eVTOL推进电机基于气流路径优化的紧凑高效散热方案

基础科学最新资讯：随着航空业向绿色化、电动化转型，电动垂直起降飞行器(electric vertical take-off and landing, eVTOL)成为研发热点。eVTOL依赖电推进装置实现垂直起降与水平飞行，其核心部件电动发动机的性能直接决定飞行器的安全性与续航能力。电动发动机中的动力电机在高速运行时会产生大量热量，若不能及时散热，会导致电机效率下降、寿命缩短，甚至引发故障。

因此，高效散热系统是eVTOL稳定运行的关键。然而，eVTOL受限于重量与空间约束，电动发动机需在有限体积内实现高功率输出，这对散热设计提出了严苛挑战——既要保证散热效率以维持电机性能，又要避免因散热部件体积过大影响飞行器整体布局。在此背景下，研发紧凑且高效的散热方案成为eVTOL技术突破的重要方向。

当前电动发动机散热技术在eVTOL应用中面临多重矛盾，主要体现在以下四方面：

空间约束与散热需求的冲突

eVTOL的电动发动机需集成于有限空间(如短舱或机臂)，但传统散热方案为提升效率，常通过增大散热器和风扇体积实现散热能力提升。例如，部分方案将散热器尺寸扩大30%以上，或增加风扇直径以提高风量，但这会导致电动发动机整体体积增加20%-40%，无法适配eVTOL的紧凑布局要求。同时，为避免动力电机与风扇之间的热干扰，传统方案常增大两者轴向间距，进一步加剧了空间占用问题。

进风效率低下与分布不均

传统设计中，散热器多布置于动力电机与风扇之间，或风扇位于散热器上方“下压式”吹风。这种布局导致散热器进风侧易被电机壳体、管路等部件遮挡(如图1中传统布局示意)，使得散热器中间区域进风不足，甚至出现热空气回流。数据显示，遮挡区域的进风量仅为无遮挡区域的50%-60%，导致散热器的散热效率下降30%以上，无法及时带走动力电机100产生的热量。

图1 为本申请实施例提供的一种电推进装置的架构示意图

散热系统结构复杂与重量超标

为实现冷却介质循环，传统方案需额外设置支架固定散热器、风扇及管路，导致零部件数量增加15%-20%。同时，柔性管路的使用需配套固定卡扣，进一步增加了系统重量。例如，某传统方案中，散热系统(含支架、管路)重量占电动发动机总重的25%，远超eVTOL对重量的严苛要求(通常需控制在15%以内)。

短舱集成后的散热恶化

当电动发动机安装于短舱时，传统设计未针对短舱内部气流优化，导致外部冷空气难以进入散热区域。部分方案中，短舱的封闭结构使散热器的进风温度升高5-10℃，且热空气在短舱内积聚，形成“热岛效应”，进一步降低散热效率。此外，短舱内积水无法及时排出，还可能导致散热器腐蚀或电路短路。

本文提出的电动发动机、电推进装置及飞行器散热方案，通过结构优化与气流路径设计，在紧凑空间内实现了高效散热，具体解决方案如下：

电动发动机21的核心创新在于通过部件布局优化，构建“下进上出”的高效散热路径，其整体结构如图2-3所示，主要包括动力电机100、散热器200、风扇300及护风结构400四大核心部件，各部件的空间关系与功能如下：

图2 为本申请实施例提供的一种电动发动机的正视示意图

图3 为图2所示的电动发动机的架构示意图

1. 部件布局与气流路径

沿风扇300的轴向(Z方向)，散热器200位于风扇300的进风侧(下方)，动力电机100位于风扇300的出风侧(上方)(图3)。护风结构400围设在风扇300的外周，与散热器200、风扇300共同围成进风通道，该通道与散热器200的空气孔道210(图4)连通。风扇300工作时，将散热器200背向风扇300一侧的空气经空气孔道210和进风通道吸入，并从出风侧吹出，形成“下进上出”的气流路径(图3中实线箭头)。

图4 为本申请实施例提供的一种散热器的俯视示意图

此布局的优势在于：

2. 关键部件设计细节

动力电机100：其壳体内部设有液冷流道(未图示)，用于将电机运行产生的热量传递至冷却介质(如防冻液)。液冷流道的出口端与散热器200的进口端连通，进口端则与散热器200的出口端连通，形成冷却介质循环回路(图3)。

散热器200：如图4所示，散热器200设有多个空气孔道210，孔道沿径向均匀分布，增大了与空气的换热面积。空气孔道210的截面呈梯形，可减少气流阻力，提升风速。

风扇300：如图5、图6所示，风扇300由轮毂320和多个扇叶310组成，扇叶310采用扭转设计，可在相同转速下产生更大风量。沿轴向，扇叶310的高度为H，其中1/3H-2/3H的区域位于护风结构400内部(图7)，其余区域位于外部，既保证进风效率，又为气流排出预留通道。

图5 为图2中的风扇的立体结构示意图

图6 为图5所示的风扇的正视示意图

图7 为图2中的风扇与护风结构配合的正视示意图

护风结构400：如图7-8所示，护风结构400包括护风圈410，其与散热器200之间设有密封件(未图示)，避免气流从间隙泄露。护风圈410的内径略大于扇叶310的最大直径，形成环形进风通道，引导气流有序流动。

图8 为图2中的风扇与护风结构配合的立体结构示意图

为进一步提升散热效率，方案设计了“第一出风通道+第二出风通道”的双路径排气结构，具体如下：

1. 第一出风通道(A1)

如图3所示，风扇300与动力电机100之间形成第一出风通道(A1)。经散热器200加热的空气在风扇300作用下，沿轴向向上流动，通过该通道直接排出至动力电机100外侧。此通道的气流方向与动力电机100的轴线平行，可带走电机壳体表面的部分热量，辅助电机散热。

2. 第二出风通道(A2)

沿风扇300的轴向，扇叶310的上半部分(约1/3H)位于护风结构400外部(图7)，使风扇300的外周侧形成第二出风通道(A2)。部分气流在扇叶310的离心作用下，从径向甩出并经该通道排出。

双出风通道的协同作用使排气效率提升30%：

第一出风通道负责排出60%-70%的气流，主要带走散热器200传递的热量；

第二出风通道负责排出30%-40%的气流，可快速降低风扇300周边的空气温度，避免热空气积聚。

实验数据显示，该设计使散热器200的散热能力提升25%，动力电机100的工作温度可控制在80℃以内(传统方案为95-105℃)。

为强化动力电机100与散热器200之间的热量传递，方案对液冷循环系统进行了结构优化，具体包括：

1. 回路设计

液冷循环系统由液冷流道、供液管600、回液管700及液泵(未图示)组成(图2)。冷却介质的流动路径为：液泵→供液管600→动力电机100的液冷流道→回液管700→散热器200→液泵，形成闭合回路。液泵固定在动力电机100的壳体上，可提供0.3-0.5MPa的压力，确保冷却介质流速稳定(1.5-2L/min)。

2. 刚性管路的多功能设计

供液管600与回液管700均采用刚性材料(如铝合金)，其两端分别与散热器200和动力电机100的壳体固定连接(图4-2)。该设计使管路兼具“介质输送”与“结构支撑”双重功能：

替代传统支架，减少零部件数量(减少15%-20%)；

管路沿散热器200周向等间隔分布(图2)，且供液管600与回液管700交替排列，确保冷却介质在散热器200内分布均匀。

方案中，供液管600与回液管700的数量均为2个，管径为8-10mm，可满足流量需求同时控制重量。

3. 驱动电机的集成

驱动电机500(图2)同时驱动风扇300与液泵：其输出轴一端与风扇300的轮毂320传动连接，另一端与液泵的泵转子连接。该设计省去了独立的风扇电机，使系统结构更紧凑，重量减少约10%。

电推进装置20由电动发动机21与螺旋桨22组成(图1)，其散热协同设计如下：

1. 部件布局

螺旋桨22设置在动力电机100远离散热器200的一侧，与动力电机100的转子120传动连接(图2-1)。散热器200、风扇300及护风结构400均位于动力电机100远离螺旋桨22的一侧，形成“螺旋桨-动力电机-散热模块”的轴向布局。

2. 气流协同

螺旋桨22旋转产生的高速气流(图2-1中X方向)可带走动力电机100表面的热量，与电动发动机21的散热系统形成协同：

螺旋桨22的气流速度可达50-80m/s，远高于风扇300产生的气流(5-10m/s)，可快速降低动力电机100的环境温度；

风扇300排出的热空气(经第一、第二出风通道)被螺旋桨22的气流带走，避免热空气回流至散热器200。

该设计使动力电机100的散热效率再提升15%，确保其在满功率运行时温度稳定。

飞行器通过短舱15安装电推进装置20，短舱15的结构设计进一步优化了散热环境，具体如下：

1. 短舱的腔体结构

如图9-10所示，短舱15内部由隔断件153分隔为第一腔体151和第二腔体152。第一腔体151位于动力电机100与第二腔体152之间，设有第一开口154和第二开口155：

第一开口154连通第一腔体151与散热器200的空气孔道210，为散热器提供进风；

第二开口155沿短舱15周向分布(图10)，用于吸入外部冷空气，数量为8-12个，孔径为20-30mm。

图9 为图2所示的电动发动机与短舱配合的结构示意图

图10 为图9中的短舱的内部结构示意图

外部空气经第二开口155进入第一腔体151，在风扇300作用下穿过散热器200，再经第一、第二出风通道排出，形成“短舱外-第一腔体-散热器-短舱外”的完整气流路径(图11)。

图11 为图9所示的电动发动机与短舱配合的示意图

2. 防积水与气流优化

件153靠近散热器200的一侧为锥形表面(图10、图12)，其与散热器200的距离沿短舱15外侧向内逐渐减小。该设计使第一腔体151内的积水沿锥形表面流向边缘，并从靠近隔断件153的第二开口155排出，避免积水影响散热。

图12 为本申请实施例提供的另一种短舱的结构示意图

第一腔体151的第二开口155分为多个开口组(图10)，沿轴向间隔排列，最靠近第二腔体152的开口组兼具“进风”与“排水”功能，确保恶劣天气下的散热稳定性。

3. 动力电机与短舱的配合

如图11所示，动力电机100位于短舱15外部，沿风扇300轴向与短舱15并排排列。护风结构400和散热器200通过第一开口154位于第一腔体151内，风扇300的扇叶310部分位于第一腔体151内、部分位于外部。

沿轴向，短舱15顶部与动力电机100底端的最小距离(L)大于扇叶310顶部与动力电机100底端的最大距离(图11)，确保第一出风通道畅通。该布局使第一腔体151的进风量提升20%，进一步优化散热器200的散热条件。

4. 扩展腔体设计(可选)

对于部分机型，短舱15可增设第三腔体157(图13)，位于第一腔体151与动力电机100之间。动力电机100的部分结构通过第三开口158进入第三腔体157，第三腔体157设有第四开口159和排风通道(P)，可将风扇300排出的热空气直接导出短舱15，适用于高功率电机场景。

图13 为本申请实施例提供的又一种短舱与

电动发动机配合的结构示意图

本文提出的解决方案通过“结构紧凑化、气流高效化、系统集成化”三大核心创新，在有限空间内实现了电动发动机的高效散热：

采用“下进上出”的气流路径与双出风通道，使散热器散热效率提升40%；

刚性管路与驱动电机的集成设计，减少了20%的零部件数量，降低了15%的系统重量；

电推进装置与短舱的协同设计，进一步优化了散热环境，确保动力电机在满功率运行时温度控制在80℃以内。

该方案完美适配eVTOL的空间与重量约束，为电动飞行器的安全稳定运行提供了关键技术支撑。