从风冷到相变：航空航天高功率密度电机热管理技术的代际演进与协同优化

航空运输的碳排放问题长期处于全球气候治理的焦点之下。传统涡轮风扇发动机对燃料的利用效率仅约40%，且伴随高温燃烧产生的氮氧化物和颗粒物排放难以根除。相较之下，电推进系统对电能的利用率可超过70%，配合低噪声、零排放等技术属性，成为航空业实现净零碳排放目标的关键路径之一。

一、绿色航空与电推进系统的战略演进

这一技术转型已获得全球主要经济体明确的政策支持。2023年，工业和信息化部、科学技术部、财政部、中国民用航空局联合印发《绿色航空制造业发展纲要（2023—2035年）》，明确提出以新能源技术为引领构建绿色航空创新与产业体系，设定了2025年电动通航飞机商业应用、电动垂直起降航空器（eVTOL）试点运行，以及2035年新能源航空器成为发展主流的阶段性目标。与此同步，低空经济在2024年首次写入中国政府工作报告，以eVTOL为代表的城市空中交通载具正从技术验证走向规模化商业运营的前夜。

在技术层面，电推进系统的功率等级正快速攀升。NASA自2014年起持续推进电推进飞机技术研究，近期启动的高功率电推进（High Power EAP）项目已将目标锁定于10 MW以上系统。从混动到全电的技术路线图中，非超导电机功率已计划提升至3 MW级别。这一量级的功率输出对电机的功率密度提出了前所未有的要求——NASA为大型客机电推进设定了超过25 kW/kg的电机功率密度指标，并已开始探索全超导旋转电机的可行性。

航空航天电机与地面工业电机所处的工况环境存在根本性差异。一方面，航空应用对重量极其敏感，电机需要在高转速、高电磁负荷下运行以实现轻量化，这使得损耗密度急剧上升。另一方面，飞行任务剖面复杂多变——从地面高温到高空低温、从起飞爬升大功率到巡航低功率——导致发热量和散热边界条件持续变化。这两方面的矛盾使得热管理成为制约航空航天电机功率密度和可靠性的核心瓶颈。

电机内部的主要热源包括定子绕组的铜耗、定子铁芯的铁耗、转子永磁体中因谐波磁场引起的涡流损耗，以及高速运行时的风阻摩擦损耗。由于槽衬和导线绝缘材料的导热系数通常较低（一般在0.2–0.3 W/(m·K)量级），绕组区域往往成为电机内部温度最高的位置。一旦局部温度超出绝缘材料的耐热等级上限，绝缘寿命将呈指数衰减；对于永磁电机而言，过高温度还将导致永磁体发生不可逆退磁，使电机性能永久退化。

面对这一挑战，航空电机冷却技术的发展经历了从简单到复杂、从依赖环境到主动可控的渐进演进。20世纪50年代，气冷几乎是唯一的选择。随着电机功率的增大，液冷技术逐渐被引入，并成为当前兆瓦级航空电机的主流冷却方式。近年来，基于相变传热与储热的被动冷却手段作为主动冷却的补充，在抑制峰值热载荷、提升短时过载能力方面展现出独特价值，已成为学界和工业界共同关注的前沿方向。

二、气冷技术：结构简化与散热增强的持续博弈

气冷是航空电机最早采用、至今仍广泛使用的冷却方式。其核心优势在于系统构成极为简单——不需要泵、换热器或复杂的循环管路，因而具有成本低、重量轻、可靠性高、维护简便等特点。在低空经济兴起的背景下，大量无人机和eVTOL飞行器的驱动电机功率相对适中（通常在数十至数百千瓦量级），对成本高度敏感，气冷方案在这些场景中仍然发挥着不可替代的作用。一般而言，低功率密度的电机适宜采用自然冷却和强迫风冷，中等功率密度电机多采用液冷，而更高功率密度的电机则需要混合冷却系统。

航空电机的气冷以强迫对流为主，利用飞机前进时的迎面气流或桨叶提供的高速气流实现散热。增强气冷散热效果的技术手段主要包括增加散热翅片、安装同轴冷却风扇、增加风道、绕组中灌封导热胶，以及引入优良气态介质氢气。

2.1 散热翅片：传热面积与流动阻力的多目标优化

在机壳外表面增加翅片以增大传热面积是应用最广、成本最低的增强气冷手段。Jang等通过仿真分析得出，增加散热翅片可使电机定子和转子的散热效率分别提高26.1%和16.4%。然而，翅片的冷却效果并非简单随数量和高度单调增加——需在传热增强与流动阻力增大之间寻求平衡。研究表明，锯齿形翅片的对流换热系数最高，但对风压影响最大；平面形翅片对风压影响最小，允许通过的空气流量最大；翅片数量增加虽扩大散热面积，但随之而来的摩擦损耗亦会显著增长。

为突破传统实体翅片的性能边界，研究者探索了多种创新方案。Zhu等提出了利用孔隙率高达98%的金属泡沫材料制成散热翅片，其传热系数比光滑表面增大2~4倍。Yang等在翅片表面增设涡流发生器，使局部气流处于涡流状态以增强对流换热；当流体雷诺数在400~2000时，涡流发生器可使对流换热增强20%~50%，但伴随的压降增加达50%~110%。针对涡流发生器流动压降过大的问题，Wang等提出了一种斜槽与凹坑相结合的翅片结构，有效改善了翅片间距紧密时涡流效应下降的不足。北京航空航天大学研究团队则另辟蹊径，设计了多层波浪形散热结构以替代传统翅片，可使电机机壳减重15.1%、功率密度提升0.06 kW/kg。

在工程应用层面，许多标志性航空电机的气冷设计都充分体现了翅片技术的成熟度。NASA首架全电载人飞机X-57的翼尖巡航驱动电机由Joby Aviation设计，其定子上布置了264个散热翅片，螺旋桨产生的高速气流直接流经电机内部加以冷却。空气流速达到30 m/s时，平均对流换热系数约为98.2 W/(m²·K)，电机电流密度接近11 A/mm²。赛峰公司研发的智能电动机ENGINeUS™ 100已应用于教练机eDA40和eVTOL E20，其内转子外部增加了大量散热翅片，该型号于2025年获得EASA认证，成为全球首款“单独取证”的电推进系统型号合格证。MAGicALL公司为电动飞机开发的系列化产品同样采用内转子与风冷散热系统，电机表面具备非常显著的散热翅片，最大短时功率覆盖6~500 kW，已应用于Vertical VX4、空客Vahana验证机及无人运输机APT70等多种机型。

翅片设计的趋势之一是借助增材制造实现结构集成化，克服散热翅片使电机增重的问题。有研究利用增材制造设计了一种定子铁芯集成散热翅片的紧凑式气冷结构，在保持冷却性能的同时实现了电机的轻量化与集成化，为新一代航空电机的气冷设计提供了有益的参考方向。

2.2 同轴冷却扇：旋转驱动的自通风强化

同轴冷却扇是一种将冷却叶片直接固定于电机转轴的强迫风冷技术，利用电机自身的旋转带动叶片，加速内部空气流动以增强对流换热。与依赖迎面来流的外部气流冷却不同，同轴冷却扇可实现独立可控的内部散热。伊利诺伊大学在一台1 MW外转子永磁同步电机的转轴上安装了离心风扇，强迫通风冷却后电机的电流密度显著提升至7.25 A/mm²。

影响同轴冷却扇冷却效果的关键参数涵盖叶片几何形状、叶片角度、进出口半径比和叶片数量。径向离心式叶片设计简单、结构坚固，冷却效果不受电机转向影响。而前倾式或后倾式叶片的冷却效果则与转向相关——叶片倾向决定了叶尖处的气流速度，进而影响冷却能力。为系统评估不同扇叶结构的冷却性能，有研究引入转子冷却性能指数（RCPI），以风阻损耗、气流流量、压力及对流换热系数为评判标准，对后倾翼形、径向翼形和泪滴柱形三种扇叶结构进行比较，发现后倾式扇叶的冷却效果最优。另有研究表明，轴流式叶片靠近端盖可以引导气流流过绕组端部与机壳之间的区域，使该区域热阻降低33%，电机温度分布更为均匀。

然而，同轴冷却扇的局限也十分明显。随着电机转速上升，风阻损耗相应增大，冷却性能反而下降。此外，增设同轴冷却扇会引入额外的噪声与振动，并增加电机的轴向长度，对效率产生负面影响。因此，在高速高功率电机中，往往通过增加风道来替代或补充同轴风扇的功能。

2.3 风道增流：从结构改造到集成化冷却

通过在电机结构内部构建通风路径以增强空气流通，是克服同轴风扇振动和噪声缺点的替代方案。一种典型设计是在转子转轴的后端设置多个空心柱状进风口，前端盖上开设出风口，转子转动时柱状进风口自然构成扇叶效应，将外界空气压缩进电机内部。这种形式不需额外增设叶片，特别适用于转速高于5000 r/min的电机，且转速越高，冷却效果越显著。有研究在转子铁芯上增设气槽及轴向和径向通风道，使进入电机内部的空气流量较原方案增加了3.88%，转子铁芯和永磁体的最高温度降低了17%。

沈阳工业大学研究团队设计了一种机壳开孔的径向通风混合冷却系统，避免了转子铁芯开设通风孔导致的磁密饱和问题。华中科技大学将离心叶片集成到电机的前后端盖上，并在定子铁芯上增加了多个轴向风道，电机旋转时空气由前端盖流入、从后端盖抽出，形成高效的内部封闭循环。在工程产品层面，Joby S4螺旋桨直驱电机采用了轴流式叶片实现强迫风冷，外转子铁芯内部采用网状结构，提供了大量空气流道，充分利用了外转子电机的大尺寸和开阔空间实现高效散热。

 

2.4 灌封导热胶：绕组热阻的逐级降低

电机绕组的散热路径中存在多层低导热系数的绝缘材料——漆包线绝缘层、槽绝缘和浸渍漆等，使得绕组成为热量积累最严重的区域。在绕组中灌封导热胶是一种针对性手段，通过填充绕组与铁芯之间的空隙，缩短传热路径，降低热阻。

常用的树脂类灌封胶包括聚氨酯聚合物、环氧树脂和有机硅，但这些材料本体的导热性较差。为提升导热性能，通常添加高导热填料，如碳粉、铜粉或氮化铝等。NASA格伦研究中心通过在灌封胶Durapot™ 863环氧树脂中添加氮化硼纳米片，使其导热系数增大了31.9%。此外，该中心还开发了真空辅助轴向注入灌封工艺，可显著减少灌封空隙，提升灌封质量和导热均匀性。

2.5 氢冷：优良气态介质带来的性能跃迁

氢气作为冷却介质具有突出的物理优势，其导热系数是空气的7倍，而通风损耗仅为空气的1/14。理论上，以氢气替代空气可以大幅增强气冷的传热能力，同时降低气体摩擦带来的附加损耗。德国慕尼黑联邦国防军大学针对应用于飞机涡轮发电机的高速永磁同步电机（700 kW、50000 r/min）设计了氢冷与定子水套冷却结合的复合冷却系统，并对比了空气、氦气和氢气三种冷却介质下的电机性能。结果发现，使用氢气时气流流速较高、散热效果最佳，且气隙风阻损耗最低。

然而，氢冷系统的工程实施面临显著挑战。要保证氢冷电机正常运行，必须维持氢系统包括机内氢气压力、纯度和湿度等各项参数的稳定，系统结构复杂、技术难度高，且存在氢气泄漏的爆炸风险，这在一定程度上限制了其在航空领域的应用推广。

2.6 气冷技术的局限性与适用边界

尽管气冷技术经历了多轮优化已日臻成熟，但其存在若干结构性局限。第一，气冷电机设计必须预留空气流通通道，导致体积较大、结构不如液冷式紧凑。第二，利用飞机迎面来流冷却时，进气道的最低空气温度与飞行速度的平方成正比——“协和号”客机在2马赫飞行速度下，进气道空气温度已高达130℃。第三，在飞机起飞和爬升阶段海拔较低或天气炎热时，空气温度较高，气冷效果显著恶化。第四，空气的对流换热系数绝对值远低于液体，从根本上限制了电机的极限功率密度。这些局限性促使液冷技术在大功率航空航天电机中逐步占据主导地位。

 

三、液冷技术：从间接传热到直接接触的效率跃迁

液冷技术凭借液体介质较高的热导率和比热容，能够大幅降低对环境的依赖，并根据需求调节温度。由于省去了空气通道，电机的尺寸和长度均可减小，结构更加紧凑。飞机液冷系统一般通过冷却剂将热量输送至换热器，再由空气或发动机燃料进行二次冷却，形成级联散热链。从技术演进的角度看，航空电机液冷经历了从间接液冷（冷却护套）到部分直接冷却（空心轴、喷油），再到全浸没式直接冷却的发展路径。

3.1 冷却护套：定子铁芯的间接液冷基石

冷却护套是航空电机液冷系统中最基础、应用最广泛的技术方案，其原理是在电机机壳内部开设循环流道，由冷却液流经时带走定子铁芯传导的热量。常见的流道拓扑包括螺旋形、环形、蛇形和轴向形等多种形式。然而值得指出的是，冷却护套的散热能力在根本上取决于实际冷却表面积的大小而非流道拓扑的差异。在冷却面积相同的前提下，支路和弯道越多，所产生的压降越大，需要的冷却泵输出功率也就越高。

设计定子冷却护套时应尽量覆盖整个定子铁芯表面，避免出现轴向温差。减小定子铁芯与机壳之间的接触热阻同样至关重要，可以通过增大两者间的接触压力或在接触面上涂覆高导热硅脂来实现。冷却剂的流态对散热效果影响显著——研究表明，当冷却剂的雷诺数大于4000、处于湍流状态时，电机温度明显下降。为进一步增强传热，可在流道中加入凸形结构以产生局部涡流。对多种凸形结构的分析比较表明，三棱柱凸形结构的冷却效果最佳；凸形结构数量的增加可增强冷却，但当数量超过临界值时冷却效果反而减弱。此外，在选择冷却剂的流速和温度时，需注意避免流速过大或温度过高对机壳造成侵蚀。

20世纪50年代，美国西屋电气公司首次将油冷应用于飞机发电机。此后，空客A320和A340的集成式驱动发电机（IDG）、A350和A380的三级式变频发电机，以及波音787-8变频起动发电机相继采用了油冷技术。航空油冷介质一般选用燃油或润滑油，采用燃油冷却可同时加热燃烧室上游的燃料以提高发动机效率，并防止燃料在高空出现结晶现象。但燃油冷却会随消耗量增加而逐渐丧失散热能力，且温度过高时可能发生降解或氧化反应，形成焦炭沉积导致流道堵塞。润滑油作冷却介质时也需要严格控制温度上限，防止因油温过高致黏度下降而引发润滑失效。

 

3.2 转子空心轴油冷：旋转流动的传热强化

定子冷却护套因其位于机壳外侧，无法有效消散转子铁芯和永磁体所产生的热量。为此，航空电机通常辅以转子空心轴油冷技术——在转轴内部构建流道，使冷却油从一端流入，从另一端或径向开口流出，直接带走转子的发热。协和超声速客机发电机的一种冷却方案就是将机壳流道与转轴流道连通，冷却油先流经整流器冷却室，然后进入转轴的螺旋槽，最后再流入定子螺旋套。此类冷却结构在三级式无刷发电机中得到了广泛应用。

通用电气公司针对高性能拦截飞机无刷直流发电机的恶劣工况，设计了转轴内部流道与定子冷却管道相互独立的冷却方案：一条支路先后流经整流器、轴承外圈、定子机壳，另一支路流经转轴内部和轴承内圈。这种独立设计省去了高压旋转油封，避免了泄漏风险，同时通过对轴承内外圈的双路冷却以减小温差，防止热膨胀导致的轴承间隙变化。实验结果表明，与仅采用机壳冷却护套相比，增加转轴冷却后使绕组和定子铁芯的温度分别降低了38%和10%。

转子空心轴冷却中的传热特性与常规静止管流有显著不同。研究发现，由于离心效应和科里奥利效应的共同作用，旋转可使转轴内部冷却剂的对流换热系数大幅增加，且传热性能主要受转速影响，与入口流速和冷却剂黏度几乎无关。当转速达到30000 r/min时，流动趋于饱和，旋转对传热的增强作用减弱。华中科技大学研究团队基于计算流体力学（CFD）分析发现，循环式空心轴冷却结构的对流换热系数比直通式高58%，在低速小流量工况下优势更为突出，并归纳拟合了循环式空心轴冷却散热能力的无量纲经验方程。

3.3 定子浸没式油冷：突破绕组散热瓶颈

在槽衬和导线绝缘材料导热系数较低的限制下，绕组热量难以通过传导路径有效散发，电机的最热点往往位于绕组区域。针对兆瓦级航空电机的迫切需求，定子浸没式直接油冷成为近年来应用最多的绕组冷却方案，可满足高功率密度、高电流密度的双重需求。

NASA“大学领导力倡议”项目中，多所大学联合为电动飞机推进用的集成式径向磁通永磁电机（1 MW、20000 r/min）设计了一种组合冷却方案——在定子和转子之间设置分离套筒，与两个端板和压缩套筒一同构成包含定子槽的密封腔体，防止冷却液进入气隙以避免引入额外的风阻摩擦损耗。冷却液从非驱动端流入，流经定子槽后在驱动端汇合，然后通过6个通孔进入机壳内的槽道。这种方式下，冷却液既承担了热量的载运功能，又充当了导体间的绝缘层，大幅减小了导体到冷却剂的热阻，绕组电流密度达到了20 A/mm²，电机功率密度可达23.7 kW/kg。

应用于“创新精神”号全电动飞机的YASA 750R轴向磁通永磁电机采用了一种特殊的环形循油冷却技术，冷却液在内圈和外圈两个支路中分别逆时针和顺时针流动，可同时对绕组和定子齿进行高效散热。诺丁汉大学则针对航空用高速高功率密度永磁同步起动发电机（150 kW、32000 r/min）设计了定子铁芯流道冷却和绕组浸没式冷却的复合结构：冷却液从电机一端流入，10%的油用于润滑两端轴承，剩余油液流入电机内部，从另一端流向定子铁芯与机壳之间形成的两排轴向流道，分别沿定子内径和外径进行冷却。同一研究团队为混动飞机永磁电机（4 MW、15000 r/min）设计的方案中，更是让冷却液从电机两端同时流入，经过两个绕组端部后再从绕组中部汇入机壳冷却护套，以便更好地平衡绕组两端的温升，减小冷却液在单一路径中升温导致的轴向温差。该方案下电机电流密度达到27.5 A/mm²，功率密度为17.3 kW/kg。

华中科技大学研究团队对定子浸没式冷却中绕组端部的对流换热特性进行了系统研究，结果表明，随着流速增加，绕组前端部和后端部的对流换热系数均相应增大，但前端部的对流换热系数始终显著高于后端部，约为后者的1.65~1.9倍。此外，入口油温越高、电机损耗越大，端部对流换热系数也越高。为强化定子铁芯的冷却效果，该团队还设计了纵横交错的定子轭油道，与传统的轴向油道相比，热阻降低了55%~60%，并经实验验证使电机电流密度达到30 A/mm²。在航天领域，针对火箭电泵电机（45000 r/min、60 kW）的极端工况，有研究在定子槽内构建了Y形流道，以液氧作为冷却介质直接冷却电机绕组。在流道截面积相同的情况下，Y形流道较常规矩形流道可使散热面积增加30.5%，最高温度降低25.4%。当液氧流量为0.58 cm/s时，允许的电流密度大于40 A/mm²——这一数值是同等条件下水冷的2.33倍。

定子浸没式油冷的关键技术难点在于气隙隔离套的设计。为减小转子旋转引起的风阻，油套内表面应尽可能光滑；同时需具备电绝缘性，并在能够承受定子腔内油压的条件下尽可能薄。对磁阻电机等气隙较小的电机而言，放置隔离护套的空间极为有限，此时可利用电机端部在槽内设计包裹绕组的全封闭油道来实现浸油冷却。

3.4 空心导体直接油冷：消除接触热阻的终极方案

在浸没式冷却中，尽管冷却液与导体已大面积接触，但绕组和冷却剂之间仍存在一层绝缘层——为了保证高介电常数，航空电机绕组的绝缘层通常比普通工业电机更厚，而绝缘层导热性能差，构成了传热路径上的瓶颈。空心导体直接油冷通过让冷却液在导体内部孔道中流动，从物理上消除了除接触热阻外的所有中间热阻。与定子冷却水套间接液冷相比，空心导体直接油冷可使电机电流密度提高约5倍。

美国通用电气公司与汉胜公司合作设计的外置式开关磁阻起动发电机（270 V、375 kW）采用了空心扁导线直接油冷方案。针对航空飞机应用的250 kW分数槽集中绕组永磁电机，研究者利用增材制造技术实现了空心导体的油冷结构设计，使电机功率密度达到20.17 kW/kg、电流密度为20 A/mm²。需要注意的是，当电机高速运行时，趋肤效应和邻近效应会导致交流损耗显著增加。有研究根据槽内磁场分布特性对空心导体的损耗进行解析，通过优化距离槽口不同位置的空心导体高度，使交流损耗降低了20%。相关研究表明，与冷却护套间接冷却相比，空心导体直接液冷可使电机绕组的平均温度降低37.7%。

值得关注的工程细节是，为避免导体局部过热导致冷却液在内壁碳化沉积，需要在导体内表面进行镀镍、镀铬或施加氧化物涂层处理。在导体截面形状的选择上，研究对比了圆形空心导体、单矩形空心导体以及两个和三个矩形空心导体并联四种结构，发现圆形空心导体的槽内铜含量最高、铜损最小，但需要非常大的供油压力；矩形空心导体则相反，铜含量偏低但所需泵压较小。通过增加矩形导体的并联数目，可以在一定程度上提高槽内铜含量、减小铜损，这是实际工程设计中需要在热性能与液压功耗之间反复权衡的多目标优化问题。

3.5 喷油与转子甩油冷却：绕组端部的精准靶向散热

对于发热严重且散热路径最长的绕组端部区域，喷油冷却和转子甩油冷却是两种精准靶向的冷却形式。与气冷相比，喷油冷却可将散热效果提高2.5~5倍；与冷却护套相比，喷油冷却可使电流密度增加1倍、功率密度提升47.8%、热阻减小52.8%。

美国电动力联合公司在一台2.5 MW的同步发电机上采用了绕组端部喷油冷却。霍尼韦尔设计的250 kW和1 MW发电机则均采用了机壳循油和喷油相结合的冷却结构。喷油冷却的温度分布主要受冷却剂流速、喷嘴数量、喷射角度及位置等因素影响。有研究对比了喷雾式、半弧形喷淋式和环形喷嘴式三种喷油方式，发现无论何种方式，冷却效果均与油速正相关。油速越高，喷雾式的雾化效果越好，冷却效率越高。而环形喷嘴式则使绕组端部温差最小，喷雾式的温差最大。在选择喷油位置时，应尽量减少喷射盲区以避免形成局部热点。值得关注的设计准则是，多个低流速喷嘴的冷却效果往往优于少量高流速喷嘴。此外，喷嘴喷射精度会随着污染腐蚀和长期磨损而下降，从而影响冷却的一致性，因此在实际使用中需要引入适度的安全裕量。

转子甩油冷却则利用转子旋转产生的离心力，将冷却油径向甩向绕组端部。协和超声速客机的第二种冷却方案即采用了这一技术：来自恒速驱动器（CSD）的润滑油通过法兰盘进入机壳螺旋冷却套以冷却定子，然后从非驱动端进入转轴，在离心力作用下通过喷射室1对主转子一端绕组、整流器和主励磁机进行冷却，并通过喷射室2冷却主转子另一端绕组和永磁发电机，最终大部分油从机壳上的油道流出，少部分经由副励磁机定子支架返回CSD。

喷油冷却与转子甩油冷却同属于开放式的直接液冷形式，冷却液在完成与发热部件的换热后通过集油和回油系统重新压入循环。两种方案均能有效降低绕组端部热阻，特别适合于端部温升严重、轴向空间有限的高速高功率密度电机。

四、相变冷却技术：潜热利用与被动热管理的融合

气冷和液冷均属主动冷却技术，本质上是将热量通过流体介质输送至远处，其间不可避免地需要风机或泵耗能。基于相变材料储热的被动冷却技术则利用了物质在相态转变时大量吸收或释放潜热的物理特性，不需要额外动力即可实现热管理，因而在航空航天电机领域逐渐受到关注。相变冷却技术主要包括基于热管的冷却和基于相变材料的冷却两类。

4.1 热管冷却：高导热量传热通道

热管是一种利用工作流体在蒸发段吸热汽化、在冷凝段放热液化的相变循环来实现高效传热的装置，其等效导热系数可达10000~100000 W/(m·K)，远超任何已知金属的导热能力。热管具有重量轻、可塑性强、无需外部电源等优势，特别适合将电机内部热量高效输送至外部散热器。

研究表明，采用槽内热管冷却结合风冷可将电机的电流密度提升至15 A/mm²。马凯特大学设计了一种在定子空心导体中间插入热管并填充导热膏的冷却技术，应用于混动客机的250 kW推进电机。为减小槽口附近导体的交流损耗以及热管薄壁引起的涡流，该方案采用了实心导体与空心导体结合的方式，使电机功率密度达到20.1 kW/kg、电流密度为13.9 A/mm²。

海军工程大学针对无人机旋翼电机设计了一种风冷-热管复合冷却系统。将U形热管集成于电机定子槽底，可使最高温度下降20%；将热管一端插入定子轭中，另一端套上铝制散热器置于电机外部，则使峰值温度降低了41.5%；而在风冷电机机壳中加入热管，使峰值温度降低了22.3%。这种冷却方案的显著优势在于不需要改变电机的电磁结构，且热管即使断裂也不会影响电机主回路的正常运行。需要强调的是，热管仅起到热量转移的作用，冷凝段热量的最终散发仍需依赖散热翅片、风扇或液冷二次回路来完成。

在热管技术本身的改进方向上，采用孔径更小、分布更均匀的生物材料吸液芯可将热阻在常规烧结吸液芯的基础上再降低50%。Do等采用Al₂O₃纳米工作流体，使热阻降低了40%。随着三维打印技术的快速发展，非直线型热管及具有复杂毛细芯结构热管的制造将变得更为便捷、成本更低，有望进一步拓展热管在航空电机中的应用场景。

4.2 相变材料冷却：峰值热载荷的时空缓冲

相变材料冷却（Phase Change Material, PCM）的基本原理是：当电机处于大负载或过载状态时，相变材料熔化吸收大量潜热，将温度维持在接近熔点的水平；低载或停机时，相变材料释放热量逐渐凝固，恢复吸热能力。这种基于“热缓冲”的策略对于抑制飞机起飞和爬升阶段因海拔低、空气温度高所引发的短期峰值热载荷特别有效。

佐治亚理工学院为应对涡轮混动喷气支线飞机电推进系统在起飞和爬升阶段电机温升过大的问题，在定子外表面增加了相变材料层。有研究提出在机壳散热翅片内填入石蜡作为相变材料，以提升永磁电机的短时过载能力。中国科学院电工研究所则尝试将相变材料与热管结合进行级联冷却：将热管蒸发端贯穿定子铁芯，冷凝端位于定子铁芯外部并包覆石蜡。电机工作时，石蜡吸收热管冷凝端热量熔化；电机停机后，石蜡自然散热逐渐恢复固态。

相变材料冷却的局限性在于液态恢复为固态的周期相对较长，因此对电机的连续过载时间有严格限制。在实际应用中，相变冷却通常作为辅助冷却手段，与其他主动冷却方式相结合，在抑制峰值温升的同时不会显著增加系统重量和复杂度。

 

五、发展趋势与关键技术展望

综合气冷、液冷和相变冷却三大技术路径的现状与局限，航空航天电机冷却技术未来的主要发展方向可归纳为以下五个方面。

（1）气冷功率密度的进一步突破。气冷技术虽存在系统极限，但其轻量和低成本特性在中小功率航空电机中不可替代。未来需建立散热翅片的结构、数量，同轴冷却扇扇叶的形状、位置，以及入口风速、温度等因素与对流换热系数、体积和重量之间的定量关系模型，以推动气冷系统功率密度的持续提升。

（2）液冷流态理论与工程可靠性的完善。喷油冷却和转子甩油冷却等技术涉及旋转边界下的复杂多相流问题，内部流动规律尚不明确。应利用计算流体力学方法系统分析这类技术在绕组端部不同部位和转子表面的散热能力分布、附加摩擦损耗及对冷却效率的影响。同时，需研究冷却剂种类、流速和液压等因素对电机绝缘和轴承的长期侵蚀规律，为长寿命设计提供依据。

（3）密封可靠性与防泄漏设计。液冷系统的冷却液泄漏可能导致转轴润滑失效或发动机缺油故障。在高转速旋转密封和热循环疲劳载荷共同作用下，流道和接头的可靠性设计是液冷电机工程化的关键技术之一。

（4）多模式混合冷却的系统级协同优化。单一冷却方式各自存在优势与局限，将气冷、液冷和相变冷却有机组合，可使电机温度分布更加均匀，在减小体积和重量的同时进一步提高功率密度。从空气冷却到液冷再到相变冷却的技术演进并非简单的替代关系，而是根据功率等级和任务场景进行的功能分层与协同集成。

（5）全任务剖面热管理的可控性提升。在飞机的整个飞行任务过程中，不同时刻的输出功率和发热功率差异显著，且随海拔高度的变化，入口空气的温度和密度等参数也在持续改变，这不仅直接影响气冷效果，还会通过二次换热影响液冷系统的性能。因此，需要根据各时刻的实时工况对电机进行动态热管理，发展具有感知和调节能力的智能冷却系统，最终实现航空航天驱动电机在全任务剖面内的高效、可靠运行。

 

航空航天驱动电机冷却技术经历了从简单气冷到复杂液冷、从单一被动散热到多元主动热管理的发展历程。气冷技术凭借其结构简单和高可靠性，至今仍在中小功率航空电机中占据重要地位；液冷技术以其高传热系数和紧凑结构，成为兆瓦级电推进系统的主流方案；相变冷却则以被动储热的方式实现了峰值热载荷的缓冲，是主动冷却的有力补充。当前，学界和工业界在散热翅片、同轴冷却扇、风道增流、灌封导热胶、氢冷等气冷手段，冷却护套、空心轴油冷、浸没式油冷、空心导体油冷、喷油及甩油冷却等液冷方案，以及热管和相变材料冷却等新兴领域均取得了丰硕成果，但在流态认知、可靠性设计和系统级热管理可控性方面仍有大量工作尚待开展。随着航空电机功率密度的持续攀升和电推进系统规模化应用进程的加速，高效、轻量、可靠的冷却技术将继续作为关键的使能技术，支撑绿色航空和低空经济的长远发展。

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