電動垂直起降飛行器的技術現狀與發展

鄧景輝

中國直升機設計研究所，景德鎮 333001

雖然城市空中交通（Urban Air Mmobility，UAM）的概念早在20 世紀70 年代提出，但傳統直升機在安全、環保等方面的短板限制了其廣泛應用以及城市空中交通的發展。隨著電儲能技術和電機技術的進步以及分布式電驅動系統的應用，電動垂直起降飛行器（electric Vertical Take-off and Landing，eVTOL）作為一種更綠色、更安全的飛行器獲得了極大的發展［1-3］。自Uber 公司發布Uber elevate 報告以來［4］，憑借在城市空中交通領域的巨大應用前景［5-7］，電動垂直起降飛行器研究引起了全世界的廣泛參與。據摩根士丹利預測，至2040 年城市空中交通行業總產值能夠達到1 萬億美元，至2050 年總產值將達到9 萬億美元［8］。

電動垂直起降飛行器尚處于行業初始發展階段，但全球已有不少電動垂直起降飛行器接近實用。美國方面，由于在2022 年獲得美國FAA（Federal Aviation Administration）135 部運營資質（尚未獲得型號合格證）［9］，Joby 公司是目前美國最接近載人運營的航空公司。Archer 緊隨Joby 之后，有望在2025 年實現商業運營［10］。在歐洲，Volocopter、Lilium、Airbus 等公司在電驅動垂直起降飛行器研發方面同樣取得不俗進展，其中，Volocopter 在巴黎附近建設了垂直起降機場并期望在2024 年巴黎奧運會時展示Volocity 2 座飛行器［11］。在中國，億航、峰飛、沃飛等公司正積極開展電動垂直起降飛行器研發。值得一提的是，億航公司的EH216-S 無人駕駛航空器獲得電動垂直起降飛行器領域全球首張TC（Type Certificate）證書［12］。憑借運營維護成本低、噪聲低、能量效率高等顯著優勢［13-15］，電動垂直起降飛行器同樣獲得了美國空軍的關注。美國空軍于2020 年2 月啟動了“敏捷至上”電動垂直起降飛行器演示驗證項目，以探索這一新興技術在短距運輸、特種作戰、救援搜索等軍事行動中的應用［16］。

鑒于電動垂直起降飛行器的廣闊應用前景，本文分析了采用鋰電池的電動垂直起降飛行器構型特點，總結了該構型總體、氣動噪聲、飛控、電推進、適航等技術的發展現狀及未來發展趨勢。

1 電動垂直起降飛行器構型特點

1.1 電動垂直起降飛行器發展

電動垂直起降飛行器是指采用電機驅動的具備垂直起降能力的飛行器，其中電機由電動力驅動，電動力包含電池、燃料電池等不同能源形式［17］。總體來講，電池、電機技術的進步使得電動垂直起降飛行器具有了一定的使用價值，但當前電池能量密度約為200～250 Wh/kg，比傳統的化石燃料低約50 倍。由于電動垂直起降飛行器中能量單元重且占用體積大，會影響到飛行器的航程和成員乘坐空間［18］，因此業內將電動垂直起降飛行器定位為低載荷與短航程的航空器平臺［19-20］。

由于省略了復雜的機械結構，加之電機的尺寸無關特性［21-23］，分布式電推進（Distributed Electric Propulsion，DEP）技術應用而生，極大推動了分布式多旋翼電動垂直起降飛行器的發展。DEP技術使得電動垂直起降飛行器的構型突破了傳統架構的限制，具有廣闊的設計空間，使之前許多不可能、不可行的飛行器構型成為可能，典型構型如圖1 所示［24］。從圖1 可以看出，電動垂直起降飛行器構型種類較為豐富［25-26］，其總體構型可進行多種創新性的氣動-推進一體化設計和非常規氣動布局設計。歐洲適航局對電動垂直起降飛行器分類如圖2 所示［27-28］。

圖1 典型電動垂直起降飛行器構型［24］Fig.1 Typical configurations of eVTOL［24］

圖2 電動垂直起降飛行器分類［27-28］Fig.2 Classification of eVTOL aircraft［27-28］

截至2022 年底，美國垂直飛行協會（VFS）宣布所收錄的電驅動旋翼飛行器概念已超過750 個，主要分布在美國和歐洲，中國在全球占比僅為4%。全球有超過150 家企業正在開發原型機［29］。目前有近50%的電驅動旋翼飛行器還處于概念設計階段，近30%進入了飛行測試階段，如圖3所示。

圖3 全球電動垂直起降飛行器項目研究階段對比Fig.3 Distribution of global eVTOL aircraft research stages

1.2 不同電動垂直起降飛行器構型對比

在電動垂直起降飛行器構型研究方面，康奈爾大學的Duffy 等［30］，在相同使用場景下，以飛行器重量最優為優化目標，優化分析了常規構型直升機、多旋翼、矢量推力構型及復合翼構型這5 種不同電動垂直起降飛行器的航程、速度等性能。

圖4 給出了相同電池能量密度時，不同速度/航程組合任務剖面下，重量最低構型分布情況。從圖4 可以明顯看出，雖然有機翼構型能夠大幅提升巡航效率，但同時增加了全機重量，因此航程短、速度低的任務剖面并不能完全發揮該構型優勢；而直升機和多旋翼構型缺少前向推力系統，因此不適合大速度、長航程任務剖面使用。

圖4 不同使用場景時重量最小構型分布圖Fig.4 Distribution of minimum weight configurations for different missions

此外，Duffy 等［30］還分析了電池能量密度對電動垂直起降飛行器的影響，如圖5 所示。可以看出，由于分布式電推進系統的應用，即使在較小的能量密度下，傾轉、復合構型電動垂直起降飛行器也已具備一定的使用價值。而只有當電池能量密度發展到一定程度，全電常規構型直升機及多旋翼飛行器才逐步具備使用價值。

圖5 不同電池能量密度對eVTOL 構型影響Fig.5 Effects of battery energy density on eVTOL configuration

Bacchini 等［31］分析了多旋翼、矢量推力、復合翼這3 種典型電動垂直起降飛行器在城市內、城市間和大航程場景下的任務性能。分析參數包括：槳盤面積、懸停時間、巡航速度、飛行距離和飛行時間。結果表明，不同構型適合不同的使用場景，多旋翼構型槳盤載荷較小、懸停效率較高，但由于沒有機翼，巡航效率較差，因而在短距場景下更具優勢；矢量推力構型巡航效率更高因此航程較大；復合翼性能介于多旋翼和矢量推力構型之間。

此外，還有不少學者針對電動垂直起降飛行器構型性能、優劣勢進行了研究。文獻［32］中研究者采用理論計算方法［33］分析了多旋翼、傾轉機翼、傾轉旋翼等構型的性能，并與標稱值進行了對比。Nathen 等［34］詳細分析了不同電動垂直起降飛行器的優劣勢，并重點針對涵道矢量推力構型進行了設計與分析。表1 給出了不同構型的優劣勢分析及適用場景。

表1 不同電動垂直起降飛行器優劣勢對比Table 1 Comparison of advantages and disadvantages of eVTOLs

與常規直升機、多旋翼電動垂直起降飛行器相比，矢量推力構型除了增加安全余度外，還兼顧滑跑起降能力，進一步增強了系統失效狀態下的安全著陸能力和降低起飛過程中的能量消耗［35］。

1.3 電動垂直起降飛行器與燃油飛行器對比

文獻［36］對比分析了2 座Joby S2 電動垂直起降飛行器與2 座R22 羅賓遜直升機［36］、Van’s RV-7 固定翼飛機［37-38］的性能，如表2 所示。可以看出，與傳統燃油直升機相比，電動垂直起降飛行器在速度、航程方面均具有較大的優勢；與固定翼飛機相比，航程、商載劣勢明顯。

表2 電動垂直起降飛行器與燃油飛行器對比Table 2 Comparison between eVTOL and fuel powered aircraft

此外，電動垂直起降飛行器另一個顯著的優勢在于較好的經濟性，文獻［36］中進一步對比了不同交通工具購買及使用成本，如表3 所示。可以看出，電動垂直起降飛行器的經濟性與電動汽車的經濟性基本相同，但電動垂直起降飛行器更具時間優勢；經濟性顯著優于燃油直升機，且使用、維護成本更優。

表3 不同電動垂直起降飛行器成本對比Table 3 Cost comparison of eVTOLs

因此除性能之外，本節進一步給出了電動垂直起降飛行器與常規直升機的噪聲特性對比。Stoll 等［39］采用試飛的方式測試了水平飛越狀態下Joby S4 與AW109、R44 等直升機的噪聲水平。圖6 給出了A 計權聲壓級隨時間變化曲線，表4給出了測試過程中的最大A 計權聲壓級對比。可以看出，電動垂直起降飛行器噪聲水平降低約15 dB，且最大聲壓級同樣較小，這主要是由于新型動力總成下，電動垂直起降飛行器旋翼槳尖速度能夠大幅降低，進而減弱了全機氣動噪聲。

表4 水平飛越過程中最大A 計權聲壓級對比Table 4 Comparison of maxim A-weighted sound pressure level in horizontal fly

需要指出的是，雖然相同座位數量下的電動垂直起降飛行器比常規直升機更具性能優勢，但相同噸位下常規燃油直升機性能更具優勢。表5對比分析了Joby S4 與AS350 松鼠直升機［40］性能指標，可以看出憑借構型巡航效率優勢，電動垂直起降飛行器巡航速度較高，但受限于電池能量密度其航程劣勢較明顯。

表5 AS350 松鼠直升機和Joby S4 性能對比Table 5 Comparison of performances between AS350 squirrel and Joby S4

針對電池等能源密度低、能量消耗過快、飛行時間短等缺點，不少研究者從高效氣動布局、先進輕質材料等方面開展了研究［41-42］。然而，文獻［43-44］中分析發現，更具現實意義的降低飛行器能量消耗的舉措是選擇合適的軌跡，即通過降低飛行高度及更平緩的下降飛行軌跡角度。Pradeep 等［45］研究結果同樣表明，電動垂直起降飛行器隨飛行高度增加巡航效率降低。

2 構型與總體參數設計技術

常規燃油直升機基本采用單旋翼加尾槳構型。總體設計參數聚焦在旋翼和尾槳兩方面，主要包括：起飛重量、發動機功率、有效載重、旋翼半徑、旋翼實度、旋翼槳尖速度、槳葉片數、槳盤載荷；尾槳直徑、尾槳實度、尾槳片數、尾槳槳尖速度、尾槳變距范圍等［46］。

固定翼飛機構型較多，如翼身融合、上單翼、下單翼等。總體設計參數包括機翼面積、展弦比、后掠角度，尾翼面積、展弦比等。

相較于傳統飛行器，電動垂直起降飛行器設計存在一定差別和特殊性。首先，電推進系統具有功率相對尺度無關性，使得電動垂直起降飛行器總體設計可突破傳統架構的限制，具有廣闊的設計空間。總體構型和參數設計在融合常規直升機和固定翼飛機的設計參數基礎上，新增總體參數包括：分布式旋翼的數量、分布式旋翼電機功率等。

其次，電推進系統相較于傳統燃料動力系統，其能量來源的轉變不僅會導致布局選型上的差異，也會對動力系統的各組件建模和分系統的布局產生重大影響；且傳統的初步估算飛機燃油重量、航時航程和飛行性能等過程會發生變化并難以適用于電動垂直起降飛行器。因此，對于電動垂直起降飛行器的各種總體參數設計需要重新推導和評估。

電動垂直起降飛行器采用電池加電機的動力總成，懸停狀態電池放電倍率約為3 C～5 C、放電時長約為12～20 min。考慮電池大功率狀態散熱量較大及電池電量安全余量，電動垂直起降飛行器不具備長時懸停能力，這與能長時懸停的常規燃油直升機具有較大差別。而在爬升狀態，電動垂直起降飛行器需用功率更大，如果爬升高度過大，勢必影響飛行器航程。因此，電動垂直起降飛行器飛行高度一般不超過600 m，運行高度基本處于300 m 以下，與現有輕型無人機和通用航空形成空域互補。

前飛狀態下，多旋翼構型機身風阻較大（升阻比低于常規燃油直升機），為保持飛行性能并保證電池安全性，其巡航速度基本處于60 km/h左右，此時電池放電倍率約為3 C，航程約為35 km。但對有機翼構型，前飛巡航效率較高（升阻比高于常規燃油直升機），巡航速度約為180～280 km/h、航程約為150 km。

與常規燃油直升機懸停效率相比，多旋翼構型主要側重用于低速、短距應用場景，因此旋翼槳葉負扭轉較大；有機翼構型中復合推力構型的固定旋翼、獨立推力構型中升力旋翼均以提供懸停升力為主，因此設計中槳葉負扭轉較大，能夠達到-17°左右，常規燃油直升機旋翼槳葉等效負扭轉一般不超過-13°。有機翼構型中復合推力構型的傾轉旋翼、矢量推力構型的傾轉旋翼需要滿足前飛狀態推力需求，因此槳葉負扭轉更大，達到-30°～-40°。這就是雖然電動垂直起降飛行器旋翼槳葉較小，懸停效率依然較大的最主要原因。

一般固定翼飛機展弦比為8～10，V-22 傾轉旋翼飛行器展弦比約為6.5，當前復合推力構型電驅動垂直起降飛行器機翼展弦比>10。分布式電推進系統的一個重要優點可將動力分散到飛行器的各個主要結構上［47］，并可改變機體周圍的流場，提高氣動性能。憑借較高的機翼展弦比和分布式推進-氣動一體化設計，低馬赫數下電驅動垂直起降飛行器全機升阻比約為12～15。但受限于全機阻力增加較為明顯，以及電池最大放電功率、散熱限制等原因，有動力狀態下有機翼構型的電動垂直起降飛行器飛行速度基本維持在350 km/h以下。

需要強調，分布式電推進技術的出現，拓展了飛行器設計的自由度，大幅提高了飛行器的綜合性能。但與此同時將帶來多學科優化設計和計算分析的復雜性等難題［48］。

由于新的能量及推進系統的應用，電動垂直起降飛行器構型發生了較大變化。為了更好地支撐構型發展，建立分析工具及基礎數據庫，美國發起了“NASA 變革性垂直升力技術計劃”（NASA Revolutionary Vertical Lift Technology project，RVLT）［49］。該計劃開發的工具包含：飛行器概念設計與分析［50-53］、飛行器與旋翼噪聲分析［54-55］、操縱品質/控制分析與評估［56］、槳葉和機翼結構設計與分析［57］等。在過去幾年，該技術重點發展了以低排放和低噪聲為目標的多學科設計和優化工具。研究者采用該工具以3 種構型飛行器探索了電動垂直起降飛行器的重點研究領域［58-61］，并依據研究實踐提出電動垂直起降飛行器未來重點發展方向，如圖7 所示。

圖7 NASA 提出的電動垂直起降飛行器研究領域Fig.7 Research areas of eVTOL proposed by NASA

針對電動垂直起降飛行器總體參數設計當中方法缺失問題，Cole 等［62］基于傳統燃油直升機重量、性能預估模型［63-65］，針對電池重量不隨飛行狀態變化的特性，建立了二次循環的全機總體參數分析方法，并采用該方法分析了不同設計參數及電池能量密度、電機功率密度等對全機構型及性能的影響，如圖8 所示。可以看出，與常規直升機總體參數設計相比，主要差別在于多模式飛行狀態需求增加及電池能量估算等方面。

圖8 電動垂直起降飛行器總體參數評估流程Fig.8 Assessment process of eVTOL general parameters

除上述研究外，還有不少研究團隊開展了矢量推力構型［66］、常規構型［67］、傾轉共軸涵道構型電動垂直起降飛行器總體參數及機身［68］、旋翼［69-70］、機翼［71-72］等設計方法。

3 低氣動噪聲設計技術

當前直升機性能是懸停與前飛性能設計的折中［73］，雖然開展了多種降噪設計研究但噪聲依然較大［74-77］，從而限制了其在人口稠密區域的使用［78］。鑒于此，在2016 年Uber 發布的電動垂直起降飛行器發展白皮書中將噪聲指標列為電動垂直起降飛行器廣泛應用的一個重要的因素，并指出“電動垂直起降飛行器在250 ft 高度平飛時噪聲應不高于67 dBA［79］。

電動垂直起降飛行器旋翼幾乎都有變轉速能力，且轉速較高、槳尖速度更低、不同旋翼功能相對獨立，因此其時頻域噪聲特性與傳統燃油直升機具有很大不同。比如，傳統燃油直升機在特定狀態下會出現嚴重的槳-渦干擾現象［80］，而電動垂直起降飛行器由于槳尖速度較低，槳-渦干擾噪聲較小。此外，與傳統燃油直升機相比，除具有厚度/載荷噪聲之外，電動垂直起降飛行器多旋翼、推進-氣動一體化設計的特點使得其存在更嚴重的槳-渦干擾、槳葉-機身干擾、機身-尾跡干擾等多種干擾噪聲［81］，如圖9 所示。

圖9 電動垂直起降飛行器噪聲源示意圖Fig.9 Schematic of noise source for eVTOL

多位學者針對電動垂直起降飛行器旋翼-機體干擾［82-83］、旋翼間干擾［84-86］、旋翼-機翼干擾對全機噪聲的影響開展了系統研究［87-90］。根據電動垂直起降飛行器的噪聲特點，其降噪設計主要圍繞以下幾方面開展：針對旋轉噪聲，可以通過增加槳葉片數、優化槳葉翼型、優化槳葉平面形狀（槳葉厚度增加一倍，噪聲增加6 dB）、降低槳尖速度等方式降低［91］。

在干擾噪聲方面，對于多旋翼構型以降低旋翼間干擾噪聲為主，可通過調整旋翼間轉速、相位、旋轉方向以及相互之間的距離降低干擾噪聲；對于有機翼構型，可通過適當增加旋翼-機身距離、增大推力槳與機身等距離方式避免過大的推力槳/機翼尾跡/旋翼尾跡干擾噪聲。

旋翼噪聲是旋翼類飛行器全機噪聲的主要部分，而旋翼噪聲主要受拉力系數、槳尖馬赫數、槳盤迎角、前進比等參數［92］影響；其中，由于電動垂直起降飛行器創新性的構型，槳盤迎角和前進比對全機噪聲影響降低。而為了滿足全機多旋翼分布式布局的需求，電動垂直起降飛行器旋翼半徑較小，造成槳盤拉力系數過大，因此降低旋翼槳尖速度是降低電驅飛行器噪聲的幾乎唯一途徑。在降低旋翼槳尖速度的同時，為保證旋翼拉力能力，通常需要增大旋翼實度。

文獻［93］開展了低轉速、大實度降噪旋翼設計。以不同俯仰角觀測點噪聲為基準，對比分析了不同實度下旋翼噪聲變化曲線，如圖10 所示。可以明顯看出在3 倍基礎旋翼實度下，懸停狀態旋翼平面內噪聲降低約16～24 dB；5 m/s 爬升率下旋翼噪聲降低約14.5～20 dB；10 m/s 爬升率下旋翼噪聲降低約12.5～16 dB。但同時需要指出的是，降低旋翼噪聲會同時引起槳葉總距增加，這會增大旋翼需用功率，不同實度下旋翼需用功率隨爬升率的變化曲線，如圖11 所示。

圖10 實度對旋翼噪聲影響分析Fig.10 Effects of rotor solidity on rotor noise

圖11 實度對旋翼需用功率影響分析Fig.11 Effects of rotor solidity on required power

為驗證低槳尖速度、大實度旋翼降噪方案的可行性同時為電動垂直起降飛行器旋翼噪聲模型提供驗證數據以支撐技術發展，Techsburg 和AVEC 等組成聯合團隊以4～5 座電動飛行器為背景，開展了縮比模型旋翼噪聲測量［94］。試驗中共設計了3 套旋翼模型以掌握旋翼實度對噪聲特性的影響（圖12）。該模型旋翼槳尖速度為0.27Ma（常規直升機懸停狀態槳尖速度約為0.6Ma）。

圖12 3 套旋翼試驗模型Fig.12 Three rotor test models

試驗場地及噪聲觀測點設置如圖13 所示。槳葉片數對旋翼噪聲影響試驗結果如圖14 所示，圖中BPF 代表槳葉通過頻率（Blade Passage Frequency）。從圖14 可以看出，槳葉片數越少旋翼噪聲越大，特別是1 階槳葉通過頻率噪聲表現尤為明顯。位于60°～150°范圍內觀測點而言，噪聲相差約15～20 dB。而對于2 階以上噪聲，聲壓級差別較小。就噪聲方向性而言，BPF=1 時，2 片和3 片槳葉旋翼噪聲以旋翼平面內單級子噪聲為主。BPF=2，3，4 時，以旋翼軸向的偶極子噪聲為主。

圖13 噪聲試驗觀測點布置圖Fig.13 Observation arrangement in noise experiment

圖14 不同實度下旋翼不同槳葉通過頻率噪聲Fig.14 Noise of different blade passage frequency with different rotor solidity

分布式旋翼設計和低槳尖速度旋翼設計在帶來全機性能提升和噪聲降低的同時，也帶來全新的氣動設計難題。例如，針對小半徑、低轉速旋翼帶來的低雷諾數問題，傳統的動量-葉素理論不再準確［95-96］，急需發展新的高效的旋翼性能分析方法；電驅動飛行器旋翼多采用固定總距、變旋翼轉速的操縱方式，這使得旋翼最優效率工作范圍較窄。

針對上述問題，Zeune 等［97］建立了計及雷諾數修正的旋翼性能分析方法，大幅提升了小半徑旋翼性能計算精度。文獻［98］中，研究者基于BEMT 方法［99］，通過槳葉三維翼型掃描、修正翼型氣動數據的方式，提升了旋翼在大迎角、低雷諾數下的氣動性能。

電動垂直起降飛行器采用的分布式驅動的動力形式引起了旋翼和電機的動力學匹配問題。針對該問題，文獻［100］中學者以綜合匹配效率、推進性能最優、重量最低為目標，開展了旋翼與電機的聯合試驗研究，并獲得了綜合性能較優的旋翼動力學設計。

4 電推進技術

電動垂直起降飛行器的動力系統采用完全電氣化的電推進技術，從能源系統的源頭重塑了飛行器動力體系架構，是航空電氣化發展的新方向和更高級階段［101-102］。電推進技術采用電能作為動力系統的部分或全部能源［103］，包括油電混合動力、電池、燃料電池等，通過電機驅動升力和推進裝置來提供飛行器所需的部分或全部動力，并通過頂層能量管理全面優化能量利用效率［104-106］，有效降低飛行噪聲和污染物排放［107-110］。同時，電動力系統的功率特性對大氣壓力較弱的敏感性可顯著增強動力系統的高原適應性［97］，從而使電動垂直起降飛行器展現出較高的高原適用潛力。

4.1 電池技術

電池的技術水平與各項指標直接關系到電動垂直起降飛行器的性能。鋰離子電池由于具有較高的比能量、良好的循環穩定性、較低的自放電、無記憶效應和綠色環保等優點，是電動飛行器領域最有應用前景的儲能裝備。近年來國內外電動垂直起降飛行器，如美國的Joby S4、Archer Midnight，英國的Vertical X4，國內的峰飛盛世龍、時的科技的E20 等均采用鋰電池作為能源。

電動垂直起降飛行器對鋰離子電池的性能提出了更高的要求。當前電池單體電芯的能量密度最高水平在300 Wh/kg 左右，電池包的能量密度約為220 Wh/kg，遠低于航空燃油的比能量，勉強能滿足小型全電飛行器短程飛行［111-112］需要。電動垂直起降飛行器獨特的運行剖面和任務循環以及苛刻的運行環境對鋰離子電池系統提出了更高的要求［113］。圖15 給出了電動垂直起降飛行器和電動汽車對鋰離子電池的性能要求的對比。可以看出，為了滿足電動垂直起降飛行器的性能指標，需要全面提升電池系統的能量密度、功率密度、安全性、循環壽命等指標。

圖15 電動垂直起降飛行器和電動汽車對鋰離子電池性能要求Fig.15 Li-ion batteries performance requirement between eVTOL and electric vehicle

自20 世紀90 年 代Sony 將LCO（LiCoO2）陰極和石墨陽極的鋰離子電池商業化以來，主流化學體系鋰離子電池能量密度的年增長率約為3%，從2000 年開始年增長率為4%。近10 年來，其他幾種陰極材料（如NCM、NCA 和LFP）的鋰離子電池逐漸商業化，使鋰離子電池的能量密度提升了近3 倍。圖16 給出了當前主流化學體系鋰離子性能對比。綜合來看，三元NCA（LiNi-CoAlO2）電芯具有最佳的能量和功率性能，但成本較高，安全性最低；LFP（LiFePO4）電芯具有最高的安全性，但能量密度只有三元NCA 和NCM（LiNiMnCoO2）電芯一半；相比之下三元NCM（LiNiMnCoO2）電芯的綜合性能最佳，這也使得三元NCM 電池成為當前電動垂直起降飛行器使用最廣泛的電池。

圖16 主流化學體系鋰離子性能對比Fig.16 Comparison of performance of current mainstream Li-ion batteries

固態電池具有比能量高、安全性好等優點，成為當下研究的熱點。寧德時代2023 年5 月研發的凝聚態鋰離子電池，在實驗室獲得了500 Wh/kg的單體能量密度。美國NASA 宣布其電池研發部門SABERS 研發出全新航空級固態鋰離子電池，能量密度達到500 Wh/kg，可以在高溫下持續工作。然而當前固態電池還存在固體電解質的導電能力低、電極界面離子傳輸能力低、固體電解質裂紋導致的鋰枝晶短路、金屬鋰負極的安全性等問題。此外，當下的固態電池只能以很低倍率放電，距離商業化使用還存在較大的差距。

為了滿足電動垂直起降飛行器極端的工作環境對鋰離子電池提出的更嚴苛的性能和耐受性要求，鋰離子電池能量密度、功率密度、便攜性和安全性等方面需要進一步提升。因此，可以預見越來越多的研究將會致力于提升鋰離子電池綜合性能［114］。目前主要的解決方案有：①改進電池關鍵材料和結構，提高鋰離子電池本身的穩定性，如添加電解液添加劑、隔膜設計和制備工藝改進、正負極材料及其結構設計、固體電解質設計等［115-116］；②電池與機身一體化集成，進一步提升電池結構效率和成組效率，進而提升系統能量密度［117］；③設計電池管理系統使鋰離子電池在合適、穩定的工作窗口內運行，以電流、電壓、電阻、壓力變化和氣體生成等參數作為特征參數進行監控，及早對熱失控風險進行預警和干預；④設計電池熱管理系統，使鋰離子電池能夠在理想的溫度范圍（25～40 ℃）內運行［118-120］，同時針對鋰離子電池熱失控導致起火和燃燒的特點，研發高效的阻燃或滅火劑，進行消防系統設計。

4.2 電機與電控技術

電機系統作為電推進系統中的核心動力單元，主要包括電機和電機驅動器，直接決定了電推進系統的能源利用率和推進效能。電動垂直起降飛行器對電機效率和轉矩密度的要求較高，永磁同步電機是電推進動力系統很具前景的方案［121］。當前電動垂直起降飛行器，如Joby S4、Archer Midnight 等均采用了永磁同步電機。根據磁場方向，永磁同步電機有徑向磁通和軸向磁場兩種主要類型［122］。不同拓撲結構的徑向磁通和軸向系統永磁同步電機如圖17 所示。

圖17 永磁同步電機拓撲結構Fig.17 Topology of permanent magnet synchronous motor

軸向磁通永磁電機對徑向空間的利用率高，在長徑比較小的場合，功率密度和轉矩密度具有優勢［123］。由于軸向磁通永磁電機單位徑向長度的功率由外向內遞減，而徑向磁通永磁電機單位軸向長度的功率是均勻的，在相同氣隙面積和相同最大轉子線速度下徑向磁通永磁電機功率更具優勢。受轉子線速度限制，軸向磁通永磁同步電機多應用于十千瓦級至百千瓦級的直驅式推進電機系統［101］。

電機控制器主要用于調節推進電機的轉速和轉矩，其控制響應精度直接影響飛行器推力控制精度。為了提高電機控制器控制精度，國內外專家學者從動態跟蹤性能到抗干擾性能，從高速低載波比到大功率低開關頻率驅動，均進行了建模分析并提出諸多改進優化措施［124］。近年來，為了實現電動飛行器電機系統高壓大功率下逆變器的高頻化，新一代寬禁帶功率器件逐步替代傳統的功率器件。如GE、波音公司的電推進系統逆變器均采用了SiC 功率器件［125-126］，阿肯色大學設計的逆變器則采用了Si IGBT/SiC MOSFET混合模塊［127-128］。同時，為應對高電壓等級和大電流，電機系統大功率逆變器采用多電平拓撲降低單個功率器件的電壓應力，多電平拓撲降低了功率器件的電壓應力，有助于進一步提高開關頻率，同時降低了輸出電壓諧波，進而降低輸出電流諧波［101］。

目前，國內外應用于電動垂直起降飛行器電機與電機驅動器的研究均處于起步階段，為了滿足飛行器電推進系統嚴苛的綜合性能要求，亟需進行技術創新與突破。新型電機材料、先進制造工藝和新型電機拓撲結構是提高推進電機功率密度、轉矩密度、效率和可靠性的關鍵。大功率耐高溫功率模塊和智能化、高魯棒性電機控制技術是電機控制器的重要發展方向。控制器與電機的物理集成以及綜合優化、旋翼-電機一體化設計、高效綜合熱管理技術是實現電推進系統高度集成化和智能化的重要基礎和必須解決的工程難題。

5 飛行控制技術

不同于傳統單旋翼直升機，電動垂直起降飛行器采用分布式旋翼，構型更加多樣化，操縱數量和響應差異性強，大大增加了飛行控制的技術挑戰。圖18 給出了典型有機翼電動垂直起降飛行器所具有的操縱面類型。目前電動垂直起降飛行器控制技術研究聚焦于冗余舵面操縱與協同控制、多飛行模式魯棒控制、故障重構控制、高安全飛控系統架構設計等方向。

圖18 電動垂直起降飛行器冗余操縱示意圖Fig.18 Schematic of redundant manipulation for eVTOL

電動垂直起降飛行器具有旋翼轉速、總距、機翼舵面等冗余操縱面［129］，不同的操縱功效、精度、優先級等是影響操縱控制分配的關鍵因素［130］。例如：旋翼轉速和總距控制具有不同的響應特性［131］，轉速控制響應較慢，控制穩定性好，但容易帶來電機動力學瞬態大功率響應；總距控制響應速度快，可實現較快機動。將旋翼轉速和總距同步控制的方式應用于電動垂直起降飛行器，可以同時發揮轉速在穩態操作控制方面的優勢與總距在機動控制方面的優勢［132］，提高全機飛行控制效果。

針對操縱控制分配問題，目前冗余舵面飛行器的控制分配方法有直接分配、鏈式遞增、最優化分配等［133］。考慮操縱簡潔、安全性、能耗等需求，電動垂直起降飛行器可利用廣義逆、二次規劃等方法求解最優控制分配方案，實現操縱功效、控制響應和優先級等綜合優化［134-135］。

電動垂直起降飛行器垂直起降、巡航飛行、過渡轉換等多模式切換對飛行控制帶來很大挑戰［136］，相比傳統直升機更需要實現全包線飛行魯棒控制［137］。飛行控制存在氣動特性及操縱響應復雜、操縱方式動態轉換/控制通道耦合程度高［138］等難點。國內外學者針對過渡過程氣動分析控制開展旋翼氣流矢量估計補償［139］、模型辨識［140］等方法研究，利用動態逆控制［141］、模型預測控制、多模型自適應控制等方法實現多模式穩定飛行控制。相關研究成果有力推動了電動垂直起降飛行器多模式飛行的動力學特性分析，提高了全包線飛行控制的魯棒性。

電動垂直起降飛行器具備冗余操縱面，故障重構控制是保障飛行安全的重要手段。故障重構控制是指，操縱面故障飛行器構型發生改變的情況下，根據不同舵面功效、全包線操縱策略制定重構方案［142］，利用其余旋翼和舵面繼續穩定飛行。目前神經網絡、多模型匹配、在線辨識、自適應控制［143］等方法的靈活性和故障適應性較好，在故障重構機理和穩定控制方面取得了大量研究成果。

電動化是電動垂直起降飛行器飛行控制系統的重要特征，輕量化和高安全性是重要設計要求。電動垂直起降飛行器飛行控制電動化主要體現在其飛控指令通過高可靠大功率電作動器執行。電動垂直起降飛行器飛控系統取消了傳統液壓作動方式，并通過總線信號傳輸、一體化伺服作動器設計等小型化、集成化手段，實現輕量化設計。高安全性主要通過飛控系統部件的余度設計來實現［144］，但更高的余度配置意味著更復雜的系統和更大的重量體積。電動垂直起降飛行器自身冗余操縱舵面配置在一定程度上可以提高飛行安全。因此，可以結合電動垂直起降飛行器自身高安全性的特點，從整機出發開展安全性設計更有利于實現飛控系統輕量化和全機性能優化。

面對低空城市使用需求，電動垂直起降飛行器飛行控制技術未來向著自主化、智能化發展。通過高級自動控制功能設計、深度學習、強化學習等方法，實現一鍵自主起降、智能避障、自主航線運行、智能邊界保護與故障重構等功能，提高電動垂直起降飛行器自動駕駛和智能化水平。

6 適航技術

所有民用航空器均需獲得適航性認證，對于電動垂直起降飛行器，取得民航管理機構頒發的型號合格證是其用于城市空中交通的必備環節。《國際民用航空公約》附件8“航空器的適航性”中給出了民用航空器型號合格審定需要的最低標準，各國可以根據實際情況制定本國的適航規章［145］。電動垂直起降飛行器作為一種新型航空器，具有如前文所述的新穎設計特征，既不能作為一種適航審定類別，也不能歸入傳統直升機或固定翼的適航審定類別。目前各國局方對電動垂直起降飛行器的適航審定并沒有統一的標準，歐洲航空安全局EASA、美國聯邦航空局FAA、中國民用航空局CAAC 適航法規標準對比如表6所示［12，146-148］。

從表6 可以看出，目前只有歐洲發布了針對小型的VTOL 的統一標準和符合性方法，中國和美國根據每個具體電動垂直起降飛行器機型的特點進行有針對性的適航要求。針對電動垂直起降飛行器的適航審定體系架構設計，歐美采取傳統有人駕駛航空器適航路線；而憑借無人駕駛航空器產業近年來蓬勃發展、無人駕駛航空器審定法規體系架構較完備的優勢，中國民航局將無人駕駛電動垂直起降飛行器的適航審定納入了基于運行風險等級進行分類管理的無人駕駛航空器審查體系。中國這種適航體系架構設計為不同設計特征、預期用途及運行場景的無人駕駛電動垂直起降飛行器以合適的安全性水平進行適航取證創造了有利條件。2023 年10 月13 日，億航EH216-S 型獲得中國民航局頒發的“正常類無人駕駛航空器系統”型號合格證，使其成為了全球首款獲得型號合格證的電動垂直起降飛行器［12］。作為無人駕駛載人航空器，億航EH216-S無人駕駛航空器專用條件中要求其系統和設備滿足每個災難性失效狀態的發生概率是極不可能的（10-9），并且不能由單點失效導致，但為了確保初期運行的安全性，EH216-S 飛行限制在遠程機組視線范圍內。

全球電動垂直起降飛行器主流構型中，除多旋翼構型以外，復合翼、傾轉旋翼、傾轉機翼構型在垂直起降與平飛階段均是采用不同的飛行模式，需要重點考慮全包線各飛行狀態下發生推力系統失效和關鍵系統失效對飛行安全的潛在影響。電動垂直起降飛行器如用于飛越人員密集區域及載人商業運輸，安全目標等同于商業運營的直升機，須滿足持續安全飛行和著陸的要求，并在故障后能夠繼續飛行到原目的地或適當的備降機場。

電推進系統的分布式布置增加了單發故障時的安全性，但是帶來了高壓配電系統和電池系統的潛在風險（如熱失控）。電動垂直起降飛行器使用的電池包之間應具有獨立性并保證垂直起降時電池的耐撞性。對于電動垂直起降飛行器，NASA 提出通過防撞雷達或視覺感知來進行碰撞預防的重要性甚于碰撞緩解設計，同時由于目前對其運行中的碰撞條件研究較少，降落傘或彈道回收系統（Ballistic Recovery System，BRS）［149］對電動垂直起降飛行器的碰撞緩解是否有效還需進一步評估。

傳統小型航空器普遍使用機械操縱，而電動垂直起降飛行器高度電氣化，普遍采用電傳飛行控制系統，并與電推進系統相交聯。國內電傳飛控技術已應用在民用運輸飛機ARJ-21、C919 以及軍用直升機上，但是現有的適航規章要求還不能完全覆蓋電動垂直起降飛行器電傳飛控系統新技術，如自動飛行、包線保護、駕駛員感知等。同時，電動垂直起降飛行器運行模式與傳統直升機或固定翼有所區別，其低空高速低噪的運行場景帶來了鳥撞風險的提升［150］。

電動垂直起降飛行器適航技術的發展體現在對其安全性認識的提升，以證明電動垂直起降飛行器具有相當于甚至超過當前飛機和直升機設計的安全性水平。當前電動垂直起降飛行器的安全性分析主要采用基于系統工程的方法，通過分析系統的實現功能、架構組成和交互關系，建立飛控、電推進等關鍵系統的安全控制模型和功能危害性分析［151］；后續隨著技術發展和運行場景的豐富，可基于事故模型及過程進行整機級和系統級安全性建模，將控制缺陷、反饋缺陷和協調缺陷等可能給系統帶來的風險和隱患的不安全致因充分轉化為系統的設計輸入和適航要求。局方和工業方可以共同建立針對整機及關鍵部件（如電池、電機、電控、電傳飛控）的適航標準，以降低取證成本。

7 結論

本文綜述了電動垂直起降飛行器的技術現狀與未來發展。首先介紹了電動垂直起降飛行器構型特點及不同構型的優劣勢分析。然后介紹了電動垂直起降飛行器構型及總體參數設計技術發展與應用情況。闡述了電動垂直起降飛行器低氣動噪聲設計技術、“三電”技術、高安全飛控技術及適航技術現狀及未來發展。

根據目前的研究，可以得出如下結論：

1）根據電動垂直起降飛行器構型在懸停、巡航狀態的性能差異，頂層謀劃電動垂直起降飛行器發展路線，多旋翼構型、矢量推力構型等構型同步研發，以滿足不同場景使用需求。

2）分布電推進技術在提高電動垂直起降飛行器性能的同時，帶來了更復雜的氣動-推進系統耦合、推進-結構耦合等，進一步增大了分析的復雜性，如復雜的氣動干擾；和更加強調多學科耦合設計。后續融合多學科的快速分析構型與總體參數設計方法將是發展重點。

3）由于全新動力系統的應用，低槳尖速度、大實度旋翼能夠極大降低電動垂直起降飛行器噪聲水平。與傳統燃油直升機相比，電動垂直起降飛行器存在更嚴重干擾噪聲。針對多旋翼構型主要考慮降低旋翼間氣動干擾噪聲；有機翼構型以降低旋翼-機翼間尾跡干擾噪聲為主。

4）電動垂直起降飛行器多模式、多操縱冗余的特性帶來復雜的操縱控制分配、飛行魯邦控制問題。操縱控制優化分配和多模式自適應控制算法逐步應用到飛行控制當中。未來面向復雜城區使用環境的自主化、智能化飛控技術是重要發展方向。

5）鋰離子電池是當前純電電動垂直起降飛行器的主要儲能裝備，瞄準高能量/功率密度需求，先進的電池陽、陰極材料和電解液開發及電池-結構一體化設計是航空電池的重要發展方向。

6）永磁同步電機是電推進系統當前最多采用的電機類型，也是未來很具前景的方案。針對電動垂直起降飛行器低噪聲設計需求，低轉速、大扭矩電機仍是未來的發展重點，融合旋翼、電機、電控一體的化設計是發展趨勢。

7）分布式多旋翼布置使得電動垂直起降飛行器構型百花齊放，很難提出統一的適航要求，目前正在取證的電動垂直起降飛行器多是采用“一機一策”的策略。從安全性角度來講，建議采用從無人駕駛到有人駕駛的研發思路，不斷提高關鍵技術技術成熟度，擴展飛行包線，加快推動在軍、民用領域的應用。