《Aerospace》：Framework for Rapid eVTOL Aircraft Configuration Design: Methodology and Verification
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电动飞行技术的进步使分布式电推进（Distributed Electric Propulsion，DEP）成为可能，为具有多样化构型和任务剖面的电动垂直起降（electric vertical take-off and landing，eVTOL）飞行器开辟了
电动飞行技术的进步使分布式电推进（Distributed Electric Propulsion，DEP）成为可能，为具有多样化构型和任务剖面的电动垂直起降（electric vertical take-off and landing，eVTOL）飞行器开辟了广阔的设计空间。为支持对这些权衡的快速探索，研究人员开发了一种计算高效的尺寸确定与性能评估工具。本研究聚焦于该框架内关键方法的验证。螺旋桨尺寸确定与性能模型与常规直升机旋翼及代表性eVTOL设计进行了对比验证，电池放电模型则利用实验数据进行了评估。此外，针对NASA城市空中机动（Urban Air Mobility，UAM）参考飞行器的两种构型，研究人员对整机尺寸确定进行了评估，并与使用NASA先进旋翼机设计工具NDARC所得结果进行了比较。结果显示，在所有验证层级上均表现出良好的一致性。螺旋桨性能的平均偏差在8%以内，电池放电偏差低于5%，最大起飞质量（Maximum Take-Off Mass，MTOM）和空机质量偏差在4%以内。任务性能与能量消耗预测偏差约为10%，证明了该方法适用于早期eVTOL设计阶段。
**论文解读：快速eVTOL飞行器构型设计框架的验证与应用**
**研究背景与问题**
随着电池与电机技术在效率、能量密度、功率密度及可靠性方面的显著进步，结合控制系统与计算能力的快速提升，基于分布式电推进（Distributed Electric Propulsion，DEP）的新型多旋翼构型得以兴起。该技术为电动垂直起降（electric vertical take-off and landing，eVTOL）飞行器的发展奠定了基础，相比传统燃油直升机，eVTOL在降低环境污染、噪声和维护成本方面具有显著优势。围绕这一技术，城市空中机动（Urban Air Mobility，UAM）市场应运而生，旨在为人口密集区域提供经济高效的空中交通替代方案。然而，eVTOL的设计空间极为广阔，涵盖无翼与动力升力等多种构型，传统的高保真设计工具如NASA的NDARC、德国航空航天中心的IRIS等虽然精度高，但需要大量输入数据与建模工作，难以在早期概念设计阶段快速探索庞大的设计空间。现有低保真方法虽计算效率高，但普遍存在任务定义简化（仅含悬停和巡航）、缺乏组件级几何建模、电池模型仅基于能量密度估算而忽视放电行为等局限。因此，亟需一种结构化、物理一致且高效的尺寸确定与性能分析框架，以支持早期eVTOL构型的快速探索。
**研究内容与结论**
本研究开发了一种集成、迭代的eVTOL概念设计与尺寸确定框架。该框架基于低保真设计哲学，从有限输入（顶层要求、运营约束、技术假设）出发，通过组件尺寸确定、任务分析、电池尺寸确定与质量估计的迭代循环，收敛于最大起飞质量（Maximum Take-Off Mass，MTOM）和电池容量。重点验证了偏离标准手册方法的关键子模型：螺旋桨（升力螺旋桨）尺寸与性能模型、电池放电模型及整体飞行器尺寸方法。通过与常规直升机旋翼及NASA eVTOL设计的对比，螺旋桨实度（solidity）预测的平均绝对百分比误差（Mean Absolute Percentage Error，MAPE）为7.5%，悬停功率误差为8.0%；电池放电模型在典型eVTOL任务剖面下，与索尼-Murata 18650 VTC-6电池实验数据对比，新电池深度放电偏差约5%，寿命末期电池偏差小于1%；针对NASA UAM参考飞行器（无翼四旋翼Quadrotor和动力升力Lift+Cruise构型）的整体尺寸验证显示，MTOM偏差分别为0.6%和3.2%，空机质量偏差分别为1.1%和4.0%，电池容量偏差分别为2.6%和13.6%，C率（C-rate）预测偏差约10%。结果表明，该框架适用于早期eVTOL设计阶段的快速权衡分析，能够系统支持盘载、气动效率与推进架构之间的关键设计耦合。该研究发表在《Aerospace》。
**主要关键技术方法**
研究人员采用了两阶段设计流程：整体尺寸确定与后续性能分析。核心方法包括：（1）**组件尺寸确定**：基于几何参数化方法，依次确定座舱、螺旋桨、机翼、后机身与尾翼、电机吊舱及电池初始尺寸；螺旋桨设计结合动量理论与简化叶素法，通过迭代优化实度与扭转以避免后行桨叶失速；机翼尺寸通过优化巡航升力系数最小化翼面功率。（2）**任务性能分析**：定义包含悬停、轴向爬升、旋翼机/固定翼爬升与巡航等阶段的任务剖面，在每个控制点求解力平衡方程以获取所需推力与功率，采用阻力累积法（drag build-up）估算气动阻力。（3）**电池尺寸确定**：基于等效电路模型（简化电压源与内阻网络），逐点求解欧姆定律，用库仑计数更新荷电状态（State of Charge，SOC），通过迭代保证功率与能量需求满足约束。电池参数来源于Murata VTC6电池放电特性数据。（4）**质量估计**：组件化方法，结构质量采用基于物理的构建法（如翼盒模型），其他部件使用半经验公式，推进系统（电机、齿轮箱、功率电子等）基于NASA NDARC模型。样本数据包括NASA UAM参考飞行器几何与NDARC输入文件，以及实验电池放电数据集。
**研究结果**
**3.1 螺旋桨尺寸与性能**
通过对比数据集（含MBB Bo 105、EC 135、SA 365N Dauphin、UH-60A等直升机旋翼，以及NASA SMR TS、SbS E、Quad TS、TW TE、TR E、TR6 E等eVTOL螺旋桨），螺旋桨实度预测平均绝对百分比误差（MAPE）为7.5%，模型对直升机旋翼实度偏低估，对高盘载动力升力螺旋桨偏高估。悬停功率预测MAPE为8.0%，趋势吻合良好，直升机旋翼功率偏低、高盘载构型偏高。这表明模型能捕捉盘载与功率加载之间的反比关系。
**3.2 电池性能**
选取实验中最苛刻的测试案例（VAH02），包括54 W持续75 s起飞、16 W持续1000 s巡航、54 W持续105 s着陆。模型预测的C率与SOC演化与实验数据吻合：新电池SOC从100%降至约38%（实验36%），偏差约5%；寿命末期电池（80%初始SOC）SOC降至13%（实验13%），偏差小于1%。着陆阶段高功率低SOC时刻瞬时电流最大偏差约15%，但总放电能量影响可忽略。
**3.3 飞行器尺寸验证**
针对NASA UAM两段70 km任务（含20分钟储备）及六座载荷（1200 lb，电池能量密度400 Wh/kg），对Quadrotor与Lift+Cruise构型进行对比。质量方面：Quadrotor MTOM为2957 kg（偏差+0.6%），Lift+Cruise为3843 kg（+3.2%）；空机质量偏差分别为+1.1%和+4.0%。子系统级：结构质量普遍低估（Quadrotor -9%，Lift+Cruise -18.1%），推进系统质量差异约100 kg（Quadrotor -6.6%，Lift+Cruise +5.4%），电池容量偏差为+2.6%和+13.6%（后者因预测悬停与巡航功率更高所致）。任务功率剖面：Quadrotor悬停功率约381 kW，Lift+Cruise约931 kW（因盘载高4.3倍且MTOM高30%）；巡航功率相近，Lift+Cruise凭借固定翼优势有效升阻比达8.1（Quadrotor为5.4）。电池C率：Lift+Cruise悬停C率约1.9（高SOC）至2.2（低SOC），最大2.5（过渡爬升）；Quadrotor更均匀，最大约1.2。电池效率：Quadrotor维持在98-99%，Lift+Cruise在垂直飞行段降至约96%，巡航约98%。
**讨论与结论部分总结**
研究论证了在eVTOL尺寸确定中需同时考虑功率与能量：Lift+Cruise虽巡航效率更高，但垂直飞行功率需求高，部分抵消其优势，导致电池与系统质量增加。盘载、气动效率与推进构型之间的权衡是早期设计核心，该框架可系统支持此类决策。同时指出局限性：螺旋桨模型对低盘载构型预测偏低、高盘载偏高的系统性偏差，主要源于未显式解析桨尖损失、非均匀入流等效应，诱导功率因子（induced power factor）是待改进的关键调参项；基于回归的部件质量估计对技术因子敏感，需定期更新。
**翻译研究结论部分**：
在本研究中，研究人员提出了一种集成、迭代的eVTOL飞行器概念设计与尺寸确定框架。该框架基于低保真设计哲学，但提供了结构化且物理一致的方法。从有限输入（顶层要求、运营约束、技术假设）出发，通过迭代组合组件尺寸确定、任务分析、电池尺寸确定和质量估计，直至最大起飞质量（MTOM）和电池容量等关键参数收敛。为评估该方法，研究人员验证了超出标准手册方法的若干关键方法。首先，将升力螺旋桨的实度尺寸确定和悬停性能与涵盖广泛推力和载荷条件的常规直升机旋翼及动力升力螺旋桨数据集进行了比较。观察到了良好的一致性，实度的平均绝对百分比误差（MAPE）为7.5%，悬停功率的MAPE为8.0%。其次，利用索尼-Murata 18650 VTC-6电池在代表性eVTOL任务剖面下的实验数据验证了电池放电模型。该模型准确捕捉了C率和荷电状态（SOC）的演变。预测的放电深度与实验吻合良好，新电池偏差约5%，寿命末期电池偏差小于1%。最后，通过与采用先进旋翼机设计工具NDARC所得结果的比较，对两种代表性构型（无翼Quadrotor和动力升力Lift+Cruise）进行了整体飞行器尺寸确定评估。尺寸确定基于两段70 km任务（含20分钟储备），运送六名乘员，假设电池重量能量密度为400 Wh/kg。总体而言，与参考数据实现了良好的一致性。Quadrotor的最大起飞质量偏差为0.6%，Lift+Cruise构型偏差为3.2%，空机质量趋势类似（分别为1.1%和4.0%）。电池尺寸的差异反映了对任务能量需求预测的差异。Quadrotor的电池容量高出2.6%，而Lift+Cruise的偏差达到13.6%，这是由预测的更高功率需求（尤其在悬停和巡航时）导致的电池质量增加所致。预测的C率行为也与参考数据一致。对于Lift+Cruise构型，最终着陆时的悬停C率约为2.2，而NASA参考数据为2.4；巡航时保持约0.6的低值（参考值为0.7）。Quadrotor显示出更均匀的负载，悬停C率约为1.0，巡航值同样较低。总体而言，C率预测与NASA数据吻合良好，偏差在10%量级。除数值一致性外，结果突出了eVTOL尺寸确定中的主要设计耦合关系。螺旋桨尺寸确定、盘载与功率需求之间的联系使主导设计驱动因素清晰可见：Lift+Cruise构型更高的悬停功率直接与其增加的盘载和MTOM相关，体现了推进系统与整体质量之间的强耦合。电池模型进一步实现了对任务可行性的现实评估，尤其是在着陆期间的高功率、低SOC条件下。总体而言，结果表明必须同时考虑功率和能量。虽然Lift+Cruise受益于更好的巡航效率，但这在一定程度上被更高的垂直飞行功率需求所抵消，从而推动了电池和系统质量的增加。因此，盘载、气动效率与推进构型之间的权衡成为早期设计决策的核心，该框架可以系统性地支持这些决策。同时，研究人员也指出了当前方法的若干局限性。螺旋桨模型在捕捉总体趋势的同时，显示出系统性偏差，特别是在低盘载下低估了旋翼实度和悬停功率，在高盘载分布式推进系统中则高估。这些偏差主要归因于当前公式中未明确解析的气动效应，特别是详细的桨叶几何效应、桨尖损失和非均匀入流分布仅被隐式考虑，而诱导功率因子仍是一个关键调参项，需要进一步优化以提高全飞行包线的预测精度。此外，基于回归的部件质量估计引入了对假设技术因子的敏感性。虽然该方法能在早期设计阶段实现快速评估，但其本质依赖于对现有或预测数据集的校准，因此需要定期更新以保持对未来技术进步的代
