永磁推進(jìn)電機(jī)作為航空電推進(jìn)系統(tǒng)的核心動(dòng)力裝置，其高效冷卻技術(shù)直接決定了推進(jìn)系統(tǒng)的功率密度水平和安全運(yùn)行邊界。與地面電機(jī)和傳統(tǒng)航空電機(jī)相比，航空永磁推進(jìn)電機(jī)的冷卻技術(shù)面臨技術(shù)指標(biāo)極限化、應(yīng)用條件嚴(yán)苛化、系統(tǒng)要求多樣化、熱控系統(tǒng)容錯(cuò)化、熱點(diǎn)分布集中化和冷卻結(jié)構(gòu)精細(xì)化等特殊挑戰(zhàn)。本文系統(tǒng)梳理了航空永磁推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)。首先從電推進(jìn)飛機(jī)的發(fā)展背景出發(fā)，闡述了推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)在航空電氣化進(jìn)程中的核心地位及其冷卻技術(shù)的戰(zhàn)略重要性；進(jìn)而從多個(gè)維度歸納了冷卻技術(shù)的特征、要求與分類體系；在此基礎(chǔ)上，分別對(duì)傳導(dǎo)傳熱技術(shù)、對(duì)流傳熱技術(shù)及相變傳熱技術(shù)的作用機(jī)理、技術(shù)方案和適用性進(jìn)行了深入討論；最后對(duì)推進(jìn)電機(jī)新型冷卻技術(shù)、電機(jī)與逆變器集成化冷卻以及推進(jìn)系統(tǒng)綜合熱管理技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了系統(tǒng)展望。本文旨在為航空永磁推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的進(jìn)一步研究提供全面的參考框架。

關(guān)鍵詞：永磁推進(jìn)電機(jī)；航空電推進(jìn)；冷卻技術(shù)；傳導(dǎo)傳熱；對(duì)流傳熱；相變傳熱；綜合熱管理

一、航空推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)前言概述

航空運(yùn)輸業(yè)的碳排放問(wèn)題日益受到全球關(guān)注，電氣化轉(zhuǎn)型被視為航空業(yè)實(shí)現(xiàn)可持續(xù)發(fā)展的根本路徑。電推進(jìn)飛機(jī)通過(guò)將飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)電氣化，能夠大幅提升能量利用效率并顯著降低碳排放，已成為各國(guó)航空技術(shù)競(jìng)爭(zhēng)的戰(zhàn)略高地。美國(guó)和歐洲各國(guó)已全面實(shí)施電推進(jìn)飛機(jī)發(fā)展戰(zhàn)略，從NASA的X-57驗(yàn)證機(jī)到空客的ZEROe氫動(dòng)力概念機(jī)，電推進(jìn)技術(shù)正處于從實(shí)驗(yàn)室研究向工程驗(yàn)證加速過(guò)渡的關(guān)鍵階段。我國(guó)近年來(lái)亦大力推動(dòng)電推進(jìn)飛機(jī)發(fā)展，工信部、科技部等部門先后印發(fā)了《綠色航空制造業(yè)發(fā)展綱要（2023-2035年）》和《通用航空裝備創(chuàng)新應(yīng)用實(shí)施方案（2024-2030年）》，明確提出加快綠色航空制造業(yè)發(fā)展，推動(dòng)無(wú)人化、電動(dòng)化、智能化新型通用航空裝備在城市空運(yùn)、物流配送、應(yīng)急救援等領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)商業(yè)應(yīng)用。電推進(jìn)飛機(jī)已成為我國(guó)航空業(yè)綠色發(fā)展的必然選擇，是實(shí)現(xiàn)與世界航空強(qiáng)國(guó)并駕齊驅(qū)的重要領(lǐng)域。

在電推進(jìn)飛機(jī)中，推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)是取代傳統(tǒng)燃油發(fā)動(dòng)機(jī)直接為飛行器提供推進(jìn)動(dòng)力的核心動(dòng)力單元，決定了整個(gè)電推進(jìn)系統(tǒng)的能源利用效率和推進(jìn)效能。永磁電機(jī)憑借高功率密度和高效率的突出優(yōu)勢(shì)，已成為當(dāng)前研究和應(yīng)用中飛機(jī)推進(jìn)電機(jī)的主流類型。隨著近年來(lái)永磁推進(jìn)電機(jī)的快速發(fā)展，其電磁拓?fù)湓O(shè)計(jì)規(guī)律趨于明晰，進(jìn)一步的拓?fù)鋬?yōu)化對(duì)電機(jī)功率/轉(zhuǎn)矩密度等關(guān)鍵性能指標(biāo)的提升空間已逐漸收窄。相比之下，推進(jìn)電機(jī)的冷卻技術(shù)直接決定了其功率/轉(zhuǎn)矩密度水平和安全運(yùn)行能力，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的輸出能力、輕量化程度、系統(tǒng)復(fù)雜度和運(yùn)行可靠性均具有至關(guān)重要的影響，已成為制約推進(jìn)電機(jī)性能突破的核心瓶頸，亟需深入研究和創(chuàng)新突破。

推進(jìn)電機(jī)內(nèi)部的高溫升會(huì)從多個(gè)層面影響系統(tǒng)性能：一方面，繞組銅損隨溫度升高而增加，永磁體磁能積隨溫升而降低，直接導(dǎo)致電機(jī)功率密度和效率的下降；另一方面，過(guò)高的溫升可能導(dǎo)致繞組絕緣損壞、永磁體不可逆退磁等嚴(yán)重故障，危及系統(tǒng)安全運(yùn)行。因此，高效冷卻技術(shù)對(duì)航空推進(jìn)電機(jī)的性能提升和可靠運(yùn)行至關(guān)重要。然而，與地面工業(yè)電機(jī)、電動(dòng)汽車驅(qū)動(dòng)電機(jī)乃至傳統(tǒng)多電/全電飛機(jī)中的航空電機(jī)相比，航空永磁推進(jìn)電機(jī)的冷卻技術(shù)面臨著更為嚴(yán)峻且特殊的要求和挑戰(zhàn)，在發(fā)展路徑和設(shè)計(jì)規(guī)律上呈現(xiàn)出顯著差異，亟待系統(tǒng)性的研究梳理與技術(shù)突破。

本文圍繞航空永磁推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)這一核心主題，從航空電推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)入手，系統(tǒng)歸納推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的特征、要求與分類，詳細(xì)梳理傳導(dǎo)傳熱、對(duì)流傳熱和相變傳熱三類冷卻技術(shù)的作用機(jī)理和研究現(xiàn)狀，并對(duì)新型冷卻技術(shù)和綜合熱管理技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行展望，以期為相關(guān)領(lǐng)域的研究者和工程技術(shù)人員提供全面的技術(shù)參考。

二、航空推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)與冷卻技術(shù)發(fā)展概述

2.1 電推進(jìn)飛機(jī)的技術(shù)背景與發(fā)展態(tài)勢(shì)

電推進(jìn)飛機(jī)代表了航空動(dòng)力系統(tǒng)的一次范式轉(zhuǎn)變。傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)依賴于燃料化學(xué)能向機(jī)械能的熱力循環(huán)轉(zhuǎn)換，其熱效率受卡諾循環(huán)限制，通常難以突破50%。相比之下，電推進(jìn)系統(tǒng)通過(guò)電能直接驅(qū)動(dòng)電機(jī)產(chǎn)生推力，從根本上改變了能量的轉(zhuǎn)換路徑，使得系統(tǒng)效率有望大幅提升。更為重要的是，電推進(jìn)架構(gòu)為飛行器設(shè)計(jì)帶來(lái)了全新的自由度——分布式電推進(jìn)允許將多個(gè)小型推進(jìn)單元靈活布置于機(jī)翼或機(jī)身各處，通過(guò)協(xié)同氣流控制實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)效率的顯著改善，這是集中式燃油動(dòng)力架構(gòu)所無(wú)法實(shí)現(xiàn)的。

然而，電推進(jìn)飛機(jī)的實(shí)現(xiàn)面臨著一系列嚴(yán)峻的技術(shù)挑戰(zhàn)。其中最為核心的制約因素之一便是推進(jìn)系統(tǒng)的功率密度。NASA在航空電推進(jìn)系統(tǒng)評(píng)估中明確要求，百千瓦級(jí)推進(jìn)電機(jī)功率密度需高于6 kW/kg，兆瓦級(jí)推進(jìn)電機(jī)功率密度需高于13 kW/kg，效率需高于96%。這一指標(biāo)遠(yuǎn)超過(guò)當(dāng)前地面電機(jī)和傳統(tǒng)航空電機(jī)的技術(shù)水平，即便與電動(dòng)汽車領(lǐng)域最先進(jìn)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)相比，功率密度要求也高出數(shù)倍。實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的關(guān)鍵，不僅在于電磁設(shè)計(jì)的優(yōu)化創(chuàng)新，更在于冷卻技術(shù)的根本性突破——只有當(dāng)電機(jī)內(nèi)部產(chǎn)生的大量損耗熱量能夠被及時(shí)高效地帶走，才有可能在極小的體積和重量約束下實(shí)現(xiàn)超高功率輸出。

近年來(lái)，全球航空電推進(jìn)技術(shù)呈現(xiàn)出加速發(fā)展的態(tài)勢(shì)。在小型電動(dòng)飛機(jī)領(lǐng)域，Pipistrel Velis Electro已獲得歐洲航空安全局型號(hào)認(rèn)證，成為全球首款取證的全電動(dòng)飛機(jī)。在城市空中交通領(lǐng)域，Joby、Archer、Lilium等企業(yè)正在積極推進(jìn)eVTOL飛行器的適航認(rèn)證和商業(yè)化運(yùn)營(yíng)。在支線和干線航空領(lǐng)域，空客ZEROe氫動(dòng)力概念機(jī)和NASA STARC-ABL混合電推進(jìn)概念機(jī)代表了中大型電推進(jìn)飛機(jī)的技術(shù)方向。這些不同層級(jí)和類型的電推進(jìn)平臺(tái)對(duì)推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)提出了差異化的要求，推動(dòng)了冷卻技術(shù)從單一到多元、從簡(jiǎn)單到系統(tǒng)的發(fā)展演進(jìn)。

2.2 推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的戰(zhàn)略地位

在航空電推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)體系中，冷卻技術(shù)的戰(zhàn)略地位正隨著電機(jī)功率密度的持續(xù)提升而不斷凸顯。從物理本質(zhì)上講，電機(jī)的功率輸出能力受限于兩個(gè)邊界條件：電磁負(fù)荷的飽和極限和熱負(fù)荷的散熱極限。經(jīng)過(guò)數(shù)十年的發(fā)展，永磁電機(jī)在電磁拓?fù)湓O(shè)計(jì)方面的規(guī)律已趨于明朗——分?jǐn)?shù)槽集中繞組、Halbach永磁體陣列、軸向磁場(chǎng)拓?fù)涞认冗M(jìn)構(gòu)型已被廣泛研究和應(yīng)用，通過(guò)電磁優(yōu)化進(jìn)一步提升功率密度的空間逐漸收窄。相比之下，熱管理技術(shù)仍有巨大的提升潛力，正日益成為突破電機(jī)性能天花板的決定性因素。

推進(jìn)電機(jī)冷卻系統(tǒng)的技術(shù)方案不僅影響電機(jī)本體的性能，還深度耦合于整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計(jì)。冷卻介質(zhì)的選擇（空氣、水、油或低溫燃料）決定了配套組件的類型和復(fù)雜度；冷卻結(jié)構(gòu)的布局（機(jī)殼冷卻、槽內(nèi)冷卻或空心導(dǎo)體冷卻）影響著電機(jī)的電磁設(shè)計(jì)和機(jī)械結(jié)構(gòu)；冷卻系統(tǒng)的集成方式（獨(dú)立冷卻、與逆變器共用冷卻或與槳扇氣流耦合冷卻）則關(guān)系到推進(jìn)系統(tǒng)的整體功率密度和可靠性。因此，推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)既是電機(jī)設(shè)計(jì)的核心要素，也是電推進(jìn)系統(tǒng)總體方案中的關(guān)鍵決策變量。

2.3 從地面電機(jī)到航空推進(jìn)電機(jī)的冷卻技術(shù)演進(jìn)

傳統(tǒng)地面工業(yè)電機(jī)的冷卻方式以機(jī)殼風(fēng)冷和機(jī)殼水套冷卻為主，冷卻系統(tǒng)重量和體積約束相對(duì)寬松，設(shè)計(jì)和應(yīng)用已高度成熟。電動(dòng)汽車驅(qū)動(dòng)電機(jī)的冷卻技術(shù)在過(guò)去十余年間取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，經(jīng)歷了從風(fēng)冷到水冷再到油冷的技術(shù)躍遷，涌現(xiàn)出了發(fā)卡繞組噴油冷卻、定子浸油冷卻、空心軸轉(zhuǎn)子油冷等一系列先進(jìn)方案。這些技術(shù)進(jìn)步為航空推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的發(fā)展提供了重要的技術(shù)基礎(chǔ)和經(jīng)驗(yàn)借鑒。

然而，航空推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)并非地面電機(jī)技術(shù)的簡(jiǎn)單移植。在高空低氣壓環(huán)境下，空氣密度的急劇下降使得風(fēng)冷效率大幅降低；嚴(yán)苛的重量限制要求冷卻系統(tǒng)在實(shí)現(xiàn)高效散熱的同時(shí)將自身附加重量降至最低；飛機(jī)起降階段的過(guò)載工況導(dǎo)致瞬態(tài)熱沖擊遠(yuǎn)超地面應(yīng)用；分布式電推進(jìn)架構(gòu)中多個(gè)分散布置的推進(jìn)電機(jī)對(duì)冷卻系統(tǒng)的簡(jiǎn)易性和可靠性提出了更高要求。這些航空特有的約束條件，使得推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)成為一項(xiàng)具有鮮明航空特色的研究領(lǐng)域，需要在地面電機(jī)冷卻技術(shù)的基礎(chǔ)上進(jìn)行針對(duì)性的創(chuàng)新和突破。

三、推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的特征、要求與分類

3.1 推進(jìn)電機(jī)冷卻技術(shù)的特征與要求

與電動(dòng)汽車驅(qū)動(dòng)電機(jī)、多電/全電飛機(jī)中的輔助電機(jī)等應(yīng)用場(chǎng)合相比，航空永磁推進(jìn)電機(jī)的冷卻技術(shù)具有以下六個(gè)方面的特殊特征與要求。

技術(shù)指標(biāo)極限化是推進(jìn)電機(jī)冷卻面臨的首要挑戰(zhàn)。NASA提出的功率密度和效率指標(biāo)——百千瓦級(jí)電機(jī)超過(guò)6 kW/kg、兆瓦級(jí)電機(jī)超過(guò)13 kW/kg、效率超過(guò)96%——直接決定了推進(jìn)電機(jī)必須工作于極高的電磁負(fù)荷水平，單位體積的損耗和發(fā)熱量較傳統(tǒng)航空電機(jī)顯著增加。以一臺(tái)1 MW級(jí)推進(jìn)電機(jī)為例，即使其效率達(dá)到97%，仍有約30 kW的熱量需要在極為有限的體積和重量空間內(nèi)被有效帶走。推進(jìn)電機(jī)在飛機(jī)起飛階段常工作于短時(shí)過(guò)載狀態(tài)，此時(shí)損耗密度隨電流的平方關(guān)系急劇升高，瞬時(shí)熱負(fù)荷可達(dá)額定工況的兩倍以上，溫升問(wèn)題更加嚴(yán)峻。

應(yīng)用條件嚴(yán)苛化體現(xiàn)在多個(gè)層面。航空推進(jìn)電機(jī)冷卻系統(tǒng)面臨極為嚴(yán)苛的重量與安裝空間限制，設(shè)計(jì)自由度顯著受限。冷卻介質(zhì)的選擇、管路布局、散熱器尺寸等均需在緊湊的發(fā)動(dòng)機(jī)艙或機(jī)翼吊艙內(nèi)完成，且不能對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)外形產(chǎn)生不利影響。不同于多電飛機(jī)中的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)、燃油泵驅(qū)動(dòng)電機(jī)等可借助滑油或燃油系統(tǒng)完成冷卻的場(chǎng)合，純電推進(jìn)系統(tǒng)缺乏可直接利用的滑油介質(zhì)和燃油熱沉，必須依賴獨(dú)立的冷卻系統(tǒng)完成全部熱管理任務(wù)。渦輪電推進(jìn)或混合電推進(jìn)系統(tǒng)中雖然仍配備發(fā)動(dòng)機(jī)滑油/燃油系統(tǒng)，但推進(jìn)電機(jī)通常布置較遠(yuǎn)，需通過(guò)復(fù)雜管路與之連接，不便于冷卻部件的復(fù)用與系統(tǒng)集成。

系統(tǒng)要求多樣化反映了不同電推進(jìn)構(gòu)型對(duì)冷卻技術(shù)的差異化需求。小型電推進(jìn)飛機(jī)目前大多仍采用常導(dǎo)冷卻技術(shù)，但隨著高溫超導(dǎo)電機(jī)在航空領(lǐng)域的探索推進(jìn)，部分小型電推進(jìn)驗(yàn)證機(jī)已開始嘗試超導(dǎo)冷卻方案。大型電推進(jìn)飛機(jī)則更有可能采用系統(tǒng)復(fù)雜、成本較高的低溫超導(dǎo)冷卻技術(shù)，以充分發(fā)揮超導(dǎo)電機(jī)的功率密度優(yōu)勢(shì)。集中式電推進(jìn)架構(gòu)可采用較為復(fù)雜但效能優(yōu)異的冷卻系統(tǒng)，而分布式電推進(jìn)架構(gòu)由于配備多個(gè)分散布置的推進(jìn)電機(jī)，其冷卻系統(tǒng)需更加注重簡(jiǎn)易化和可靠性，以降低單點(diǎn)故障風(fēng)險(xiǎn)和總體系統(tǒng)復(fù)雜度。

熱控系統(tǒng)容錯(cuò)化是航空推進(jìn)電機(jī)區(qū)別于地面電機(jī)的顯著特征。作為電推進(jìn)飛機(jī)的核心動(dòng)力單元，推進(jìn)電機(jī)的可靠性要求遠(yuǎn)高于地面電機(jī)或傳統(tǒng)航空電機(jī)。為滿足冗余容錯(cuò)要求，推進(jìn)電機(jī)大多采用雙通道或多通道電磁設(shè)計(jì)，當(dāng)某一通道發(fā)生故障時(shí)，其余通道需通過(guò)過(guò)載運(yùn)行輸出額定功率，這一容錯(cuò)運(yùn)行模式會(huì)導(dǎo)致電機(jī)溫升急劇增大和熱點(diǎn)集中問(wèn)題。在此背景下，高可靠推進(jìn)電機(jī)還需具備熱隔離能力——在某一相或某一通道發(fā)生故障時(shí)，能夠避免或減輕對(duì)其余相或通道繞組熱特性的影響，防止故障通過(guò)熱路徑擴(kuò)散傳播。

熱點(diǎn)分布集中化源于高功率密度設(shè)計(jì)下的多因素耦合。定子方面，航空電推進(jìn)系統(tǒng)傾向于采用高電壓設(shè)計(jì)以降低電纜重量，目前小型電動(dòng)飛機(jī)的電壓等級(jí)常為400~800 V，中大型電推進(jìn)飛機(jī)可高達(dá)1~3 kV。高電壓等級(jí)使永磁推進(jìn)電機(jī)的繞組設(shè)計(jì)趨向于更多匝數(shù)和更厚的絕緣層，這勢(shì)必將導(dǎo)致繞組內(nèi)部熱傳導(dǎo)性能的顯著劣化，進(jìn)一步加劇定子的冷卻散熱難度。轉(zhuǎn)子方面，PWM高頻驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生的豐富時(shí)間諧波與分?jǐn)?shù)槽集中繞組固有的空間諧波共同作用，導(dǎo)致永磁體和轉(zhuǎn)子鐵心中的渦流損耗高度集中。在高速電機(jī)中，電機(jī)基頻較高使得諧波效應(yīng)更加顯著，同時(shí)轉(zhuǎn)子空間受限、常規(guī)冷卻手段難以布置，進(jìn)一步加劇了熱管理挑戰(zhàn)。

冷卻結(jié)構(gòu)精細(xì)化是應(yīng)對(duì)上述多重約束的必然選擇。由于推進(jìn)電機(jī)冷卻系統(tǒng)面臨嚴(yán)苛的冷卻散熱要求以及極端的重量和尺寸限制，其冷卻結(jié)構(gòu)更宜采用精細(xì)化設(shè)計(jì)路線。集成化自冷卻系統(tǒng)有助于簡(jiǎn)化整體系統(tǒng)架構(gòu)并進(jìn)一步降低系統(tǒng)重量，但同時(shí)也對(duì)冷卻介質(zhì)流道的精密布置和冷卻結(jié)構(gòu)的精細(xì)化程度提出了更高要求。近年來(lái)，高性能熱管理材料以及增材制造等先進(jìn)工藝的快速發(fā)展，為精細(xì)化冷卻結(jié)構(gòu)的實(shí)現(xiàn)提供了關(guān)鍵的技術(shù)支撐。

3.2 推進(jìn)電機(jī)冷卻方式的分類體系

永磁推進(jìn)電機(jī)的冷卻方式可從多個(gè)維度進(jìn)行分類，形成系統(tǒng)化的分類框架，有助于理解不同冷卻技術(shù)之間的內(nèi)在聯(lián)系和適用邊界。

按冷卻部件分類，推進(jìn)電機(jī)冷卻方式可分為定子繞組冷卻、定子鐵心冷卻、轉(zhuǎn)子和轉(zhuǎn)軸冷卻等。由于航空推進(jìn)電機(jī)與傳統(tǒng)電機(jī)相比具有顯著更高的損耗密度和熱流密度，不宜采用僅依賴機(jī)殼散熱的簡(jiǎn)單冷卻方式，而需針對(duì)各熱源的空間分布特點(diǎn)和發(fā)熱機(jī)理進(jìn)行精準(zhǔn)匹配的熱管理設(shè)計(jì)。對(duì)于高功率/轉(zhuǎn)矩密度永磁推進(jìn)電機(jī)，電樞繞組中的銅損和定子鐵心中的鐵損高度集中，使定子部分成為散熱難度最大的區(qū)域；轉(zhuǎn)子部分常通過(guò)永磁體損耗抑制、永磁體分段隔離等措施避免溫升帶來(lái)的磁性能下降和退磁風(fēng)險(xiǎn)，但對(duì)于高速推進(jìn)電機(jī)和采用分?jǐn)?shù)槽集中繞組的高諧波含量電機(jī)，仍需對(duì)轉(zhuǎn)子渦流損耗和風(fēng)摩損耗發(fā)熱進(jìn)行著重考慮和有效抑制。

按熱能傳遞機(jī)制分類，推進(jìn)電機(jī)冷卻方式可分為傳導(dǎo)傳熱、對(duì)流傳熱和相變傳熱三類（工程實(shí)踐中熱輻射的貢獻(xiàn)通常較小，可忽略不計(jì)）。傳導(dǎo)傳熱依靠物體內(nèi)部微觀粒子的熱運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)熱量傳遞，是熱量從電機(jī)內(nèi)部熱源（繞組、鐵心）傳遞到冷卻介質(zhì)接觸面的必經(jīng)路徑。對(duì)流傳熱依靠流體宏觀運(yùn)動(dòng)引起的相對(duì)位移實(shí)現(xiàn)熱量傳遞，是熱量從固體表面向冷卻介質(zhì)傳遞的主要方式。在實(shí)際冷卻系統(tǒng)中，傳導(dǎo)傳熱與對(duì)流傳熱往往共同作用完成完整的熱量傳遞鏈——熱量首先通過(guò)固體傳導(dǎo)從熱源傳遞至冷卻界面，再通過(guò)流體對(duì)流從界面?zhèn)鬟f至冷卻介質(zhì)并最終排放至外部熱沉。除上述兩種基本傳熱方式外，推進(jìn)電機(jī)還可采用相變傳熱方法，通過(guò)物質(zhì)在相態(tài)變化過(guò)程中吸收或釋放大量潛熱來(lái)實(shí)現(xiàn)高效熱量傳遞，具有傳熱通量大、控溫能力強(qiáng)等特殊優(yōu)勢(shì)。

按對(duì)流傳熱介質(zhì)分類，推進(jìn)電機(jī)冷卻方式可分為風(fēng)冷、水冷和油冷等。空氣作為最易獲取的冷卻介質(zhì)，無(wú)需復(fù)雜的管路和泵組系統(tǒng)，但其熱導(dǎo)率和比熱容較低，冷卻能力受到物理性質(zhì)的限制。水具有較高的熱導(dǎo)率和比熱容，換熱效果優(yōu)異，但其絕緣性差和沸點(diǎn)較低的特點(diǎn)使其無(wú)法與繞組等帶電部件直接接觸，僅能作為間接冷卻介質(zhì)使用。為克服水介質(zhì)沸點(diǎn)不足的限制，實(shí)際應(yīng)用中常采用水-乙二醇混合溶液以提高沸點(diǎn)并降低冰點(diǎn)，從而增強(qiáng)水冷系統(tǒng)的環(huán)境適應(yīng)性。油具有良好的絕緣性能，可與帶電熱源直接接觸實(shí)現(xiàn)高效直接冷卻，但其熱導(dǎo)率和比熱容較水偏低，作為間接冷卻介質(zhì)使用時(shí)效果欠佳。在渦輪電推進(jìn)或混合電推進(jìn)飛機(jī)中，發(fā)動(dòng)機(jī)配備的滑油/燃油系統(tǒng)可供推進(jìn)電機(jī)冷卻系統(tǒng)共享使用，從而減少額外冷卻介質(zhì)及其配套組件。

按冷卻介質(zhì)與熱源是否直接接觸分類，推進(jìn)電機(jī)冷卻方式可分為直接冷卻和間接冷卻兩種基本模式。直接冷卻方式中，冷卻介質(zhì)（空氣、油等）與熱源直接接觸，熱量通過(guò)對(duì)流直接從熱源表面?zhèn)鬟f至冷卻介質(zhì)，傳熱路徑短、效率高。間接冷卻方式中，熱源熱量首先通過(guò)內(nèi)部熱傳導(dǎo)傳遞至冷卻介質(zhì)接觸面，再由冷卻介質(zhì)（空氣、水、油等）通過(guò)對(duì)流傳遞至熱沉，整個(gè)傳熱過(guò)程包含多個(gè)串聯(lián)熱阻。由于永磁推進(jìn)電機(jī)定子槽內(nèi)存在導(dǎo)體間隙、絕緣層和空氣隙等低熱導(dǎo)率區(qū)域，定子內(nèi)部等效熱導(dǎo)率通常較低，因此即便采用強(qiáng)對(duì)流傳熱方法，間接冷卻系統(tǒng)的整體冷卻效果仍會(huì)在很大程度上受到內(nèi)部熱傳導(dǎo)效率的限制，導(dǎo)致溫度分布不均和局部嚴(yán)重?zé)狳c(diǎn)。為突破這一限制，間接冷卻系統(tǒng)可采用具有高熱導(dǎo)率的附加導(dǎo)熱系統(tǒng)來(lái)縮短電機(jī)內(nèi)部熱傳導(dǎo)路徑，熱量由熱源首先傳導(dǎo)至附加導(dǎo)熱系統(tǒng)，再由該系統(tǒng)以更高效率向外部傳遞。

四、航空推進(jìn)電機(jī)的傳導(dǎo)傳熱技術(shù)

傳導(dǎo)傳熱是推進(jìn)電機(jī)熱量傳遞鏈中不可或缺的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。導(dǎo)熱能力與材料熱導(dǎo)率和傳熱路徑尺寸直接相關(guān)。受限于定子槽內(nèi)繞組絕緣層、導(dǎo)體間隙以及空氣隙等低熱導(dǎo)率區(qū)域的存在，永磁推進(jìn)電機(jī)的冷卻散熱效率即使在強(qiáng)對(duì)流傳熱方法的配合下，仍然在很大程度上受到內(nèi)部導(dǎo)熱效率的制約——這一限制效應(yīng)在間接冷卻方式下表現(xiàn)得尤為突出。為突破推進(jìn)電機(jī)熱傳導(dǎo)效率的瓶頸，學(xué)術(shù)界和工業(yè)界從拓?fù)渑c線型優(yōu)化、灌封傳導(dǎo)傳熱、延伸結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)傳熱、附加裝置傳導(dǎo)傳熱等多個(gè)技術(shù)路徑進(jìn)行了廣泛探索。

4.1 拓?fù)渑c線型優(yōu)化

推進(jìn)電機(jī)在無(wú)特殊導(dǎo)熱設(shè)計(jì)條件下的內(nèi)部熱傳導(dǎo)效率，直接由電機(jī)結(jié)構(gòu)拓?fù)浜筒牧蠠崽匦詻Q定。相關(guān)研究深入探討了定子槽數(shù)對(duì)電機(jī)熱性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)槽數(shù)的增多雖然會(huì)導(dǎo)致槽滿率有所降低，但槽寬的減小縮短了從槽中心到定子鐵心的導(dǎo)熱路徑，有利于提升電機(jī)內(nèi)部的導(dǎo)熱效率；電機(jī)溫升隨槽數(shù)的增加呈現(xiàn)先降低后增高的非單調(diào)變化規(guī)律，存在最優(yōu)槽數(shù)使熱性能達(dá)到最佳。此外，繞組槽滿率和線型也是影響電機(jī)內(nèi)部導(dǎo)熱能力的關(guān)鍵參數(shù)，導(dǎo)線絕緣層和導(dǎo)體間間隙的存在會(huì)導(dǎo)致繞組區(qū)域的等效熱導(dǎo)率大幅降低，往往比純銅材料低兩個(gè)數(shù)量級(jí)以上。

在繞組線型優(yōu)化方面，扁線繞組因其較高的槽填充系數(shù)和規(guī)整的幾何外形而受到廣泛關(guān)注。與傳統(tǒng)圓線繞組相比，扁線繞組可以顯著提高槽滿率和等效熱導(dǎo)率，同時(shí)使繞組與定子鐵心之間的熱接觸更加充分。然而，扁線繞組在PWM高頻驅(qū)動(dòng)下容易產(chǎn)生較大的趨膚效應(yīng)和鄰近效應(yīng)渦流損耗，這一效應(yīng)在高速推進(jìn)電機(jī)中尤為顯著。單股絕緣、多股絞合的利茲線通過(guò)增大導(dǎo)體表面積和優(yōu)化股線換位，可有效抑制繞組渦流損耗，但其槽滿率相對(duì)較低，導(dǎo)熱性能隨之劣化。采用預(yù)壓制繞組或成型繞組等工藝方法能夠在一定程度上提高圓線或利茲線繞組的槽滿率，從而提升槽內(nèi)熱傳導(dǎo)效率，但需注意過(guò)高的預(yù)壓力可能導(dǎo)致繞組絕緣損傷，在航空應(yīng)用中需審慎評(píng)估。

為了實(shí)現(xiàn)兼具高槽滿率和低渦流損耗的理想繞組構(gòu)型，國(guó)內(nèi)外多所高校對(duì)不等截面扁線繞組技術(shù)進(jìn)行了深入研究。該方法通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)槽內(nèi)不同徑向位置處扁線繞組的截面積，使得各匝繞組中的電流密度和損耗發(fā)熱分布更加均勻，從而在降低總體交流損耗的同時(shí)抑制局部熱點(diǎn)溫升。南京航空航天大學(xué)提出的扁線-圓線混合繞組構(gòu)型代表了另一種創(chuàng)新思路：該繞組結(jié)構(gòu)由以一定角度差排列的槽底單套三相扁線繞組和槽口單套三相圓線繞組共同構(gòu)成，兩套繞組間設(shè)置油道以提供散熱路徑。與純圓線繞組相比，該混合繞組構(gòu)型的槽滿率提高了超過(guò)10%；與純扁線繞組相比，其交流銅損大大降低，在電磁性能和熱特性之間實(shí)現(xiàn)了良好平衡。

4.2 灌封傳導(dǎo)傳熱技術(shù)

定子灌封是一種在電機(jī)工業(yè)中廣泛應(yīng)用的增強(qiáng)導(dǎo)熱技術(shù)。其基本原理是通過(guò)在定子各部件之間的間隙中填充高導(dǎo)熱灌封材料，替代原空氣間隙形成連續(xù)的導(dǎo)熱通道，從而顯著提升電機(jī)內(nèi)部的熱傳導(dǎo)效率。此外，灌封材料固化后還兼具定子固定補(bǔ)強(qiáng)作用，有利于增強(qiáng)電機(jī)的結(jié)構(gòu)剛度和抗振可靠性，這在航空推進(jìn)電機(jī)的高振動(dòng)、高沖擊服役環(huán)境中具有特殊的工程價(jià)值。

常用的電機(jī)灌封材料主要包括環(huán)氧樹脂和有機(jī)硅兩大類，其熱導(dǎo)率通常處于0.2~5 W/(m·K)的范圍內(nèi)。相較于空氣僅約0.026 W/(m·K)的熱導(dǎo)率，灌封材料使槽內(nèi)等效熱導(dǎo)率實(shí)現(xiàn)了數(shù)十倍的提升。隨著材料工藝技術(shù)的持續(xù)進(jìn)步，以AlN（氮化鋁）為填料的復(fù)合灌封材料和Ceramacast等陶瓷基高溫灌封材料已開始進(jìn)入應(yīng)用研究階段，其熱導(dǎo)率可高達(dá)40~100 W/(m·K)，接近部分金屬材料的導(dǎo)熱水平。目前，灌封工藝仍在不斷優(yōu)化之中，包括灌封過(guò)程中的溫度精準(zhǔn)控制、材料固化過(guò)程的精確調(diào)節(jié)以及真空灌注工藝的應(yīng)用等，旨在確保灌封效果的一致性和長(zhǎng)期穩(wěn)定性。

然而，灌封技術(shù)在航空推進(jìn)電機(jī)應(yīng)用中仍然面臨一些不容忽視的挑戰(zhàn)。在材料層面，灌封材料的選擇需要綜合權(quán)衡導(dǎo)熱性能、機(jī)械強(qiáng)度和剛度、熱膨脹系數(shù)匹配性以及高空低溫環(huán)境適應(yīng)性等多重因素。在工藝層面，過(guò)高的灌封壓力可能導(dǎo)致繞組絕緣的損傷，尤其在繞組和槽壁間隙極小的緊湊設(shè)計(jì)中更需精細(xì)控制。在系統(tǒng)層面，灌封材料的附加重量顯著，不利于高功率/轉(zhuǎn)矩密度推進(jìn)電機(jī)對(duì)輕量化設(shè)計(jì)的嚴(yán)格要求。更為本質(zhì)的限制在于，盡管灌封材料可有效提高電機(jī)內(nèi)部的等效熱導(dǎo)率，但其熱導(dǎo)率相較于銅、鋁等導(dǎo)熱金屬仍然偏低數(shù)個(gè)數(shù)量級(jí)，因此對(duì)電機(jī)整體熱傳導(dǎo)效率的提升效果存在上限。

4.3 延伸結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)傳熱技術(shù)

從電機(jī)自身結(jié)構(gòu)拓?fù)涞慕嵌瘸霭l(fā)，可采用電機(jī)鐵心或機(jī)殼的延伸結(jié)構(gòu)來(lái)縮短槽內(nèi)熱傳導(dǎo)路徑，從而增強(qiáng)內(nèi)部導(dǎo)熱效率。這一技術(shù)路徑的物理原理在于：推進(jìn)電機(jī)定子繞組產(chǎn)生的熱量需要穿過(guò)絕緣層、導(dǎo)體間間隙和槽絕緣才能傳導(dǎo)至定子鐵心，這一傳熱路徑構(gòu)成了內(nèi)部熱阻的主要組成部分；通過(guò)在槽內(nèi)引入與鐵心相連的金屬延伸結(jié)構(gòu)（如輔助齒、槽內(nèi)翅片等），可以有效縮短熱量在低熱導(dǎo)率介質(zhì)中的傳輸距離，使熱量更快地傳導(dǎo)至鐵心并進(jìn)一步通過(guò)外部冷卻系統(tǒng)帶走。

諾丁漢大學(xué)和南京航空航天大學(xué)對(duì)鐵心延伸結(jié)構(gòu)結(jié)合水冷或風(fēng)冷方法進(jìn)行了系統(tǒng)性研究，結(jié)果表明該結(jié)構(gòu)具有顯著的降低溫升效果，且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于制造實(shí)施，在航空推進(jìn)電機(jī)中具有良好的應(yīng)用前景。針對(duì)軸向磁場(chǎng)永磁電機(jī)的特殊結(jié)構(gòu)，采用機(jī)殼延伸結(jié)構(gòu)與水道延伸結(jié)構(gòu)分別構(gòu)成的槽內(nèi)翅片同樣被證明有助于增強(qiáng)散熱效率，為軸向磁通電機(jī)的熱管理設(shè)計(jì)提供了新的技術(shù)思路。延伸結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱方法的突出優(yōu)勢(shì)在于不額外引入異種材料部件，有利于保證電機(jī)的結(jié)構(gòu)整體性和長(zhǎng)期可靠性，但其傳熱效率仍然受限于鐵心材料本身的熱導(dǎo)率，提升空間有限。

4.4 附加裝置傳導(dǎo)傳熱技術(shù)

附加裝置傳導(dǎo)傳熱技術(shù)是進(jìn)一步增強(qiáng)電機(jī)熱傳導(dǎo)效率的重要方法。該類技術(shù)的核心思路是在電機(jī)槽內(nèi)或鐵心內(nèi)部附加安裝由高熱導(dǎo)率金屬（如銅、鋁等）制成的導(dǎo)熱裝置，利用金屬材料優(yōu)異的熱傳導(dǎo)能力縮短熱源與冷卻介質(zhì)接觸面之間的有效熱路長(zhǎng)度，實(shí)現(xiàn)熱量從熱源向冷卻界面的高效輸送。

諾丁漢大學(xué)的研究團(tuán)隊(duì)針對(duì)窄槽和寬槽兩種典型槽形，分別提出了不同構(gòu)型的槽內(nèi)附加銅板或鋁板導(dǎo)熱方法，可將定子繞組熱點(diǎn)溫度降低約40%，效果十分顯著。該團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步研究了槽內(nèi)T形銅板導(dǎo)熱結(jié)構(gòu)對(duì)飛機(jī)起落架驅(qū)動(dòng)電機(jī)的增強(qiáng)散熱作用，驗(yàn)證了該方法在航空電機(jī)領(lǐng)域的技術(shù)可行性。針對(duì)單轉(zhuǎn)子-單定子軸向磁場(chǎng)永磁電機(jī)，有研究提出了定子鐵心內(nèi)置銅管與定子灌封材料相結(jié)合的強(qiáng)化導(dǎo)熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，與單一水冷方法相比，該復(fù)合導(dǎo)熱系統(tǒng)可將電機(jī)溫升降低25~35℃，展現(xiàn)出多技術(shù)協(xié)同的巨大潛力。

需要指出的是，雖然附加裝置導(dǎo)熱可以有效增強(qiáng)電機(jī)熱傳導(dǎo)效率和降低溫升，但其設(shè)計(jì)和應(yīng)用過(guò)程中需要審慎權(quán)衡多方面因素。首先，附加導(dǎo)熱裝置會(huì)占用電機(jī)槽內(nèi)或鐵心中的寶貴空間，可能導(dǎo)致槽滿率下降、電磁負(fù)荷能力降低，對(duì)電機(jī)的電磁輸出性能產(chǎn)生不利影響。其次，導(dǎo)電的金屬導(dǎo)熱裝置暴露于槽內(nèi)時(shí)變漏磁場(chǎng)中，會(huì)產(chǎn)生額外的渦流損耗，不但降低電機(jī)效率，還會(huì)在導(dǎo)熱裝置自身產(chǎn)生附加熱量。因此，在推進(jìn)電機(jī)的實(shí)際設(shè)計(jì)中，附加導(dǎo)熱裝置的方案選擇應(yīng)納入多物理場(chǎng)綜合優(yōu)化的框架，在電磁性能、熱性能與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)之間尋求最優(yōu)平衡。

五、推進(jìn)電機(jī)的對(duì)流傳熱技術(shù)

對(duì)流傳熱是推進(jìn)電機(jī)熱量從固體表面向冷卻介質(zhì)傳遞并最終排放至熱沉的主要方式。根據(jù)冷卻介質(zhì)的類型，可細(xì)分為風(fēng)冷、水冷和油冷三大類技術(shù)路線，各類路線在換熱效率、系統(tǒng)復(fù)雜度、可靠性和環(huán)境適應(yīng)性等方面存在顯著差異，適用于不同功率等級(jí)和構(gòu)型的航空電推進(jìn)系統(tǒng)。

5.1 風(fēng)冷技術(shù)

風(fēng)冷技術(shù)以空氣作為對(duì)流傳熱介質(zhì)，具有冷卻介質(zhì)免費(fèi)易得、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的天然優(yōu)勢(shì)，在航空推進(jìn)電機(jī)領(lǐng)域有著不可替代的應(yīng)用價(jià)值。按照冷卻氣流的驅(qū)動(dòng)方式，飛機(jī)推進(jìn)電機(jī)的風(fēng)冷方法可分為槳葉氣流風(fēng)冷和附加裝置風(fēng)冷兩大類，二者在系統(tǒng)架構(gòu)、冷卻性能和應(yīng)用場(chǎng)景方面各具特點(diǎn)。

槳葉氣流風(fēng)冷方法利用推進(jìn)電機(jī)所驅(qū)動(dòng)的螺旋槳或涵道風(fēng)扇產(chǎn)生的自然氣流對(duì)電機(jī)進(jìn)行冷卻，能夠省去額外的冷卻風(fēng)扇、泵組和散熱裝置，從而獲得極高的系統(tǒng)功率密度。該方法的突出優(yōu)勢(shì)在于系統(tǒng)架構(gòu)簡(jiǎn)單、結(jié)構(gòu)集成度高——冷卻功能與推進(jìn)功能共享同一氣流資源，無(wú)需增設(shè)獨(dú)立的冷卻部件。NASA的X-57分布式電推進(jìn)驗(yàn)證機(jī)是該技術(shù)路線的典型應(yīng)用案例：其60 kW巡航推進(jìn)電機(jī)和11 kW高升力推進(jìn)電機(jī)均通過(guò)槳葉氣流進(jìn)行直接冷卻，60 kW推進(jìn)電機(jī)的實(shí)測(cè)平均對(duì)流換熱系數(shù)約為98 W/(m2·℃)，電流密度達(dá)到11 A/mm2。NASA和伊利諾伊大學(xué)為STARC-ABL混合電推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)的2.6 MW推進(jìn)電機(jī)同樣采用了槳葉氣流風(fēng)冷方案，并輔以散熱翅片來(lái)增大有效散熱面積。然而，槳葉氣流風(fēng)冷方法存在若干不可忽視的局限性：冷卻氣流參數(shù)直接受槳葉轉(zhuǎn)速和外部飛行環(huán)境的影響，冷卻性能難以獨(dú)立調(diào)控，不適合需要精細(xì)溫控的復(fù)雜工況應(yīng)用場(chǎng)合；電機(jī)直接暴露于高速氣流中，繞組絕緣的長(zhǎng)期可靠性面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)；若為冷卻目的額外開設(shè)導(dǎo)流或引流結(jié)構(gòu)，則會(huì)干擾飛機(jī)的氣動(dòng)布局并產(chǎn)生不必要的飛行阻力，降低整體推進(jìn)效率。

與槳葉氣流風(fēng)冷相比，附加裝置風(fēng)冷方式雖然增加了獨(dú)立的冷卻風(fēng)扇和相關(guān)結(jié)構(gòu)件的系統(tǒng)重量和復(fù)雜度，但冷卻氣流參數(shù)可獨(dú)立控制，冷卻效果更為穩(wěn)定可靠，且不會(huì)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生不利影響，因而更加適用于大功率、復(fù)雜工況的航空電推進(jìn)系統(tǒng)。伊利諾伊大學(xué)研制的1 MW外轉(zhuǎn)子永磁推進(jìn)電機(jī)采用自帶風(fēng)扇風(fēng)冷方案，軸向風(fēng)速最高可達(dá)30~40 m/s，通過(guò)在定子內(nèi)側(cè)布置散熱翅片來(lái)增大有效散熱面積。麻省理工學(xué)院的1 MW永磁推進(jìn)電機(jī)則通過(guò)壓縮機(jī)產(chǎn)生的吸力驅(qū)動(dòng)空氣流經(jīng)電機(jī)本體及逆變器，結(jié)合電機(jī)內(nèi)側(cè)散熱翅片實(shí)現(xiàn)高效冷卻，設(shè)計(jì)電流密度達(dá)13.3 A/mm2。附加裝置風(fēng)冷方式雖然較液冷系統(tǒng)仍存在冷卻效率上的差距，但其無(wú)需配備泵組、管路、散熱器等液冷系統(tǒng)所必需的配套組件，對(duì)系統(tǒng)功率密度的折損相對(duì)較小，且完全沒(méi)有密封問(wèn)題，相比液冷系統(tǒng)具有更高的固有可靠性和更低的維護(hù)需求。

5.2 水冷技術(shù)

水憑借其較高的熱導(dǎo)率（約0.6 W/(m·K)，約為空氣的23倍）和較大的比熱容（約4.2 kJ/(kg·K)，約為空氣的4倍），是一種優(yōu)異的對(duì)流傳熱介質(zhì)。在電動(dòng)飛機(jī)中，電池系統(tǒng)和電力電子設(shè)備常采用水冷方式進(jìn)行熱管理，推進(jìn)電機(jī)若同步采用水冷方案則可以實(shí)現(xiàn)冷卻部件的系統(tǒng)級(jí)復(fù)用，降低整體復(fù)雜度。然而，水的絕緣性能較差且常壓沸點(diǎn)僅為100℃，因而不能與繞組等帶電熱源直接接觸，僅可作為間接冷卻介質(zhì)使用，這在一定程度上限制了其冷卻效果的上限。

機(jī)殼水套冷卻是當(dāng)前應(yīng)用最為廣泛的水冷方法。該方法通過(guò)在電機(jī)機(jī)殼內(nèi)部加工螺旋形或軸軸向流道，使冷卻水在機(jī)殼內(nèi)循環(huán)流動(dòng)，吸收由定子鐵心通過(guò)接觸熱傳導(dǎo)傳遞出來(lái)的熱量。諾丁漢大學(xué)針對(duì)小型全電飛機(jī)設(shè)計(jì)的550 kW永磁推進(jìn)電機(jī)采用周向螺旋型水套冷卻方案，額定工況下的電流密度為9.5 A/mm2。相關(guān)研究對(duì)周向水套和軸向水套兩種流道布置形式進(jìn)行了對(duì)比分析，結(jié)果表明軸向水套因其更均勻的流速分布而具有更高的對(duì)流換熱系數(shù)。然而，深入分析發(fā)現(xiàn)，在機(jī)殼水冷方式下，電機(jī)溫升的主要限制因素并非機(jī)殼表面的對(duì)流換熱效率，而是電機(jī)內(nèi)部從繞組到鐵心再到機(jī)殼的熱傳導(dǎo)過(guò)程，因此僅優(yōu)化水套流道結(jié)構(gòu)對(duì)抑制溫升的效果并不顯著。

為了縮短水道與熱源之間的有效傳熱距離，水冷板冷卻方法應(yīng)運(yùn)而生。該方法將薄型水冷板直接貼附于定子鐵心表面或嵌入鐵心內(nèi)部，大幅減小了熱量從熱源到冷卻水之間的傳導(dǎo)熱阻。華中科技大學(xué)提出的多層定子鐵心水冷板方案中，多片水冷板與定子鐵心疊片交替排列、直接接觸，與相同工況下的機(jī)殼水套方案相比，可將額定工況溫升降低20℃以上。沈陽(yáng)工業(yè)大學(xué)針對(duì)雙轉(zhuǎn)子軸向磁場(chǎng)永磁電機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，提出了槽內(nèi)內(nèi)外循環(huán)水冷結(jié)構(gòu)，與傳統(tǒng)軸向內(nèi)外循環(huán)水冷結(jié)構(gòu)相比，該方案兼具散熱面積大、散熱效果好和進(jìn)出口壓降小的優(yōu)勢(shì)。水冷板冷卻系統(tǒng)相比機(jī)殼水套能夠顯著提升冷卻效率，但其本質(zhì)上仍屬于間接冷卻系統(tǒng)，冷卻效果與直接接觸式冷卻相比仍存在差距，且水道在定子鐵心內(nèi)部的精密布置在結(jié)構(gòu)復(fù)雜或尺寸要求極為嚴(yán)格的推進(jìn)電機(jī)中受到顯著限制。

5.3 油冷技術(shù)

油因其優(yōu)異的絕緣性能，能夠與電機(jī)內(nèi)部帶電部件直接接觸，實(shí)現(xiàn)高效直接冷卻。直接油冷方法與風(fēng)冷、水冷方式相比通常具有更強(qiáng)的整體冷卻效果，有利于推進(jìn)電機(jī)功率/轉(zhuǎn)矩密度的進(jìn)一步提升，是近年來(lái)航空電推進(jìn)永磁電機(jī)產(chǎn)品中最受關(guān)注的冷卻技術(shù)路線之一。

定子油冷技術(shù)涵蓋循油冷卻、噴油冷卻和浸油冷卻等多種實(shí)施方案。循油冷卻通過(guò)在定子鐵心外側(cè)設(shè)置循環(huán)油道對(duì)定子鐵心進(jìn)行冷卻，結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單可靠，但冷卻油不與定子內(nèi)部繞組、槽絕緣等核心發(fā)熱部件直接接觸，無(wú)法充分發(fā)揮直接冷卻的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。定子噴油冷卻可于電機(jī)軸向兩端或殼體頂端開設(shè)噴油孔，將冷卻油以射流形式直接噴射到端部繞組表面，對(duì)端部繞組這一傳統(tǒng)冷卻方案中散熱最困難的區(qū)域具有極強(qiáng)的冷卻效果。諾丁漢大學(xué)及倫敦瑪麗女王大學(xué)的研究團(tuán)隊(duì)針對(duì)發(fā)卡繞組永磁電機(jī)設(shè)計(jì)了噴油冷卻系統(tǒng)，并通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)比了不同噴嘴形式和數(shù)量對(duì)電機(jī)溫度分布的影響，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明噴油冷卻條件下電機(jī)電流密度可達(dá)23 A/mm2以上。然而，噴油冷卻方式的油量分布較為分散，對(duì)大功率推進(jìn)電機(jī)容易造成各區(qū)域冷卻不均和嚴(yán)重的局部熱點(diǎn)問(wèn)題。

浸油冷卻方法可根據(jù)浸沒(méi)范圍分為整機(jī)浸油和定子浸油兩類。整機(jī)浸油冷卻將電機(jī)的定子與轉(zhuǎn)子整體浸沒(méi)于絕緣冷卻油中，具有冷卻效果優(yōu)異和不易漏油的優(yōu)點(diǎn)，但轉(zhuǎn)子在油液中高速旋轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的攪油損耗——這一損耗在電機(jī)高轉(zhuǎn)速運(yùn)行時(shí)尤為突出，可占電機(jī)總功率的相當(dāng)大比例，造成發(fā)熱增加和系統(tǒng)效率下降。諾丁漢大學(xué)研制的9.7 kW、8700 r/min高速永磁電機(jī)采用整機(jī)浸油結(jié)合槽內(nèi)油道的復(fù)合冷卻方案，可實(shí)現(xiàn)25~30 A/mm2的長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行電流密度。北京航空航天大學(xué)針對(duì)飛機(jī)電液作動(dòng)器設(shè)計(jì)的15 kW、20000 r/min高速永磁電機(jī)同樣采用整機(jī)浸油冷卻方案，并對(duì)攪油損耗進(jìn)行了定量研究，結(jié)果表明20000 r/min轉(zhuǎn)速下攪油損耗可占電機(jī)總功率的20%，這一問(wèn)題在航空推進(jìn)電機(jī)的高轉(zhuǎn)速應(yīng)用場(chǎng)景中不容忽視。

為了避免轉(zhuǎn)子攪油損耗，定子浸油冷卻方案通過(guò)在定子外側(cè)設(shè)置隔油套，僅將定子部分密封浸沒(méi)于冷卻油中，轉(zhuǎn)子仍在空氣環(huán)境中工作。該方案在實(shí)現(xiàn)定子高效直接冷卻的同時(shí)，避免了高速轉(zhuǎn)子在油液中造成的攪油損耗，尤為適用于損耗主要集中于定子部分的直驅(qū)式永磁推進(jìn)電機(jī)。密封隔油套材料需兼具耐高溫性、耐油腐蝕性和足夠的機(jī)械強(qiáng)度，同時(shí)厚度應(yīng)盡可能薄以避免電磁氣隙過(guò)度增大導(dǎo)致電磁性能下降，目前多選用玻璃纖維、凱夫拉等高強(qiáng)度絕緣復(fù)合材料。諾丁漢大學(xué)針對(duì)混合電推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)的4 MW高速永磁發(fā)電機(jī)采用定子密封浸油冷卻方案，結(jié)合雙端進(jìn)出油口、槽內(nèi)油道和鐵心外側(cè)油道的多路徑設(shè)計(jì)，預(yù)計(jì)可實(shí)現(xiàn)27.5 A/mm2的高電流密度。華中科技大學(xué)提出了一種結(jié)合定子浸油和鐵心縱向錯(cuò)位油道的創(chuàng)新冷卻結(jié)構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)高達(dá)30 A/mm2的電流密度。南京航空航天大學(xué)研制的100 kW定子浸油永磁推進(jìn)電機(jī)在19.2 A/mm2電流密度下繞組實(shí)測(cè)溫升僅28℃，展現(xiàn)出該方案優(yōu)異的冷卻效果。YASA公司和牛津大學(xué)研制的軸向磁場(chǎng)YASA結(jié)構(gòu)永磁電機(jī)產(chǎn)品即采用定子密封油冷方案，已成功應(yīng)用于Spirit of Innovation電推進(jìn)飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)。

轉(zhuǎn)子油冷技術(shù)對(duì)于高速永磁推進(jìn)電機(jī)或諧波豐富的分?jǐn)?shù)槽集中繞組電機(jī)同樣不可或缺，因其轉(zhuǎn)子部分的渦流損耗、風(fēng)摩損耗和機(jī)械損耗相對(duì)較大。轉(zhuǎn)子空心軸通油冷卻是一種被廣泛研究和應(yīng)用的可靠高效轉(zhuǎn)子冷卻方案——該方法在對(duì)轉(zhuǎn)子永磁體和鐵心進(jìn)行直接冷卻的同時(shí)，還可利用轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力將冷卻油從軸內(nèi)徑向甩出，對(duì)軸承進(jìn)行噴油潤(rùn)滑與冷卻，從而顯著提高軸承的可靠性和壽命，適配航空電推進(jìn)系統(tǒng)連續(xù)高速運(yùn)轉(zhuǎn)的嚴(yán)苛應(yīng)用場(chǎng)景。轉(zhuǎn)子空心軸油冷主要有直接空心軸油冷和循環(huán)空心軸油冷兩種結(jié)構(gòu)形式：直接空心軸油冷在轉(zhuǎn)軸兩側(cè)分別設(shè)置進(jìn)油口和出油口，油路結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但轉(zhuǎn)子兩端均須設(shè)置動(dòng)密封裝置，泄漏風(fēng)險(xiǎn)更高；循環(huán)空心軸油冷采用內(nèi)外雙層通道設(shè)計(jì)，冷卻油在轉(zhuǎn)子內(nèi)部完成閉環(huán)流動(dòng)，進(jìn)油口和出油口均集中在轉(zhuǎn)軸的同一端，不僅降低了轉(zhuǎn)子動(dòng)密封的難度，同時(shí)便于在電機(jī)非驅(qū)動(dòng)端集中布置油冷系統(tǒng)配套組件，可靠性更高。

在推進(jìn)電機(jī)油冷系統(tǒng)的實(shí)際工程應(yīng)用中，常將多種油冷方式組合使用，以滿足定子繞組、定子鐵心、轉(zhuǎn)子永磁體和軸承等不同發(fā)熱部件的差異化冷卻需求，有效降低系統(tǒng)整體溫升并消除局部熱點(diǎn)。例如，可通過(guò)進(jìn)油口“一分二”結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)定子浸油冷卻與轉(zhuǎn)子空心軸油冷的耦合集成，充分利用同一油冷系統(tǒng)平臺(tái)完成全電機(jī)的高效熱管理。

六、推進(jìn)電機(jī)的相變傳熱技術(shù)

相變傳熱技術(shù)作為一類區(qū)別于常規(guī)顯熱傳熱方法的新型熱管理手段，正逐步在推進(jìn)電機(jī)冷卻領(lǐng)域獲得關(guān)注和研究應(yīng)用。相變傳熱是指工質(zhì)通過(guò)吸收或釋放潛熱發(fā)生相態(tài)變化（包括液-氣、固-液、固-氣等形式）所伴隨的高密度熱量傳遞現(xiàn)象。與單純的顯熱傳導(dǎo)或?qū)α鱾鳠嵯啾?，相變傳熱具有熱通量密度高、溫控能力?qiáng)和熱穩(wěn)定性好等突出特點(diǎn)，在特定的高功率密度和高瞬時(shí)熱負(fù)荷應(yīng)用場(chǎng)景中展現(xiàn)出獨(dú)特的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。

6.1 相變傳熱系統(tǒng)的特征與分類

推進(jìn)電機(jī)可采用的相變傳熱技術(shù)主要包括熱管冷卻、蒸發(fā)冷卻和固液相變冷卻三大類，三者雖均涉及工質(zhì)的相態(tài)變化過(guò)程并借助相變潛熱實(shí)現(xiàn)熱量調(diào)控，但其本質(zhì)作用機(jī)理和工程應(yīng)用目標(biāo)存在根本性差異。

從傳熱機(jī)制角度分析，三種相變傳熱技術(shù)的物理本質(zhì)區(qū)別如下：熱管冷卻通過(guò)封閉腔體內(nèi)工質(zhì)的連續(xù)蒸發(fā)-冷凝相變循環(huán)，實(shí)現(xiàn)熱源端與冷端之間熱量的高效快速輸運(yùn)，其等效熱導(dǎo)率可達(dá)103~10? W/(m·K)數(shù)量級(jí)，遠(yuǎn)高于任何單一均質(zhì)固體材料，本質(zhì)屬?gòu)?qiáng)化導(dǎo)熱型技術(shù)，通過(guò)加速熱量從熱源向冷端的傳輸間接降低熱源區(qū)域的穩(wěn)態(tài)熱平衡溫度。蒸發(fā)冷卻通過(guò)低沸點(diǎn)絕緣液體在熱源表面吸收大量汽化潛熱并轉(zhuǎn)化為蒸汽，借助周圍氣流或風(fēng)扇系統(tǒng)將蒸汽攜帶的熱量排走，直接在熱源區(qū)域去除大量熱量，是一種適用于高瞬時(shí)熱負(fù)荷的直接冷卻方法。固液相變冷卻則利用相變材料在其熔點(diǎn)附近從固態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橐簯B(tài)時(shí)吸收大量熔化潛熱，使系統(tǒng)等效熱容顯著提升，在溫度基本恒定的條件下延緩被冷卻對(duì)象的溫升速率，其作用類似于一個(gè)高效“熱能緩沖器”。三者雖同屬相變傳熱范疇，但在熱管理系統(tǒng)中的功能定位和適配場(chǎng)景存在根本性差異，不可混為一談。

6.2 熱管冷卻技術(shù)

熱管是一種利用封閉腔體內(nèi)相變工質(zhì)的蒸發(fā)-冷凝循環(huán)過(guò)程實(shí)現(xiàn)超高效率傳熱的特殊導(dǎo)熱裝置，自問(wèn)世以來(lái)已在航天器熱控、電力電子冷卻等領(lǐng)域獲得了廣泛而成功的應(yīng)用。熱管的基本結(jié)構(gòu)由外殼、毛細(xì)芯和蒸汽腔三部分組成：外殼通常選用銅、鋁或不銹鋼等高熱導(dǎo)率金屬材料以保證良好的導(dǎo)熱性能和機(jī)械強(qiáng)度；毛細(xì)芯作為熱管的核心功能部件，通過(guò)在氣-液相界面處產(chǎn)生毛細(xì)驅(qū)動(dòng)力來(lái)驅(qū)動(dòng)液態(tài)工質(zhì)從冷凝端回流至蒸發(fā)端，其微觀結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)直接決定了熱管內(nèi)部工質(zhì)的循環(huán)效率和整體傳熱能力。

在毛細(xì)芯結(jié)構(gòu)的選擇上，溝槽型毛細(xì)芯具有制造工藝簡(jiǎn)單、加工成本低廉和液體流動(dòng)阻力小的優(yōu)點(diǎn)，但其產(chǎn)生的毛細(xì)驅(qū)動(dòng)力相對(duì)較弱，在重力場(chǎng)中抗重力工作的性能有限——這一特性在飛機(jī)姿態(tài)變化的飛行工況中可能成為制約因素。相比之下，燒結(jié)型毛細(xì)芯通過(guò)金屬粉末的高溫?zé)Y(jié)形成多孔網(wǎng)狀微觀結(jié)構(gòu)，能夠提供更強(qiáng)的毛細(xì)驅(qū)動(dòng)力和更加均勻穩(wěn)定的液體回流通道，從而具有更優(yōu)的整體傳熱性能和抗重力工作能力。熱管內(nèi)部液體工質(zhì)的選擇需綜合考慮有效工作溫度范圍、熱穩(wěn)定性、飽和蒸汽壓、汽化潛熱、表面張力以及熱導(dǎo)率等多個(gè)物理化學(xué)特性參數(shù)。在各種候選工質(zhì)中，水憑借其較高的汽化潛熱（約2260 kJ/kg）和較大的表面張力，通常能夠?qū)崿F(xiàn)更高的傳熱效率和更穩(wěn)定的循環(huán)運(yùn)行性能，是中常溫區(qū)段最常用的熱管工質(zhì)。

熱管等效熱導(dǎo)率可達(dá)純銅的數(shù)十倍乃至數(shù)百倍，兼具傳熱性能卓越和傳熱距離長(zhǎng)的雙重優(yōu)勢(shì)，近年來(lái)在電機(jī)冷卻領(lǐng)域得到了廣泛的研究關(guān)注和工程應(yīng)用。熱管的冷凝端通?？捎缮岢崞L(fēng)冷或水套水冷等方式進(jìn)行冷卻，吸熱端則可靈活安裝于電機(jī)機(jī)殼、定子繞組、定子鐵心等不同部位，也可安裝于轉(zhuǎn)子鐵心作為旋轉(zhuǎn)熱管以增強(qiáng)轉(zhuǎn)子部分的導(dǎo)熱能力。對(duì)于發(fā)熱高度集中于定子部分的直驅(qū)式永磁推進(jìn)電機(jī)，以槽內(nèi)繞組熱管和定子鐵心熱管兩種布置形式最為有效。

槽內(nèi)熱管直接嵌入定子槽內(nèi)與繞組緊密接觸，尤為適合發(fā)熱集中于定子繞組的直驅(qū)式高轉(zhuǎn)矩密度推進(jìn)電機(jī)。哈爾濱工業(yè)大學(xué)、清華大學(xué)、諾丁漢大學(xué)和海軍工程大學(xué)均對(duì)電推進(jìn)飛機(jī)用永磁電機(jī)的槽內(nèi)熱管結(jié)合散熱翅片風(fēng)冷方案進(jìn)行了系統(tǒng)研究。諾丁漢大學(xué)的研究成果表明，該方法可將電機(jī)持續(xù)運(yùn)行電流密度由7.9 A/mm2顯著提升至14.7 A/mm2。南京理工大學(xué)對(duì)比分析了35 kW軸向磁場(chǎng)YASA永磁電機(jī)在三種不同風(fēng)冷方案下的冷卻效果——傳統(tǒng)風(fēng)冷、附加銅管風(fēng)冷和槽內(nèi)熱管風(fēng)冷——電機(jī)最高溫度分別為220.9℃、181.4℃和149.9℃，充分證明了熱管冷卻在降低電機(jī)溫度方面的顯著優(yōu)越性。然而，槽內(nèi)熱管在顯著提升繞組冷卻效果的同時(shí)，也占用了寶貴的槽內(nèi)有效面積，降低了槽滿率，且槽內(nèi)漏磁場(chǎng)會(huì)在金屬熱管管壁中感應(yīng)產(chǎn)生額外的渦流損耗，導(dǎo)致電機(jī)總體效率下降。因此，在實(shí)際工程應(yīng)用中，應(yīng)全面權(quán)衡熱管在冷卻性能提升與潛在電磁性能折損之間的得失關(guān)系。為了在實(shí)現(xiàn)高效冷卻的同時(shí)最小化熱管對(duì)電磁性能的不利影響，南京航空航天大學(xué)與南京師范大學(xué)聯(lián)合提出了端部熱管冷卻方案，將熱管貼合布置于集中繞組端部的外表面，尤其適用于軸長(zhǎng)較短的扁平式高轉(zhuǎn)矩密度永磁推進(jìn)電機(jī)。

鐵心熱管一般沿軸向布置于定子鐵心軛部，在增強(qiáng)定子整體冷卻效果的同時(shí)避免了占用寶貴的槽內(nèi)面積和主要磁通路徑。哈爾濱工業(yè)大學(xué)和沈陽(yáng)工業(yè)大學(xué)分別對(duì)鐵心熱管結(jié)合風(fēng)冷的方案進(jìn)行了研究，結(jié)果一致表明該方法對(duì)定子鐵心的冷卻效果極其顯著，但對(duì)繞組部分的冷卻則相對(duì)有限。為進(jìn)一步優(yōu)化溫度分布均勻性，可將鐵心熱管與槽內(nèi)熱管組合使用形成復(fù)合熱管冷卻系統(tǒng)。南京師范大學(xué)設(shè)計(jì)的110 kW永磁電機(jī)即采用鐵心熱管與槽內(nèi)熱管水冷相結(jié)合的雙路徑方案，在不顯著影響電磁性能的前提下實(shí)現(xiàn)了更加均勻的溫度分布和更低的整體溫升，電機(jī)電流密度達(dá)到15 A/mm2。

超薄平板熱管是近年來(lái)發(fā)展迅速的一種新型熱管技術(shù)。與常規(guī)圓柱形熱管相比，超薄平板熱管的厚度可低至0.4~1.0 mm，在保持與傳統(tǒng)熱管相似的高等效熱導(dǎo)率的同時(shí)實(shí)現(xiàn)了極致的空間利用率，能夠滿足航空推進(jìn)電機(jī)在尺寸、重量和集成度方面極為嚴(yán)苛的約束要求。湖南大學(xué)的研究將超薄平板熱管布置于定子槽底，使其與繞組和定子鐵心同時(shí)直接接觸，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明該方案可使定子熱點(diǎn)溫度降低超過(guò)14℃，電機(jī)功率密度提高約10%。均溫板是另一種特殊形式的熱管技術(shù)，雖然在物理原理上與傳統(tǒng)熱管一脈相承，但在幾何構(gòu)型和功能定位上存在顯著區(qū)別：傳統(tǒng)熱管通常呈圓柱狀或扁管狀，具備明確的蒸發(fā)端和冷凝端空間分工，熱流主要沿管軸方向進(jìn)行一維定向傳輸；均溫板則為扁平二維板狀結(jié)構(gòu)，能夠在平面內(nèi)實(shí)現(xiàn)高效的二維橫向熱擴(kuò)散，使局部高熱流密度區(qū)域的熱量迅速擴(kuò)散至整個(gè)板面，更契合大面積發(fā)熱組件的均溫化應(yīng)用需求。

6.3 蒸發(fā)冷卻技術(shù)

蒸發(fā)冷卻技術(shù)利用低沸點(diǎn)、高絕緣性的專用工質(zhì)在熱源表面沸騰蒸發(fā)時(shí)吸收的大量汽化潛熱實(shí)現(xiàn)高效冷卻，并借助周圍氣流或風(fēng)扇系統(tǒng)將產(chǎn)生的蒸汽攜帶的熱量排放至外部環(huán)境。威斯康星大學(xué)和哈爾濱工業(yè)大學(xué)均對(duì)電機(jī)浸沒(méi)式蒸發(fā)冷卻技術(shù)開展了深入研究。其基本方案是將電機(jī)定子部件直接浸入去離子水、Novec 7000等絕緣冷卻液體中，電機(jī)運(yùn)行產(chǎn)生的熱量驅(qū)動(dòng)液體發(fā)生相變轉(zhuǎn)化為蒸汽，蒸汽在冷凝器表面冷凝后回流至液池中循環(huán)使用。威斯康星大學(xué)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果令人矚目——該方法可使電機(jī)在高達(dá)40 A/mm2的極限電流密度下保持熱安全運(yùn)行，且繞組平均溫度始終維持在110℃以下的合理范圍內(nèi)。

相比傳統(tǒng)風(fēng)冷與液冷方式，蒸發(fā)冷卻的單位面積傳熱能力實(shí)現(xiàn)了數(shù)量級(jí)式的提升，已在大型汽輪發(fā)電機(jī)、風(fēng)力發(fā)電機(jī)等兆瓦級(jí)電工裝備中獲得了廣泛的成熟應(yīng)用，展現(xiàn)出在高功率密度和高瞬時(shí)熱負(fù)荷航空電推進(jìn)電機(jī)中的巨大應(yīng)用潛力。然而，蒸發(fā)冷卻技術(shù)在推進(jìn)電機(jī)的航空工程應(yīng)用中仍面臨著一系列不容忽視的挑戰(zhàn)：系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜度高，涉及工質(zhì)充裝管理、系統(tǒng)壓力調(diào)控、密封可靠設(shè)計(jì)以及氣相-液相可靠分離等多個(gè)技術(shù)環(huán)節(jié)，設(shè)計(jì)與制造難度顯著高于常規(guī)冷卻系統(tǒng)；存在工質(zhì)泄漏、系統(tǒng)腐蝕和蒸發(fā)器干燒等潛在故障風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)密封性能和材料兼容性提出極為嚴(yán)格的要求；高度依賴外部氣流條件保障冷凝效率，飛行過(guò)程中氣流速度不足或環(huán)境濕度過(guò)高將抑制工質(zhì)的蒸發(fā)速率并降低換熱效率。加之系統(tǒng)成本較高，該技術(shù)在航空推進(jìn)系統(tǒng)中的實(shí)際應(yīng)用推廣仍需在性能提升收益與系統(tǒng)復(fù)雜性、環(huán)境適應(yīng)性和經(jīng)濟(jì)性之間進(jìn)行綜合權(quán)衡和審慎決策。

6.4 固液相變冷卻技術(shù)

固液相變材料因其較高的熔化潛熱、較小的相態(tài)體積變化率和良好的可逆儲(chǔ)能特性，在電子設(shè)備熱管理和建筑節(jié)能等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。在相變過(guò)程中，系統(tǒng)溫度圍繞相變溫度保持相對(duì)恒定，而系統(tǒng)能量隨相變進(jìn)程發(fā)生大幅變化。石蠟是最具代表性的固液相變材料，具有儲(chǔ)熱密度高、相變溫度范圍適宜、化學(xué)性質(zhì)穩(wěn)定無(wú)腐蝕、安全可靠且價(jià)格低廉等綜合優(yōu)點(diǎn)。北京航空航天大學(xué)的研究將石蠟灌注在電機(jī)機(jī)殼內(nèi)部的環(huán)形腔室中，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明相變材料的引入可使電機(jī)短時(shí)過(guò)載運(yùn)行時(shí)間延長(zhǎng)約32.7%，峰值溫度降低約7.8℃。固液相變冷卻方法因其高潛熱特性，能夠有效延緩電機(jī)短時(shí)過(guò)載工況下的溫升速率，提升電機(jī)的過(guò)載運(yùn)行能力和熱安全裕度，適合用于存在短期或間歇性過(guò)載工作需求的推進(jìn)電機(jī)。

然而，固液相變冷卻技術(shù)在推進(jìn)電機(jī)實(shí)際應(yīng)用中仍面臨著若干技術(shù)缺陷與工程挑戰(zhàn)。熱響應(yīng)速度慢是首要限制——相變材料在吸熱過(guò)程中需完成從固態(tài)晶相到液態(tài)非晶相的轉(zhuǎn)變，這一固液相界面推進(jìn)過(guò)程相對(duì)緩慢，導(dǎo)致其在快速熱負(fù)荷變化下存在明顯的熱響應(yīng)滯后，難以有效應(yīng)對(duì)推進(jìn)電機(jī)短時(shí)大功率運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生的瞬態(tài)熱沖擊。多數(shù)相變材料（以石蠟為典型代表）的本征熱導(dǎo)率較低，通常僅為0.2~0.3 W/(m·K)水平，嚴(yán)重限制了固液相變系統(tǒng)的整體傳熱效率，因此僅能作為推進(jìn)電機(jī)過(guò)載能力的輔助提升手段，而難以有效降低穩(wěn)態(tài)連續(xù)運(yùn)行時(shí)的基溫。為滿足足夠熱吸收能力所需的相變材料質(zhì)量和體積通常較大，附加重量相當(dāng)可觀，不利于高功率/轉(zhuǎn)矩密度推進(jìn)電機(jī)對(duì)極致輕量化和緊湊結(jié)構(gòu)的嚴(yán)苛要求。此外，相變過(guò)程本身存在過(guò)冷效應(yīng)、相分離等不穩(wěn)定現(xiàn)象，實(shí)際變工況下難以實(shí)現(xiàn)理想的恒溫吸/放熱過(guò)程，對(duì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和熱控策略提出了更高要求。部分相變材料在長(zhǎng)時(shí)間循環(huán)使用后可能逐漸出現(xiàn)性能衰退，表現(xiàn)為相變溫度漂移、有效潛熱降低、材料泄漏或成分分層等退化現(xiàn)象，將影響系統(tǒng)的長(zhǎng)期運(yùn)行穩(wěn)定性和全壽命周期可靠性。

七、推進(jìn)電機(jī)新型冷卻熱管理技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)展望

隨著航空電推進(jìn)技術(shù)向更高功率等級(jí)和更復(fù)雜系統(tǒng)架構(gòu)的持續(xù)發(fā)展，推進(jìn)電機(jī)冷卻系統(tǒng)正朝著精細(xì)化與集成化的方向加速演進(jìn)。新材料、新工藝和新架構(gòu)的不斷涌現(xiàn)，為推進(jìn)電機(jī)熱管理技術(shù)的創(chuàng)新發(fā)展注入了強(qiáng)大動(dòng)力。

7.1 推進(jìn)電機(jī)新型冷卻技術(shù)

空心導(dǎo)體冷卻技術(shù)通過(guò)在導(dǎo)體內(nèi)部直接流通冷卻液，將冷卻介質(zhì)輸送至發(fā)熱最為集中的導(dǎo)體核心區(qū)域，實(shí)現(xiàn)對(duì)繞組的最直接、最高效散熱。這一技術(shù)方案可大幅突破傳統(tǒng)外部冷卻方式下熱量需穿過(guò)絕緣層和導(dǎo)體間隙才能到達(dá)冷卻界面的熱阻限制，從而支撐電機(jī)電負(fù)荷的進(jìn)一步提升。謝菲爾德大學(xué)研制的62.7 kW永磁電機(jī)采用空心導(dǎo)體油冷結(jié)合機(jī)殼液冷的復(fù)合方案，在僅6.7 L/min空心導(dǎo)體油冷流量下的繞組平均溫度相比12 L/min機(jī)殼液冷方案降低了約30℃。威斯康星大學(xué)設(shè)計(jì)的1 MW高速永磁推進(jìn)電機(jī)對(duì)空心導(dǎo)體油冷方法進(jìn)行了深入評(píng)估，結(jié)果表明該方法具有優(yōu)異的冷卻性能，但由于空心導(dǎo)體改變了導(dǎo)體截面的電流分布特性，會(huì)導(dǎo)致顯著的交流銅損增加。馬凱特大學(xué)進(jìn)一步提出了空心導(dǎo)體與熱管冷卻相結(jié)合的新型方案：其250 kW永磁推進(jìn)電機(jī)采用AlSi10Mg增材制造空心導(dǎo)體，熱管吸熱端嵌套于空心導(dǎo)體內(nèi)部，冷凝端置于熱交換器內(nèi)由水-乙二醇冷卻液帶走熱量，最終實(shí)現(xiàn)13.9 A/mm2的電流密度。然而，工藝制造難度大、繞組附加交流損耗高、冷卻液泄漏風(fēng)險(xiǎn)難以完全規(guī)避等因素，是目前制約空心導(dǎo)體冷卻技術(shù)在航空推進(jìn)電機(jī)中規(guī)?；瘧?yīng)用的主要障礙。

微通道冷卻技術(shù)通過(guò)在毫米級(jí)乃至微米級(jí)的微小通道內(nèi)流通冷卻介質(zhì)，在極為有限的安裝空間內(nèi)實(shí)現(xiàn)散熱面積的顯著增加和熱交換效率的階躍式提升，高度契合航空推進(jìn)電機(jī)對(duì)結(jié)構(gòu)緊湊性和極致輕量化的嚴(yán)苛要求。普渡大學(xué)將增材制造微通道冷卻結(jié)構(gòu)嵌入分段定子線圈內(nèi)部，以R1233zd(E)為工質(zhì)實(shí)現(xiàn)兩相冷卻，實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示峰值電流密度可達(dá)30.4 A/mm2，相比參考冷卻方案繞組溫度降低約75℃，最大持續(xù)運(yùn)行電流近乎翻倍。隨著增材制造和高精度復(fù)合加工等先進(jìn)制造技術(shù)的持續(xù)突破，微通道冷卻有望在航空推進(jìn)電機(jī)領(lǐng)域獲得廣泛應(yīng)用。此外，微通道冷卻技術(shù)展現(xiàn)出極強(qiáng)的技術(shù)兼容性，可與其他冷卻技術(shù)如熱管、相變材料等協(xié)同使用，構(gòu)建集高效傳熱、儲(chǔ)熱和均熱能力于一體的復(fù)合冷卻系統(tǒng)。

低溫燃料冷卻技術(shù)代表了大型電推進(jìn)飛機(jī)熱管理的一個(gè)重要發(fā)展方向。液氫憑借其極高的能量密度、真正的零碳排放、極強(qiáng)的低溫冷卻能力以及可由可再生能源制備的可持續(xù)性優(yōu)勢(shì)，近年來(lái)受到全球范圍內(nèi)的廣泛關(guān)注和系統(tǒng)研究，被視為未來(lái)中大型電推進(jìn)飛機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵使能技術(shù)。在氫動(dòng)力飛機(jī)中，液氫可以同時(shí)承擔(dān)推進(jìn)能源供應(yīng)和電機(jī)/電纜低溫冷卻的雙重功能，從而減少冗余設(shè)備并大幅提升系統(tǒng)集成度和總體效率。NASA的CHEETA項(xiàng)目聯(lián)合伊利諾伊大學(xué)正在研發(fā)2.5 MW全超導(dǎo)電推進(jìn)系統(tǒng)，利用液氫同時(shí)作為燃料電池燃料和超導(dǎo)電機(jī)冷卻劑，目標(biāo)比功率超過(guò)25 kW/kg，效率高達(dá)99.9%。空客與東芝已啟動(dòng)聯(lián)合研究，探索將機(jī)載液氫超低溫冷能用于超導(dǎo)電機(jī)的冷卻，利用液氫-253℃的儲(chǔ)存溫度取消單獨(dú)的大型制冷裝置，可顯著提升系統(tǒng)總體效率。Hinetics公司同步推進(jìn)的CRUISE-motor項(xiàng)目則瞄準(zhǔn)10 MW級(jí)部分超導(dǎo)電推進(jìn)系統(tǒng)，目標(biāo)比功率高達(dá)40 kW/kg、效率99.4%，并創(chuàng)新性地集成了低溫制冷器實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)子冷卻。Fraunhofer研究所在AMBER項(xiàng)目中開發(fā)的750 kW級(jí)推進(jìn)電機(jī)采用矩形發(fā)卡繞組結(jié)合直接油噴冷卻方案，功率密度達(dá)到約8 kW/kg，代表了常導(dǎo)推進(jìn)電機(jī)在當(dāng)前技術(shù)水平下的先進(jìn)成果。我國(guó)工信部、科技部等四部門于2023年發(fā)布的《綠色航空制造業(yè)發(fā)展綱要（2023-2035年）》中亦明確指出要積極布局氫能航空關(guān)鍵技術(shù)研發(fā)，為低溫燃料冷卻技術(shù)的長(zhǎng)遠(yuǎn)發(fā)展提供了明確的政策導(dǎo)向。

相比之下，液氮雖然成本低、安全性較高，但其沸點(diǎn)約為77 K，冷卻能力較液氫明顯偏弱，主要適用于常導(dǎo)推進(jìn)電機(jī)的低溫冷卻散熱，在超導(dǎo)電機(jī)的超低溫需求面前適用性有限。液氦雖然擁有約4.2 K的極低沸點(diǎn)，能夠滿足低溫超導(dǎo)材料最嚴(yán)苛的冷卻需求，但其高昂的成本和極為困難的儲(chǔ)存運(yùn)輸條件嚴(yán)重限制了在民用航空領(lǐng)域的大規(guī)模應(yīng)用前景。在未來(lái)航空業(yè)向氫能源轉(zhuǎn)型的宏大趨勢(shì)下，隨著液氫航空推進(jìn)技術(shù)的逐步成熟，低溫燃料冷卻技術(shù)有望成為中大型航空電推進(jìn)系統(tǒng)的主流熱管理解決方案之一。

7.2 推進(jìn)電機(jī)與逆變器集成化冷卻

推進(jìn)系統(tǒng)由推進(jìn)電機(jī)及其驅(qū)動(dòng)逆變器以及推進(jìn)裝置（螺旋槳或涵道風(fēng)扇）構(gòu)成。隨著寬禁帶功率半導(dǎo)體器件（尤其是碳化硅SiC器件）和先進(jìn)封裝技術(shù)的快速發(fā)展，電機(jī)與逆變器的一體化、集成化設(shè)計(jì)已成為航空電推進(jìn)系統(tǒng)的重要發(fā)展趨勢(shì)。通過(guò)集成化冷卻設(shè)計(jì)使電機(jī)與逆變器共用一套冷卻系統(tǒng)，可以大幅簡(jiǎn)化整體冷卻架構(gòu)、減少管路和接頭數(shù)量、降低系統(tǒng)總重量并提高系統(tǒng)功率密度。但推進(jìn)電機(jī)與逆變器的集成化設(shè)計(jì)也將導(dǎo)致系統(tǒng)熱點(diǎn)分布更加集中——電機(jī)繞組損耗和逆變器開關(guān)損耗、導(dǎo)通損耗在有限的集成空間內(nèi)高度聚集——對(duì)一體化熱管理提出了更加嚴(yán)苛的要求。

在航空電推進(jìn)領(lǐng)域，推進(jìn)電機(jī)及逆變器的集成化冷卻已獲得初步的工程應(yīng)用驗(yàn)證。MAGicALL公司研發(fā)的電推進(jìn)系統(tǒng)采用電機(jī)與逆變器集成化冷卻架構(gòu)，冷卻介質(zhì)在總成外殼內(nèi)部的閉合回路中循環(huán)流動(dòng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)電機(jī)、逆變器及減速器的一體化協(xié)同冷卻。H3X公司研發(fā)的200 kW集成化電推進(jìn)系統(tǒng)將逆變器徑向集成安裝于電機(jī)機(jī)殼表面，液冷機(jī)殼采用增材制造工藝一體成型，其內(nèi)部冷卻管道可同時(shí)對(duì)電機(jī)定子和逆變器功率模塊進(jìn)行冷卻。馬凱特大學(xué)研制的250 kW永磁推進(jìn)電機(jī)集成化冷卻架構(gòu)中，逆變器集成于電機(jī)端面，二者共用冷卻流道和熱管系統(tǒng)——其中逆變器熱管在起到高效冷卻作用的同時(shí)還兼具結(jié)構(gòu)固定安裝功能，最終確保逆變器運(yùn)行溫度始終不超過(guò)95.2℃。威斯康星大學(xué)研制的1 MW永磁推進(jìn)電機(jī)將逆變器徑向集成安裝于定子表面的液冷板上，利用液冷板同時(shí)對(duì)電機(jī)定子和逆變器進(jìn)行高效散熱。麻省理工學(xué)院的1 MW永磁推進(jìn)電機(jī)則將逆變器同軸安裝于電機(jī)端面外部，二者共用集成化壓縮機(jī)吸氣驅(qū)動(dòng)的風(fēng)冷系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了推進(jìn)電機(jī)與逆變器在熱管理層面的深度一體化。

7.3 推進(jìn)電機(jī)與槳扇動(dòng)力裝置綜合熱管理

推進(jìn)電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)螺旋槳或涵道風(fēng)扇等推進(jìn)裝置，其冷卻系統(tǒng)的設(shè)計(jì)應(yīng)緊密結(jié)合推進(jìn)裝置的氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行一體化協(xié)同優(yōu)化。槳葉氣流風(fēng)冷系統(tǒng)憑借其與推進(jìn)功能的天然耦合關(guān)系，不但能夠提供有效的冷卻效果，還可避免引入額外的冷卻風(fēng)道或風(fēng)扇部件，具有系統(tǒng)架構(gòu)簡(jiǎn)潔、結(jié)構(gòu)集成度高的突出特點(diǎn)，尤其適合具備多個(gè)分散推進(jìn)裝置的分布式電推進(jìn)系統(tǒng)。

在槳葉氣流風(fēng)冷系統(tǒng)中，電機(jī)相對(duì)于槳葉的空間布置方式對(duì)冷卻效率、電機(jī)性能乃至飛行器整機(jī)性能均產(chǎn)生顯著影響。常見(jiàn)的兩種基本配置方式分別為前置電機(jī)和后置電機(jī)。前置電機(jī)配置具有顯著的冷卻優(yōu)勢(shì)：電機(jī)直接暴露在未經(jīng)槳葉擾動(dòng)的自由來(lái)流中，冷卻空氣溫度更低、流場(chǎng)更加均勻穩(wěn)定，且不存在槳葉葉片對(duì)電機(jī)冷卻通道的遮擋效應(yīng)，冷卻氣流能夠更加充分地流經(jīng)電機(jī)繞組表面以提升散熱效率。此外，前置配置確保了槳葉與尾翼之間的安全間距，降低了潛在的結(jié)構(gòu)干涉風(fēng)險(xiǎn)，且槳葉更易于維護(hù)檢修。而后置電機(jī)配置則在氣動(dòng)效率方面更具優(yōu)勢(shì)：槳葉前方氣流未受電機(jī)及支撐結(jié)構(gòu)的干擾，使得螺旋槳或風(fēng)扇能夠在更理想的均勻流場(chǎng)和更低的進(jìn)氣溫度條件下工作，從而獲得更高的推力效率和更低的噪聲水平。此外，后置結(jié)構(gòu)有利于推力的直接傳遞、軸承布置更為簡(jiǎn)潔緊湊，并能更好地適應(yīng)電機(jī)熱膨脹產(chǎn)生的軸向位移。然而，后置電機(jī)位于風(fēng)扇下游的高擾動(dòng)、高速?gòu)?fù)雜氣流環(huán)境中，冷卻氣流的有效獲取受到限制，且流場(chǎng)極不穩(wěn)定，導(dǎo)致電機(jī)冷卻效率相對(duì)較低。因此，在航空推進(jìn)系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)中，應(yīng)綜合權(quán)衡冷卻需求、氣動(dòng)性能與結(jié)構(gòu)布置三方面的要求，選擇最適宜的電機(jī)安裝方式和槳葉氣流冷卻方法，以達(dá)到最佳的集成化冷卻效果。

對(duì)于結(jié)合槳扇氣流的冷卻方式，需特別關(guān)注復(fù)雜飛行工況下不同氣流條件對(duì)推進(jìn)電機(jī)全工況散熱性能的影響規(guī)律。氣流冷卻性能在高空飛行環(huán)境中受到飛行高度與速度的顯著影響：隨著飛行高度的升高，空氣密度和大氣壓力逐漸降低，導(dǎo)致單位體積空氣所攜帶的有效熱容顯著減小，不利于冷卻氣流的獲取和對(duì)流換熱效率的維持；然而，高空環(huán)境溫度隨高度增加而降低，又可在一定程度上提升冷源溫度差、改善冷卻效果。飛行速度的提升通常伴隨來(lái)流動(dòng)壓的增加，有助于提高冷卻氣流速度并增強(qiáng)強(qiáng)制對(duì)流換熱效果，但同時(shí)可能引發(fā)壓縮加熱效應(yīng)與尾跡擾動(dòng)等不利因素——這一影響在后置電機(jī)配置中更為顯著。

在推進(jìn)電機(jī)系統(tǒng)與槳扇動(dòng)力裝置的綜合熱管理工程實(shí)踐方面，已有若干代表性的研究與應(yīng)用案例。Archer公司研發(fā)的Midnight eVTOL飛行器采用了電機(jī)、逆變器和減速器與槳扇氣流高度集成的冷卻結(jié)構(gòu)：系統(tǒng)利用螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的高速氣流協(xié)同飛行時(shí)的自然對(duì)流，通過(guò)電機(jī)和逆變器外殼上的高效散熱翅片實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制對(duì)流冷卻；同時(shí)，系統(tǒng)還配備獨(dú)立的油冷回路，冷卻油在電機(jī)內(nèi)部通道中循環(huán)流動(dòng)，兼具潤(rùn)滑與冷卻雙重功能。Joby公司研發(fā)的eVTOL飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中，液冷泵驅(qū)動(dòng)冷卻液在電機(jī)定子和逆變器冷卻板之間循環(huán)流動(dòng)，熱量通過(guò)冷卻液高效傳遞并最終匯集至散熱器：巡航工況下散熱器依靠風(fēng)扇氣流實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制對(duì)流冷卻；在懸停或垂直起降等高功率高熱負(fù)荷工況下，推進(jìn)系統(tǒng)組件隨傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)，使散熱器充分暴露于螺旋槳槳葉產(chǎn)生的高速氣流中，槳葉氣流與風(fēng)扇氣流協(xié)同作用，實(shí)現(xiàn)了熱管理與飛行狀態(tài)的最優(yōu)動(dòng)態(tài)匹配。

此外，航空電推進(jìn)系統(tǒng)中除推進(jìn)電機(jī)外還包括電池系統(tǒng)、電力電子變換器、燃料電池（如配備）等多種熱源，若對(duì)各部件的熱管理問(wèn)題采取獨(dú)立處理的方式，將面臨冷卻系統(tǒng)總體架構(gòu)復(fù)雜笨重且可靠性不足的重大挑戰(zhàn)。因此，必須充分認(rèn)識(shí)推進(jìn)電機(jī)與其他電推進(jìn)系統(tǒng)部件之間緊密的功率耦合和熱耦合特性，從飛行器整體和系統(tǒng)級(jí)協(xié)同的視角進(jìn)行綜合熱管理設(shè)計(jì)與優(yōu)化，最大限度地減小冷卻系統(tǒng)的附加重量，并從全機(jī)能量管理的高度優(yōu)化能量利用效率。

湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來(lái)持續(xù)學(xué)習(xí)與創(chuàng)新，成長(zhǎng)為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟(jì)等高科技領(lǐng)域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測(cè)試設(shè)備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競(jìng)爭(zhēng)力提供堅(jiān)實(shí)支撐。

公司總部位于長(zhǎng)沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號(hào)，株洲市天元區(qū)動(dòng)力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測(cè)、測(cè)試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過(guò)十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實(shí)現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標(biāo)測(cè)試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)、無(wú)人機(jī)、靶機(jī)、eVTOL等飛行器燃油、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實(shí)力。

公司已通過(guò) GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質(zhì)量管理體系認(rèn)證，以嚴(yán)苛標(biāo)準(zhǔn)保障產(chǎn)品質(zhì)量。公司注重知識(shí)產(chǎn)權(quán)的保護(hù)和利用，積極申請(qǐng)發(fā)明專利、實(shí)用新型專利和軟著，目前累計(jì)獲得的知識(shí)產(chǎn)權(quán)已經(jīng)有10多項(xiàng)。湖南泰德航空以客戶需求為導(dǎo)向，積極拓展核心業(yè)務(wù)，與國(guó)內(nèi)頂尖科研單位達(dá)成深度戰(zhàn)略合作，整合優(yōu)勢(shì)資源，攻克多項(xiàng)技術(shù)難題，為進(jìn)一步的發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

湖南泰德航空始終堅(jiān)持創(chuàng)新，建立健全供應(yīng)鏈和銷售服務(wù)體系、堅(jiān)持質(zhì)量管理的目標(biāo)，不斷提高自身核心競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)，為客戶提供更經(jīng)濟(jì)、更高效的飛行器動(dòng)力、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等解決方案。