題，如涵道風(fēng)扇與機(jī)翼 / 機(jī)體的復(fù)雜氣動(dòng)干擾、電推進(jìn)矢量推力 / 氣動(dòng)力控制耦合、大功率大電流電磁兼容等，這些問題一定程度上形成了阻礙。

本文圍繞涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)在航空器上的應(yīng)用，梳理對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)需求，探討制約其應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)問題和解決思路。

國內(nèi)外發(fā)展概況及應(yīng)用前景

國內(nèi)外發(fā)展概況

涵道風(fēng)扇的研究始于 20 世紀(jì) 60 年代，在綠色航空和航空電氣化推動(dòng)下，對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的研究已經(jīng)取得了一些進(jìn)展。 1918 年茹科夫斯基提出的渦流理論和 1922 年 Glauert 建立的有限翼展理論，為涵道風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供了理論基礎(chǔ)，建立了研究幾何特性和氣動(dòng)特性之間關(guān)系的方法 。隨著 CFD 方法的推廣，不僅涵道風(fēng)扇氣動(dòng)性能計(jì)算的精度得以改善，涵道風(fēng)扇的設(shè)計(jì)效率也在逐漸提高 。針對(duì) CFD 計(jì)算中風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)帶來的計(jì)算網(wǎng)格更新問題，發(fā)展了嵌套網(wǎng)格方法、 MRF 滑移網(wǎng)格方法和動(dòng)量源方法 。通過理論分析與試驗(yàn)研究，業(yè)界對(duì)影響涵道風(fēng)扇氣動(dòng)性能的設(shè)計(jì)參數(shù)及耦合關(guān)系有了更深刻的認(rèn)識(shí)，設(shè)計(jì)參數(shù)主要包括涵道直徑、涵道長度、槳盤實(shí)度、槳葉型面、涵道唇口半徑、槳尖間隙、涵道出口擴(kuò)張角等。基于固定部分參數(shù)來分離和辨識(shí)耦合影響，可以獲得設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)涵道風(fēng)扇總體氣動(dòng)性能的影響規(guī)律 ，這些規(guī)律對(duì)涵道風(fēng)扇的理論設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。通過研究獲得地效對(duì)涵道風(fēng)扇推力性能的影響 ，以及涵道風(fēng)扇滑流對(duì)后部翼身的氣動(dòng)干擾，可以為垂直起降航空器氣動(dòng)布局和總體參數(shù)設(shè)計(jì)提供依據(jù) 。通過研究內(nèi)外流耦合效應(yīng)對(duì)分布式涵道風(fēng)扇氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，有利于建立分布式涵道風(fēng)扇一體化設(shè)計(jì)方法，提高涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的總體效率 。此外，在涵道風(fēng)扇航空器動(dòng)力學(xué)建模與推進(jìn)系統(tǒng)控制技術(shù) 、涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)噪聲和電機(jī)振動(dòng)抑制技術(shù) 、高功質(zhì)比電驅(qū)系統(tǒng)集成與散熱技術(shù) 、分布式系統(tǒng)自適應(yīng)容錯(cuò)控制 等方面也取得了一些研究成果，為涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的集成應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

在涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)集成應(yīng)用方面，近年來國外公布了多個(gè)采用涵道風(fēng)扇的民用客機(jī)和垂直起降飛行器概念。 1992 年美國啟動(dòng)了多用途安全與監(jiān)視任務(wù)平臺(tái)（ Multipurpose Security and Surveillance Mission Platform ）研究計(jì)劃，其中 Sikorsky 公司提出的 Cypher 共軸雙槳涵道風(fēng)扇無人機(jī)采用了螺旋槳周期變距實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)控制，較早地展示了涵道風(fēng)扇在垂直起降無人機(jī)上的應(yīng)用潛力 。美國國防預(yù)先研究計(jì)劃局（ DARPA ）在 2013 年啟動(dòng)了 VTOL X-Plane 項(xiàng)目，其中美國極光公司提出的 XV-24“ 雷擊 ” 無人機(jī)采用 24 個(gè)涵道風(fēng)扇提供動(dòng)力（如圖 1 所示） ，前部機(jī)翼對(duì)稱分布 6 個(gè)，后部機(jī)翼對(duì)稱分布 18 個(gè)，小型化設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇被集成在雙層機(jī)翼內(nèi)部，通過融合設(shè)計(jì)獲取良好的氣動(dòng)特性來實(shí)現(xiàn)垂直起降和高速巡航，該項(xiàng)目在 2016 年完成了縮比驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)。

Fig. 1 XV-24 Lightning strike aircraft

涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)已經(jīng)成為未來民用客機(jī)動(dòng)力的重要選項(xiàng)。空客集團(tuán)用來驗(yàn)證全電推進(jìn)技術(shù)的 E-Fan 驗(yàn)證機(jī)采用了 2 臺(tái)電動(dòng)涵道風(fēng)扇，單個(gè)涵道風(fēng)扇功率約 30kW ，可實(shí)現(xiàn) 220km/h 的巡航能力（如圖 2 所示） 。此外，空客集團(tuán) 2013 年公布的 E-Airbus 混合電推進(jìn)支線客機(jī)也采用涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)（如圖 3 所示） ， 6 臺(tái)大功率涵道風(fēng)扇對(duì)于稱分布式機(jī)翼后緣。 E-Fan 和 E-Airbus 兩型飛機(jī)均采用了涵道風(fēng)扇，顯示了空客集團(tuán)對(duì)這種推進(jìn)系統(tǒng)的認(rèn)可。

Fig. 2 E-Fan electric propulsion aircraft

Fig. 3 E-Airbus hybrid electric propulsion aircraft concept

2018 年，法國航空航天實(shí)驗(yàn)室（ ONERA ）提出了采用混合電推進(jìn)技術(shù)的 DRAGON 飛機(jī)概念（如圖 4 所示），該飛機(jī)采用 40 臺(tái)高效率涵道風(fēng)扇，涵道風(fēng)扇布置于機(jī)翼下部，并針對(duì)高速巡航開展氣動(dòng)優(yōu)化，使飛機(jī)巡航速度達(dá)到 0.78Ma ，采用渦輪發(fā)電和涵道風(fēng)扇電推進(jìn)后相比傳統(tǒng)客機(jī)油耗可降低 7% 。

Fig. 4 ‘DRAGON’ plane concept

美國在探索軍用涵道風(fēng)扇無人機(jī)的同時(shí)也積極發(fā)展了涵道風(fēng)扇民機(jī)概念。美國實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)航宇公司（ ESAero ）公布的 ECO-150 混動(dòng)推進(jìn)飛機(jī)采用涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)提供推力，涵道風(fēng)扇直徑約 760mm ，嵌入在雙層機(jī)翼之間，對(duì)稱布置于機(jī)翼兩側(cè)靠機(jī)身部位 ，雙層機(jī)翼和涵道風(fēng)扇采用氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，如圖 5 所示。此外，美國 NASA 提出的 N3-X 未來寬體客機(jī)也采用分布式涵道風(fēng)扇（如圖 6 所示），通過將尾部的涵道風(fēng)扇和機(jī)身融合設(shè)計(jì)，利用抽吸效應(yīng)改善飛機(jī)的升阻特性 。

Fig. 5 ECO-150 hybrid plane concept

Fig. 6 N3-X wide body airliner concept

在新興的 eVTOL 航空器領(lǐng)域，涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)也越來越受重視。德國 Lilium 公司提出的 Lilium Jet eVTOL 航空器（如圖 7 所示），采用 36 個(gè)分布式電推進(jìn)傾轉(zhuǎn)涵道風(fēng)扇， 7 座版飛機(jī)的起飛質(zhì)量約為 3175kg ，設(shè)計(jì)巡航速度為 300km/h ，單個(gè)涵道風(fēng)扇直徑 295mm ，涵道的長徑比約為 2.4 ，設(shè)計(jì)槳轂直徑 120mm 以便安裝電機(jī)，懸停時(shí)涵道風(fēng)扇軸功率 47.98kw ，對(duì)應(yīng)產(chǎn)生推力不低于 864N ，懸停時(shí)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的力效超過 1.8kg/kW ，巡航功率約 5.06kW 。 Lilium Jet 將分布式涵道風(fēng)扇和翼身融合設(shè)計(jì)，巡航時(shí)的升阻比達(dá)到 18.26 ，這在垂直起降 eVTOL 航空器領(lǐng)域難能可貴。貝爾公司 2018 年提出的 Nexus eVTOL 航空器采用 6 臺(tái)直徑 2.4m 的涵道風(fēng)扇，涵道風(fēng)扇呈類六旋翼布局，可通過傾轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)垂直起降和平飛，如圖 8 所示 。美國 Sabrewing 飛機(jī)公司推出了一型基于涵道風(fēng)扇的貨運(yùn)航空器（ Rhaegal VTOL UAV ），并于 2022 年完成了預(yù)生產(chǎn)型（ RG-1-A Alpha ）首次懸停試飛 ，如圖 9 所示，該航空器采用 4 臺(tái)大推力涵道風(fēng)扇，據(jù)稱比同等尺寸的開放式旋翼推力增加 30% 。

Fig. 7 Lilium Jet eVTOL aircraft

Fig. 8 Nexus eVTOL aircraft concept

Fig. 9 RG-1-A Alpha VTOL UAV

國內(nèi)圍繞涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用也取得了一些進(jìn)展，清華大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、北京理工大學(xué)、南昌航空大學(xué)等高校和科研院所開展了相關(guān)研究和試制工作。 2017 年清華大學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)與特種動(dòng)力研究中心展出了首架電動(dòng)涵道風(fēng)扇無人機(jī)，創(chuàng)新采用了前掠涵道風(fēng)扇推進(jìn)技術(shù)和涵道風(fēng)扇能量回收技術(shù)。中國航天科工集團(tuán) 2018 年研制了一型類似迷你 “ 電飯煲 ” 微小型涵道風(fēng)扇無人機(jī)，機(jī)體高度不到 200mm ，涵道直徑不到 80mm ，重約 280g ，能夠在狹小的空間環(huán)境垂直起降和靈活機(jī)動(dòng)。 2021 年，中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院研制的 30kW 電動(dòng)涵道風(fēng)扇在遼寧通用航空研究院固定翼飛機(jī)上完成了飛行試驗(yàn)，其采用的 2 臺(tái)涵道風(fēng)扇直徑為 600mm ，單臺(tái)涵道風(fēng)扇的功率約 30kW ，可產(chǎn)生推力超過 850N ，由于涵道風(fēng)扇的直徑較大，其力效約為 2.9kg/kW （如圖 10 所示）。 2022 年，磐拓航空科技公司研制的涵道風(fēng)扇 eVTOL 無人機(jī)完成了縮比驗(yàn)證機(jī)試飛，驗(yàn)證了分布式涵道風(fēng)扇構(gòu)型的可行性和飛行控制邏輯。

Fig. 10 Flight test of electric ducted fan propulsion

整體來看，近年來電推進(jìn)航空器發(fā)展迅速，涵道風(fēng)扇作為其中一種動(dòng)力裝置展示了較大的發(fā)展?jié)摿Α?/span>

應(yīng)用前景

得益于涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)特點(diǎn)，其具有良好的應(yīng)用前景。

（ 1 ）電推進(jìn)固定翼飛機(jī)

從國外新能源電推進(jìn)飛機(jī)項(xiàng)目可以看出，涵道風(fēng)扇受到輕型飛機(jī)、民用客機(jī)青睞，主要原因： 1 ）與翼身融合設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇能夠利用抽吸效應(yīng)產(chǎn)生附加升力 ，提高飛機(jī)的升阻比，利于降低能耗、增加航程； 2 ）設(shè)計(jì)良好的涵道風(fēng)扇能夠適應(yīng)較寬的速度包線，使得這種飛機(jī)在適應(yīng)航空電氣化的同時(shí)，有望實(shí)現(xiàn)寬速域經(jīng)濟(jì)巡航 ； 3 ）涵道風(fēng)扇的噪聲相對(duì)較小，舒適性好。

（ 2 ） eVTOL 航空器

近年來，涵道風(fēng)扇在 eVTOL 航空器上的應(yīng)用較為常見。目前市場(chǎng)上的消費(fèi)級(jí)和工業(yè)級(jí)垂直起降無人機(jī)多采用開放式旋翼，主要因?yàn)槠浼夹g(shù)成熟、低成本、好維護(hù)，但是在尺寸輪廓、安全性和舒適性要求較高的使用場(chǎng)景，涵道風(fēng)扇有它的優(yōu)勢(shì)：在起降空間小、飛行通道狹窄的城市空中運(yùn)輸，涵道風(fēng)扇 eVTOL 航空器可以設(shè)計(jì)得更緊湊，使用更靈活，安全性和乘坐舒適度更佳，有望成為高端出行交通工具；對(duì)于軍用單兵特種作戰(zhàn)運(yùn)輸平臺(tái)，緊湊型涵道風(fēng)扇 eVTOL 航空器的機(jī)動(dòng)性、隱蔽性和環(huán)境適應(yīng)性也較為出色。

（ 3 ）其它領(lǐng)域

除了飛行器，登陸艇和氣墊船也可以采用涵道風(fēng)扇。隨著電機(jī)功率密度和系統(tǒng)效率的提升，涵道風(fēng)扇能夠提供的推力更大，尺寸更小，安裝布置更加靈活，使得船艇的設(shè)計(jì)和使用更為便利。因此，涵道風(fēng)扇在登陸艇、氣墊船領(lǐng)域也有發(fā)展?jié)摿Α４送猓捎诤里L(fēng)扇可在較小的直徑下產(chǎn)生較大的推力，可以用來充當(dāng)電動(dòng)矢量推力發(fā)生器，這種矢量推力發(fā)生器依靠電驅(qū)動(dòng)可以實(shí)現(xiàn)持續(xù)、穩(wěn)態(tài)、精確的推力控制，適合應(yīng)用到直升機(jī)尾槳、航空器懸停調(diào)姿增穩(wěn)等場(chǎng)景。

航空器對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)的需求

航空器作為一種高價(jià)值、高技術(shù)、高風(fēng)險(xiǎn)的運(yùn)輸裝備，對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)提出了較高的使用要求。

大推重比

推重比是動(dòng)力裝置的重要性能指標(biāo)，直接影響航空器的起飛質(zhì)量和有效載重。推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量是分布式電推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)內(nèi)容，當(dāng)前可占飛機(jī)起飛質(zhì)量的 20% 以上 。涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)能否在對(duì)質(zhì)量極其敏感的電動(dòng)航空器上廣泛應(yīng)用，其推重比至為關(guān)鍵。雖然目前還沒有足夠的涵道風(fēng)扇應(yīng)用數(shù)據(jù)，從航空器實(shí)用需求角度，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比具有參照意義，加力小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比可超過  8 ，高性能加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比可達(dá) 12 ～ 15 ，目前這項(xiàng)指標(biāo)對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)極具挑戰(zhàn)性。 7 座版 Lilium Jet  的單個(gè)涵道風(fēng)扇模塊約 14kg ，產(chǎn)生推力約為 880N ，其設(shè)計(jì)推重比約為 6.3 ，如果分?jǐn)偱c機(jī)翼融合設(shè)計(jì)的涵道結(jié)構(gòu)質(zhì)量，估計(jì)其推重比將降低至 4~5 。中國科學(xué)院寧波材料技術(shù)與工程研究所試制的直徑 500mm 涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)采用高功質(zhì)電驅(qū)系統(tǒng)和大面積輕質(zhì)復(fù)材結(jié)構(gòu)，推重比接近 5 。對(duì)于滑跑起降的固定翼飛機(jī)，推重比 4~5 的涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)具有一定的工程意義；對(duì)于 eVTOL 航空器，由于垂直起降 / 懸停需要的功率更大，期望推重比超過 5 并接近 8 ，以便增加有效載重并獲得有實(shí)用意義的飛行航程。要實(shí)現(xiàn)大推重比，可以從幾個(gè)方面入手：一是通過涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高給定電功率下的推力，減小阻力，即提高力效；二是采用高功質(zhì)比的電驅(qū)系統(tǒng)，提高輸入功率和系統(tǒng)效率；三是涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)。

緊湊輪廓

涵道風(fēng)扇的體積對(duì)其性能和航空器集成設(shè)計(jì)影響較大，實(shí)際研制中面臨需求矛盾。從提高涵道風(fēng)扇的推力性能和氣動(dòng)效率角度，增大涵道風(fēng)扇直徑是有益的，并且可以為電驅(qū)系統(tǒng)安裝提供更大的槳轂空間，減輕電驅(qū)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)壓力；從航空器氣動(dòng)外形和總體參數(shù)設(shè)計(jì)角度，更大的涵道風(fēng)扇不僅會(huì)增加涵道結(jié)構(gòu)質(zhì)量，同時(shí)給涵道風(fēng)扇和航空器的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)融合設(shè)計(jì)增加困難，期望的涵道附加升力難以實(shí)現(xiàn)。因此，分布式推進(jìn) eVTOL 航空器和固定翼滑跑起降飛機(jī)對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的需求側(cè)重點(diǎn)存在差異，實(shí)際中需針對(duì)性設(shè)計(jì)。從國外研究的涵道風(fēng)扇飛機(jī)來看，利用電推進(jìn)系統(tǒng)的功率尺度無關(guān)性 ，將涵道風(fēng)扇小型化，并分布式、緊湊地與航空器翼身融合設(shè)計(jì)來提升航空器綜合性能較為常見。例如 Lilium Jet 采用的涵道風(fēng)扇直徑約 295mm ，組合化涵道風(fēng)扇得以和襟翼一體化設(shè)計(jì)；美國實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)航宇公司的 ECO-150  和 NASA 的 N3-X 分別將分布式涵道風(fēng)扇內(nèi)嵌于雙層機(jī)翼和貼附尾部機(jī)身，都是出于將小型化涵道風(fēng)扇與翼身高效融合設(shè)計(jì)的考慮 。

寬速域高效率

寬飛行包線是航空器的一項(xiàng)重要需求。對(duì)于固定翼飛機(jī)，業(yè)界期望采用電推進(jìn)技術(shù)后仍能實(shí)現(xiàn)高亞音速巡航，如 N3-X 設(shè)計(jì)巡航速度達(dá)到 0.84Ma ，法國 DRAGON 飛機(jī)設(shè)計(jì)巡航速度 0.78Ma ；對(duì)于 eVTOL 航空器，應(yīng)該具備超過常用地面交通工具，并有接近或超過常規(guī)直升機(jī)飛行速度的能力（軍用直升機(jī)速度可達(dá) 400km/h ），在 eVTOL 航空器發(fā)展初期通常希望獲得 300km/h 左右的巡航能力 。為降低能量消耗、增加飛行航程，通常將巡航工況作為涵道風(fēng)扇氣動(dòng)和電驅(qū)系統(tǒng)的主設(shè)計(jì)點(diǎn)，盡可能提高巡航時(shí)的氣動(dòng)效率和電驅(qū)系統(tǒng)效率。

氣動(dòng)效率方面，在特定的巡航速度條件下，通過對(duì)唇口曲率、槳葉型面、槳尖間隙等設(shè)計(jì)變量進(jìn)行優(yōu)化，目前直徑 295mm 涵道風(fēng)扇的力效可達(dá) 1.8kg/kW ，直徑 600mm 涵道風(fēng)扇的力效可達(dá) 2.9kg/kW ，但是低功率巡航工況的涵道風(fēng)扇設(shè)計(jì)參數(shù)和大功率爬升或垂直起降期望的設(shè)計(jì)狀態(tài)并不統(tǒng)一，容易出現(xiàn)大功率爬升或垂直起降力效快速下降的情況，降幅與飛行速度、高度、轉(zhuǎn)速等有關(guān)。對(duì)于要求安全懸停能力的 eVTOL 航空器可以靜態(tài)懸停作為主設(shè)計(jì)點(diǎn)，但又會(huì)犧牲巡航階段的效率，損失飛行時(shí)間和航程性能。

電驅(qū)系統(tǒng)效率存在類似的設(shè)計(jì)兼顧問題。雖然先進(jìn)永磁電機(jī)及控制器在特定的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩下的最佳系統(tǒng)效率可達(dá) 95% 以上，但是隨著涵道風(fēng)扇實(shí)用轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩與設(shè)計(jì)點(diǎn)出現(xiàn)偏差，系統(tǒng)效率也會(huì)下降。這意味著，若以巡航工況作為主設(shè)計(jì)點(diǎn)，固定翼飛機(jī)大功率爬升或 eVTOL 航空器垂直起降和懸停階段，電推進(jìn)系統(tǒng)功率需求更大，系統(tǒng)效率下降不僅導(dǎo)致電量消耗加快，還會(huì)加劇電驅(qū)系統(tǒng)的散熱問題。為了兼顧垂直起降和懸停效率， Lilium Jet 采用的電機(jī)在巡航和爬升階段的效率為 95% ，懸停時(shí)的效率為 92% 。 NASA 曾為后置邊界層推進(jìn)器單通道渦輪發(fā)電飛機(jī)（ STARC-ABL ）的 2.6 兆瓦尾推涵道風(fēng)扇電驅(qū)系統(tǒng)提出了 96% 的巡航效率目標(biāo) ，也是均衡了不同轉(zhuǎn)速和功率范圍的結(jié)果。

因此，實(shí)際應(yīng)用中要根據(jù)不同航空器的需求，對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)在中低轉(zhuǎn)速和高轉(zhuǎn)速區(qū)間的氣動(dòng)效率和電驅(qū)系統(tǒng)效率進(jìn)行設(shè)計(jì)兼顧，對(duì) eVTOL 航空器還需在滿足垂直起降 / 懸停功率需求、電驅(qū)可靠散熱等剛性條件下再開展巡航工況的效率優(yōu)化。

高可靠和高安全性

可靠性和安全性是航空器對(duì)動(dòng)力裝置的根本要求，也是現(xiàn)階段涵道風(fēng)扇航空器重點(diǎn)關(guān)注的環(huán)節(jié)，其中安全性涵蓋涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)航空器自身和對(duì)航空器外部環(huán)境的安全性兩個(gè)方面。開發(fā)應(yīng)用中需要重點(diǎn)關(guān)注幾個(gè)問題：一是為了追求高功質(zhì)比和小型化電驅(qū)系統(tǒng)可靠性，比如電機(jī)及其控制器在持續(xù)大功率下的散熱問題、采用高電壓供電后在高空飛行中電機(jī)內(nèi)部絕緣問題；二是大推力、高轉(zhuǎn)速及復(fù)雜使用環(huán)境下涵道風(fēng)扇的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和疲勞失效問題；三是機(jī)載高功率大電流電驅(qū)系統(tǒng)的電磁兼容問題。

關(guān)鍵技術(shù)分析

圍繞航空器對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的使用要求，分析存在的關(guān)鍵技術(shù)問題和解決思路。

涵道風(fēng)扇氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

從航空器的功能組成來看，涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)類似航空發(fā)動(dòng)機(jī)，其氣動(dòng)性能相當(dāng)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力性能。涵道風(fēng)扇要在航空器上應(yīng)用，如何提高氣動(dòng)性能是需要解決的首要問題。涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)性能主要由涵道風(fēng)扇和槳葉兩部分組成，其中涵道在其內(nèi)部槳葉作用下可貢獻(xiàn)總推力的 50% 。單從涵道風(fēng)扇氣動(dòng)性能本身出發(fā)，其設(shè)計(jì)參數(shù)較多，包括涵道型面、唇口曲線、涵道高度、擴(kuò)張角、槳尖間隙、槳盤尺寸、槳盤實(shí)度、槳葉數(shù)、槳盤位置、支撐導(dǎo)葉數(shù)、支撐導(dǎo)葉位置、槳轂尺寸、槳轂外形等，各設(shè)計(jì)參數(shù)之間存在耦合，構(gòu)成了一個(gè)復(fù)雜約束下的多變量、多目標(biāo)優(yōu)化問題 。雖然已有研究獲得了部分參數(shù)、地面效應(yīng)和波浪海面對(duì)力效、拉力等性能的影響規(guī)律 ，但多基于部分給定參數(shù)，對(duì)于其它狀態(tài)的涵道風(fēng)扇并不具有普遍意義，應(yīng)用中需要根據(jù)航空器使用剖面和特定約束，針對(duì)性地開展氣動(dòng)設(shè)計(jì)尋求綜合性能最優(yōu)。除了涵道風(fēng)扇的力學(xué)性能，槳葉和涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)設(shè)計(jì)還要考慮氣動(dòng)噪聲抑制需求。雖然涵道殼體對(duì)槳葉產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲起到遮擋作用，更有效的降噪方式還是槳葉形狀和槳尖間隙的匹配優(yōu)化設(shè)計(jì) 。另外，從應(yīng)用角度來看，涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)設(shè)計(jì)并不單純是其外形和內(nèi)部流場(chǎng)設(shè)計(jì)，還需考慮航空器推力控制舵面 / 襟翼、涵道風(fēng)扇主承力結(jié)構(gòu)、電機(jī)散熱殼體型面等設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)涵道風(fēng)扇氣動(dòng)特性的影響。

因此，涵道風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)是空氣動(dòng)力學(xué)、控制、結(jié)構(gòu)力學(xué)、傳熱學(xué)多學(xué)科交叉問題的優(yōu)化過程，需要結(jié)合理論分析和物理試驗(yàn)開展反復(fù)迭代。在涵道風(fēng)扇應(yīng)用初期，首先需要從航空器系統(tǒng)的性能需求出發(fā)，對(duì)涵道風(fēng)扇的推力、尺寸、質(zhì)量、功率等關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行初步定義，減少涵道風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)的變量數(shù)量、縮小設(shè)計(jì)變量的優(yōu)化范圍，提高設(shè)計(jì)效率；其次，基于已有研究成果，進(jìn)一步探清設(shè)計(jì)變量對(duì)推力性能、力效等關(guān)鍵指標(biāo)的作用規(guī)律，厘清制造裝配、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、散熱效率等對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)的邊界約束，應(yīng)用多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法開展迭代設(shè)計(jì)，提出若干方案選項(xiàng)，初期需將大功率工況時(shí)的力效提升至 3kg/kW 以上。比如在槳葉外形設(shè)計(jì)中需要考慮復(fù)材槳葉結(jié)構(gòu)厚度的最小尺寸限制，槳尖間隙設(shè)計(jì)要考慮加工安裝偏差和變形，支撐導(dǎo)葉外形設(shè)計(jì)需要權(quán)衡導(dǎo)流、克服反扭和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等多種需求，槳轂設(shè)計(jì)要兼顧氣動(dòng)、電機(jī)安裝空間和殼體散熱等功能，這些學(xué)科交叉問題往往容易被疏忽，進(jìn)而導(dǎo)致研制環(huán)節(jié)出現(xiàn)故障和反復(fù)。最后，涵道風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)跨越氣動(dòng)、動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、控制等多個(gè)專業(yè)，需以系統(tǒng)思維從技術(shù)指標(biāo)、開發(fā)進(jìn)度和使用成本多個(gè)維度綜合選定方案。

涵道風(fēng)扇與航空器翼身融合設(shè)計(jì)技術(shù)

涵道風(fēng)扇電推進(jìn)的一個(gè)重要特點(diǎn)是可以通過分布式靈活布置，與航空器翼身融合設(shè)計(jì)，利用風(fēng)扇的抽吸效應(yīng)產(chǎn)生附加升力 。對(duì)于設(shè)計(jì)良好的機(jī)翼內(nèi)埋式涵道風(fēng)扇布局，涵道風(fēng)扇抽吸效應(yīng)可使機(jī)翼總升力增量達(dá)到干凈機(jī)翼升力的 2.6倍，機(jī)翼總阻力也隨之增大，最大增量可達(dá)干凈機(jī)翼的3.2倍 。業(yè)界提出了涵道風(fēng)扇上置機(jī)翼 、涵道風(fēng)扇上置機(jī)身 、涵道風(fēng)扇下置機(jī)翼 、涵道風(fēng)扇夾于雙層機(jī)翼 、置于機(jī)身尾部 等多種構(gòu)型方案，其中利用機(jī)身尾部涵道風(fēng)扇的抽吸效應(yīng)可以有效減小機(jī)身阻力，節(jié)省 3%~4%的電能 。如果針對(duì)抽吸效應(yīng)對(duì)布置位置和機(jī)身外形進(jìn)行改進(jìn)，可節(jié)省電能 8.7% 。由于尾部上置機(jī)身的涵道風(fēng)扇抽吸效應(yīng)，一種翼身融合體無人機(jī)的的升力系數(shù)提高了 16% ，升阻比提高了 10% 。

在實(shí)際應(yīng)用中，涵道風(fēng)扇與航空器翼身融合設(shè)計(jì)需要解決一些問題。首先，對(duì)于采用分布式涵道風(fēng)扇的航空器，多個(gè)緊挨的涵道風(fēng)扇組合存在抽吸干擾 ，這種氣動(dòng)干擾不僅和涵道風(fēng)扇直徑、涵道風(fēng)扇組合之間的間距、連接結(jié)構(gòu)形狀、進(jìn)氣入口形狀等有關(guān)，還受飛行速度、高度、姿態(tài)和風(fēng)場(chǎng)影響，具有不確定性和非線性特征，使得涵道風(fēng)扇的推力性能難以精確預(yù)示。其次，涵道風(fēng)扇和機(jī)翼或機(jī)身融合設(shè)計(jì)時(shí)，翼身結(jié)構(gòu)會(huì)改變涵道風(fēng)扇的進(jìn)口流場(chǎng)，使得涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)效率有所降低，并且涵道風(fēng)扇抽吸效應(yīng)和滑流也會(huì)改變翼身表面的流場(chǎng)和壓力分布，對(duì)航空器氣動(dòng)性能產(chǎn)生擾動(dòng)。例如，在 S8036翼型上安裝5個(gè)涵道風(fēng)扇后（占機(jī)翼展長70.3%），涵道風(fēng)扇的推力以及機(jī)翼的氣動(dòng)力和不帶涵道風(fēng)扇的機(jī)翼有明顯變化，這種變化隨飛行攻角和襟翼偏轉(zhuǎn)角呈現(xiàn)非線性 。雖然設(shè)計(jì)良好的連接結(jié)構(gòu)可以產(chǎn)生附加升力，但在不同飛行高度、速度、姿態(tài)下這種附加升力難以精確控制，因此，實(shí)用中想通過涵道風(fēng)扇和翼身融合來增加升力、提高效率并不容易，設(shè)計(jì)不佳的涵道風(fēng)扇翼身融合體非但不能獲得附加升力，還可能增加阻力、降低整機(jī)氣動(dòng)性能、增加消極質(zhì)量。此外，對(duì)于分布式涵道風(fēng)扇 eVTOL航空器，前后布置的涵道風(fēng)扇還存在尾流影響，后部涵道風(fēng)扇受前涵道風(fēng)扇尾流干擾后流場(chǎng)不穩(wěn)定，容易出現(xiàn)拉力驟降并導(dǎo)致航空器姿態(tài)失穩(wěn) 。

對(duì)此在技術(shù)方法上：一是需要以某特定飛行器構(gòu)型，深入研究涵道風(fēng)扇抽吸效應(yīng)與滑流對(duì)涵道風(fēng)扇本身和翼身氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，重點(diǎn)包括涵道尺寸/型面/進(jìn)氣入口開關(guān)與機(jī)翼的翼身外形融合、不同速度/攻角/側(cè)滑角對(duì)涵道風(fēng)扇和翼身氣動(dòng)影響、相鄰涵道風(fēng)扇的抽吸干擾、涵道風(fēng)扇地面效應(yīng)、前后涵道風(fēng)扇尾流干擾等；二是結(jié)合CFD仿真、靜態(tài)拉力試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)，探索復(fù)雜干擾特性的快速預(yù)示方法，從工程角度減輕航空器早期概念設(shè)計(jì)和方案設(shè)計(jì)的計(jì)算工作量；三是基于前述研究獲得的規(guī)律簡化建立涵道風(fēng)扇與翼身融合設(shè)計(jì)的多學(xué)科優(yōu)化模型，對(duì)不同構(gòu)型方案快速分析和迭代設(shè)計(jì)。對(duì)于縱列式傾轉(zhuǎn)涵道風(fēng)扇eVTOL航空器，可通過增大軸向和縱向涵道風(fēng)扇的間距可以減小平飛時(shí)的尾流干擾，并研究專門的涵道風(fēng)扇傾轉(zhuǎn)控制策略，避免傾轉(zhuǎn)過程中前后涵道風(fēng)扇尾流干擾導(dǎo)致姿態(tài)失控。

電機(jī)和涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

電機(jī)是涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的機(jī)電能量轉(zhuǎn)化部件，為涵道風(fēng)扇提供匹配的功率、轉(zhuǎn)矩和轉(zhuǎn)速，一般安裝在槳轂內(nèi)部。由于增大槳轂直徑會(huì)損失涵道風(fēng)扇推力性能，槳轂直徑通常較小，直徑300mm~600mm級(jí)別的涵道風(fēng)扇，一般安裝電機(jī)的槳轂直徑可控制在涵道風(fēng)扇直徑的20%~30% ，為了實(shí)現(xiàn)分布式推進(jìn)的冗余控制，單獨(dú)控制每個(gè)電機(jī)的控制器一般也安裝在槳轂內(nèi)部，減輕功率電纜質(zhì)量。此外，槳轂殼體緊貼電機(jī)線圈繞組和控制器功率器件，還需充當(dāng)散熱面的作用。如此，涵道風(fēng)扇電驅(qū)系統(tǒng)的功率特性、系統(tǒng)效率等性能不僅和電機(jī)及其控制器設(shè)計(jì)選用有關(guān)，還受涵道風(fēng)扇的結(jié)構(gòu)影響，需要針對(duì)性地設(shè)計(jì)電機(jī)，并開展電驅(qū)系統(tǒng)與涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)。

在單機(jī)設(shè)計(jì)方面，涵道風(fēng)扇對(duì)電機(jī)的性能需求和開放式旋翼類似，包括高功率密度、高效率、高可靠性等，電機(jī)的設(shè)計(jì)方法并無明顯區(qū)別，比如，在技術(shù)路線上現(xiàn)階段多采用高性能永磁電機(jī)來兼顧效率、功率密度、技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和制造成本；采用高槽滿率和高導(dǎo)熱率的扁銅線繞組提高電流密度和電負(fù)荷等 ；通過采用高性能釹鐵硼永磁體獲得較高的功率密度；采用 Halbach陣列永磁轉(zhuǎn)子提高氣隙磁密并改善磁密波形，同時(shí)減輕軛部導(dǎo)磁結(jié)構(gòu) ；采用耐高溫、導(dǎo)熱性好的絕緣材料來提高過流上限，提升功率密度，如聚酰亞胺材料中添加二氧化硅納米顆粒，能夠?qū)⒛蜏氐燃?jí)提高到 280℃ ；采用超導(dǎo)線材代替?zhèn)鹘y(tǒng)的銅導(dǎo)線，可降低損耗，提高電機(jī)的效率。由于涵道風(fēng)扇對(duì)電機(jī)有嚴(yán)格的安裝接口、差異化的功率 / 轉(zhuǎn)矩 / 轉(zhuǎn)速特性及寬飛行包線要求，需針對(duì)涵道風(fēng)扇使用環(huán)境下的電磁結(jié)構(gòu)與電、磁、熱多場(chǎng)設(shè)計(jì)耦合 ，適配開發(fā)涵道風(fēng)扇電機(jī)及其控制器，實(shí)現(xiàn)寬轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的系統(tǒng)效率綜合優(yōu)化。

在電驅(qū)系統(tǒng)與涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)的一體化設(shè)計(jì)方面，推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)的目標(biāo)是將涵道風(fēng)扇的槳轂、支撐導(dǎo)葉等結(jié)構(gòu)與電機(jī)及控制器進(jìn)行功能結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，使之滿足承力、電機(jī)裝載與減振、電機(jī)及功率器件散熱、密封等要求的條件下，實(shí)現(xiàn)推進(jìn)系統(tǒng)的整體輕量化。為此，可以采取以下措施：一是從涵道風(fēng)扇的推進(jìn)系統(tǒng)功率和力效出發(fā)，研究槳轂和支撐導(dǎo)葉的外形尺寸對(duì)力效和電驅(qū)系統(tǒng)功率密度的作用規(guī)律，通過優(yōu)化方法確定給定直徑涵道風(fēng)扇槳轂的尺寸包絡(luò)，為電驅(qū)系統(tǒng)提供必要的安裝條件；二是基于涵道風(fēng)扇的推力、扭矩，以及電驅(qū)系統(tǒng)在全飛行剖面的散熱功耗，結(jié)合復(fù)合材料和金屬材料的力、熱特性，對(duì)涵道風(fēng)扇的槳轂、支撐導(dǎo)葉、電機(jī)轉(zhuǎn)軸等結(jié)構(gòu)的材料進(jìn)行優(yōu)選，對(duì)槳葉、轉(zhuǎn)軸、電機(jī)、槳轂、支撐導(dǎo)葉和涵道框架結(jié)構(gòu)進(jìn)行傳力路線和拓?fù)鋬?yōu)化，在滿足安全系數(shù)的條件下（驗(yàn)證階段一般可選不低于1.5倍），減輕推進(jìn)系統(tǒng)的整體質(zhì)量；三是對(duì)比研究帶表面翅片槳轂（或其它形式散熱結(jié)構(gòu)）和光滑表面槳轂對(duì)涵道風(fēng)扇推力性能、風(fēng)冷散熱效率的影響，根據(jù)總體對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的散熱和力效的需求側(cè)重，對(duì)槳轂表面翅片的高度、翅片密度等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，提升涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的峰值功率和系統(tǒng)效率。

高效強(qiáng)迫風(fēng)冷散熱技術(shù)

涵道風(fēng)扇航空器要求電驅(qū)系統(tǒng)具有高功率，特別是eVTOL航空器在垂直起降和懸停階段需要持續(xù)大功率，盡管采用新材料、新器件的永磁電機(jī)系統(tǒng)效率可達(dá)95%左右 ，在持續(xù)大功率條件下，電機(jī)及控制器功率器件仍會(huì)出現(xiàn)快速溫升，加之涵道風(fēng)扇的電機(jī)安裝在密閉的小尺寸槳轂內(nèi)，熱問題更加突出。當(dāng)電機(jī)內(nèi)部溫度超過絕緣材料耐溫限值，不僅會(huì)破壞電機(jī)內(nèi)部絕緣，還會(huì)造成永磁體不可逆退磁，影響電機(jī)壽命和可靠性，且功率器件過熱也會(huì)導(dǎo)致功能失效 ，因此高效散熱對(duì)于保持電機(jī)的效率、耐用性和安全性至關(guān)重要。

液冷和風(fēng)冷散熱是兩種常用的電機(jī)散熱方式 ，更高效的冷卻技術(shù)可應(yīng)對(duì)更高的熱負(fù)載，但同時(shí)也會(huì)增加系統(tǒng)復(fù)雜性。對(duì)于電動(dòng)汽車所用電機(jī)，目前的熱管理技術(shù)基本可以滿足不同功率密度的冷卻需求，一般低功率密度的電機(jī)（ <7 A/mm²）可以采用自然冷卻和強(qiáng)迫風(fēng)冷 ；中高功率密度（約 7~12 A/mm²）的電機(jī)宜采用液冷；更高功率密度（>15 A/mm²）的電機(jī)一般采用混合冷卻。對(duì)于涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)，特別是涵道風(fēng)扇eVTOL航空器，其電機(jī)峰值功率和功率密度高，在600V左右的高壓供電體制下電流密度仍可達(dá)到20 A/mm²以上，散熱環(huán)境更加嚴(yán)酷。目前在涵道風(fēng)扇散熱設(shè)計(jì)方面存在一系列難點(diǎn)：1）涵道風(fēng)扇電機(jī)一般安裝在小尺寸槳轂內(nèi)，安裝空間小、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，輕量化要求高，難以布置散熱效率較高的液冷系統(tǒng)，通常采用風(fēng)冷方式，散熱方式較為局限；2）風(fēng)冷散熱較液冷的效率低，且受環(huán)境溫度、濕度、流場(chǎng)特性影響大，而且為保證電機(jī)在濕熱、鹽霧工作環(huán)境下可靠性，槳轂通常采取封閉處理，單純依靠槳轂外殼傳導(dǎo)散熱的效率較低；3）雖然高轉(zhuǎn)速風(fēng)扇為安裝在槳轂內(nèi)的電機(jī)提供了更快的外殼表面風(fēng)速，但持續(xù)大功率下仍需設(shè)計(jì)散熱翅片增加散熱效率，如此不僅增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量，還會(huì)改變涵道風(fēng)扇的內(nèi)部流場(chǎng)，降低涵道風(fēng)扇的力效，對(duì)散熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)造成阻礙。

對(duì)此，應(yīng)用中需要根據(jù)涵道風(fēng)扇電機(jī)的使用工況、散熱功率、發(fā)熱部位、質(zhì)量和體積約束、成本等要素，選取合適的散熱方案。在具體技術(shù)途徑上，可以從散熱方式和使用策略兩方面開展。散熱方式方面：1）充分利用風(fēng)冷條件，結(jié)合CFD和地面試驗(yàn)方法對(duì)涵道風(fēng)扇槳轂表面的流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，為風(fēng)冷散熱提供準(zhǔn)確設(shè)計(jì)輸入（以直徑500mm涵道風(fēng)扇、直徑100mm槳轂為例，轉(zhuǎn)速7000r/min時(shí)表面流速可達(dá)20m/s以上）；2）綜合散熱翅片對(duì)力效和散熱效率的影響，在槳轂表面設(shè)計(jì)散熱翅片，并對(duì)槳轂表面翅片進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，提高風(fēng)冷散熱效率；3）對(duì)于電機(jī)繞組外殼大面積散熱，主要依靠風(fēng)冷散熱，需在電機(jī)設(shè)計(jì)選用耐受溫度較高的永磁材料（目前一般采用釹鐵硼永磁材料，釤鈷永磁材料溫度極限更高，但以磁能積下降為代價(jià)，且成本較高 ）、高導(dǎo)熱的灌封膠和槳轂材料（降低內(nèi)部熱阻），對(duì)于需要持續(xù)大功率的涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)，還需考慮增大槳轂直徑，增加液冷散熱方式； 4）對(duì)于布置在槳轂內(nèi)的控制器功率器件局部散熱，根據(jù)散熱功耗可以采取風(fēng)冷散熱、液冷和相變材料換熱相結(jié)合的復(fù)合散熱方式。使用策略方面：研究涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)使用環(huán)境中電驅(qū)系統(tǒng)散熱的精確預(yù)示方法，結(jié)合實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)建立電驅(qū)系統(tǒng)散熱評(píng)估模型；從頂層設(shè)計(jì)出發(fā)，將電驅(qū)系統(tǒng)散熱納入飛行剖面和飛控方案，特別針對(duì)長時(shí)懸停、垂直起降等散熱嚴(yán)酷工況制定自適應(yīng)控制策略，將實(shí)用溫度控制在電機(jī)及控制器的耐受溫度以下并預(yù)留一定安全裕度（比如對(duì)線圈繞組，除了選用耐溫等級(jí)的線圈絕緣涂層，可在其耐受溫度極限降值20~30℃使用）。綜上，需從電機(jī)設(shè)計(jì)、安裝結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)以及使用策略等多方面進(jìn)行綜合考量，避免因電驅(qū)系統(tǒng)過熱失效導(dǎo)致故障。

高可靠小尺寸變槳矩技術(shù)

涵道風(fēng)扇eVTOL航空器在大功率垂直起降/懸停階段和巡航階段均有高效率需求，這對(duì)固定槳距的槳葉來說是矛盾的，固定槳距涵道風(fēng)扇航空器的實(shí)用飛行包線較窄。雖然通過調(diào)整涵道風(fēng)扇出口截面可以擴(kuò)大高效率的適應(yīng)轉(zhuǎn)速范圍，但調(diào)整空間仍然有限。Lilium公司早期研究的涵道風(fēng)扇在懸停和大功率盤旋時(shí)擴(kuò)大涵道出口截面可獲得88%的氣動(dòng)效率，通過縮小出口截面使得巡航時(shí)氣動(dòng)效率保持在83% 。有學(xué)者提出了非對(duì)稱內(nèi)型面涵道，并開展了縮比樣機(jī)試制與試驗(yàn)，結(jié)果顯示雖然非對(duì)稱型面涵道也能滿足其既定的使用要求，常見的對(duì)稱涵道內(nèi)型面仍具有更佳的懸停效率 。就目前研究進(jìn)展來看，要實(shí)現(xiàn)涵道風(fēng)扇懸停和巡航效率良好兼顧，最直接的方法是采用類似直升機(jī)的變槳距技術(shù)。工程中要在涵道風(fēng)扇上實(shí)現(xiàn)變槳距存在困難，主要原因是涵道風(fēng)扇的槳轂尺寸小，而且涵道風(fēng)扇為實(shí)現(xiàn)大推力垂直起降，一般槳盤實(shí)度較大、槳葉數(shù)多，要求槳葉的變矩機(jī)構(gòu)在滿足大扭矩的前提下小巧緊湊、重量輕，并且具有高可靠性。

對(duì)此，需要先根據(jù)航空器質(zhì)量和體積約束，確定涵道風(fēng)扇的尺寸量級(jí)，進(jìn)而定義槳轂的尺寸范圍；根據(jù)航空器的飛行包線研究涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)性能需求，設(shè)計(jì)巡航工況和懸停/垂直起降工況的兩種理想槳葉；根據(jù)槳盤實(shí)度、槳葉數(shù)和槳轂尺寸等，開發(fā)小型輕量化連續(xù)變槳矩控制機(jī)構(gòu)，兼顧高轉(zhuǎn)速和中低轉(zhuǎn)速區(qū)間的氣動(dòng)效率。對(duì)尺寸較小的涵道風(fēng)扇，可以設(shè)計(jì)簡化的非連續(xù)變槳距控制機(jī)構(gòu)，降低空間要求。

電磁兼容設(shè)計(jì)技術(shù)

由于涵道風(fēng)扇內(nèi)部的安裝空間限制，通常將電機(jī)和控制器采取一體化設(shè)計(jì)。由于控制開關(guān)頻率高、功率密度大，功率開關(guān)器件的高速開關(guān)動(dòng)作產(chǎn)生的高次諧波會(huì)通過電路連接或空間耦合形成電磁干擾 ，影響電機(jī)自身、信號(hào)鏈路或機(jī)載電氣設(shè)備正常工作。另外，機(jī)載設(shè)備較多，控制器也易受外部設(shè)備干擾，影響使用的可靠性。

對(duì)此，需要對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的使用平臺(tái)進(jìn)行電磁輻射特性分析，結(jié)合地面試驗(yàn)獲得的涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)電磁特性來設(shè)計(jì)針對(duì)的電磁屏蔽措施，包括對(duì)電機(jī)與控制器之間采取屏蔽膜隔離、槳轂采用金屬材料并密封、選用屏蔽信號(hào)線和電磁干擾主動(dòng)抑制策略 等措施。對(duì)機(jī)載關(guān)鍵設(shè)備的特定頻率段，可采取濾波組件進(jìn)行規(guī)避。

復(fù)雜結(jié)構(gòu)精密制造技術(shù)

工程應(yīng)用中，涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)性能能否實(shí)現(xiàn)和生產(chǎn)制造緊密相關(guān)，特別是在成本約束下容易偏離。制造和裝配精度不僅影響整體的承載性能，也會(huì)損害耐疲勞特性。目前在材料成型、精密數(shù)控機(jī)加等單項(xiàng)技術(shù)方面難度不大，但要高效制造裝配，仍面臨一些問題：首先，現(xiàn)階段涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和使用還缺乏完善的標(biāo)準(zhǔn)體系，材料選取、制造工藝、裝配流程、產(chǎn)品檢測(cè)等不夠優(yōu)化，導(dǎo)致產(chǎn)品一致性欠佳、生產(chǎn)效率較低；其次，大量的輕質(zhì)復(fù)材結(jié)構(gòu)、槳葉復(fù)雜型面和不規(guī)則扭轉(zhuǎn)、嚴(yán)苛的槳尖間隙和裝配公差等要求，使得槳葉成型和裝配、殼體和槳轂裝配難度較大，生產(chǎn)成本較高。目前國內(nèi)對(duì)復(fù)合材料槳葉制造過程中的鋪疊參數(shù)或纖維預(yù)制體的參數(shù)、固化參數(shù)等的參數(shù)邊界控制有待進(jìn)一步提升 。

對(duì)于關(guān)鍵的槳葉加工制造，可根據(jù)航空器對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速、質(zhì)量和成本等要求，選用空心鈦合金葉片或輕質(zhì)復(fù)合材料葉片，目前先進(jìn)空心風(fēng)扇葉片空心率可達(dá)40%以上 ，可用于對(duì)質(zhì)量要求較為寬松的固定翼飛機(jī)的涵道風(fēng)扇上；對(duì)于一體化的槳轂 -散熱結(jié)構(gòu)-支撐導(dǎo)葉組件，可以考慮高精度機(jī)加與線切割相結(jié)合的方式；對(duì)于槳尖間隙，除了控制槳葉、涵道的加工精度以外，還需要設(shè)計(jì)專用工裝，優(yōu)化裝配工藝，并采用光學(xué)測(cè)距方法測(cè)量靜態(tài)和動(dòng)態(tài)槳尖間隙并調(diào)整；除了槳盤和電機(jī)的動(dòng)平衡試驗(yàn)，還需對(duì)裝配完成的涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)整體開展動(dòng)平衡試驗(yàn)進(jìn)行狀態(tài)確認(rèn)。

地面試驗(yàn)技術(shù)

CFD方法雖然能夠較精確地計(jì)算單個(gè)涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)特性，但是與航空器翼身融合設(shè)計(jì)時(shí)，高保真工具網(wǎng)格劃分工作量大 ，計(jì)算精度難以評(píng)估，通常需要結(jié)合地面試驗(yàn)來進(jìn)行初步驗(yàn)證。目前涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的地面試驗(yàn)存在一些難題：一是涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的推力性能和氣動(dòng)、電驅(qū)系統(tǒng)相關(guān)，雖然通過地面拉力測(cè)試裝置可以獲得典型功率特性的靜態(tài)推力性能 ，但要獲取寬飛行包線下動(dòng)態(tài)性能的工作量巨大，難以摸清真實(shí)飛行環(huán)境中的使用邊界。在早期方案設(shè)計(jì)的氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)、氣動(dòng)布局選型時(shí)，由于復(fù)雜來流下試驗(yàn)工況多，采用大型風(fēng)洞試驗(yàn)的成本較高。有研究采用車載平臺(tái)模擬動(dòng)態(tài)飛行 ，但仍存在可測(cè)速度偏低和平臺(tái)顛簸帶來不規(guī)則擾動(dòng)問題 。二是分布式涵道風(fēng)扇相互之間的干擾試驗(yàn)困難，包括緊挨的多涵道風(fēng)扇抽吸干擾、前后布置的滑流干擾、涵道風(fēng)扇和翼身干擾等，大型風(fēng)洞試驗(yàn)可以獲得整體推力、力矩等性能 ，但相互之間的干擾難以直接獲取，給航空器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和穩(wěn)定控制增加了難度。

因此，需要開展涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)的試驗(yàn)技術(shù)研究。對(duì)于靜態(tài)的涵道風(fēng)扇或涵道風(fēng)扇機(jī)翼組合的推力、轉(zhuǎn)矩等氣動(dòng)性能，可以采取基于六分量天平的測(cè)力平臺(tái)進(jìn)行測(cè)量。對(duì)于動(dòng)態(tài)的氣動(dòng)性能，除了可以在低速大型風(fēng)洞中進(jìn)行，也可以采用車載平臺(tái)和軌道運(yùn)輸平臺(tái)模擬，也可以考慮可移動(dòng)的前后涵道風(fēng)扇支撐裝置構(gòu)造簡易流場(chǎng)環(huán)境，如圖11所示。利用可前后、左右、上下調(diào)節(jié)的涵道風(fēng)扇支撐平臺(tái)，通過控制前方的涵道風(fēng)扇不同轉(zhuǎn)速和之間距離，可以給后方涵道風(fēng)扇模擬典型來流，或產(chǎn)生不確定復(fù)雜風(fēng)場(chǎng)環(huán)境，有助于開展前后涵道風(fēng)扇的干擾分析。將地面試驗(yàn)方法和CFD方法相結(jié)合，在CFD仿真數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上采用地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行修正，建立快速氣動(dòng)性能評(píng)估和干擾預(yù)示方法，以提高氣動(dòng)迭代設(shè)計(jì)和穩(wěn)定控制律設(shè)計(jì)的工作效率。

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

結(jié)論

對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)及航空器研發(fā)應(yīng)用形成以下認(rèn)識(shí)和建議：

(1)和開放式旋翼相比，涵道風(fēng)扇具有尺寸小的優(yōu)勢(shì)，將涵道風(fēng)扇小型化并在航空器上分布式地與翼身融合設(shè)計(jì)，利用附面層抽吸效應(yīng)來改善整機(jī)升阻特性，是涵道風(fēng)扇的重要應(yīng)用方向。

(2)航空器系統(tǒng)總體對(duì)涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)提出了大推重比、高效率、高可靠等應(yīng)用需求，通過涵道風(fēng)扇氣動(dòng)優(yōu)化、結(jié)構(gòu)輕量化、電驅(qū)系統(tǒng)設(shè)計(jì)優(yōu)化、電機(jī)-涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)一體化等技術(shù)手段將推重比提升至5以上并進(jìn)一步接近航空發(fā)動(dòng)機(jī)的水平，將涵道風(fēng)扇大功率工況的力效提升至3kg/kW以上，對(duì)其工程應(yīng)用具有重要意義。

(3)對(duì)涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和集成應(yīng)用面臨的一些技術(shù)難題，可以輕小型的eVTOL航空器為案例，以具體需求牽引涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，采取邊試制、邊使用、邊改進(jìn)的策略，降低研試成本和技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

(4)對(duì)于影響涵道風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)持續(xù)大功率工作可靠性的散熱問題，除從自身設(shè)計(jì)解決外，還可從航空器使用層面尋求措施，比如通過監(jiān)測(cè)電機(jī)繞組和功率器件的溫度，動(dòng)態(tài)規(guī)劃飛行剖面來改善散熱環(huán)境、提高風(fēng)冷效率。

本文引用：熊俊輝,陳新民,俞浪等.涵道風(fēng)扇電推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵應(yīng)用技術(shù)探討[J/OL].推進(jìn)技術(shù):1-15[2023-09-18].https://doi.org/10.13675/j.cnki.tjjs.2211008.

文章來源：飛機(jī)設(shè)計(jì)視界