面向损伤容限与功能分离的eVTOL电机臂双路径复合材料结构设计

电动垂直起降（eVTOL）飞行器作为下一代城市空中交通系统的核心载体，其结构设计面临着前所未有的挑战。本文聚焦于复合翼构型eVTOL的关键承力部件——电机臂，系统阐述了其在特殊飞行阶段所面临的复杂载荷环境。文章首先剖析了复合翼构型的优势与电机臂存在的必要性，进而详细分析了垂起、转换、固定翼飞行、反转换及垂降五个阶段的载荷特性，并确定了最大拉力、最大扭矩及非对称弯矩等关键设计工况。在结构设计层面，本文提出了一种基于双传力路径的轻量化破损安全设计理念，采用碳纤维复合材料主体与TC4钛合金电机座相结合的混合构型，并利用渐进结构优化法对电机座进行拓扑优化。通过有限元仿真、静强度试验及飞行试验的多重验证，结果表明所设计的电机臂结构在刚度、强度和疲劳寿命方面均满足严苛的适航与使用要求。最后，本文展望了集成化设计、智能材料与先进制造工艺等未来发展趋势，为eVTOL关键部件的高性能设计与工程化应用提供了系统的理论参考与技术路径。

一、复合翼eVTOL构型演进与电机臂的战略价值

电动垂直起降飞行器根据其动力系统布局与工作模式，主要衍生出多旋翼、复合翼与倾转翼三种技术构型。其中，复合翼构型因其在技术可行性、安全冗余与商业落地潜力方面的综合平衡，正成为市场的主流选择。全球行业数据显示，在主流eVTOL整机厂商中，选择复合翼构型的占比接近42%，居于首位。该构型被形象地比喻为“剑分阴阳”，其核心特征在于分离式动力系统：一套专用于垂直起降的升力系统（通常为多个旋翼）和一套用于前飞巡航的推进系统（螺旋桨）与固定机翼协同工作。

与需要复杂机械倾转机构的倾转翼构型相比，复合翼通过两套独立系统的推力合成实现飞行模态转换，其结构、飞控及维护的复杂性相对降低。与纯多旋翼构型相比，复合翼在巡航阶段可依靠固定机翼产生高效升力，从而实现了更远的航程、更快的飞行速度与更优的经济性。正是这种“各司其职”的设计哲学，使得复合翼eVTOL成为当前实现城市空中交通（UAM）规模化运营最具竞争力的技术路线之一。

在复合翼构型中，电机臂是一个全新且至关重要的结构部件。它本质上是连接机身与垂直起降升力单元（电机与螺旋桨）的“桥梁”或“短舱”。相较于传统直升机，其旋翼位于机身顶部，载荷直接传递至主减速器和机身主体；而复合翼eVTOL的多个升力单元分布式布置在机身或机翼外侧，电机臂便成为集中传递巨大推/拉力、扭矩及复杂气动载荷的唯一路径。相较于固定翼飞机，电机臂及其承载的升力单元是额外增加的系统，其结构完整性直接关系到垂直起降阶段的飞行安全与姿态控制精度。

因此，电机臂的结构设计绝非简单的支架设计。它必须解决以下几对核心矛盾：在承受极大集中载荷的同时实现极致的轻量化；在动态变化的复杂载荷谱下保证极高的疲劳寿命；在提供足够刚度的前提下抑制振动与避免共振；以及在部分结构受损时仍能保持足够的剩余强度（破损安全）。2023年8月，英国Vertical Aerospace公司的VX4原型机在转换飞行阶段因桨叶失效导致坠毁的事故，以惨痛的方式印证了升力系统及其支撑结构一旦失效所带来的灾难性后果，也凸显了电机臂作为eVTOL“生命线”的战略价值。

二、多模态飞行载荷环境分析与关键工况提取

复合翼eVTOL的完整飞行剖面可解构为五个特征阶段，每个阶段电机臂承受的载荷类型、方向和大小均发生显著变化，其载荷环境的复杂性远超传统航空器。

1、垂直起降阶段：此阶段飞行器处于悬停或低速垂直运动状态。电机臂上的升力单元提供全部升力以平衡重力。此时，电机臂主要承受巨大的轴向拉力（与螺旋桨拉力相等）和电机驱动扭矩。这是静强度最为严苛的工况之一。根据适航法规与工程实践，电机扭矩需取最大连续功率平均扭矩的1.25倍、电机最大加速扭矩以及突然停车扭矩三者中的最大值。以某型机为例，计算得出的设计最大扭矩高达1437.5 N·m，对应的螺旋桨最大拉力可达5850 N。

2、转换与反转换阶段：这是复合翼飞行最具特色也是载荷最为复杂的阶段。在转换阶段（从垂起到平飞），飞行器加速，固定机翼升力逐渐增大，对升力单元拉力的需求递减。此时，前行桨叶与后行桨叶的相对气流速度差（前进速度与旋转速度的矢量合成）导致桨盘平面内产生显著的非对称气动载荷，进而形成一个作用在电机轴上的周期性非对称弯矩。此弯矩的大小随前飞速度变化，通常在某一速度点达到峰值。研究指出，在前进速度30 m/s时，非对称弯矩可达1175 N·m，同时螺旋桨拉力降至1800 N，电机扭矩为295 N·m。这一组合工况（较大弯矩、中等拉力与扭矩）因其交变特性，常成为高周疲劳和连接部位应力集中的临界设计点。反转换阶段载荷变化趋势相反，但载荷性质类似。

3、固定翼平飞阶段：升力单元通常停转（或保持最低转速以减小阻力），电机臂主要承受来自停转桨叶的少量气动阻力以及飞行过载（如机动飞行产生的惯性载荷）。此阶段载荷相对较小，但需考虑气动弹性颤振等问题。

综上，电机臂的结构设计必须覆盖以上全部极端工况。关键设计载荷工况可归纳为：

三、轻量化与破损安全的复合材料电机臂结构设计

• 工况A（静强度控制）：最大拉力与最大扭矩联合作用（垂起/垂降）。
• 工况B（疲劳强度与刚度控制）：前行/后行桨叶非对称弯矩、中等拉力与扭矩联合作用（转换/反转换临界点）。
• 工况C（损伤容限验证）：在存在规定尺寸的冲击损伤或开孔损伤下，仍能承受限制载荷。

此外，电机臂作为升力单元与飞行器主体的连接界面，其动态特性也至关重要。电机座的固有频率必须与螺旋桨的通过频率（桨叶数量×转速）及其谐波充分隔开，通常要求频率隔离度不低于4.5 Hz，以防止发生共振导致结构疲劳加速或控制系统失稳。

三、轻量化与破损安全的复合材料电机臂结构设计

面对严苛的载荷与重量约束，采用高性能碳纤维复合材料（CFRP）成为电机臂结构设计的必然选择。T700级碳纤维预浸料因其高比强度、高比模量及可设计性强等特点，被广泛用于航空主承力结构。

3.1 双传力路径的破损安全架构

为确保在意外损伤情况下的飞行安全，电机臂必须采用破损安全（Fail-Safe）设计理念。本文提出的创新设计采用了 “外壳-骨架”双传力路径系统：

四、计算仿真与多层级试验验证体系

• 主传力路径（外壳）：由上下碳纤维蒙皮组成，采用对称铺层，蒙皮主要承受面内拉压和剪切载荷，构成了一个高效的闭室盒型梁结构，提供主要的弯曲和扭转刚度。
• 辅助/冗余传力路径（骨架）：由内部的纵向梁、环向框等零件组成。纵向梁铺层侧重承受轴向拉压；环向框铺层则主要用于维持截面形状、承受剪切和提供局部支持。

这种设计的精妙之处在于，当外壳蒙皮遭受外部11.2 J能量冲击或内部出现12.7 mm孔径损伤时，内部骨架仍能作为独立的承载系统，确保电机臂在限制载荷下不失效，为飞行器提供紧急着陆或返航的机会。

3.2 面向制造与性能的铺层优化

碳纤维复合材料的性能高度依赖于纤维的铺层方向和顺序。现代设计已超越经验试错，进入基于多目标优化的精准设计阶段。研究显示，采用移动最小二乘法拟合响应面，并结合多目标遗传算法进行优化，可以精准地确定在满足刚度、强度要求下的最佳铺层角度序列。通过对铺层方向进行优化设计，可以在不增加重量的前提下，显著提升结构在主要受力方向上的性能。本文所述的电机臂铺层方案，正是基于对各部件主要受力形式（蒙皮面内受力、梁轴向受力等）的深入分析而制定的，确保了纤维方向与主应力方向的高度吻合。

3.3 电机座的拓扑优化与混合连接设计

电机座是连接金属电机与复合材料臂体的关键接口件，承受着所有载荷的集中输入，其设计挑战极大。通常采用TC4等高强度钛合金制造以应对高应力和疲劳问题。设计约束包括：最大应力不超过材料无限寿命疲劳极限（如310 MPa）、安装平面变形导致的桨盘角度变化小于1.5°、满足与动力系统的频率隔离要求，以及预留高压电气安全间隙（如≥7.5 mm）。

为满足上述多约束目标并实现轻量化，渐进结构优化法（ESO）或基于水平集的拓扑优化方法被证明极为有效。优化过程从一块实心厚板开始，通过有限元分析，逐步去除低效材料，同时在应力集中区域增添加强筋。经过多轮迭代，最终形成一个带有纵横交错的加强筋和减重孔的最优材料分布构型。研究表明，将各向异性拓扑优化与定制化的连续碳纤维路径设计相结合，可以制造出比固定纤维方向结构性能更优的超轻质部件。通过此方法，某电机座质量从初版的8.5 kg大幅降低至优化后的3.28 kg，减重超过60%，同时满足了所有刚度和强度指标。

在连接方面，电机座与复合材料电机臂采用“胶接-机械连接混合”方式。前后与主要框采用高锁螺栓机械连接，确保载荷的可靠传递；左右侧面与蒙皮采用胶接，既能分担载荷、降低应力集中，又能起到密封作用。这种混合连接充分利用了胶接的连续性好、疲劳性能优和螺栓连接可靠性高、易于拆卸检修的优点。

四、计算仿真与多层级试验验证体系

为确保设计的万无一失，必须建立从虚拟仿真到物理试验的完整验证闭环。

4.1 有限元仿真分析与强度评估

建立包含所有细节（铺层、胶层、螺栓连接）的高保真有限元模型。分别施加工况A和工况B的载荷进行静强度与疲劳分析。

在最大拉扭工况下，需评估碳纤维结构的最大拉/压应变，确保其低于材料许用值（如冲击后压缩许用应变3210 µε，开孔拉伸许用应变4900 µε）；同时评估钛合金电机座的最大Von Mises应力（如265.1 MPa），确保其低于无限寿命疲劳应力。

在非对称弯矩疲劳工况下，需根据飞行剖面（如20000次起落，每次转换60秒，平均转速750 RPM）计算总循环次数（达数千万次），并对电机座等金属件进行高周疲劳寿命分析，确保满足无限寿命设计要求。

此外，还需进行模态分析以验证电机座的固有频率是否避开了激励频率。

4.2 静强度地面试验验证

仿真结果必须通过物理试验的最终裁决。静力试验是验证结构完整性的最可靠方法。试验方案需真实模拟载荷边界：

五、总结与未来发展趋势

1. 整机约束：将完整的eVTOL放置于地面，模拟真实支撑状态。
2. 载荷施加：在电机座上安装加载工装，使用杠杆系统和作动筒（或配重沙袋）精确地沿螺旋桨拉力线方向施加轴向载荷，可分级加载至限制载荷（100% Limit Load）甚至极限载荷（通常为150% Limit Load）。
3. 数据监测：在有限元分析预测的应变最大区域粘贴应变片，并测量电机臂关键点的位移。将实测的应变-载荷曲线和位移-载荷曲线与有限元预测结果进行对比。可接受的标准通常是理论值与实测值的偏差在10%以内，并且在150%限制载荷下结构不出现破坏。
4. 损伤容限验证：在完成完好结构试验后，需在蒙皮上预制规定的损伤，再次进行试验，验证结构在损伤状态下仍能承受100%限制载荷。

4.3 飞行试验的终极考核

地面试验完成后，结构还需接受真实飞行的考验。将装有测试电机臂的eVTOL原型机进行全剖面飞行，包括垂起、转换、巡航、反转换、垂降。通过安装在电机臂上的应变传感器和位移传感器，实时监测各飞行阶段的动态应变与变形。飞行实测数据不仅用于最终验证结构在真实气动弹性环境下的安全性，其与地面试验、仿真数据的相关性分析，也为修正载荷模型、优化未来设计提供了宝贵的依据。国内外的成功案例如沃兰特VE25、峰飞等eVTOL的原型机首飞，均包含了对其关键结构（包括电机臂）的飞行测试验证环节。

五、总结与未来发展趋势

本文系统论述了复合翼eVTOL电机臂从载荷分析、创新设计到全面验证的全过程。研究表明：

基于双传力路径的碳纤维复合材料电机臂设计，能有效实现轻量化、高强度与高破损安全性的统一。

针对转换阶段特有的非对称弯矩等复杂载荷进行针对性设计和疲劳分析，是确保长寿命与高可靠性的关键。

采用拓扑优化等先进设计方法对金属电机座进行优化，能实现减重与性能提升的显著效果。

建立“有限元仿真-地面静力试验-飞行试验” 三级验证体系，是确保eVTOL这种新颖航空器结构安全性的必由之路。

展望未来，电机臂结构设计将朝着以下几个方向发展：

更深度的集成化与多功能化：电机臂将不再是单纯的机械结构件，而是向着 “结构-推进-能量-热管理”一体化单元演进。例如，将电机散热通道集成在结构内部，或探索将部分电池模组、导线敷设在电机臂蒙皮下的可能性。

基于人工智能与数字孪生的设计优化：利用机器学习算法，结合海量的仿真与试验数据，构建电机臂的高性能数字孪生体。该孪生体能实时预测结构健康状态，并自主优化后续的维护周期，甚至指导下一代产品的自适应生成设计。

智能材料与主动结构技术的应用：未来有望采用形状记忆合金、压电材料或可变刚度复合材料等智能材料。例如，在感知到异常振动或损伤时，结构可自主调整局部刚度以抑制振动或改变传力路径，实现主动安全。

革命性制造工艺的普及：连续碳纤维3D打印技术正在快速发展。它将拓扑优化的极致构型与连续纤维的最优路径打印合二为一，有望直接制造出无需装配、性能更优的一体化电机臂复杂构件。

复合翼eVTOL的电机臂，作为传统航空与电动化、分布式推进融合而生的新兴产物，其结构设计凝结了现代航空工程在材料、力学、制造与验证方面的最新智慧。随着城市空中交通时代的临近，对其安全性、经济性与可靠性的追求永无止境，电机臂的设计革新也将持续推动eVTOL技术飞向新的高度。

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