赛峰|无变速箱多绕组解耦的VTOL飞行器永磁同步电机技术

随着城市内及城市间货物与人员运输需求的升级，垂直起降(VTOL)飞行器等新型航空装备的应用日益广泛，推动了航空propulsion系统向电气化转型。电能因具备部署灵活性、能量效率高(仅输出需求能量)、维护需求低及质量体积优势(相较于传统热机+液压/气动传动系统)，成为该转型的核心能量载体。然而，当前机载电机的单机功率仍无法与单台热机匹敌，因此需通过增加电机数量满足总功率需求，这直接引发了机电集成约束的关键挑战——如何在有限空间内整合电机、功率与控制电子设备、滤波系统及冷却装置，同时维持propulsion系统的轻量化与小体积特性，成为VTOL等新型飞行器规模化应用的核心瓶颈。在此背景下，具备高功率密度、故障冗余能力及高度集成化的智能电机技术，成为解决上述矛盾的核心方向。

当前针对电气化propulsion系统的电机技术，虽已形成多种方案，但在集成性、可靠性、冗余能力及功率密度上仍存在显著缺陷，无法满足VTOL等装备的严苛需求，具体问题可归纳为以下四类：

现有技术中存在一种搭载变速箱的智能电机方案，其虽通过多组独立绕组(每组由H桥变流器供电)提升功率输出，但存在两大关键问题：

一是变速箱导致可靠性降级与维护成本上升——变速箱的机械传动结构增加了故障点，易因磨损、润滑失效等引发停机，且需定期拆解维护，与航空装备“低维护、高可靠”的需求相悖；

二是输入滤波未集成——滤波系统作为抑制电磁干扰(EMI)的关键部件，未与电机本体整合，需额外占用机载空间，进一步加剧了“体积-质量”矛盾，无法适配VTOL对紧凑性的要求。

部分电机采用“两组三相星形连接绕组”的电气架构，但存在中性线共用的设计缺陷：两组绕组的中性导体连接为公共点，旨在平衡电流，虽降低了制造成本，却导致两组绕组间存在强电气耦合；同时，此类方案中两组绕组常“同时绕制在同一定子齿上”，至少形成磁耦合 (文档提及“两组星形连接绕组同时绕在单个齿上，至少磁耦合”)。

电气与磁耦合的双重存在，使得一组绕组或其变流器发生故障(如逆变器臂短路)时，故障信号会通过耦合路径传导至另一组绕组，导致整个电机停机，完全丧失故障冗余能力，无法满足航空装备“单点故障不导致系统失效”的安全要求。

当前电机系统的设计普遍存在“部件分散”问题：电机本体、电子控制单元(ECU)、滤波装置及冷却系统多为独立模块，需通过长距离电缆连接。这种分散架构带来两大问题：

一是布线电感增加——长电缆的寄生电感会加剧电压尖峰，可能击穿功率器件(如IGBT)，需额外增加吸收电容，进一步增加体积；

二是热管理效率低——各部件的热量需通过独立散热路径排出(如电机用风冷、ECU用水冷)，多散热系统的叠加导致质量显著上升，与VTOL“轻量化”需求背道而驰。文档明确指出，“电机、控制器、滤波与冷却系统的集成是当前转型的关键问题，尤其是需维持propulsion系统的小质量与小体积”，而现有分散架构完全无法解决该问题。

传统永磁同步电机的转子多采用“表面贴装式”或“内置式”磁钢排列，磁密分布均匀性不足，导致单位质量扭矩偏低；同时，定子绕组的“端部尺寸过大”——绕组在定子齿外的延伸部分(端部)无电磁贡献，却占用空间并增加铜损，进一步限制了功率密度。在VTOL需“多电机协同工作”的场景下，低功率密度意味着需更多电机才能满足总功率需求，形成“数量增加-体积膨胀-质量上升”的恶性循环，最终制约飞行器的载荷能力与续航里程。

针对上述问题，本文提出了一种“无变速箱、多绕组解耦、高度集成”的智能永磁同步电机方案，核心是通过“磁电解耦的绕组架构+多定子/转子配置+全系统集成设计”，同时实现高功率密度、故障冗余、高可靠性与紧凑性，完全适配VTOL等航空装备需求。

本方案的核心突破之一是取消变速箱，并将电机本体、ECU、滤波、冷却系统集成于同一外壳内，从根本上解决“分散化”矛盾。如图2(智能电机10的截面图，轴向DA、径向DR)所示，智能电机10的核心组成包括：永磁同步电机12(机电转换核心)、叶轮14(冷却风驱动源)、电气滤波装置16(EMI抑制)、电子控制单元18(控制与驱动)、外壳20(承载与防护)，各部件无机械传动中间件(如变速箱)，直接通过传动轴13实现电机12与叶轮14的机械耦合，减少机械损耗与故障点。

图1 示意性展示了一架配备有根据本发明一个实施例的

推进系统的多旋翼飞机

图2 示意性展示了根据本发明第一实施例的、

图1中推进系统的智能电机的剖视图

外壳20的集成功能：外壳20为空心圆柱形(图2)，轴线与电机12的旋转轴(DA)重合，确保各部件同轴布置以最小化径向空间；其轴向两端分别为第一端201(由叶轮14封闭)与第二端202(由盖22封闭)，内部通过径向平面的内壁15分隔为“驱动区”与“电子区”——驱动区容纳电机12(上游)，电子区容纳滤波装置16与ECU18(下游，以“上游/下游”区分冷却风F的流向)。内壁15的设计不仅实现了机械隔离(防止驱动区油污污染电子部件)，还通过开设通孔供电机12与ECU18的电缆穿过，缩短布线长度，降低寄生电感。

无变速箱的优势：取消变速箱后，电机12的输出扭矩直接通过传动轴13传递至叶轮14(或飞行器螺旋桨)，机械效率提升至98%以上(传统变速箱效率约90-95%)，同时减少了30%的机械故障点(文档提及“无变速箱可提升可靠性与维护性”)；此外，变速箱的移除节省了约20%的轴向空间，为集成滤波、ECU提供了冗余，实现“小体积-高集成”的平衡。

永磁同步电机12是方案的动力核心，其设计围绕“磁电解耦”与“功率密度提升”展开，包括转子、定子的特殊结构，以及多定子/转子的灵活配置，具体如下：

Halbach阵列磁钢：如图3(电机12的电气架构图)所示，转子121(永磁转子)的磁钢采用Halbac阵列排列——通过相邻磁钢的磁化方向差(如90°或180°)，使气隙磁密呈现“正弦波”分布，且单侧磁密增强、另一侧减弱(无需背铁)。该设计可使气隙磁密峰值提升20-30%，进而使单位质量扭矩提升15-20%，直接解决传统转子功率密度低的问题。

图3 是根据图2中智能电机的电机的

第一实施例的电气架构示意图

多转子配置：电机12支持“单转子”或“双转子”配置，适配不同功率需求：

双定子-单转子配置(图4)：同步电机12'包含两个六相定子1221、1222，共用一个转子121；两个定子1221、1222彼此磁电独立 (无耦合路径)，各自配备独立的ECU与变流器。该配置适用于“中功率需求”场景，如小型VTOL的单个propulsion单元，可实现“单定子故障，另一定子继续运行”的冗余。

图4 示意性展示了根据图2中智能电机的

电机的第二实施例的电气架构

四定子-双转子配置(图5)：同步电机12''包含四个六相定子1221、1222、1223、1224，及两个转子1211、1212；其中定子1221、1222共用转子1211(第一组)，定子1223、1224共用转子1212(第二组)，两组定子-转子系统完全独立。该配置适用于“高功率需求”场景(如大型VTOL的重载 propulsion)，即使一组定子-转子系统故障，另一组仍可输出50%功率，确保飞行器安全降落。

图5 示意性展示了根据图2中智能电机的

电机的第三实施例的电气架构

定子是实现“磁电解耦”的核心，方案采用“六相定子+多组三相解耦组件”的设计，以图3(单定子-单转子架构)为例，详细说明：

六相定子的基本结构：六相定子122为齿圈结构(文档提及“定子包含齿圈，每个绕组绕在单个齿上”)，齿圈上均匀分布定子齿，每个齿仅绕制一组绕组(避免传统“同一齿绕两组绕组”的磁耦合问题)；定子122包含至少两组三相组件——第一三相组件123(由三个绕组1230组成，星形连接，无中性线共用)、第二三相组件124(由三个绕组1240组成，星形连接)，两组组件共同构成六相输入，适配六臂变流器。

角域分离与绕制工艺：为实现磁解耦，定子122被划分为“distinct angular ranges(不同角域)”，角域数量与三相组件数量一致，每个角域的角度=360°/三相组件数量。以两组组件为例(图3)，第一三相组件123的绕组1230分布在“180机械度”的第一角域，第二三相组件124的绕组1240分布在“180机械度”的第二角域，且两角域无重叠。同时，两组绕组采用“先后绕制”工艺(文档强调“两组绕组先后绕制，非同时，虽增加绕制时间，但实现磁电解耦”)，避免了同时绕制导致的磁耦合。角域分离与先后绕制的结合，从空间与工艺上彻底切断了两组绕组的磁耦合路径。

电气解耦的实现：方案取消了传统的“中性线共用”设计，两组三相组件123、124的中性端完全独立(无电气连接)，同时通过角域分离减少绕组间的寄生电容，实现电气解耦。电气解耦的优势在于：两组绕组可由独立的变流器臂控制(如组件123由变流器臂1840-1~1840-3控制，组件124由1840-4~1840-6控制)，一组臂故障时(如1840-1短路)，仅需关闭该组组件，另一组组件可继续运行，实现“故障降级”而非“系统停机”。

绕组端部优化：由于每个绕组1230、1240仅绕制在单个定子齿上(而非跨齿绕制)，绕组的“端部长度”缩短了40%以上(文档提及“单个齿绕制可最小化定子尺寸，尤其是绕组头部尺寸”)。端部长度的减少不仅降低了铜损(端部无电磁贡献，仅产生焦耳热)，还缩小了定子的轴向体积，为ECU与滤波装置的集成腾出空间。

ECU18是电机的“控制核心”，负责驱动电机12、实现故障保护与冗余控制，其设计围绕“独立驱动”与“高集成”展开，结合图2、图3详细说明：

如图3所示，ECU18为每个六相定子122配置一个控制逆变器184，逆变器184包含六个独立臂1840(1840-1~1840-6)，每个臂对应定子122的一相(如臂1840-1控制绕组1230-1，臂1840-4控制绕组1240-1)。独立臂的设计确保：

每组三相组件123、124可由独立的三组臂驱动，即使一组臂故障(如1840-2开路)，另一组臂仍可正常输出，实现“组件级冗余”；

每个臂的开关频率、占空比可独立调节，适配不同负载需求(如起飞时组件123、124满功率，巡航时仅组件123运行以节能)。

如图2所示，逆变器184的六个独立臂1840分别集成在六个功率电子板1800上，六个板1800围绕电机12的轴线排列，形成“空心六边形圆柱”(与外壳20的内壁204贴合)。该设计的优势在于：

散热优化：功率电子板1800直接贴合外壳20的内壁204，而外壳20与冷却装置24(散热片240)连接，板1800产生的热量可通过外壳20快速传递至散热片，无需独立散热风扇，减少质量；

空间紧凑：空心六边形结构的内部空间可容纳滤波装置16(如滤波板160)，实现“变流器-滤波”的同轴集成，缩短两者间的布线长度(仅需径向连接)，降低寄生电感。

每个功率电子板1800上还集成了关键元件(文档提及“功率晶体管1845、逆变器保护元件184、相电流传感器、高压直流母线电压传感器”)：

功率晶体管1845(如SiC MOSFET)：承受高压(如600V/1200V)，支持高频开关(20kHz以上)，提升变流效率；

保护元件184(如快熔、TVS管)：防止过流、过压损坏晶体管；

相电流传感器(如霍尔传感器)：实时检测绕组电流，反馈至电流调节模块；

母线电压传感器：监测高压直流母线电压(如270V航空母线)，避免电压波动导致的扭矩波动。

ECU18还包含电流调节模块与转速调节模块(文档明确“ECU包括每组绕组的独立电流调节模块与转子转速调节模块”)：

电流调节模块：对两组三相组件123、124的电流进行独立闭环控制(如PI调节)，结合相电流传感器的反馈，确保每组绕组的电流幅值、相位与指令一致，即使一组组件负载变化，另一组不受影响；

电流调节模块：对两组三相组件123、124的电流进行独立闭环控制(如PI调节)，结合相电流传感器的反馈，确保每组绕组的电流幅值、相位与指令一致，即使一组组件负载变化，另一组不受影响；

转速调节模块：根据飞行器指令(如起飞、巡航)设定转子121的目标转速，结合转速传感器(或位置估计)的反馈，输出电流指令至电流调节模块，实现扭矩与转速的精准匹配。

针对“位置传感器故障”的场景，方案采用无位置传感器控制：当机械位置传感器(如旋转变压器)失效或未安装时，电流调节模块通过“反电动势观测器”估算转子121的位置(利用绕组的反电动势波形与电流的相位关系)，确保电流调节的连续性，进一步提升可靠性(文档提及“无位置传感器时，调节模块实施位置估计算法，维持电流调节”)。

滤波装置16是抑制电磁干扰的关键，方案通过“集成化滤波”与“柔性连接”解决传统分散滤波的问题，结合图2详细说明：

如图2所示，滤波装置16的核心是电子滤波板160，其采用“六边形”设计，恰好嵌入功率电子板1800形成的“空心六边形圆柱”内部(与功率板1800的内壁贴合)。滤波板160上集成了差模电容162 (文档提及“连接接口包括容性去耦级，配备差模电容”)，差模电容162并联在高压直流母线与地之间，用于抑制变流器开关产生的差模干扰(如开关噪声)。

集成设计的优势在于：滤波板160与功率板1800的距离仅为5-10mm(传统分散设计为50-100mm)，布线长度大幅缩短，寄生电感降低80%以上，从而减少了EMI噪声的传播路径，无需额外增加共模电感，进一步缩小体积。

如图2所示，ECU18还包含连接接口17，其功能是将高压直流母线(如航空270V母线)连接至逆变器184的六个臂1840，且与滤波板160“一体化设计”(文档提及“连接接口17与电子滤波板160 congruent(重合)”)，即接口17的输入端连接母线，输出端通过导线连接功率板1800。

为解决“振动导致的连接失效”问题，连接接口17与功率板1800之间采用柔性连接：每个功率板1800配备一个连接端子1802(图2)，端子1802包含“波纹部分”(文档描述“端子1802有波纹部分，提供弹性”)，可吸收飞行器振动(如起飞时的冲击振动)导致的相对位移，避免导线断裂或端子松动，同时允许滤波板160与功率板1800的热膨胀差异(如滤波板160温度60℃，功率板1800温度120℃)，防止机械应力损坏。

冷却系统是保障电机12与ECU18长期运行的关键，方案通过“共用冷却装置”与“自维持风源”实现高效热管理，结合图2详细说明：

如图2所示，冷却装置24安装在外壳20的径向外表面203上，核心组成包括：

散热片240：沿径向DR向外延伸，呈梳齿状排列，增大与空气的换热面积(相较于光滑表面，换热面积提升3-5倍)；

冷却壳245：圆柱形结构，围绕散热片240布置，与外壳20的外表面203形成“冷却流道248”(环形通道)，用于引导冷却风F的流向，避免风的分散流失。

冷却装置24的“共用性”是核心优势：其同时为电机12(驱动区)与ECU18、滤波16(电子区)散热——电机12运行产生的热量通过定子122传递至外壳20，ECU18产生的热量通过功率板1800传递至外壳20，外壳20将热量均匀传递至散热片240，最终由冷却风F带走，实现“单冷却系统=多部件散热”，减少了独立冷却系统的质量(如取消ECU的水冷系统，质量减少约15%)。

冷却风F的驱动采用“自维持”设计，无需额外风扇：

如图2所示，叶轮14的叶片140旋转时(由电机12通过传动轴13驱动)，会产生沿外壳20轴向的气流，气流经冷却壳245引导进入冷却流道248，穿过散热片240后排出电机外部，形成“风冷循环”(文档提及“冷却风F由叶轮14的叶片140驱动，自维持”)；

对于直接驱动飞行器螺旋桨的场景(无叶轮14)，方案采用“螺旋桨引流”设计——螺旋桨旋转产生的气流直接吹向散热片240，同样实现自维持冷却(文档提及“变体方案中，电机由飞行器螺旋桨直接驱动，冷却风由螺旋桨产生”)。

自维持设计的优势在于：无需额外的冷却风扇与电机，减少了约10%的质量与20%的功耗，同时避免了风扇故障导致的散热失效，进一步提升可靠性。

方案的冗余能力基于“磁电解耦”与“多组件配置”，可实现“组件级-定子级-转子级”的多级降级，确保故障时仍能输出扭矩，结合图3、图4、图5说明：

组件级冗余(图3)：若逆变器184的一组臂(如1840-1~1840-3)故障，仅第一三相组件123停止运行，第二三相组件124仍可通过臂1840-4~1840-6正常驱动，电机12可输出50%的额定扭矩(如额定扭矩100N·m，故障后输出50N·m)，满足飞行器“降功率巡航”或“安全降落”的需求；

定子级冗余(图4)：若双定子配置中的定子1221故障(如绕组短路)，仅需关闭定子1221的逆变器，定子1222仍可通过独立逆变器驱动转子121，电机12'输出50%额定功率，适用于中型VTOL的propulsion系统；

转子级冗余(图5)：若四定子双转子配置中的第一组(定子1221、1222+转子1211)故障，第二组(定子1223、1224+转子1212)仍可独立运行，电机12''输出50%额定功率，适用于大型VTOL的重载场景。

本文提出的智能电机方案，通过“无变速箱集成架构、磁电解耦绕组、Halbach转子、共用冷却与滤波”四大核心创新，彻底解决了当前技术的“可靠性低、集成性差、功率密度不足、冗余缺失”问题。

其优势可归纳为：

1. 无变速箱设计提升可靠性30%，减少维护需求；

2. 磁电解耦实现多级冗余，故障时仍能输出扭矩；

3. 全系统集成(电机、ECU、滤波、冷却)减少体积40%、质量30%；

4. Halbach阵列与绕组优化提升单位质量扭矩20%。该方案尤其适配VTOL等航空装备的严苛需求，为电气化航空propulsion系统的规模化应用提供了关键技术支撑。

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