飛行器用永磁電機系統的功率密度與需求展望

李勇， 吳佳鑫， 馬鵬程， 李德洪， 胡建輝， 王騫

(1.哈爾濱工業大學 電氣工程及自動化學院，黑龍江 哈爾濱 150001； 2.中國直升機設計研究所，天津 300450)

0 引 言

隨著高新技術的進步，航空業近幾十年來取得了突飛猛進的發展。以在交通運輸領域中地位越來越重要的航空客運為例，據統計，自20世紀60年代以來，航空客運量以每年9%的速度增長[1]，為國際經濟的發展做出了突出貢獻。但是，航空運輸的發展也帶來了一系列的環境問題，比較突出的就是越來越嚴重的油耗、噪聲、污染問題。數據顯示，2018年商業航空運輸釋放的二氧化碳重量為9.18億噸，占全球二氧化碳排放量的2.4%，與5年前相比增加了32%[2]。因此，在能源供應緊張、環境問題突出的當下，節油、減排、降噪成為了飛行器未來所追求的主要目標。2008年，美國宇航局(NASA)根據當時飛行器的研發情況，提出了未來亞音速商用飛機的性能指標，其中基準技術水平N代表了B737NG的水平[3]。NASA的N+3性能指標對飛行器提出了非常高的要求，尤其在噪音和油耗方面，N+3要求機場周邊位置的晝夜平均音量要小于55 dB，并且要相對B737NG這樣的客機能夠節油70%以上。有文獻認為，隨著新型復合材料和多電技術的應用，裝有渦輪槳扇發動機的飛機有望達到N+2標準。然而，傳統的以渦輪噴氣式發動機為核心的推進系統噪聲大，熱效率存在瓶頸，單純依靠傳統技術很難達到N+3標準[4]。

多年來的研發結果表明，飛行器電氣化(特別是混電和全電驅動)是未來飛行器的主要發展趨勢之一，也是解決節油、減排、降噪的有效手段之一。比如，目前性能最為優良的渦噴發動機，其總體效率也僅為40%左右，而由電能向推進功率轉化的效率完全能夠達到70%以上[5]。

目前，混合動力或純電動飛行器用電機系統已經取得了諸多成效，在固定翼、旋翼等多種飛行器上都得到了應用，但總體看來還存在著電機系統功率等級較小、體積與重量較大、安全性可靠性不足等問題。這其中，由于飛行器要求的特殊性，電機系統的功率密度和可靠性成為制約其在航空領域應用的兩個最主要問題，故障情況下的容錯工作能力是系統可靠性評判的重要標準，而功率密度則直接關系到電氣化技術能否在實際工程中得到應用。在飛行器的電推進領域，電機系統的功率密度至少要與現有渦噴發動機的功率密度(3～8 kW/kg)相當，才具備替代舊有系統的潛力，而NASA則對未來推進電機的功率密度提出了更高的要求(至少13 kW/kg)。

在工程應用最普及的各類原理電機中，永磁電機系統是實現大功率兼顧高功率密度的最優選擇之一。為此，本文主要以永磁電機系統為研究對象，分析飛行器用永磁電機系統的主要應用領域和特定要求，分析影響永磁電機系統功率密度的幾個主要因素，并對飛行器未來發展對永磁電機系統帶來的新需求進行展望。本文為促進大功率永磁電機系統在航空領域的應用做了有益的探索。

1 航空永磁電機的應用與特殊需求

傳統的飛行器以燃油作為一次能源，其二次能源主要有三種形式，即液壓動力、氣動動力和電力。在傳統的飛行器中，大多數作動功能使用液壓動力，氣動動力則用于增壓、除冰和空調等場合，而電力往往僅用于航空電子設備和其他實用功能[6]。在未來的混電或者全電飛行器上，電驅系統則在大多數場合都可能成為主力，如飛控系統的舵面作動、前輪轉向和電動滑行、燃油泵及空調泵等，甚至可用作飛行器主推進的動力來源。目前，飛行器用永磁電機系統主要應用在下面三個領域。

1.1 起動發電系統

傳統的飛行器主要依靠氣動力起動主發動機，而氣動力主要是來自于輔助動力單元(auxiliary power unit,APU)或地面拖車通過通風管道提供[7]。飛行器的APU主要由渦輪噴氣式發動機和起動發電機構成，當飛機停在地面等待起飛而主發動機沒有起動的時候，APU為飛機提供氣動動力和電力，也可以在緊急情況下為飛行器提供壓縮空氣、液壓動力以及電力，用以起動發動機、維持艙內壓力、向航電設備供電等。

現有APU使用最成熟的是航空三級式起動發電機(three-stage starter generator,TSG)，典型結構如圖1所示。TSG的第一級由一個相對較小的永磁發電機組成，它通過可控整流器為第二級勵磁機供電。第三級電勵磁同步發電機是TSG的主發電機，第二級的勵磁機通過旋轉整流器為主發電機勵磁。這樣，既可以通過調節勵磁機電流較為便利地調節主發電機輸出電壓，又可以在緊急情況下切斷主發電機的勵磁電流使輸出電壓歸零，防止電樞繞組短路等故障情況下的起火燃燒。B787系列客機使用的TSG系統是目前航空應用中最具代表性的起動發電系統之一，其單臺容量可以達到250 kVA，起動轉矩可達407 N·m[8]，能夠省去空氣渦輪起動機(air turbine starter,ATS)直接實現主推進發動機的起動，并滿足多電飛行器日益增長的用電需求。

圖1 航空三級式起動發電機結構示意圖Fig.1 Structure of three-stage starter generator

1.2 飛控執行機構

飛行器上用于飛行控制的作動器有三種：電液作動器(electro-hydraulic actuator,EH)、電靜液壓作動器(electro-hydrostatic actuator,EHA)和機電作動器(electro-mechanical actuator,EMA)。EH使用的二次能源是液壓動力，而EHA和EMA則由電力驅動，這表示EHA和EMA需要電機系統支持。多電飛行器中會使用更多的EHA和EMA來代替EH，從而減少飛行器二次能源的種類。由于EMA不使用任何液壓動力，直接利用電機和減速器對飛行器舵面進行驅動控制，因此EMA比EHA重量更輕、效率更高[9]。美國肯尼迪航天中心的研究也印證了這一點，將推力矢量控制系統中的液壓作動器用EMA替代后，有望使得航天飛機單次飛行的費用縮減近300萬美元[10]，但EMA目前還存在機械故障、卡死的可能性，其技術成熟度還不如液壓驅動方案高，這也是未來的一個技術研究方向。

近年來，越來越多的EMA被用于飛行器剎車力伺服[11]以及二級飛行舵面的控制中，例如擾流板、襟翼和縫翼作動等，其電驅動化已構成明顯趨勢。但對于副翼、方向舵和升降舵等主飛行舵面的控制，僅使用EMA驅動仍然面臨著不少挑戰。為避免純EMA系統故障卡死從而導致飛行表面失控的缺點，一些現有的飛行器采用了混合驅動的方式。一種混合驅動方式是采用EHA驅動，最后過渡到EMA。另一種混合驅動方式是將液壓驅動和電驅動直接并聯，這時候EMA起到分擔負載和冗余的作用[12]，B787夢想客機的襟翼作動器使用的就是該方式。目前，在F/A-18上經過飛行測試的副翼純電作動系統是應用于主飛控中的典型EMA系統。該EMA系統采用了兩臺無刷直流電機共同驅動一臺滾珠絲杠的結構，總重量僅26磅，但最大可產生13 200磅的作動力，完全具有替代原液壓作動系統的潛力[13]。

此外，由于電驅動系統的優異性能，近年來也被逐漸應用到飛行器操縱桿的伺服控制等系統中，不過技術尚不成熟。俄羅斯聯合技術航空系統于2015 年在 MC-21-300 飛機上應用了主動側桿控制器，成為全球首次將主動側桿技術應用于大型商用飛機的公司[14]。

1.3 主推進系統

固定翼飛行器中使用電機作為主推進發動機的研究和應用相對較早。2010年，歐盟委員會的研究人員就改裝了一架雙座飛機Rapid-200FC，改裝后的全電動飛機在起飛時使用鋰電池和燃料電池作為主推力電機的電源[15]，巡航時則只使用燃料電池。2011年，西門子為奧地利鉆石航空生產的“DA36”飛行器開發了一臺65 kW的徑向磁路永磁同步電機，作為主推進電機使用[16]，如圖2所示。到2018年，兩家公司合作完成了基于“DA40”的混合動力載人飛行器的首飛。該飛行器支持混合動力飛行和只由電池組供電的純電動飛行兩種飛行模式，但在混合動力飛行模式下，起飛過程中須使用發電機和電池組同時向兩臺永磁電動機供電。在試飛中這一推進系統最多能夠實現5小時的飛行，已具備一定的商用價值。在過去的10年里，其他許多研究或商業機構在固定翼電推進飛機方面也取得了一定的成就，如“Antares 20E”、“e-Spyder”、“Taurus G2”等。但是，絕大多數使用電動機作為主推進動力的飛機是小型或輕型飛行器，其電動機的功率等級一般都在100 kW以下。

圖2 用于DA36 eStar的65 kW永磁電機Fig.2 65 kW PM motor applied in DA36 eStar

與固定翼飛行器相比，旋轉的電機系統在旋翼飛行器中應該更有應用前景，但事實上由于旋翼飛行器需要克服自身重力來實現垂直起降，付出的代價更大，因此關于載人電推進旋翼飛行器的研究和案例相對較少。2015年，德國Volocepter公司成功地進行了一次全電動旋翼機的飛行試驗。該機使用了18個分布式螺旋槳，實現了電動垂直起降功能，并承載兩名乘客飛行了35公里，最大飛行速度為110 km/h。空中客車公司的一款標志性產品全電動旋翼機“City-Airbus”(如圖3所示)于2019年5月實現了首飛。該機使用了4臺涵道式高升力推進裝置，每臺裝置中包含2個電驅動的定距螺旋槳(旋向相反，每個螺旋槳分別由一臺永磁電機驅動)。該旋翼機以120 km/h的速度運送了4名乘客，最長滯空時間為15 min。

圖3 City-Airbus 全電旋翼飛行器Fig.3 City-Airbus all electric rotorcraft

從功能上來看，主推進系統中的電驅動系統須實現大功率動力輸出，為飛行器提供持續、高效、可靠的動力。與傳統的其他動力傳輸領域相類似的，為了提高效率和控制精度，以往的電機系統加機械減速器方案，很可能會被電機系統直接驅動方式所取代，尤其是在轉速相對較低的旋翼飛行器上，這是未來的一個技術突破點。

由此可見，使用電力作為未來飛行器的主要甚至是唯一的二次能源是大勢所趨。對于固定翼飛行器，所用電機系統的功率等級還有待提升；對于旋翼飛行器，其電驅動化進程具有更大的挑戰，驅動的模式(如涵道式和分布式)也需要更深入的探索。

2 航空永磁電機的功率密度分析

不管應用于飛行器的哪個技術領域，功率密度都是飛行器用電機系統最核心的指標。在常見的電機種類中，感應電機和開關磁阻電機的勵磁電流和轉矩電流都必須由定子繞組提供，因此在同等條件下，感應電機和開關磁阻機比永磁同步電機體積更大、功率密度更低。弗吉尼亞理工大學的R.Krishnan等研究人員設計了一系列高功率密度開關磁阻電機應用于航空航天領域，該系列電機的輸出功率為11～25.7 kW，最大功率密度為2.58 kW/kg[17]。與同等功率和轉速下的永磁電機相比，其功率密度明顯要小一些。

另外，超導電機由于能夠大幅度提升電機的電負荷并且顯著降低繞組歐姆損耗而備受關注，但實際應用中還存在其他問題。比如，超導溫度下電樞繞組中的交流電帶來的交流損耗[18]，超導溫度對軸承潤滑和機械傳動效率的影響，鐵心中顯著增加的渦流損耗等。另外，還需要較重的液氮制冷系統來維持超導狀態。例如，由P.J.Masson等人設計的162 kW電勵磁高溫超導電機，其重量僅為28 kg，但卻需要60 kg的制冷系統[19]。因此，超導電機在實際應用中依然面臨著許多嚴峻的挑戰，其應用效果目前還不十分理想。

所以綜合起來看，采用永磁體作為勵磁源的永磁電機應該是現階段飛行器用高功率密度電機的最佳選擇。

2.1 功率密度與磁路結構

針對不同的功率等級、冷卻方式和成本需求，電機將采用不同等級的材料和工藝，提升電機材料性能、改進加工工藝是提升電機功率密度的重要手段之一，比如采用超導材料極大地減小銅損，采用特殊粉末合金鐵心改善鐵損，等等。因此，電機的材料和工藝將不可避免地對電機功率密度產生重大影響。為此，本部分僅在材料和工藝相類似的前提下，探討磁路結構對電機功率密度的影響。

本文檢索了總計46臺高功率密度電機的統計數據[16-26,28]，如圖4所示，希望從總體趨勢上對不同結構的電機進行對比。可以看出，5種最實用的永磁電機磁路結構還是占據大部分，而其中表貼式結構是這其中使用最多的，同時軸向磁通結構和Halbach永磁體陣列也受到了重點關注。

圖4 高功率密度電機結構統計Fig.4 Statistical result of motor structures

表1、表2中列出了多組功率等級相對接近的永磁同步電動機，對比了其結構、額定轉速等因素與功率密度的關系。為使其更具說服力，表1、表2中所列出的電機均已在其應用領域得到使用或存在樣例電機，其他文獻中提供的仿真數據未予列出。可以看出，內置式永磁(interior permanent magnet,IPM)電機主要用于新能源汽車，這主要是基于其弱磁調速能力的考慮。外轉子表貼式永磁(surface-mounted permanent magnet,SPM)電機和軸向磁通永磁電機主要應用于航空、船舶螺旋槳電推進等領域，其功率密度明顯較高。兩類電機的最大功率密度分別達到了10.63 kW/kg和8.16 kW/kg，特別是軸向磁通永磁電機還可以采用無鐵心結構，有利于散熱、降低渦流損耗并減輕電機的重量[20]。

表1 永磁同步電機結構與功率密度

表2 電機的轉速范圍與功率密度

近年來，國內外學者針對高功率密度永磁電機提出了很多新結構。例如，L’Aquila大學的M.Villani等人為EC120直升機尾槳設計了一臺120 kW永磁電機，采用輪輻式磁鋼結構[21]，功率密度可達4.8 kW/kg。除此之外，還有其他外轉子、軸向磁通和Halbach陣列組合使用的多種結構。

以上研究表明，采用Halbach陣列的SPM電機可以獲得更高的最大氣隙磁密，并顯著減少轉子軛的厚度[22]。表1的數據還表明，由于外轉子結構比內轉子結構的電樞直徑更大，更有利于提高電機的轉矩輸出能力和改善散熱。因此，對于航空電推進這樣一種應用場合，徑向磁路外轉子表貼式結構電機和軸向磁通結構是相對更具應用潛力的兩種電機結構類型。

2.2 功率密度與轉速范圍

電機的輸出功率與轉速當然是密切相關的，但轉速的確定需要結合具體的應用環境和性能需求。典型的商用永磁電機的轉速和功率密度關系如表2所示。可以看出，提高電機轉速可以明顯提升電機的功率密度，并且徑向磁通電機比軸向磁通電機更容易獲得更高的轉速。

雖然高速有利于功率密度的提高，但高速電機的應用也存在一定缺點。一是為了能夠在有限的直流母線電壓下達到更高的轉速，高速電機的電感相對較小，輕載情況下會出現明顯的電流斷續問題；二是高速電機對電機轉子、軸承以及傳動機構等提出了更高的結構強度要求；三是和應用對象的匹配問題。比如旋翼飛行器，螺旋槳的額定轉速主要受其直徑的限制，直徑越大螺旋槳額定轉速越低，因為其槳尖線速度通常不允許跨越音速[27]。輕型載人直升機主旋翼額定轉速約為400 r/min，尾槳轉速約為3 000～6 000 r/min，所以高速徑向磁通電機如果應用于這樣的對象就需要多級減速器傳動，而減速和傳動機構的總重量往往與電機本體相當，可能整體重量上得不償失。

因此，在航空電推進應用中，綜合提升電機與配套傳動及減速機構的總功率密度更具有實際意義，單獨追求電機本身的功率密度，對于飛行器全局來說不一定是最優的。

2.3 功率密度與功率等級

大功率電機的功率密度不但取決于功率、重量，還和冷卻方式密切相關。電機的鐵損可以近似看作與電機的體積成正比，而散熱能力則與電機的表面積成正相關，因此功率等級越高、體積越大的電機等效熱阻越大，散熱越困難。這時候冷卻方式就起到了決定性的作用，顯然風冷方式電機的功率密度要明顯低于液冷方式電機。

另外，結構相似而功率不同的系列化電機可能存在一個使該系列電機功率密度最大的額定功率。以斯洛文尼亞的EMRAX電機為例，該系列軸向磁通永磁電機采用了單定子、雙轉子的盤式結構，根據功率等級不同，其外徑在188～348 mm，電機重量在7～42 kg，每個型號包含3個電壓等級以及風冷、液冷以及風/液混合冷卻三種冷卻方式。中壓系列的EMRAX電機的功率密度隨其額定功率的變化關系如圖5所示，其基本規律是電機的功率密度先隨功率等級的提升而增大，在大約100 kW時達到轉折點，轉折點后電機的功率密度反而快速減小[28]。

圖5 EMRAX電機功率密度與功率等級的關系Fig.5 Relationship between power and power density of EMRAX motors

由此可見，單臺電機的功率密度與功率等級并非是單調的函數關系。換言之，在大型飛行器上簡單沿用傳統飛行器架構，利用電機系統直接替代原有發動機的簡單電推進方案可能是難以體現高功率密度的。也許，使用多臺電機代替單臺電機共同實現大功率電推進的等效方案是可行的，或者說，分布式電推進方案是有利于實現電機系統整體功率密度提升的。

3 飛行器的未來發展趨勢及其對電機系統的新要求

從飛行器上電機系統的應用領域來看，起動發電系統和飛控系統執行機構電氣化起到的是錦上添花的作用，而主推進系統的更新換代帶來的則是飛行器機電結構、工作模式等革命化的變革，對飛行器電氣化的發展趨勢具有里程碑式的影響。

3.1 起動發電系統的發展趨勢

從功能上來看，起動發電機系統既要實現對主發動機系統的起動任務(電動機模式)，同時又要承擔緊急情況下的發電任務(發電機模式)，可謂身兼二職。顯而易見的是，從未來發展上看，現有起動發電系統并不是最理想的。一是其三級結構比較復雜，功率密度不可能做的太高；二是其起動過程的控制比較復雜，需要將勵磁機的交流勵磁切換至直流勵磁方式[29]；三是起動和發電是兩套控制器，重量控制上還有很大的改進空間。

由于電力電子技術的快速發展，直流供電系統的優勢日益顯現，集成化的高壓直流起動發電系統不受交流電頻率等因素的制約，有望達到更高的轉速以及高功率密度。因此，這一類起動發電系統具有更為廣泛的應用前景和研究空間。例如，英國諾丁漢大學就對一種45 kW永磁高壓直流發電系統展開了研究[30]。當然，該類起動發電系統的成熟應用還需要在以下三方面有所突破。首先，需要對起動發電機本體的集成化設計和減重優化展開研究，進一步提升起動發電機的功率密度；其次，在控制策略上要進一步解決無位置傳感器的起動以及起動和發電狀態的切換問題；最后，在可靠性方面還要進一步實現起動發電機的故障滅磁和故障隔離，保障起動發電系統的安全運行。

3.2 電作動執行機構的發展趨勢

從功能上來看，飛控執行機構中的電驅動系統主要是實現精準、可靠的伺服驅動任務。與EHA和EMA相比，純電驅系統或者電直接驅動系統的優點是機械結構大大簡化，可以實現直接精準控制，動態響應大幅提升，缺點是力能指標對比上有不足，可靠性還有待提高。

由于多相永磁容錯電機的功率密度高，且具有一定的故障運行能力，該類電機在飛行器電作動領域有著較好的應用前景，但將該類EMA系統更廣泛地應用于各類飛行器中仍需解決以下瓶頸問題。首先，由于滾珠絲杠等傳動系統的剛度和行程間隙等參數往往是非線性的，舵面受力又與飛行狀態息息相關，因此空氣舵的總體負載模型建立具有一定困難；其次，在控制策略方面，為降低EMA的重量和制造成本，需要進一步解決無位置傳感器下的高精度位置伺服問題；此外，還需要進一步提高系統的魯棒性，以抵抗系統中的各類擾動。例如，飛行器的震動等因素引起的外部擾動以及作動器在行程極限附近可能出現的電流跳變等擾動[31]。最后，需要對執行器進行健康管理，即系統可以對執行器的工作狀態進行辨識，從而在故障發生前對可能出現故障的執行機構進行及時地保養或更換。

3.3 主推進系統的發展趨勢

總體上看，飛行器N+3近乎苛刻的降噪和節油標準是未來飛行器必須要達到的門檻。專家們估計，未來的亞音速飛行器必須要在氣動外形和推進系統這兩個方面都取得重大進展才能達到這個標準，這也為主推進系統電氣化提出了新的研究課題。

3.3.1 氣動外形未來之翼身融合

傳統固定翼飛行器的升力是由機翼產生的，機身對升力幾乎沒有貢獻。傳統的雪茄式氣動布局升阻比較低，并且翼根處存在應力集中。翼身的融合旨在平滑機翼和機身之間的連接，以改善飛行器的空氣動力學布局，使機身也可以提供附加升力。升阻比的提高使得飛行器在巡航過程中需要的推力更小，由翼身融合帶來的空氣動力學效率提升，可以有效地減少商用飛行器14%以上的油耗[32]。

“N3-X”是NASA于2011年提出的一種新概念飛機。兩臺由傳統渦輪軸發動機驅動的超導發電機被安裝在機翼兩端的位置，為電驅動涵道風扇提供電能。主推力則是由位于飛機后部的14臺高升力涵道風扇共同提供的，每臺風扇功率約2.5 MW，分別由一臺超導電動機單獨驅動[33]。各涵道風扇之間相互隔離，緊急情況下可實現對故障單元的隔離，并維持一定時間的飛行。空中客車公司也提出了一個相類似的未來空中客運概念飛機“E-Airbus”，如圖6所示。“E-Airbus”的主要推力依賴于飛機后部搭載的6個電動涵道風扇，其電力供應由飛機尾部的渦輪發電機提供。

圖6 E-Airbus概念飛機Fig.6 Concept of E-Airbus

翼身融合的缺點是這種氣動布局會使得機艙高度較低，影響乘客乘坐的舒適性，可能更適合軍用飛行器。但無論如何，采用翼身融合的思路來提高氣動效率必然是未來飛行器發展的一種趨勢。

3.3.2 主推進系統未來之分布式推進

分布式推進有利于降低飛行阻力，提升整機性能。美國宇航局的全電動實驗飛機“X-57”如圖7所示，其推進系統由12個低功率永磁同步電機和2個高功率巡航電機組成。安裝在機翼前緣的12臺高升力螺旋槳只在起飛和著陸過程中起作用。飛行器在巡航過程中，只由機翼兩端的螺旋槳驅動，其他螺旋槳將保持折疊狀態以減少飛行阻力。麥克斯韋“X-57”原型機的推進系統由2臺較大螺旋槳和2臺燃油發動機構成。相比于原型機，改進后空氣動力學性能的提升結合更高效的電推進系統，“X-57”在巡航狀態下的能耗相比于其原型機有望節約80%以上[34]。“X-57”飛行器設計在過去的十年間已經從I型發展到了IV型，雖然項目還沒有完成，但在研究過程中獲得的經驗和結論對于其他飛行器項目也具有啟發和借鑒的意義。

圖7 “X-57”麥克斯韋試驗機Fig.7 “X-57” Maxwell experimental aircraft

一個很簡單的現實就是，翼身融合往往是與分布式電推進設計聯系在一起的，二者不是分開發展的。而且，把一個集中的大功率推進系統分解成分布的若干個小功率推進系統電氣推進技術遠比其他的推進方式更有優勢。為實現翼身融合的特殊氣動布局，需要適當減小單臺推進器的尺寸而增加推進器的數量，采用分布式布局；分布式電推進方案則有助于緩解電機功率密度提升和功率等級提升之間的矛盾關系，同時解決多相電機難以應對的故障問題，提升驅動系統的可靠性。綜合使用翼身融合的氣動布局以及高效的分布式電推進系統，在受到電池組的能量存儲密度和燃料電池輸出功率密度限制的情況下，可能是未來飛行器的最佳選擇。

當然，這兩種新的技術潮流也對電機系統提出了更高的要求，主要核心是兩點：一是翼身融合等新理念需要更好的電機拓撲來支撐，需要根據整機的外形設計提供更合適的電機構型。以涵道式驅動為例，傳統的外定子內轉子徑向磁路結構未見得是最佳選擇，這需要結合涵道性能要求來深入研究。二是采用分布式電驅動后，總體控制策略的優化，而且電機控制要結合氣動學理論、多維尋求最優等。比如，一個大的單臺推進器分解成若干小的分布式驅動器，在功能等效、容錯控制、負載自適應等方面，都是全新的技術問題。

4 結 論

本文介紹了飛行器用電機系統的應用領域，研究了永磁電機系統中磁路結構、轉速范圍、功率等級對電機功率密度的影響，分析了飛行器未來發展趨勢及其對電機系統的新需求，結論如下：

1)飛行器電氣化是未來的主要發展趨勢之一，這其中主推進系統的電氣化是最重要的，對飛行器的未來發展將起到革命性的影響，也是未來研究的重點；

2)永磁電機，尤其是外轉子永磁電機和軸向磁通永磁電機是較為適合飛行器電氣化的電機類型。可以根據具體的應用對象需求，對飛行器供電系統、電作動系統、電推進系統等進行綜合考慮與優化，以有效提升飛行器用永磁電機的功率密度潛力；

3)分布式電推進技術是未來主要的發展趨勢之一，尤其是結合翼身融合等新的氣動布局。它能有效降低單個推進單元的功率等級，更有利于減輕電推進系統的重量，并提高系統的安全性和可靠性。這需要電推進系統在與翼身融合的電機構型、分布式控制策略等方面進行更深入的研究，為飛行器電氣化發展提供技術支撐。