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 Takeoff 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
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 Mission Platform
）研究计划，其中
Sikorsky
公司提出的
Cypher
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
VTOL X-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。
Fig. 1 XV-24 Lightning strike aircraft
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。
Fig. 2 E-Fan electric propulsion aircraft
Fig. 3 E-Airbus hybrid electric propulsion aircraft concept
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%
。
Fig. 4 ‘DRAGON’ plane concept
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
。
Fig. 5 ECO-150 hybrid plane concept
Fig. 6 N3-X wide body airliner concept
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
Lilium Jet eVTOL
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
。
Lilium Jet
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
eVTOL
航空器领域难能可贵。贝尔公司
2018
年提出的
Nexus eVTOL
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-A Alpha
）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%
。
Fig. 7 Lilium Jet eVTOL aircraft
Fig. 8 Nexus eVTOL aircraft concept
Fig. 9 RG-1-A Alpha VTOL UAV
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。
Fig. 10 Flight test of electric ducted fan propulsion
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。
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。
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。
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。
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。
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
Lilium Jet
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。
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
Lilium Jet
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
。
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音速巡航，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，
Lilium Jet
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
2.6
兆瓦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。
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。
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。
本文引用：熊俊辉,陈新民,俞浪等.涵道风扇电推进系统关键应用技术探讨[J/OL].推进技术:1-15[2023-09-18].https://doi.org/10.13675/j.cnki.tjjs.2211008.
文章来源：飞机设计视界
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