图 2 AgustaWestland Project Zero eVTOL ，源自从概念化到测试
图 2 展示了 AgustaWestland Project Zero eVTOL [l]；该项 目被广泛认为是全球首个大尺寸 eVTOL 技术验证机。其首次悬停测试于 2011 年完成。
电动大型直升机这一概念是在1984年于麻省理工学院与Norman Ham教授及Rene Miller教授共同开展研究项目期间提出并计算得出的。2008年，作者认为电动旋翼机不必采用传统直升机的形式；于是提出了电动VTOL飞机的概念，并为其创造了通用性名称“eVTOL”。
Project Zero 的初步草图于 2010 年完成，详细工程设计则于 2011 年1 月启动 。该项目最初并非旨在研制商用飞机；其目的在于证明大规模电动垂直起降在技术上具有可行性。该飞行器可设计为采用 800 伏电池的纯电力系统，也可作为配备涡轮柴油发电机的混合动力平台运行；其尺寸设计适用于单座飞行员操作或可选的无人操作模式。
该演示项目实现了既定目标，仅用四个月就完成了从零开始的全新设计。主要成果包括复合材料机身、3 kW/kg 轴向磁通电机、800 伏液冷逆变器、机电式独立桨距控制、电传控制系统、碳纤维旋翼叶片以及带护罩的倾转式旋翼。Project Zero 的研究于 2012 年结束；当时已明确， eVTOL 的更广泛应用将取决于电池比能量和电动推进功率密度的进一步提升。
随后，作者还设计了多种其他 eVTOL 飞行器，其中包括这款采用前部倾转旋翼的串联翼 eVTOL（图 3）；该飞行器于 2019 年进行了飞行测试。这一 5 人座串联翼设计通过 CFD 及其他计算代码进行了全面分析，其按比例缩放的版本成功完成了百余次悬停、过渡状态及全机翼承载前向飞行的飞行测试。
图 4 飞机构型权衡研究的示例
此外，还开展了进一步的试验研究，以比较鸭式飞机与常规飞机构型。针对图5[3]中所示的每种构型，均设计并制造了一个可飞行试验模型。
采用带倾转旋翼的串联翼构型，是因为这种构型便于乘客上下机，可充分利用机身长度以容纳飞行员、乘客和行李，乘客舱位于飞机重心位置；最重要的是，它能为垂直起降提供紧凑的 D 值 。如图 3 所示的“PS1” 设计，其 D 值仅为 13 米，这意味着整架飞机可完全容纳在直径为 13 米的圆形区域内。这使得 PS1 能够用于专为小型 Part 27 直升机设计的起降场。
选择采用带倾转旋翼的串联翼构型，主要基于以下几方面原因：它便于乘客上下机；能充分利用机身长度，为飞行员、四名乘客及行李提供空间；并将客舱置于飞机重心位置。由此形成的“PS1” 设计如图 3 所示，其 D值仅为 13 米，这意味着整架飞机可完全容纳在直径为13 米的圆形区域内。这使得 PS1 能够在专为小型 Part 27 直升机设计的直升机起降场起降。
对于串联翼构型，现有文献较为有限，因此开展了一项专门的风洞试验，以评估升阻比（L/D）特性； 同时采用 CFD 进行预测。样机的飞行试验为稳定性和控制性能提供了宝贵数据，并有助于确定最佳稳定性裕度和重心范围。
在传统的飞机和直升机研发过程中，由于经过数十年的改进后，其性能和操控特性已得到充分掌握，通常不再需要进行缩比模型飞行试验。相比之下，许多 eVTOL构型具有新颖性和非传统性，因此缩比模型、飞行演示器以及风洞试验对于理解其运行特性仍至关重要。
图6 ：2021 年至2023 年于南洋理工大学开展的风洞试验，用于验证非传统串联翼构型的空气动力学特性
2023年，南洋理工大学 eVTOL 中心启动了一项新的研究计划，旨在设计并建造一架翼展为 8 米（26.2 英尺）的大型 eVTOL 技术演示机。为简化设计，最终选择了采用更传统机翼–尾翼布局的“升力+巡航”构型，而非采用双联翼、倾转旋翼的设计。
该项目的目标是研究并开发 eVTOL 飞行器所需的核心技术。这包括开发分析工具，以及设计并制造功率高达100 kW 的轴向磁通电机和逆变器、配电单元（PDU）、高压电气架构和容错控制律。该项目还开发了一套电池管理系统（BMS）以及电池组，其组级比能量达到 200 Wh/kg 。与此同时，项目还采用创新的层压铺层方法，开发了一种碳石墨复合材料机身。
研究团队还研究了在特定部件中采用热塑性塑料和镁合金的可能性，并开发了将回收的热固性复合材料废弃物纳入非飞行关键部件的方法。所有这些技术均被整合到图 7 所示的技术演示机中。
图 7 ：本文讨论所采用的 Lift + Cruise eVTOL 构型
图 8 ：研发一款新型飞机需要 7 至 10 年
一款5座、3吨（3, 175 kg或7,000 lbs）eVTOL航空器的开发成本——从概念阶段到首台获认证产品交付——目前估计约为10–20亿美元（按2026年美元价值计算）。实际成本会因航空器配置而异；采用机翼和倾转旋翼的设计通常更为复杂，因此成本也高于多旋翼构型配置。
在首架经认证的 eVTOL 飞机交付后，OEM 可能还需要4 至 6 年才能实现盈亏平衡，并收回初始的一次性开发投资。
以波音 787 梦想客机为例，该项目的开发成本在 2004 年至 2011 年期间约为 320 亿美元。首架飞机于2011 年交付给客户。
假设每架飞机的典型售价约为2.5亿美元（具体取决于配置），预计经常性生产成本约为2.25 亿美元（涵盖材料、人工、间接费用、能源、营销及其他支出），波音每架飞机的利润约为2,500万美元。按此利润率计算，需要售出约1,280架飞机才能收回320亿美元的研发投资。截至2026 年3月底，波音已累计交付1,264 架梦想客机。
对于一款eVTOL 飞机，若一次性开发成本为 15 亿美元，每架飞机的售价为 350 万美元，且经常性生产成本为 300万美元，则每架飞机的利润将为 50 万美元。在此利润率下，需要售出 3,000 架飞机才能达到盈亏平衡点。若每架飞机的利润改为 100 万美元，则盈亏平衡点将降至 1,500架飞机。然而实际上，要实现 19 00万利润的可能性很低。
对于大多数飞机原始设备制造商而言，年度总净利润率通常处于收入的 5–8% 区间，而单架飞机利润率则通常在 15% 左右。此外，eVTOL 的量产爬坡预计需要数年时间；首年的初始产量可能低至 20 架，而要实现年产量达到 200 至 500 架，可能需要三年或更长时间。鉴于这些因素，在启动 eVTOL 项目之前，制定一个稳健且经过审慎论证的商业方案至关重要。
一旦建立了坚实的商业案例，下一步就是组建一支由VTOL/旋翼机设计师和工程师组成的经验丰富的团队，然后开始概念设计阶段。到概念设计阶段结束时，通常还会剩下一个或多个类似的 eVTOL 构型。这种逐步筛选过程可以以70% 到 80% 的准确率预测 MTGW 、飞机开发成本和飞机生命周期成本。
到概念设计阶段结束时，通常会消耗总非一次性预算的约 5% 。初步设计阶段会再消耗约 10% 。详细设计阶段对资源的消耗显著增加；随着团队规模和工程工作量相应扩大 ，该 阶段可 能消耗总非一次性预算 的约40– 50% 。剩余预算通常用于飞行测试、最终工程优化、认证活动以及生产准备。
在每个阶段结束时，都会与公司管理层、投资者及工程领导层举行评审会议，以作出“批准”或“ 不批准”的决定。实际上，直接获得“批准”的情况较为少见；更常见的情况是，需要作出某些修改，随后再举行一次针对特定技术或项目领域的评审会议，之后才会批准项目推进。
1. 列出关键性能参数（KPP）。
2. 在飞机和系统层面，对现有的 eVTOL 设计进行基准分析。
3. 进行重量估算。
4. 请先选择桨盘载荷方式，并确定旋翼的尺寸， 以进行悬停。
5. 请选择一种稳定的巡航配置。
6. 针对飞机构型在悬停与巡航状态下的性能差异开展对比研究，并在复杂性、可制造性、可维护性及全生命周期成本之间实现平衡。
7. 对子系统/设备进行均衡研究。
8. 通过迭代优化权重和性能。
1. 关键性能参数（KPP）
图9 展示了一款通用eVTOL 飞机的 KPP 示例 。这些KPP 应同时兼顾性能与驾驶舱方面的考量，包括内部布局与外部设计。它们对于确定飞机的尺寸至关重要，因为KPP 会直接影响对重量、功率及能源需求的估算。
还可以纳入额外的 KPP ，以涵盖外部维度及其他设计约束。然而，定义过多参数可能会增加收敛难度；而过于雄心勃勃或不切实际的 KPP 集合则可能延误项目进度。此外，KPP 还必须明确技术基线，即采用哪一年的技术假设，以及商业运营的目标投运日期。
图 9 关键性能参数（KPP）示例
作为制定商业论证和明确KPPs工作的一部分，有必要确立预期的任务剖面。这包括确定该飞行器是专为短程空中出租车运营、远程货运配送、快速响应型EMS任务，还是长时滞空续航而设计。图10展示了一个任务剖面示例。对于图7中的Lift +CruiseeVTOL，以电池供电下的100 km 任务航程作为2030 年的设计目标。
图 10：eVTOL 任务剖面示例
2. 用于比较竞争对手的基准分析
下一步是开展基准分析。其目的在于建立对问题的直观理解，并验证所选 KPP 、飞机尺寸及初步性能估算是否合理。基准分析还有助于在流程早期发现并纠正错误。
图11 不同eVTOL的悬停功率（kW）与飞机最大起飞总重（MTGW）的基准分析对比
例如，如果一款2,500 kg MTGW eVTOL设计的悬停功率计算仅需400 kW ，图11表明，悬停功率很可能被低估了。
开发一套可靠的基准分析通常需要数月时间，最终生成约20到30个对比图。这些图表应包括以下关系：不同竞争机型所需 的功率与MTGW 的关系 、机翼面积与MTGW 的关系、最佳航程速度（Vbr）与 MTGW 的关系、悬停升力效率（kg/kw）与桨盘载荷的关系， 以及每磅制造成本与 MTGW 的关系等。
3. 重量估算
重量控制是任何航空器研发项目中最关键的环节之一，对于 eVTOL 航空器而言尤其如此，因为电池可占航空器总重量的高达 30% 。为满足商业需求而提高电池容量以延长航程并提升有效载荷，会迅速导致额外重量增加、功率需求上升，并最终使航空器尺寸增大——从而形成一种叠加式的“雪球效应”。
在大多数飞机项目中，最大起飞总重（MTGW）往往会随时间增长，且常常超过最初的目标值。为了应对这一风险，明智的做法是预留4%至6%的重量增长余量。这一过程应从对整个飞机的自上而下的重量分配开始，确保各子系统之间的重量分布既现实又与基准飞机中观察到的趋势相一致。
图12展示了大多数eVTOL飞机建议的初始重量分布目标百分比。对于图7所示的5人座升载+巡航配置，选择了最大起飞总重（MTGW）为3, 175 kg ， 目标有效载荷为500 kg 。该有效载荷可以代表5名乘客或500 kg的货物。
图 12：eVTOL 建议的初始重量分布
下一步是初步估算 MTGW 的自下而上的估值。在此阶段，每个子系统的权重应基于对市售组件的合理选择。这也是一个关键决策点，用于确定设计应受当前技术限制，还是基于未来3到4年的预期进展。
图13 所示的电机总重量可通过现有电机技术的比功率进行估算。例如，若悬停、爬升和机动需要 1,000 kW ，而电机提供的连续比功率为 5 kW/kg（2.27 kW/lb），则电机总质量约为 440 lbs。
图 13 MTGW 的初步自下而上估算值
图 14 展示了电动机、涡轮发动机、活塞发动机和柴油发动机比功率的基准对比。图显示2026 年电动机的最先进比功率约为6 kW/kg 。然而 ，这一数值需要谨慎解读：它可能主要适用于中高速转数电机；若需要采用直驱、低转数、高扭矩配置，则可实现比功率可能会更低。此外，所给出的比功率还必须将相关系统的重量纳入考量，若采用液冷式电机结构，则还需计入液冷组件的重量。
图 14 不同推进方式下的比功率对比
4. 选择桨盘载荷
对于任何旋翼机或eVTOL飞行器而言，最重要的尺寸参数之一是桨盘载荷，因为它直接决定了悬停效率。一旦选定合适的盘载量，下一步就是确定旋翼数量、其直径以及旋翼转速。为了帮助控制噪声，桨叶尖端速度通常保持在556 km/h以下（基于1235 km/h的声速，约合0.45马赫）。
一旦定义了 MTGW，较低的桨盘载荷意味着悬停所需功率更低。图15展示了悬停升力效率随桨盘载荷变化的关系。大多数常规直升机的工作桨盘载荷范围为3 至10 lb/ft2。例如，满载的SikorskyUH-60LBlackHawk在22,000 lbsMTGW时处于这一大致范围内；而Robinson R22在1,370lbsMTGW时，桨盘载荷约为2.75lb/ft2。相比之下，V-22Osprey等倾转旋翼机及类似的倾转翼构型，通常工作在更高的桨盘载荷下，约为20至25 lb/ft2，具体取决于MTGW 。
图 15：悬停升力效率与总桨盘载荷之间的关系
例如，如果图7中的eVTOL设计具有3, 175 kg（7,000 lb）的MTGW ，并在10 lb/ft2 的桨盘载荷条件下运行 ，那么将3, 175 kg除以4 kg/kW ，得出在标准日条件下所需的悬停功率约为793.75 kW ，相当于约1,064 hp。
eVTOL 的桨盘载荷可通过累加总旋翼盘面积来计算，即单个悬停旋翼盘面积乘以旋翼数量。对于同轴悬停旋翼，仍仅采用从上方俯视时的旋翼表面积——盘面积不会按两倍计算。由于通过轴向旋翼的诱导下洗速度会加快，桨盘载荷将提高 10–20%。
在此项对悬停功率的初步估算中，可忽略旋翼、机翼与机身之间的空气动力相互作用。概念设计阶段的目标是快速获得性能估算结果，并为早期设计决策提供支持。在此阶段，飞行器几何形状和旋翼布局并非悬停功率计算中的关键因素。
相反，应首先关注一阶参数，例如桨盘载荷、旋翼直径和翼载；这些参数对性能具有主导性影响。二阶参数——包括旋翼数量、旋翼转速、翼展以及旋翼与机翼的相对布局——可在设计逐步完善后另行引入。
概念设计阶段的目标，是就预期任务达成一种单一且最适宜的构型配置。
图16展示了一项关于不同eVTOL飞行器中旋翼直径与悬停旋翼数量之间关系的基准研究。趋势表明，悬停旋翼数量较少的构型配置通常需要更大的旋翼直径
图17 可绘制出旋翼直径与旋翼数量之间的建议边界曲线。为提高悬停效率，应将桨盘载荷控制在 10 lbs/ft2 以下
在初步设计阶段后期，必须更加关注旋翼声学与旋翼动力学； 这两者都是高度专业化的课题 ，且难以准确预测。动力学问题包括旋翼稳定性、叶片振动载荷、旋翼与机身的耦合振动以及旋振颤；准确预测这些问题的幅值和相位具有较大难度。噪声虽会带来干扰，但动力学问题则会导致故障和坠毁。
借助现代飞行控制计算机，几乎任何物体都能以稳定方式实现悬停。悬停飞行最重要的参数是桨盘载荷，因为它决定了起飞所需的效率和功率，进而决定了所需电池的容量。电池容量将决定悬停续航时间，但更重要的是，它决定了悬停期间电流消耗的C率。
C 倍率=功率消耗（瓦特）/电池能量容量（Wh）。例如，一台从200瓦时电池中汲取1,000瓦功率的电机，将在1/5小时内将电池完全放完电。这被称为以5C倍率放电。目前市场上用于eVTOL的大多数锂电池仅能支持最高约5C的放电倍率。若C 倍率高于5C ，则锂电池的使用寿命可能会缩短。
图 18：左侧为单个电池单元；右侧的电池组由多个电池单元组成，用于 eVTOL 的电池组可能包含 7,000 个或更多电池单元
利用锂电芯制造电池组的过程包括加装 BMS（电池管理系统）、液体冷却系统和坚固外壳。这一封装过程会使电芯总重量增加 25% 至 30% 。若电芯层面的比能量为267 Wh/kg ，而将电芯组合成电池组时会产生 25% 的重量损失，则电池组层面的比能量将降至 200 Wh/kg。
需要明确区分： 比能量（Wh/kg）用于衡量每千克质量中储存的能量（Wh）多少； 能量密度（Wh/m3 或 Wh/升） 则用于衡量固定体积内储存的能量多少 。对于eVTOL 飞行器而言，比能量是更相关的参数，因为重量更为重要；而对于电动汽车，能量密度才是更相关的参数，因为车辆重量由车轮承担，因此，车辆内部可用容积比重量更为重要。
图 19： 比能是指能量与质量的比值（Wh/kg），而能量密度是指能量与体积的比值（Wh/m3）
5. 选择巡航配置
借助现代飞行控制计算机，实现任何物体的悬停都不再是难事。 EVTOL 飞机通常在任务时间的95%内处于巡航飞行状态，只有5%的时间处于悬停状态，因为悬停通常需要四倍于巡航状态的功率。图20展示了Lift + Cruise eVTOL飞机在不同飞行阶段所需的典型功率曲线。
图 20 飞行不同阶段所需的功率
eVTOL 设计的目标，是使飞行器在巡航期间保持良好的气动性能。这意味着在 Vbe（最佳续航速度）和 Vbr（最佳航程速度）下，升阻比应至少达到10；理想情况下应达到这一水平。 目前大多数采用机翼的领先 eVTOL 飞行器设计，其升阻比约为 10 或略高。
图21 显示 ， 多旋翼eVTOL 和直升机的气动升力系数（L/D）约为 4；而处于清洁构型的塞斯纳螺旋桨飞机的气动升力系数约为10 。大多数商用客机的气动升力系数在17 至20 之间 。SkyDrive 和Volocopter 等多旋翼型eVTOL 是短途飞行的理想选择； 由于采用多个升力旋翼，它们具备良好的安全冗余性，且成本较为亲民。对于长途飞行，则需要配备机翼以提供额外升力，并在巡航阶段降低阻力。
图 21 不同机型飞机的 L/D
在设计用于巡航飞行的 eVTOL 时，最初可将其视为一架飞机，并使静稳裕度至少达到 0.15 。静稳裕度定义为飞机重心（CG）与中性点（NP）之间的距离。
通常以平均气动弦长的百分比形式给出。重心必须位于中性点之前。eVTOL飞机的理想稳定性裕度应在0.10至0.30之间。
图 22 稳定性裕度的定义
6. 构型配置权衡研究
在就飞机布局作出初步决策后，有必要重新审视关键权衡问题——即在巡航效率与稳定性之间进行平衡，同时兼顾悬停旋翼布置、客舱人体工学、运行安全性以及制造与维护便捷性等实际因素。
eVTOL 设计本质上是一个协商过程。其目标是在悬停性能与巡航性能之间实现帕累托最优平衡，从而得出最能满足 KPPs 中定义的原始业务与任务要求的构型。
图 23 展示了为确定旋翼数量及布置方式，以及是否采用旋翼倾转而开展的部分权衡研究。
图 23 飞机构型权衡研究
此外，还开展了进一步的试验研究，以比较不同鸭式飞机与常规飞机的气动外形。在本研究中，针对图 24 所示的每种构型分别构建了一个可飞测试模型，随后进行。
图 24：构建了缩比模型， 以比较前向飞行时的巡航效率与稳定性
桨盘载荷是确定旋翼尺寸和计算悬停效率的主要参数。相比之下 ，翼载则主导巡航性能 ，并影响失速速度以及Vbr 、Vbe 和Vne 等关键速度 ， 同时还影响整体升阻比。机翼与尾翼的构型，连同重心位置，在巡航稳定性和操控品质方面发挥着核心作用。
图 25 展示了翼载荷随MTGW 变化的趋势。对于大多数重量在2,000至3,l75 kg （最高可达7,000lbs）范围内的eVTOL飞机，其翼载通常为25至35 lb/ft2。这一范围被选作图7 所示设计的参考值，也与许多领先的eVTOL概念保持一致。
图25 翼载与 MTGW 的基准数据表明，更轻的飞机必须具有更低的翼载，因为面积与长度的2次方成正比，而重量与长度的3次方成正比
7. 子系统/设备权衡研究
飞机设计不仅涉及对外部构型的选择；将设计与设计相匹配的合适子系统及设备同样至关重要。这些子系统包括电动机、逆变器、旋翼推进器、电池、BMS 、高低压PDU 、布线与连接器、飞行控制计算机、航空电子设备、天线、传感器、飞行员操控装置、执行器、起落架、复合材料结构、舷窗、座椅、防雷系统、轴承以及照明系统等。这些子系统的重量、性能和成本会直接影响整个飞机项目的整体表现。
所有子系统必须协同无缝运行，其运作方式犹如一个交响乐团。需要通过细致的权衡研究，选择能够按时交付且符合预算要求，并理想情况下能够作为一级或二级供应商长期战略合作伙伴的供应商。优秀的供应商可以共享研发资源。此外，还应尽早考虑认证策略：是采购已获认证的子系统，还是自行承担认证工作。虽然初步构思会尽早开始，但更明确的决策通常会在初步设计阶段作出；大多数关键供应商会在详细设计阶段启动前完成遴选。
图 26：概念设计阶段需考虑的子系统与设备
8. 迭代式设计
子系统权衡研究与飞行器构型权衡研究并行开展，因为特定的 eVTOL 架构往往需要独特的硬件解决方案。例如，Lilium Jet 需要高比能量电池组；倾转旋翼或倾转翼构型则需要专用的机电执行器（EMAs）；而变桨螺旋桨则通过桨叶变桨机构增加了额外复杂性，该机构可采用液压驱动或电驱动。甚至起落架构型——轮式还是滑橇式——也可能成为权衡空间的一部分。
在概念设计阶段，重量分析通常显示，初始 eVTOL 概念机的重量明显高于最初预期。因此，需要进行多次迭代来调整飞机尺寸并调整子系统选择， 以实现 MTGW收敛。在某些情况下，这会导致航程、续航时间、巡航速度或有效载荷方面的妥协。
如果所需技术尚未成熟或尚未通过认证，或者制造工艺成本过高（例如用于单个叶片控制的高带宽执行器），或者特定 eVTOL 设计的运营成本过高，那么配置本身也可能随之演进。图 27 展示了在此阶段用于使设计收敛的迭代流程的高层流程图。
图 27：概念设计阶段设计整合流程图
最终，在概念设计阶段，必须综合考虑图 28 中所示的所有方面[6, 7]。
图 28：eVTOL 的设计还需要运用横向思维， 以考虑公众接受度及运行概
工作包1 重点开展综合性分析建模、eVTOL 飞行器设计与系统工程；工作包2 致力于研究先进电气化技术，以提升性能、续航能力、安全性及可持续性；工作包3 聚焦轻质复合材料与金属合金结构、材料循环性以及具有成本效益的制造方法；工作包4 涵盖飞行控制律、基于AI 的鲁棒自主导航以及故障检测与诊断。
该项目的最终交付成果包括：开发一款完整型、重量为2,500 - 3,000 kg 、五座 eVTOL 飞机的分析、设计与系统集成工作；同时通过可飞行的 3 米和 8 米翼展演示机来验证这些能力。
该项目由一个由20家工业合作伙伴及供应商组成的联合体共同实施。此项工作旨在支持两款8米演示机的研发与制造，以及若干款3米测试模型的研制。最终研制的飞行器如图29至图31所示。
图 29：8 米翼展与 3 米翼展的精确比例测试 eVTOL 飞机的相对尺寸
图 30 3 米跨度模型位于前景，8 米跨度飞机位于背景
图 31：翼展为 8 米的飞机可容纳在直径为 8 米的圆形区域内，因此其 D 值为 8 米
初始飞机设计选型与尺寸确定
对于工程师，甚至对于缺乏丰富飞机设计经验的非工程师而言，XFLR5 是一款可免费获取的软件；它操作简便，能够快速为低速飞机提供初步的气动设计折衷方案。XFLR5 可估算整架飞机的升力曲线斜率、纵向稳定性、稳定性裕度以及纵向配平状态。对于轻型飞机和无人机而言，该软件非常实用，因为它可通过调整翼面积、展弦比和翼型选择，间接实现翼载优化。
XFLR5 存在局限性：它无法准确捕捉机翼与其他飞行面之间，或与纵梁及机身之间的空气动力相互作用。这一局限性在非传统构型以及涉及高攻角的 eVTOL 飞行工况下尤为明显；在此类工况下，低保真方法通常表现不佳。
像 ANSYS 这样的复杂计算流体力学代码（CFD）可以非常有效，但需要大量的空气动力学培训和专业知识，以及充足的计算资源。其主要优势在于简化了验证和特性分析过程，因为只需进行有限的实验测试即可确认该方法的有效性。一旦通过先前飞机设计数据验证，CFD可以直接用于详细的性能分析。此外，与低保真工具相比，CFD能更准确地捕捉机身和吊臂的空气动力学效应，而后者通常难以处理这些特性。
然而，CFD 模拟中所包含的细节程度必须加以谨慎控制。模型保真度、网格划分能力与可用计算资源之间始终存在权衡关系。CFD 结果在很大程度上取决于用户的经验以及解读结果的能力。一种实用的做法是，对能够可靠建模的内容保持现实主义的判断，并估算因必要简化而引入的误差。仅包含机身和撑杆的简洁机翼结构通常易于处理；而若加入旋翼、控制面及精细几何细节，则会迅速增加计算成本、建模复杂度以及用户对技能的要求。
总体而言，飞机设计并不仅仅是运行分析代码；它还需要对飞行物理学具备强烈的直觉性理解。拥有驾驶全尺寸或模型飞机的经验尤其宝贵，因为这种经验能培养对气动行为的实际感知。模型飞机飞行员通常通过动手实验，对设计变更形成极为敏锐的直觉，这也催生了那句广为人知的说法：“ 外观合理，飞行自然顺畅。”最优秀的飞机设计师通常不仅具备扎实的理论训练，还通过多年的实践经验形成了对飞机设计的直觉。
对于这款 eVTOL 飞行器，首先采用本文所述的概念设计流程确定其基本尺寸；随后主要采用 CFD 进行优化完善 。经CFD 优化后 ，最终的几何形状变化相对较小，机身和机翼尺寸的变化通常小于 10%。
图 29 所示的飞机构型是基于成熟的设计原则开发的。该构型采用了合适的尾翼力臂，水平尾翼的位置约为主翼弦长的三倍。垂直尾翼的尺寸和布置与经实践验证的飞机构型保持一致。选择 20% 的稳定性裕度，使得该设计在向前飞行时预计将表现出良好的静态和动态稳定性。悬停系统的尺寸按10 lb/ft2 的桨盘载荷进行设计。
共选用八个升力旋翼，以便在电机发生故障时提供冗余保障。如[8]所示，只要剩余电机能在短时间内暂时提供峰值功率以确保安全着陆，该飞机即可在七个旋翼正常工作的情况下维持受控悬停。图33表明，当其中一个旋翼失效时，对旋翼旋转方向及偏转方向的谨慎选择会影响剩余电机所需的功率。Type2-In构型需要为2号旋翼提供略高的功率（最高可达额定功率的2.9倍）；而Type1-In构型则需为其7号旋翼提供高出2.4倍的功率。
图 34 表明，审慎地选择旋翼旋转方向与偏转方向可改善偏航控制[8]。理论分析既具有实用价值，也是必要的。许多设计环节仍需要经验丰富的专业判断，包括起落架的布置与尺寸确定、舷窗几何形状、为提升乘客舒适度而设计的客舱布局、舱门尺寸、座椅布置以及内部子系统集成。虽然已有研究尝试将 AI 应用于其中部分任务；然而， 目前 AI 工具仍不够成熟，尚无法生成可靠的系统级飞机设计成果。
图32 左侧为使用 ANSYS 进行的CFD建模，右侧为高攻角下飞机Q准则曲面上的涡度大小等值线
图33：如果外侧旋翼Rotor1 停止运转，其余七个旋翼必须增加功率，以维持水平悬停。当其中一个旋翼失效时，旋翼旋转方向与偏航方向共同会影响其余电机所需的功率[8]
图 34：审慎地选择旋翼旋转方向与偏摆方向，可改善偏航控制[8]
电推进系统
该研究计划旨在开发一款适用于 3,000 kg 级飞机的自研电动机，并在飞行技术验证机上进行验证。研究人员开发了一款 100 kW 的电动机及逆变器，并在测功机上进行了测试。研究同时探讨了轴向磁通和径向磁通两种电机结构；最终选择轴向磁通设计，用于在 8 米 eVTOL 上进行飞行测试。 图 35 展示了轴向磁通结构， 图 36 则呈现了从 CAD 设计到完成测试样机的演进过程（图37）。
完成后的电机还在旋转台（图 38）上进行了进一步评估， 以进行性能与耐久性测试；结果显示，测试结果与预测值高度吻合。
图35： NTU 为8米和14米eVTOL飞机设计的轴向磁通电机
从 CAD 模型到成品的图 36
图 37 成品悬停电机。
由于市场上尚无合适的现成电池组既能达到 200 Wh/kg的目标，又能支持 2 分钟 6C 放电率，因此与行业合作伙伴合作，在12 个月内开发了一款全新设计的电池组。该设计采用内置通风功能的高品质圆柱形电芯，以缓解热失控风险（图18 和图 39）；同时配备了定制电池管理系统（BMS）和密封式液冷系统。
每块10 kWh 电池组在即用状态下重量约为50 kg（ 图40），达到了预期的比能量目标（图41）。密封式液冷设计在飞行过程中提供被动热管理；即使在悬停期间出现高达6C的短时峰值放电率时，电池组温度仍保持在55 °C以下。充电期间，冷却液会主动在电池组内循环，以将温度维持在40°C以下。
图 38：使用双叶螺旋桨测试悬停电机，并使用三叶螺旋桨测试
巡航电机
图 39：集成 BMS 和液冷系统的 400 V 电池组组装与测试
图 40：完成后的 10 kWh 400 伏电池组
图 41：使用两块 10 kWh 电池组。每块电池组重量为 50 kg ， 电池组层面的比能量为 200 Wh/kg。
为确保安全，电池组存放于配备温度监测功能的防火柜中。此外，专用的电池存储与充电室（图42）还配备了自动灭火系统。
图 43 展示了这款 8 米级演示型飞机的整体电气架构。系统采用 400 V 供电，因为总悬停功率需求约为120 kW ， 由此产生的可控电流约为 300 A 。整个电推进系统、飞行控制计算机及无线电数据链系统均在一台静止状态的铁鸟机上进行了测试（图44）。铁鸟机还连接有一个硬接线紧急切断开关，可在紧急情况下关闭整个系统。
对于一架3,000 kg的 MTGW 飞机，800伏的架构更为理想。在约800千瓦的悬停功率需求下，这将产生约1,000安培的电流。如果改用400伏系统， 电流则会翻倍至约2,000安培，从而导致显著更高的损耗，以及对电缆、冷却和整体系统设计更为苛刻的要求。
图 42 配备自动灭火系统的电池存储与充电室
图 43 电气架构
图44 铁鸟对高电压和低电压系统的测试，26伏低电压系统用于航空电子设备。一个独立的26伏锂电池与由高电压飞行电池供电的 DCDC 系统并联使用
机身
整个机身——包括机身、机翼、尾翼、内侧和外侧支柱以及起落架——在 NTU 进行了设计和分析（图 45）。大多数结构部件采用Syensqo 提供的碳石墨预浸料制造，而部分选定的部件，如地板（图 54），则采用轻质复合材料泡沫夹层结构，泡沫芯材来自Diab。
图 45 复合材料机翼的有限元分析
科学与工程研究局（A*STAR）通过采用双层-双层铺层工艺，成功实现了第二项技术验证项目（TD2），使机翼结构重量降低约 10% 。A*STAR 还测试了镁稀土合金技术，并以此制造了电机支架、伺服支架、控制角件及内部支撑支架。复合材料工装和模具在新加坡本地生产，整体制造流程如图 46 所示。
图 47 展示了悬停电机的复合式内外支柱。机翼为一段式结构，长度达 8 米，需要大型高压釜进行加工。在将高压和低压线束集成到机翼内部后，将机翼的上半部分与下半部分（图 48 和图49）进行粘接。
首个技术验证样机（TD1） 的重量比设计重量高出约5% ，主要原因在于线束长度没有必要过长。对于TD 2 ，这些问题已得到解决：线束长度经过优化，紧固件尺寸经过合理选择，同时还采用了改进的材料和工艺，包括热固性复合材料、热塑性复合材料以及镁基稀土合金。因此，TD2达到了目标重量，且TD1所积累的经验教训均被成功应用。
图 51 至图 53 展示了在 TD2 上进行的极限载荷试验结果。图 54 重点展示了轻质复合泡沫夹层地板。
图 46：从模具加工到成品零件
图 47：内臂与外臂
图 48：加装线束前的机翼下半部
图 49：机翼在炉内以单件全跨单元形式制造。在闭合机翼之前，将高压和低压线束安装到机翼上
图 50：将外臂与机翼进行试装
图 51：8 米翼部的载荷试验验证
图 52 外臂的验证载荷试验
图 53 复合起落架的验证载荷试验
图 54 用于地板的夹层泡沫复合板
室内机库测试
在铁鸟测试期间（图44），对电推进系统、高压架构、飞行控制系统以及遥控/数据链路系统（900 MHz 和 2.4 GHz）进行了验证；所有电机均在安装螺旋桨的情况下运行。
下一步是在 NTU 的机库内进行机库测试（图56）。此阶段的目的是在接近飞行准备状态、所有硬件均已安装的情况下，对完全组装的飞机进行评估。首先对所有线路进行连续性检查，并测试控制面以确保其正常运行。高电压和低压系统以及所有子系统均通电，电机在室内无螺旋桨的情况下启动，以确保安全。
这一阶段的关键环节是硬件在环（HIL）测试。在此配置中，飞行员在模拟环境中驾驶飞机（图 57），而机载飞行控制计算机则实时驱动模拟系统。所有执行器和电机都会像飞机处于飞行状态一样作出响应，只不过螺旋桨尚未安装。此举主要实现两个目的：
(1) 用于验证并“充分测试”集成式硬件与软件系统；
以及(2)使试飞员能够在首飞前进行飞行训练。
飞行员随后报告称，在 HIL 测试期间所体验到的操控品质与实际飞机在飞行中的操控品质高度吻合。一旦通过飞行数据验证，该方法便可用于在将新控制律应用于真实飞机之前， 自信地对其进行测试和优化，同时调整反馈增益和控制灵敏度。
图 55：已安装高电压电池、低电压电池及 PDU
图 56 硬件在环飞行模拟测试
图 57 采用飞行硬件在环的飞行仿真
图 58：地面站显示器可用于机库内的硬件在环仿真，也可用于实际的室外飞行
户外系留测试与飞行测试
铁鸟和室内机库测试的成功完成，证实了电动推进系统能够在真实的推力载荷条件下运行，且控制系统和飞行控制律正按预期正常运作。
为了进一步降低风险，在飞行8米演示机之前，使用较小的3米跨度测试机来验证飞行控制硬件、控制律、传感器方向和反馈逻辑。在 MTGW 为25 kg时，3米飞机足够大，可以使用相同的飞行控制计算机、GPS传感器以及2.4 GHz和900 MHz通信系统。这使得航空电子设备能够进行全面测试和“烧录”，同时可以在将电子设备转移至8米飞机之前验证控制响应和反馈方向（图59）。一旦机载航空电子设备、控制系统和通信链路在3米平台上被证明可靠 ，它们就会被转移到8米技术演示机上。3米跨度飞机的飞行测试还有助于验证2.4 GHz和900 MHz数据链路（图60）及地面控制控制台（图58）。这一步骤显著降低了在大型飞机进行飞行测试前的风险。有一次，团队在首次飞行中因反馈传感器方向设置错误，导致新的3米跨度测试机坠毁；飞机在首次起飞时发生了半滚转并在地面上翻转，这类错误本不该发生。
第二个3米模型因2.4 GHz和900 MHz控制链路发生故障而丢失（图60），导致地面站与飞机失去通信。尽管当时已执行飞行前检查清单，但此次事件表明，仅严格遵循程序是不够的。每位团队成员保持警惕、进行交叉核对并具备主动意识，对于预防事故至关重要。
图 59：检查飞行控制计算机与传感器的反馈方向
图 60 用于从地面控制飞机以及实时接收飞机数据的 2.4 GHz 和 900 MHz 发射机系统
图 61：3 米跨度飞机的测试
在首次悬停之前，会进行固定测试，以首次使完整推进系统在实际机架上承受气动载荷运行（ 图62 、63 和64）。这一步骤至关重要，因为它能够揭示结构共振或过度振动。八台悬停电机分阶段进行测试：首先单独测试，随后按内侧和外侧组进行测试，最后将所有电机共同测试。随后引入小幅的飞行员控制输入，以确认电机响应正确且能产生预期的控制行为。之后再对巡航电机进行测试。
下一步是滑跑轻推测试：飞行员仅施加足以使飞机离地升高几厘米的推力。这样，飞行员就能感受到飞机开始离地，而无需立即全力投入飞行 。如果感觉有任何异常，飞行员可以立即减小推力并中止飞行； 由于此时飞机仍贴近地面，受损风险极低。
飞行测试成功的关键，在于地面所有人员之间良好的沟通。团队需要经过充分的演练，才能建立默契并相互了解。
一旦确认响应正常且控制指令已验证无误，飞机即可开始完全起飞。图 65 展示了首次悬停。
成功的飞行测试高度依赖于全体地面团队成员之间清晰的沟通。团队需要经过大量演练，才能形成凝聚力并明确彼此的职责（图66）。职责与指挥链必须明确界定；在紧急情况下，每位团队成员都必须确切知道该如何行动，不得犹豫或惊慌。要实现这种程度的协同配合，需要反复练习并开展有纪律的演练。
图 62 系紧测试
图 63 巡航电机系绳测试
图 64：首次飞行前的准备
图 65：首次悬停
图 66 飞行监控站
新加坡南洋理工大学（NTU）启动了一项研究计划，旨开发核心eVTOL 技术：设计流程。
该方案被应用于一种参考构型：一架拥有 5 个座位、重量为 3,000 kg 、翼展为 14.5 米的飞机。
为支持验证工作，建造了两套按比例缩放的演示平台，包括一架翼展为 8 米的飞机以及数架翼展为 3米的模型。这些按比例缩放的飞行器成功用于测试和验证该项目期间开发的相关技术。
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