鄧景輝

中國直升機(jī)設(shè)計研究所，景德鎮(zhèn) 333001

雖然城市空中交通（Urban Air Mmobility，UAM）的概念早在20 世紀(jì)70 年代提出，但傳統(tǒng)直升機(jī)在安全、環(huán)保等方面的短板限制了其廣泛應(yīng)用以及城市空中交通的發(fā)展。隨著電儲能技術(shù)和電機(jī)技術(shù)的進(jìn)步以及分布式電驅(qū)動系統(tǒng)的應(yīng)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(fā)展［1-3］。自Uber 公司發(fā)布Uber elevate 報告以來［4］，憑借在城市空中交通領(lǐng)域的巨大應(yīng)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(jù)摩根士丹利預(yù)測，至2040 年城市空中交通行業(yè)總產(chǎn)值能夠達(dá)到1 萬億美元，至2050 年總產(chǎn)值將達(dá)到9 萬億美元［8］。

電動垂直起降飛行器尚處于行業(yè)初始發(fā)展階段，但全球已有不少電動垂直起降飛行器接近實(shí)用。美國方面，由于在2022 年獲得美國FAA（Federal Aviation Administration）135 部運(yùn)營資質(zhì)（尚未獲得型號合格證）［9］，Joby 公司是目前美國最接近載人運(yùn)營的航空公司。Archer 緊隨Joby 之后，有望在2025 年實(shí)現(xiàn)商業(yè)運(yùn)營［10］。在歐洲，Volocopter、Lilium、Airbus 等公司在電驅(qū)動垂直起降飛行器研發(fā)方面同樣取得不俗進(jìn)展，其中，Volocopter 在巴黎附近建設(shè)了垂直起降機(jī)場并期望在2024 年巴黎奧運(yùn)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(fā)。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(lǐng)域全球首張TC（Type Certificate）證書［12］。憑借運(yùn)營維護(hù)成本低、噪聲低、能量效率高等顯著優(yōu)勢［13-15］，電動垂直起降飛行器同樣獲得了美國空軍的關(guān)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(yàn)證項(xiàng)目，以探索這一新興技術(shù)在短距運(yùn)輸、特種作戰(zhàn)、救援搜索等軍事行動中的應(yīng)用［16］。

鑒于電動垂直起降飛行器的廣闊應(yīng)用前景，本文分析了采用鋰電池的電動垂直起降飛行器構(gòu)型特點(diǎn)，總結(jié)了該構(gòu)型總體、氣動噪聲、飛控、電推進(jìn)、適航等技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀及未來發(fā)展趨勢。

1 電動垂直起降飛行器構(gòu)型特點(diǎn)

1.1 電動垂直起降飛行器發(fā)展

電動垂直起降飛行器是指采用電機(jī)驅(qū)動的具備垂直起降能力的飛行器，其中電機(jī)由電動力驅(qū)動，電動力包含電池、燃料電池等不同能源形式［17］?？傮w來講，電池、電機(jī)技術(shù)的進(jìn)步使得電動垂直起降飛行器具有了一定的使用價值，但當(dāng)前電池能量密度約為200～250 Wh/kg，比傳統(tǒng)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(yè)內(nèi)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(fù)雜的機(jī)械結(jié)構(gòu)，加之電機(jī)的尺寸無關(guān)特性［21-23］，分布式電推進(jìn)（Distributed Electric Propulsion，DEP）技術(shù)應(yīng)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(fā)展。DEP技術(shù)使得電動垂直起降飛行器的構(gòu)型突破了傳統(tǒng)架構(gòu)的限制，具有廣闊的設(shè)計空間，使之前許多不可能、不可行的飛行器構(gòu)型成為可能，典型構(gòu)型如圖1 所示［24］。從圖1 可以看出，電動垂直起降飛行器構(gòu)型種類較為豐富［25-26］，其總體構(gòu)型可進(jìn)行多種創(chuàng)新性的氣動-推進(jìn)一體化設(shè)計和非常規(guī)氣動布局設(shè)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(gòu)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(xié)會（VFS）宣布所收錄的電驅(qū)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(yè)正在開發(fā)原型機(jī)［29］。目前有近50%的電驅(qū)動旋翼飛行器還處于概念設(shè)計階段，近30%進(jìn)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(xiàng)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(gòu)型對比

在電動垂直起降飛行器構(gòu)型研究方面，康奈爾大學(xué)的Duffy 等［30］，在相同使用場景下，以飛行器重量最優(yōu)為優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化分析了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)、多旋翼、矢量推力構(gòu)型及復(fù)合翼構(gòu)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(wù)剖面下，重量最低構(gòu)型分布情況。從圖4 可以明顯看出，雖然有機(jī)翼構(gòu)型能夠大幅提升巡航效率，但同時增加了全機(jī)重量，因此航程短、速度低的任務(wù)剖面并不能完全發(fā)揮該構(gòu)型優(yōu)勢；而直升機(jī)和多旋翼構(gòu)型缺少前向推力系統(tǒng)，因此不適合大速度、長航程任務(wù)剖面使用。

圖4 不同使用場景時重量最小構(gòu)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?？梢钥闯觯捎诜植际诫娡七M(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用，即使在較小的能量密度下，傾轉(zhuǎn)、復(fù)合構(gòu)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(dāng)電池能量密度發(fā)展到一定程度，全電常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)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(gòu)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(fù)合翼這3 種典型電動垂直起降飛行器在城市內(nèi)、城市間和大航程場景下的任務(wù)性能。分析參數(shù)包括：槳盤面積、懸停時間、巡航速度、飛行距離和飛行時間。結(jié)果表明，不同構(gòu)型適合不同的使用場景，多旋翼構(gòu)型槳盤載荷較小、懸停效率較高，但由于沒有機(jī)翼，巡航效率較差，因而在短距場景下更具優(yōu)勢；矢量推力構(gòu)型巡航效率更高因此航程較大；復(fù)合翼性能介于多旋翼和矢量推力構(gòu)型之間。

此外，還有不少學(xué)者針對電動垂直起降飛行器構(gòu)型性能、優(yōu)劣勢進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)［32］中研究者采用理論計算方法［33］分析了多旋翼、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼、傾轉(zhuǎn)旋翼等構(gòu)型的性能，并與標(biāo)稱值進(jìn)行了對比。Nathen 等［34］詳細(xì)分析了不同電動垂直起降飛行器的優(yōu)劣勢，并重點(diǎn)針對涵道矢量推力構(gòu)型進(jìn)行了設(shè)計與分析。表1 給出了不同構(gòu)型的優(yōu)劣勢分析及適用場景。

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

與常規(guī)直升機(jī)、多旋翼電動垂直起降飛行器相比，矢量推力構(gòu)型除了增加安全余度外，還兼顧滑跑起降能力，進(jìn)一步增強(qiáng)了系統(tǒng)失效狀態(tài)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(xiàn)［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(jī)［36］、Van’s RV-7 固定翼飛機(jī)［37-38］的性能，如表2 所示?？梢钥闯觯c傳統(tǒng)燃油直升機(jī)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(yōu)勢；與固定翼飛機(jī)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(yōu)勢在于較好的經(jīng)濟(jì)性，文獻(xiàn)［36］中進(jìn)一步對比了不同交通工具購買及使用成本，如表3 所示?？梢钥闯觯妱哟怪逼鸾碉w行器的經(jīng)濟(jì)性與電動汽車的經(jīng)濟(jì)性基本相同，但電動垂直起降飛行器更具時間優(yōu)勢；經(jīng)濟(jì)性顯著優(yōu)于燃油直升機(jī)，且使用、維護(hù)成本更優(yōu)。

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(jié)進(jìn)一步給出了電動垂直起降飛行器與常規(guī)直升機(jī)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(tài)下Joby S4 與AW109、R44 等直升機(jī)的噪聲水平。圖6 給出了A 計權(quán)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(quán)聲壓級對比?？梢钥闯?，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(jìn)而減弱了全機(jī)氣動噪聲。

表4 水平飛越過程中最大A 計權(quán)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(shù)量下的電動垂直起降飛行器比常規(guī)直升機(jī)更具性能優(yōu)勢，但相同噸位下常規(guī)燃油直升機(jī)性能更具優(yōu)勢。表5對比分析了Joby S4 與AS350 松鼠直升機(jī)［40］性能指標(biāo)，可以看出憑借構(gòu)型巡航效率優(yōu)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(jī)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(diǎn)，不少研究者從高效氣動布局、先進(jìn)輕質(zhì)材料等方面開展了研究［41-42］。然而，文獻(xiàn)［43-44］中分析發(fā)現(xiàn)，更具現(xiàn)實(shí)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(jié)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(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計技術(shù)

常規(guī)燃油直升機(jī)基本采用單旋翼加尾槳構(gòu)型?？傮w設(shè)計參數(shù)聚焦在旋翼和尾槳兩方面，主要包括：起飛重量、發(fā)動機(jī)功率、有效載重、旋翼半徑、旋翼實(shí)度、旋翼槳尖速度、槳葉片數(shù)、槳盤載荷；尾槳直徑、尾槳實(shí)度、尾槳片數(shù)、尾槳槳尖速度、尾槳變距范圍等［46］。

固定翼飛機(jī)構(gòu)型較多，如翼身融合、上單翼、下單翼等?？傮w設(shè)計參數(shù)包括機(jī)翼面積、展弦比、后掠角度，尾翼面積、展弦比等。

相較于傳統(tǒng)飛行器，電動垂直起降飛行器設(shè)計存在一定差別和特殊性。首先，電推進(jìn)系統(tǒng)具有功率相對尺度無關(guān)性，使得電動垂直起降飛行器總體設(shè)計可突破傳統(tǒng)架構(gòu)的限制，具有廣闊的設(shè)計空間?？傮w構(gòu)型和參數(shù)設(shè)計在融合常規(guī)直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的設(shè)計參數(shù)基礎(chǔ)上，新增總體參數(shù)包括：分布式旋翼的數(shù)量、分布式旋翼電機(jī)功率等。

其次，電推進(jìn)系統(tǒng)相較于傳統(tǒng)燃料動力系統(tǒng)，其能量來源的轉(zhuǎn)變不僅會導(dǎo)致布局選型上的差異，也會對動力系統(tǒng)的各組件建模和分系統(tǒng)的布局產(chǎn)生重大影響；且傳統(tǒng)的初步估算飛機(jī)燃油重量、航時航程和飛行性能等過程會發(fā)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(shù)設(shè)計需要重新推導(dǎo)和評估。

電動垂直起降飛行器采用電池加電機(jī)的動力總成，懸停狀態(tài)電池放電倍率約為3 C～5 C、放電時長約為12～20 min?？紤]電池大功率狀態(tài)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(guī)燃油直升機(jī)具有較大差別。而在爬升狀態(tài)，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(yùn)行高度基本處于300 m 以下，與現(xiàn)有輕型無人機(jī)和通用航空形成空域互補(bǔ)。

前飛狀態(tài)下，多旋翼構(gòu)型機(jī)身風(fēng)阻較大（升阻比低于常規(guī)燃油直升機(jī)），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(jī)翼構(gòu)型，前飛巡航效率較高（升阻比高于常規(guī)燃油直升機(jī)），巡航速度約為180～280 km/h、航程約為150 km。

與常規(guī)燃油直升機(jī)懸停效率相比，多旋翼構(gòu)型主要側(cè)重用于低速、短距應(yīng)用場景，因此旋翼槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)較大；有機(jī)翼構(gòu)型中復(fù)合推力構(gòu)型的固定旋翼、獨(dú)立推力構(gòu)型中升力旋翼均以提供懸停升力為主，因此設(shè)計中槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)較大，能夠達(dá)到-17°左右，常規(guī)燃油直升機(jī)旋翼槳葉等效負(fù)扭轉(zhuǎn)一般不超過-13°。有機(jī)翼構(gòu)型中復(fù)合推力構(gòu)型的傾轉(zhuǎn)旋翼、矢量推力構(gòu)型的傾轉(zhuǎn)旋翼需要滿足前飛狀態(tài)推力需求，因此槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)更大，達(dá)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(jī)展弦比為8～10，V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器展弦比約為6.5，當(dāng)前復(fù)合推力構(gòu)型電驅(qū)動垂直起降飛行器機(jī)翼展弦比>10。分布式電推進(jìn)系統(tǒng)的一個重要優(yōu)點(diǎn)可將動力分散到飛行器的各個主要結(jié)構(gòu)上［47］，并可改變機(jī)體周圍的流場，提高氣動性能。憑借較高的機(jī)翼展弦比和分布式推進(jìn)-氣動一體化設(shè)計，低馬赫數(shù)下電驅(qū)動垂直起降飛行器全機(jī)升阻比約為12～15。但受限于全機(jī)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(tài)下有機(jī)翼構(gòu)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(qiáng)調(diào)，分布式電推進(jìn)技術(shù)的出現(xiàn)，拓展了飛行器設(shè)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(xué)科優(yōu)化設(shè)計和計算分析的復(fù)雜性等難題［48］。

由于新的能量及推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用，電動垂直起降飛行器構(gòu)型發(fā)生了較大變化。為了更好地支撐構(gòu)型發(fā)展，建立分析工具及基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫，美國發(fā)起了“NASA 變革性垂直升力技術(shù)計劃”（NASA Revolutionary Vertical Lift Technology project，RVLT）［49］。該計劃開發(fā)的工具包含：飛行器概念設(shè)計與分析［50-53］、飛行器與旋翼噪聲分析［54-55］、操縱品質(zhì)/控制分析與評估［56］、槳葉和機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析［57］等。在過去幾年，該技術(shù)重點(diǎn)發(fā)展了以低排放和低噪聲為目標(biāo)的多學(xué)科設(shè)計和優(yōu)化工具。研究者采用該工具以3 種構(gòu)型飛行器探索了電動垂直起降飛行器的重點(diǎn)研究領(lǐng)域［58-61］，并依據(jù)研究實(shí)踐提出電動垂直起降飛行器未來重點(diǎn)發(fā)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(lǐng)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(shù)設(shè)計當(dāng)中方法缺失問題，Cole 等［62］基于傳統(tǒng)燃油直升機(jī)重量、性能預(yù)估模型［63-65］，針對電池重量不隨飛行狀態(tài)變化的特性，建立了二次循環(huán)的全機(jī)總體參數(shù)分析方法，并采用該方法分析了不同設(shè)計參數(shù)及電池能量密度、電機(jī)功率密度等對全機(jī)構(gòu)型及性能的影響，如圖8 所示。可以看出，與常規(guī)直升機(jī)總體參數(shù)設(shè)計相比，主要差別在于多模式飛行狀態(tài)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(shù)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(tuán)隊(duì)開展了矢量推力構(gòu)型［66］、常規(guī)構(gòu)型［67］、傾轉(zhuǎn)共軸涵道構(gòu)型電動垂直起降飛行器總體參數(shù)及機(jī)身［68］、旋翼［69-70］、機(jī)翼［71-72］等設(shè)計方法。

3 低氣動噪聲設(shè)計技術(shù)

當(dāng)前直升機(jī)性能是懸停與前飛性能設(shè)計的折中［73］，雖然開展了多種降噪設(shè)計研究但噪聲依然較大［74-77］，從而限制了其在人口稠密區(qū)域的使用［78］。鑒于此，在2016 年Uber 發(fā)布的電動垂直起降飛行器發(fā)展白皮書中將噪聲指標(biāo)列為電動垂直起降飛行器廣泛應(yīng)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(yīng)不高于67 dBA［79］。

電動垂直起降飛行器旋翼幾乎都有變轉(zhuǎn)速能力，且轉(zhuǎn)速較高、槳尖速度更低、不同旋翼功能相對獨(dú)立，因此其時頻域噪聲特性與傳統(tǒng)燃油直升機(jī)具有很大不同。比如，傳統(tǒng)燃油直升機(jī)在特定狀態(tài)下會出現(xiàn)嚴(yán)重的槳-渦干擾現(xiàn)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(tǒng)燃油直升機(jī)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(jìn)-氣動一體化設(shè)計的特點(diǎn)使得其存在更嚴(yán)重的槳-渦干擾、槳葉-機(jī)身干擾、機(jī)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(xué)者針對電動垂直起降飛行器旋翼-機(jī)體干擾［82-83］、旋翼間干擾［84-86］、旋翼-機(jī)翼干擾對全機(jī)噪聲的影響開展了系統(tǒng)研究［87-90］。根據(jù)電動垂直起降飛行器的噪聲特點(diǎn)，其降噪設(shè)計主要圍繞以下幾方面開展：針對旋轉(zhuǎn)噪聲，可以通過增加槳葉片數(shù)、優(yōu)化槳葉翼型、優(yōu)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(gòu)型以降低旋翼間干擾噪聲為主，可通過調(diào)整旋翼間轉(zhuǎn)速、相位、旋轉(zhuǎn)方向以及相互之間的距離降低干擾噪聲；對于有機(jī)翼構(gòu)型，可通過適當(dāng)增加旋翼-機(jī)身距離、增大推力槳與機(jī)身等距離方式避免過大的推力槳/機(jī)翼尾跡/旋翼尾跡干擾噪聲。

旋翼噪聲是旋翼類飛行器全機(jī)噪聲的主要部分，而旋翼噪聲主要受拉力系數(shù)、槳尖馬赫數(shù)、槳盤迎角、前進(jìn)比等參數(shù)［92］影響；其中，由于電動垂直起降飛行器創(chuàng)新性的構(gòu)型，槳盤迎角和前進(jìn)比對全機(jī)噪聲影響降低。而為了滿足全機(jī)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(shù)過大，因此降低旋翼槳尖速度是降低電驅(qū)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(shí)度。

文獻(xiàn)［93］開展了低轉(zhuǎn)速、大實(shí)度降噪旋翼設(shè)計。以不同俯仰角觀測點(diǎn)噪聲為基準(zhǔn)，對比分析了不同實(shí)度下旋翼噪聲變化曲線，如圖10 所示?？梢悦黠@看出在3 倍基礎(chǔ)旋翼實(shí)度下，懸停狀態(tài)旋翼平面內(nèi)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(shí)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(shí)度對旋翼噪聲影響分析Fig.10 Effects of rotor solidity on rotor noise

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

為驗(yàn)證低槳尖速度、大實(shí)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(yàn)證數(shù)據(jù)以支撐技術(shù)發(fā)展，Techsburg 和AVEC 等組成聯(lián)合團(tuán)隊(duì)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(yàn)中共設(shè)計了3 套旋翼模型以掌握旋翼實(shí)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(guī)直升機(jī)懸停狀態(tài)槳尖速度約為0.6Ma）。

圖12 3 套旋翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.12 Three rotor test models

試驗(yàn)場地及噪聲觀測點(diǎn)設(shè)置如圖13 所示。槳葉片數(shù)對旋翼噪聲影響試驗(yàn)結(jié)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(shù)越少旋翼噪聲越大，特別是1 階槳葉通過頻率噪聲表現(xiàn)尤為明顯。位于60°～150°范圍內(nèi)觀測點(diǎn)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(nèi)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(yàn)觀測點(diǎn)布置圖Fig.13 Observation arrangement in noise experiment

圖14 不同實(shí)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(shè)計和低槳尖速度旋翼設(shè)計在帶來全機(jī)性能提升和噪聲降低的同時，也帶來全新的氣動設(shè)計難題。例如，針對小半徑、低轉(zhuǎn)速旋翼帶來的低雷諾數(shù)問題，傳統(tǒng)的動量-葉素理論不再準(zhǔn)確［95-96］，急需發(fā)展新的高效的旋翼性能分析方法；電驅(qū)動飛行器旋翼多采用固定總距、變旋翼轉(zhuǎn)速的操縱方式，這使得旋翼最優(yōu)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(shù)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(xiàn)［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(shù)據(jù)的方式，提升了旋翼在大迎角、低雷諾數(shù)下的氣動性能。

電動垂直起降飛行器采用的分布式驅(qū)動的動力形式引起了旋翼和電機(jī)的動力學(xué)匹配問題。針對該問題，文獻(xiàn)［100］中學(xué)者以綜合匹配效率、推進(jìn)性能最優(yōu)、重量最低為目標(biāo)，開展了旋翼與電機(jī)的聯(lián)合試驗(yàn)研究，并獲得了綜合性能較優(yōu)的旋翼動力學(xué)設(shè)計。

4 電推進(jìn)技術(shù)

電動垂直起降飛行器的動力系統(tǒng)采用完全電氣化的電推進(jìn)技術(shù)，從能源系統(tǒng)的源頭重塑了飛行器動力體系架構(gòu)，是航空電氣化發(fā)展的新方向和更高級階段［101-102］。電推進(jìn)技術(shù)采用電能作為動力系統(tǒng)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(jī)驅(qū)動升力和推進(jìn)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(yōu)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(tǒng)的功率特性對大氣壓力較弱的敏感性可顯著增強(qiáng)動力系統(tǒng)的高原適應(yīng)性［97］，從而使電動垂直起降飛行器展現(xiàn)出較高的高原適用潛力。

4.1 電池技術(shù)

電池的技術(shù)水平與各項(xiàng)指標(biāo)直接關(guān)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(huán)穩(wěn)定性、較低的自放電、無記憶效應(yīng)和綠色環(huán)保等優(yōu)點(diǎn)，是電動飛行器領(lǐng)域最有應(yīng)用前景的儲能裝備。近年來國內(nèi)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(nèi)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(dāng)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(yuǎn)低于航空燃油的比能量，勉強(qiáng)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(dú)特的運(yùn)行剖面和任務(wù)循環(huán)以及苛刻的運(yùn)行環(huán)境對鋰離子電池系統(tǒng)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?？梢钥闯?，為了滿足電動垂直起降飛行器的性能指標(biāo)，需要全面提升電池系統(tǒng)的能量密度、功率密度、安全性、循環(huán)壽命等指標(biāo)。

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(jì)90 年 代Sony 將LCO（LiCoO2）陰極和石墨陽極的鋰離子電池商業(yè)化以來，主流化學(xué)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(yè)化，使鋰離子電池的能量密度提升了近3 倍。圖16 給出了當(dāng)前主流化學(xué)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(dāng)前電動垂直起降飛行器使用最廣泛的電池。

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

固態(tài)電池具有比能量高、安全性好等優(yōu)點(diǎn)，成為當(dāng)下研究的熱點(diǎn)。寧德時代2023 年5 月研發(fā)的凝聚態(tài)鋰離子電池，在實(shí)驗(yàn)室獲得了500 Wh/kg的單體能量密度。美國NASA 宣布其電池研發(fā)部門SABERS 研發(fā)出全新航空級固態(tài)鋰離子電池，能量密度達(dá)到500 Wh/kg，可以在高溫下持續(xù)工作。然而當(dāng)前固態(tài)電池還存在固體電解質(zhì)的導(dǎo)電能力低、電極界面離子傳輸能力低、固體電解質(zhì)裂紋導(dǎo)致的鋰枝晶短路、金屬鋰負(fù)極的安全性等問題。此外，當(dāng)下的固態(tài)電池只能以很低倍率放電，距離商業(yè)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(huán)境對鋰離子電池提出的更嚴(yán)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(jìn)一步提升。因此，可以預(yù)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(jìn)電池關(guān)鍵材料和結(jié)構(gòu)，提高鋰離子電池本身的穩(wěn)定性，如添加電解液添加劑、隔膜設(shè)計和制備工藝改進(jìn)、正負(fù)極材料及其結(jié)構(gòu)設(shè)計、固體電解質(zhì)設(shè)計等［115-116］；②電池與機(jī)身一體化集成，進(jìn)一步提升電池結(jié)構(gòu)效率和成組效率，進(jìn)而提升系統(tǒng)能量密度［117］；③設(shè)計電池管理系統(tǒng)使鋰離子電池在合適、穩(wěn)定的工作窗口內(nèi)運(yùn)行，以電流、電壓、電阻、壓力變化和氣體生成等參數(shù)作為特征參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控，及早對熱失控風(fēng)險進(jìn)行預(yù)警和干預(yù)；④設(shè)計電池?zé)峁芾硐到y(tǒng)，使鋰離子電池能夠在理想的溫度范圍（25～40 ℃）內(nèi)運(yùn)行［118-120］，同時針對鋰離子電池?zé)崾Э貙?dǎo)致起火和燃燒的特點(diǎn)，研發(fā)高效的阻燃或滅火劑，進(jìn)行消防系統(tǒng)設(shè)計。

4.2 電機(jī)與電控技術(shù)

電機(jī)系統(tǒng)作為電推進(jìn)系統(tǒng)中的核心動力單元，主要包括電機(jī)和電機(jī)驅(qū)動器，直接決定了電推進(jìn)系統(tǒng)的能源利用率和推進(jìn)效能。電動垂直起降飛行器對電機(jī)效率和轉(zhuǎn)矩密度的要求較高，永磁同步電機(jī)是電推進(jìn)動力系統(tǒng)很具前景的方案［121］。當(dāng)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(jī)。根據(jù)磁場方向，永磁同步電機(jī)有徑向磁通和軸向磁場兩種主要類型［122］。不同拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的徑向磁通和軸向系統(tǒng)永磁同步電機(jī)如圖17 所示。

圖17 永磁同步電機(jī)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)Fig.17 Topology of permanent magnet synchronous motor

軸向磁通永磁電機(jī)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(zhuǎn)矩密度具有優(yōu)勢［123］。由于軸向磁通永磁電機(jī)單位徑向長度的功率由外向內(nèi)遞減，而徑向磁通永磁電機(jī)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(zhuǎn)子線速度下徑向磁通永磁電機(jī)功率更具優(yōu)勢。受轉(zhuǎn)子線速度限制，軸向磁通永磁同步電機(jī)多應(yīng)用于十千瓦級至百千瓦級的直驅(qū)式推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)［101］。

電機(jī)控制器主要用于調(diào)節(jié)推進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩，其控制響應(yīng)精度直接影響飛行器推力控制精度。為了提高電機(jī)控制器控制精度，國內(nèi)外專家學(xué)者從動態(tài)跟蹤性能到抗干擾性能，從高速低載波比到大功率低開關(guān)頻率驅(qū)動，均進(jìn)行了建模分析并提出諸多改進(jìn)優(yōu)化措施［124］。近年來，為了實(shí)現(xiàn)電動飛行器電機(jī)系統(tǒng)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(tǒng)的功率器件。如GE、波音公司的電推進(jìn)系統(tǒng)逆變器均采用了SiC 功率器件［125-126］，阿肯色大學(xué)設(shè)計的逆變器則采用了Si IGBT/SiC MOSFET混合模塊［127-128］。同時，為應(yīng)對高電壓等級和大電流，電機(jī)系統(tǒng)大功率逆變器采用多電平拓?fù)浣档蛦蝹€功率器件的電壓應(yīng)力，多電平拓?fù)浣档土斯β势骷碾妷簯?yīng)力，有助于進(jìn)一步提高開關(guān)頻率，同時降低了輸出電壓諧波，進(jìn)而降低輸出電流諧波［101］。

目前，國內(nèi)外應(yīng)用于電動垂直起降飛行器電機(jī)與電機(jī)驅(qū)動器的研究均處于起步階段，為了滿足飛行器電推進(jìn)系統(tǒng)嚴(yán)苛的綜合性能要求，亟需進(jìn)行技術(shù)創(chuàng)新與突破。新型電機(jī)材料、先進(jìn)制造工藝和新型電機(jī)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)是提高推進(jìn)電機(jī)功率密度、轉(zhuǎn)矩密度、效率和可靠性的關(guān)鍵。大功率耐高溫功率模塊和智能化、高魯棒性電機(jī)控制技術(shù)是電機(jī)控制器的重要發(fā)展方向?？刂破髋c電機(jī)的物理集成以及綜合優(yōu)化、旋翼-電機(jī)一體化設(shè)計、高效綜合熱管理技術(shù)是實(shí)現(xiàn)電推進(jìn)系統(tǒng)高度集成化和智能化的重要基礎(chǔ)和必須解決的工程難題。

5 飛行控制技術(shù)

不同于傳統(tǒng)單旋翼直升機(jī)，電動垂直起降飛行器采用分布式旋翼，構(gòu)型更加多樣化，操縱數(shù)量和響應(yīng)差異性強(qiáng)，大大增加了飛行控制的技術(shù)挑戰(zhàn)。圖18 給出了典型有機(jī)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(shù)研究聚焦于冗余舵面操縱與協(xié)同控制、多飛行模式魯棒控制、故障重構(gòu)控制、高安全飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)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(zhuǎn)速、總距、機(jī)翼舵面等冗余操縱面［129］，不同的操縱功效、精度、優(yōu)先級等是影響操縱控制分配的關(guān)鍵因素［130］。例如：旋翼轉(zhuǎn)速和總距控制具有不同的響應(yīng)特性［131］，轉(zhuǎn)速控制響應(yīng)較慢，控制穩(wěn)定性好，但容易帶來電機(jī)動力學(xué)瞬態(tài)大功率響應(yīng)；總距控制響應(yīng)速度快，可實(shí)現(xiàn)較快機(jī)動。將旋翼轉(zhuǎn)速和總距同步控制的方式應(yīng)用于電動垂直起降飛行器，可以同時發(fā)揮轉(zhuǎn)速在穩(wěn)態(tài)操作控制方面的優(yōu)勢與總距在機(jī)動控制方面的優(yōu)勢［132］，提高全機(jī)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?zhǔn)竭f增、最優(yōu)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(guī)劃等方法求解最優(yōu)控制分配方案，實(shí)現(xiàn)操縱功效、控制響應(yīng)和優(yōu)先級等綜合優(yōu)化［134-135］。

電動垂直起降飛行器垂直起降、巡航飛行、過渡轉(zhuǎn)換等多模式切換對飛行控制帶來很大挑戰(zhàn)［136］，相比傳統(tǒng)直升機(jī)更需要實(shí)現(xiàn)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(yīng)復(fù)雜、操縱方式動態(tài)轉(zhuǎn)換/控制通道耦合程度高［138］等難點(diǎn)。國內(nèi)外學(xué)者針對過渡過程氣動分析控制開展旋翼氣流矢量估計補(bǔ)償［139］、模型辨識［140］等方法研究，利用動態(tài)逆控制［141］、模型預(yù)測控制、多模型自適應(yīng)控制等方法實(shí)現(xiàn)多模式穩(wěn)定飛行控制。相關(guān)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(xué)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(gòu)控制是保障飛行安全的重要手段。故障重構(gòu)控制是指，操縱面故障飛行器構(gòu)型發(fā)生改變的情況下，根據(jù)不同舵面功效、全包線操縱策略制定重構(gòu)方案［142］，利用其余旋翼和舵面繼續(xù)穩(wěn)定飛行。目前神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、多模型匹配、在線辨識、自適應(yīng)控制［143］等方法的靈活性和故障適應(yīng)性較好，在故障重構(gòu)機(jī)理和穩(wěn)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(tǒng)的重要特征，輕量化和高安全性是重要設(shè)計要求。電動垂直起降飛行器飛行控制電動化主要體現(xiàn)在其飛控指令通過高可靠大功率電作動器執(zhí)行。電動垂直起降飛行器飛控系統(tǒng)取消了傳統(tǒng)液壓作動方式，并通過總線信號傳輸、一體化伺服作動器設(shè)計等小型化、集成化手段，實(shí)現(xiàn)輕量化設(shè)計。高安全性主要通過飛控系統(tǒng)部件的余度設(shè)計來實(shí)現(xiàn)［144］，但更高的余度配置意味著更復(fù)雜的系統(tǒng)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(jié)合電動垂直起降飛行器自身高安全性的特點(diǎn)，從整機(jī)出發(fā)開展安全性設(shè)計更有利于實(shí)現(xiàn)飛控系統(tǒng)輕量化和全機(jī)性能優(yōu)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(shù)未來向著自主化、智能化發(fā)展。通過高級自動控制功能設(shè)計、深度學(xué)習(xí)、強(qiáng)化學(xué)習(xí)等方法，實(shí)現(xiàn)一鍵自主起降、智能避障、自主航線運(yùn)行、智能邊界保護(hù)與故障重構(gòu)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(shù)

所有民用航空器均需獲得適航性認(rèn)證，對于電動垂直起降飛行器，取得民航管理機(jī)構(gòu)頒發(fā)的型號合格證是其用于城市空中交通的必備環(huán)節(jié)。《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(biāo)準(zhǔn)，各國可以根據(jù)實(shí)際情況制定本國的適航規(guī)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(shè)計特征，既不能作為一種適航審定類別，也不能歸入傳統(tǒng)直升機(jī)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(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，歐洲航空安全局EASA、美國聯(lián)邦航空局FAA、中國民用航空局CAAC 適航法規(guī)標(biāo)準(zhǔn)對比如表6所示［12，146-148］。

從表6 可以看出，目前只有歐洲發(fā)布了針對小型的VTOL 的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)和符合性方法，中國和美國根據(jù)每個具體電動垂直起降飛行器機(jī)型的特點(diǎn)進(jìn)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(gòu)設(shè)計，歐美采取傳統(tǒng)有人駕駛航空器適航路線；而憑借無人駕駛航空器產(chǎn)業(yè)近年來蓬勃發(fā)展、無人駕駛航空器審定法規(guī)體系架構(gòu)較完備的優(yōu)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(yùn)行風(fēng)險等級進(jìn)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(gòu)設(shè)計為不同設(shè)計特征、預(yù)期用途及運(yùn)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(jìn)行適航取證創(chuàng)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(fā)的“正常類無人駕駛航空器系統(tǒng)”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(tǒng)和設(shè)備滿足每個災(zāi)難性失效狀態(tài)的發(fā)生概率是極不可能的（10-9），并且不能由單點(diǎn)失效導(dǎo)致，但為了確保初期運(yùn)行的安全性，EH216-S 飛行限制在遠(yuǎn)程機(jī)組視線范圍內(nèi)。

全球電動垂直起降飛行器主流構(gòu)型中，除多旋翼構(gòu)型以外，復(fù)合翼、傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)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(diǎn)考慮全包線各飛行狀態(tài)下發(fā)生推力系統(tǒng)失效和關(guān)鍵系統(tǒng)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(qū)域及載人商業(yè)運(yùn)輸，安全目標(biāo)等同于商業(yè)運(yùn)營的直升機(jī)，須滿足持續(xù)安全飛行和著陸的要求，并在故障后能夠繼續(xù)飛行到原目的地或適當(dāng)?shù)膫浣禉C(jī)場。

電推進(jìn)系統(tǒng)的分布式布置增加了單發(fā)故障時的安全性，但是帶來了高壓配電系統(tǒng)和電池系統(tǒng)的潛在風(fēng)險（如熱失控）。電動垂直起降飛行器使用的電池包之間應(yīng)具有獨(dú)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(dá)或視覺感知來進(jìn)行碰撞預(yù)防的重要性甚于碰撞緩解設(shè)計，同時由于目前對其運(yùn)行中的碰撞條件研究較少，降落傘或彈道回收系統(tǒng)（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(jìn)一步評估。

傳統(tǒng)小型航空器普遍使用機(jī)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(tǒng)，并與電推進(jìn)系統(tǒng)相交聯(lián)。國內(nèi)電傳飛控技術(shù)已應(yīng)用在民用運(yùn)輸飛機(jī)ARJ-21、C919 以及軍用直升機(jī)上，但是現(xiàn)有的適航規(guī)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(tǒng)新技術(shù)，如自動飛行、包線保護(hù)、駕駛員感知等。同時，電動垂直起降飛行器運(yùn)行模式與傳統(tǒng)直升機(jī)或固定翼有所區(qū)別，其低空高速低噪的運(yùn)行場景帶來了鳥撞風(fēng)險的提升［150］。

電動垂直起降飛行器適航技術(shù)的發(fā)展體現(xiàn)在對其安全性認(rèn)識的提升，以證明電動垂直起降飛行器具有相當(dāng)于甚至超過當(dāng)前飛機(jī)和直升機(jī)設(shè)計的安全性水平。當(dāng)前電動垂直起降飛行器的安全性分析主要采用基于系統(tǒng)工程的方法，通過分析系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)功能、架構(gòu)組成和交互關(guān)系，建立飛控、電推進(jìn)等關(guān)鍵系統(tǒng)的安全控制模型和功能危害性分析［151］；后續(xù)隨著技術(shù)發(fā)展和運(yùn)行場景的豐富，可基于事故模型及過程進(jìn)行整機(jī)級和系統(tǒng)級安全性建模，將控制缺陷、反饋缺陷和協(xié)調(diào)缺陷等可能給系統(tǒng)帶來的風(fēng)險和隱患的不安全致因充分轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)的設(shè)計輸入和適航要求。局方和工業(yè)方可以共同建立針對整機(jī)及關(guān)鍵部件（如電池、電機(jī)、電控、電傳飛控）的適航標(biāo)準(zhǔn)，以降低取證成本。

7 結(jié)論

本文綜述了電動垂直起降飛行器的技術(shù)現(xiàn)狀與未來發(fā)展。首先介紹了電動垂直起降飛行器構(gòu)型特點(diǎn)及不同構(gòu)型的優(yōu)劣勢分析。然后介紹了電動垂直起降飛行器構(gòu)型及總體參數(shù)設(shè)計技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用情況。闡述了電動垂直起降飛行器低氣動噪聲設(shè)計技術(shù)、“三電”技術(shù)、高安全飛控技術(shù)及適航技術(shù)現(xiàn)狀及未來發(fā)展。

根據(jù)目前的研究，可以得出如下結(jié)論：

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

2）分布電推進(jìn)技術(shù)在提高電動垂直起降飛行器性能的同時，帶來了更復(fù)雜的氣動-推進(jìn)系統(tǒng)耦合、推進(jìn)-結(jié)構(gòu)耦合等，進(jìn)一步增大了分析的復(fù)雜性，如復(fù)雜的氣動干擾；和更加強(qiáng)調(diào)多學(xué)科耦合設(shè)計。后續(xù)融合多學(xué)科的快速分析構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計方法將是發(fā)展重點(diǎn)。

3）由于全新動力系統(tǒng)的應(yīng)用，低槳尖速度、大實(shí)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(tǒng)燃油直升機(jī)相比，電動垂直起降飛行器存在更嚴(yán)重干擾噪聲。針對多旋翼構(gòu)型主要考慮降低旋翼間氣動干擾噪聲；有機(jī)翼構(gòu)型以降低旋翼-機(jī)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(fù)雜的操縱控制分配、飛行魯邦控制問題。操縱控制優(yōu)化分配和多模式自適應(yīng)控制算法逐步應(yīng)用到飛行控制當(dāng)中。未來面向復(fù)雜城區(qū)使用環(huán)境的自主化、智能化飛控技術(shù)是重要發(fā)展方向。

5）鋰離子電池是當(dāng)前純電電動垂直起降飛行器的主要儲能裝備，瞄準(zhǔn)高能量/功率密度需求，先進(jìn)的電池陽、陰極材料和電解液開發(fā)及電池-結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計是航空電池的重要發(fā)展方向。

6）永磁同步電機(jī)是電推進(jìn)系統(tǒng)當(dāng)前最多采用的電機(jī)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(shè)計需求，低轉(zhuǎn)速、大扭矩電機(jī)仍是未來的發(fā)展重點(diǎn)，融合旋翼、電機(jī)、電控一體的化設(shè)計是發(fā)展趨勢。

7）分布式多旋翼布置使得電動垂直起降飛行器構(gòu)型百花齊放，很難提出統(tǒng)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(jī)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(fā)思路，不斷提高關(guān)鍵技術(shù)技術(shù)成熟度，擴(kuò)展飛行包線，加快推動在軍、民用領(lǐng)域的應(yīng)用。