高速旋翼机变转速动力涡轮的发展
图：V-22“鱼鹰”倾转旋翼机是目前唯一投入服役的高速旋翼机
高速旋翼机的发展，要求动力系统在旋翼机高速巡航条件下，降低输出转速的同时保持输出功率基本不变。变转速动力涡轮因其具有多状态宽转速范围适应性，可避免变速传动系统及其换挡机构的结构复杂性和增加重量，并且技术相对成熟，因此成为高速旋翼机动力系统研究的重点。
旋翼机因其起降灵活、机动性好等特点得到广泛的应用，但也存在飞行速度低的缺点，因此提高旋翼机巡航速度成为近年来旋翼机发展的重要方向之一。高速旋翼机的出现，为大幅增强旋翼机的投放、运输和空中格斗能力提供了可能。美国、欧洲和俄罗斯均将高速旋翼机作为下一代新型旋翼机的发展重点，并已开发了相应型号。
变转速动力涡轮因其具有多状态宽转速范围适应性，可避免变速传动系统及其换挡机构的结构复杂性和重量增加，并且技术相对成熟，因此成为高速旋翼机动力发展研究的重点。变转速动力涡轮的研究主要依托20世纪90年代美国航空航天局(NASA)主导的高速旋翼机项目和之后开展的大型民用倾转旋翼机项目。
高速旋翼机项目
在20世纪90年代，GE公司在NASA刘易斯研究中心(NASA-Lewis)的资助下，开展了变转速动力涡轮的方案设计研究，研究涵盖了8种变转速动力涡轮，主要对性能、重量、结构可实现性进行了方案对比。
采用攻角适应性叶型的固定几何动力涡轮
以GE29发动机三级动力涡轮为基础，在51%动力涡轮转速巡航和100%动力涡轮转速悬停条件下分别造成+10°和-30°的攻角，51%动力涡轮转速巡航状态效率比100%动力涡轮转速悬停状态效率低约7%。采用四级动力能够有效降低级载荷，但造成额外20°的攻角变化。该变转速动力涡轮概念的主要风险是设计方法和计算评估软件能否涵盖变转速动力涡轮应用到的攻角变化范围。
涡轮导向器和排气框架变几何动力涡轮
涡轮可调导向器能够控制发动机循环参数，但无法解决转子叶片攻角问题，因此在研究中仅一排动力涡轮导向器可调。出口排气框架支板设计为尾缘可调，减少排气损失。研究表明上述概念的应用收益较小，能够降低巡航状态1%的耗油率，在悬停、单发应急状态下提高功率2%，但造成发动机重量增加约5%。性能的提高无法有效弥补发动机重量、成本和复杂性的提高。
带串列转子叶栅的四级动力涡轮
为解决四级动力涡轮攻角变化范围大的问题，转子叶片采用串列叶栅设计，以降低转子叶片的攻角敏感性。与常规转子叶片相比，串列叶栅由进口整流叶栅和出口工作叶栅组成，进口整流叶栅具有较大的前缘直径和楔角，能够适应较大的攻角变化，整流之后的气流进入下游对攻角较为敏感的工作叶栅，完成大部分的气流偏转和功率提取(70%)。与三级动力涡轮相比，串列转子叶栅的应用能够提高动力涡轮巡航效率3%和悬停效率1%，但造成高风险、成本、重量和复杂性的缺点。
可变导叶和动叶动力涡轮
可变导叶和动叶能够有效解决攻角问题。虽然该方案本身不能够降低涡轮级载荷，但能够容许增加涡轮级以提高涡轮效率。主要的问题是导叶和动力变几何导致的间隙泄漏会部分抵消效率的提升。同时这一方案的重量、成本和复杂性极大，可靠性是个很大的问题，按照目前的技术水平难以实现。
带流道分流的双涡轮、带级间离合器的多级涡轮、单轴与反转可变动力涡轮
这3种设计方案的提出均为解决51%动力涡轮转速巡航状态下涡轮级负荷大的问题，能够在一定程度上提高动力涡轮效率，但是均面临结构复杂、重量、成本、风险高的问题。特别是3种方案均需要离合器或/和差速减速器，如能够解决离合器和减速器的设计问题，将会直接采用恒定转速动力涡轮+可变传动比减速器的动力系统。
固定几何动力涡轮与旋翼综合优化
固定几何动力涡轮和旋翼综合优化是较低技术风险、较低成本和高性能的倾转旋翼动力系统。动力涡轮效率、旋翼推进效率和推进系统综合效率随转速的变化，采用固定几何的动力涡轮情况下，推进效率峰值位置位于62%动力涡轮转速。与51%动力涡轮转速时的三级动力涡轮相比，62%动力涡轮转速下，三级动力涡轮载荷降低30%，效率提高4.5%。该方案不能严格满足发动机的初始要求，但能够满足动力系统的总体要求。
GE公司的方案设计和分析表明，应该进一步开展采用攻角适应性叶型的固定几何动力涡轮、带串列转子叶栅的四级动力涡轮、固定几何动力涡轮与旋翼综合优化的深入研究。
大型民用倾转旋翼机项目
在高速旋翼机项目研究成果的基础上，NASA支持开展了重型升力旋翼机系统研究项目，主要进行了大型民用倾转旋翼机研究。在该项目支持下，NASA格伦研究中心(NASA-Glenn)、ASRC航空航天公司、俄亥俄州立大学、托莱多大学和美国陆军研究实验室等5家单位开展了变转速动力涡轮的方案设计、一维设计、二维通流设计和三维计算流体力学(CFD)分析和叶栅试验验证。
在2012年美国直升机协会第68届年会上，NASA对变转速动力构型对大型民用倾转旋翼机尺寸和重量进行了分析研究。保持相同技术水平的双转子核心机(ACE)的输出轴功率为5592.75kW，以此为基础构建了6种变转速动力涡轮模型进行分析研究。
在6种动力涡轮构型中，包涵原ACE发动机动力涡轮工作转速范围为80%~100%动力涡轮转速，通过变传动比减速器实现输出转速的切换和重新设计两级固定几何、两级变转速动力涡轮。在巡航状态下，动力涡轮级载荷提高是造成动力涡轮效率下降的主要原因，因此在两级动力涡轮的基础上分别增加1级和2级，减少涡轮气动负荷。三级动力涡轮与四级动力涡轮固定几何与变几何对性能和重量的影响也进行了分析研究。
通过分析不同级数变转速动力涡轮效率、整机耗油率与旋翼叶尖速度之间的对应关系，得出双级动力涡轮+变传动比减速器的方案在巡航状态下效率最低，效率比悬停状态下降约17.5%，整机耗油率比悬停状态提高28%。而四级动力涡轮效率下降最少(约为4%)，整机耗油率升高也较小。三级动力涡轮性能位于双级和四级动力涡轮之间。
动力涡轮变几何主要是改变导向叶片安装角以减少转子叶片攻角损失，初步评估动力涡轮效率仅能够提高0.5%，但导叶调节机构的重量将增加动力涡轮重量约20%，而动力涡轮重量约占整机重量的16%，因此，变几何对发动机重量将有显著影响。与ACE原双级动力涡轮相比，三级固定几何与变几何动力涡轮整机重量分别增加8%和13%;四级固定几何和变几何动力涡轮整机重量分别增加19%和25.5%。对于双级动力涡轮采用变传动比减速器方案，减速器比常规固定传动比减速器重约10%，而减速器重量约为发动机重量的2倍，因此减速器重量的变化对传动系统整体重量的影响较大。
综合上述分析结果认为，双级变转速动力涡轮+常规减速器能够提供最轻的解决方案，但耗油率比设计要求高3%~5%;四级变转速动力涡轮能够获得最好的燃油经济性，但制造和使用维护成本可能会在一定程度上抵消燃油经济性的好处。
NASA-Glenn对大型民用倾转旋翼机的四级变转速动力涡轮进行了初步通流设计和优化设计，所采用的优化软件为斯坦福大学开发的基于连续二次方程的优化方法SNOPT。优化策略的确定包括目标函数构建、优化变量和限制条件。其中目标函数为巡航状态和起飞状态涡轮效率的加权平均，两个状态权重相等，但可根据状态持续时间等进行调整;优化变量包括各排叶片出口马赫数、出口平均直径，设计点攻角等46个参数;限制条件包括各状态功率、涡轮出口气流角等20个参数。优化设计结果表明，巡航状态下涡轮级间功率分配更加均匀;反力度由初始设计中较为均匀的分布改变为进口级反力度降低，而出口级反力度提高。
在变转速动力涡轮叶片气动设计中，叶片损失及流动特征随攻角的变化和在不同雷诺数下的表现是一个关键问题。NASA艾姆斯研究中心(NASA-Ames)采用二维和三维CFD计算对变转速动力涡轮的叶栅损失特性和三维流动现象进行了研究。变转速动力涡轮的试验验证工作，在大型民用倾转旋翼机项目的框架下，目前已完成平面叶栅试验，用于获得动力涡轮叶栅在不同雷诺数和不同攻角下的叶型损失，获得的试验数据可以用于修正一维通流分析中的攻角损失模型和三维CFD计算方法。
转子动力学方面，NASA-Glenn于2012年研究了一种用于大型民用倾转旋翼机的三转子发动机的转子动力学，初步分析了发动机在8100~15000r/min条件下各个转子及整机的转子动力学可行性。通过调节支持刚度，使其临界转速均避开变转速工作范围。
技术特点和难点
变转速动力涡轮在常规动力涡轮的基础上，高速巡航转速降低至50%左右，同时动力涡轮功率基本保持不变，导致动力涡轮设计的主要难点包括由于转速变化造成的动力涡轮各排叶片的攻角变化大，较大的攻角可能造成流动分离，使性能恶化;巡航状态下，由于转速下降引起气动载荷增加，造成动力涡轮效率的急剧下降;多恒定转速下动力涡轮转子动力学设计。
图：大型倾转旋翼变转速动力涡轮转子动力学分析
针对动力涡轮气动设计的难点和特点，变转速动力涡轮设计主要的技术需求包括变速涡轮和发动机的综合优化设计技术;高负荷、高转折气动影响机理研究，采用三维弯扭叶片和端壁控制等进行二次流控制技术研究;大攻角条件下的气动影响研究，大攻角条件下(40°~60°)的二维、三维损失特性研究;低雷诺数气动流动特性研究;RANS/URANS的湍流和转捩模型研究;多级涡轮试验及可接受的三维非定常仿真技术;多恒定转速动力涡轮转子动力学设计技术。
变转速动力涡轮工作转速的变化，导致涡轮载荷和叶片攻角的大幅变化，影响涡轮效率。变转速动力涡轮相关技术概念中，导叶和动叶变几何、串列叶栅、可变构型动力涡轮等概念面临制造成本高、结构可靠性低、重量大等特点，概念可行性低，目前仍处在概念研究阶段。对于常规构型变转速动力涡轮，目前的主要研究方向是通过增加涡轮级数，降低高速巡航状态下涡轮级载荷较高的问题;通过攻角适应性叶型，降低非设计转速下的叶型攻角损失。
变转速动力涡轮设计和分析的技术方法应开展如下研究：多目标优化算法，以获得两个以上状态点的综合最优性能;不同攻角条件下，叶型损失的试验，用于获得目前欠缺的试验数据，修正设计和分析软件;高空、高速巡航情况下，低雷诺数在变攻角条件下对涡轮性能的影响。
目前，各国已开展了相关技术的部件级技术验证工作，例如美国已开展了包括叶栅试验及变转速涡轮级的部件性能试验，预期不久的将来宽范围的变速动力涡轮技术可以在整机上进行试验验证，然后应用到高速旋翼机动力装置上。
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