摘要：直升機具有垂直起降、懸停和低空機動飛行的獨特優(yōu)勢，在軍用和民用航空領(lǐng)域發(fā)揮著重要作用，然而低速、高油耗、短續(xù)航和高噪聲等不足制約了其應用市場拓展。根據(jù)飛行工況變化動態(tài)調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速的變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)能較大程度上克服上述不足，提升直升機的綜合性能，因而成為當前直升機領(lǐng)域重要的研究課題。目前，在變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機具體性能的影響、變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制、因使用變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)衍生的控制和變旋翼轉(zhuǎn)速的實現(xiàn)等問題的研究仍面臨著諸多挑戰(zhàn)?；诖?，文中綜合了國內(nèi)外變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的研究成果，著重從變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機性能的影響、變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制、變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的實現(xiàn)3 個方面闡述了變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的研究發(fā)展現(xiàn)狀，并對其進行歸納和展望，旨在為高性能直升機變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的發(fā)展提供有價值的參考。

關(guān)鍵詞：變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)；直升機性能分析；變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化與控制；變轉(zhuǎn)速動力渦輪；變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型

中圖分類號：D460 文獻標志碼：A 文章編號：1000-582X（2024）07-001-20

直升機自20 世紀40 年代面世以來，因能實現(xiàn)垂直起降、空中懸停、近空低速平飛等獨特功能，且相較于固定翼飛機具有起降方便靈活、低空機動性好等優(yōu)點，被廣泛應用于軍用和民用航空領(lǐng)域。然而，受限于構(gòu)型[1-2]和旋翼轉(zhuǎn)速[3]，固定旋翼轉(zhuǎn)速常規(guī)構(gòu)型直升機的平飛速度一般不超過300 km/h[2]，并且存在燃油消耗高、航行里程和航行時間短、飛行效率低、飛行升限有限、噪聲和振動大等弊端，限制了進一步拓展直升機應用市場的潛力。因此，如何在保證原有技術(shù)優(yōu)勢的基礎(chǔ)上突破這些功能限制，是當前直升機領(lǐng)域的重要研究方向。突破速度限制實現(xiàn)高速化是軍用航空領(lǐng)域的研究重點，可以通過構(gòu)型創(chuàng)新和變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)共同實現(xiàn)。構(gòu)型創(chuàng)新著眼于提升飛行速度[4]，在降低燃油消耗、提升續(xù)航和飛行性能，以及改善聲學特性等方面收效甚微，而這些性能指標卻是直升機領(lǐng)域尤其是民用直升機領(lǐng)域的重點研究內(nèi)容[5]。變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)能夠在直升機高速前飛時延緩前行槳葉激波失速進一步提升前飛速度[6]，并且能夠根據(jù)不同飛行狀態(tài)適時地調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速改善綜合性能，故而能兼顧高速性和經(jīng)濟性需求，因而成為高速直升機和民用傾轉(zhuǎn)旋翼直升機的研究熱點和趨勢之一。

目前，針對變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的研究已取得了長足的進步，但在對直升機性能影響的分析、變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制，以及變旋翼轉(zhuǎn)速的設(shè)計實現(xiàn)等方面的研究仍存在諸多待解決的問題。對變旋翼轉(zhuǎn)速研究進行系統(tǒng)綜述的文獻較少。韓東等[5]綜述了變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)對直升機性能提升方面的研究，但沒有涉及變旋翼轉(zhuǎn)速綜合優(yōu)化控制與結(jié)構(gòu)實現(xiàn)方面的研究；王健康等[7]對直升機/發(fā)動機綜合控制的研究綜述中雖有提及但未系統(tǒng)介紹變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制問題；Amri 等[8]探討了轉(zhuǎn)子技術(shù)、電傳動技術(shù)、渦輪技術(shù)和齒輪箱技術(shù)4 種可能的變旋翼轉(zhuǎn)速實現(xiàn)技術(shù)及其優(yōu)缺點；Welch[9]、袁成[10]、張紹文等[11]和吳小芳等[12]綜述了變轉(zhuǎn)速動力渦輪的發(fā)展、主要設(shè)計方案和設(shè)計難點；Stevens 等[13-14]、李昊等[15]、李磊[16]、李豐波[17]、李政民卿等[18]綜述了變旋翼轉(zhuǎn)速直升機變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型方案設(shè)計。以上綜述均存在全面性不足的問題，并且沒有納入最新的研究成果。

針對以上不足，筆者較為全面地搜集整理了中外有限的研究文獻，并將其歸納為以下3 大模塊：

1）變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機性能方面的影響；

2）變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制問題研究；

3）變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的具體實現(xiàn)方案。

文中介紹了變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的定義及其特點，綜述了旋翼變轉(zhuǎn)速對直升機性能的影響研究，系統(tǒng)論述了變旋翼轉(zhuǎn)速和變旋翼轉(zhuǎn)速過程中的優(yōu)化與控制問題的研究現(xiàn)狀，并從發(fā)動機和傳動系統(tǒng)的角度綜述了變旋翼轉(zhuǎn)速實現(xiàn)的代表性研究。最后，總結(jié)和展望了未來變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的研究發(fā)展，以期為后續(xù)發(fā)展提供有益參考。

1 變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)

考慮到渦軸發(fā)動機的最優(yōu)轉(zhuǎn)速區(qū)間較窄、旋翼轉(zhuǎn)速變化會引起機身共振[19]和變旋翼轉(zhuǎn)速設(shè)計和控制復雜等問題，為保證操縱性和飛行安全性，傳統(tǒng)直升機多采用固定旋翼轉(zhuǎn)速的設(shè)計[15]。但是，固定旋翼轉(zhuǎn)速只能在固定飛行狀態(tài)（載荷、飛行高度、飛行速度一定）下保證性能最優(yōu)，不能合理地調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速適應飛行狀態(tài)的變化，這容易導致氣動特性惡化、升阻比和懸停效率降低，很難適應直升機高速化、低油耗、長續(xù)航、小振動和低噪聲等方面的發(fā)展需求。因此，變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)逐漸成為研究熱點。從狹義上來講，變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)僅指Karem 等[20]提出的以旋翼需用功率或發(fā)動機燃油消耗為優(yōu)化目標的最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)（optimum speedrotor，OSR），其典型應用為波音公司研制的側(cè)重長續(xù)航的A160T“蜂鳥”無人直升機[21]；從廣義上來講，通過改變旋翼轉(zhuǎn)速以增加前飛速度、降低需用功率、增加航程和航時，以及降低噪聲等的技術(shù)均可以歸為變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)，因此，其應用還包括側(cè)重高速前飛的共軸剛性雙旋翼直升機（X2 技術(shù)驗證機、S-97“侵襲者”）、兼顧高速前飛和長續(xù)航的傾轉(zhuǎn)旋翼機（V-22“魚鷹”），以及多種不同構(gòu)型的重型運輸直升機[22]。

A160“蜂鳥”直升機（圖1（a）[21]）能夠在50%～100% 轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)尋求最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速[23]，實現(xiàn)低速長航時飛行，其續(xù)航里程超過4 000 km，續(xù)航時間在20 h 以上，但是存在由轉(zhuǎn)速變化引起的振動問題（可能導致墜機）；共軸剛性雙旋翼直升機（圖1（b）[24]）采用了前行槳葉概念（ABC 旋翼），在高速前飛時降低旋翼轉(zhuǎn)速可以避免前行槳葉的激波失速，進一步提升最大前飛速度，同時降低了需用功率、振動和噪聲水平，提高了載荷和操縱性能[6]。傾轉(zhuǎn)旋翼機（圖1（c）[25]）在垂直起降和空中懸停時增加旋翼轉(zhuǎn)速能提供足夠的升力，在高速巡航時降低旋翼轉(zhuǎn)速能減少前飛阻力、降低燃油消耗，從而增加續(xù)航時間和續(xù)航里程[26]。其中，后兩種直升機也是復合高速直升機的典型代表[27]。

2 旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機飛行性能和飛行品質(zhì)的影響

開展旋翼變轉(zhuǎn)速對直升機性能影響的分析研究來探明旋翼轉(zhuǎn)速與直升機性能參數(shù)的關(guān)系是變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)走向工程應用的前提條件和首要任務(wù)。

2.1 旋翼轉(zhuǎn)速變化對飛行性能的影響

直升機的飛行性能主要包括需用功率、懸停性能、巡航性能和機動性能等。Karem[21]、Schrage[28]、Bowen-Davies 等[29]、Berry 等[30-31]、徐明等[32]、Amri 等[33]和查倩雯[34]先后開展了旋翼變轉(zhuǎn)速對需用功率影響的研究，發(fā)現(xiàn)降低旋翼的轉(zhuǎn)速能降低旋翼需用功率。其中，Karem 等[21]最早提出以最低需用功率對應的轉(zhuǎn)速作為最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速，并探究了不同飛行質(zhì)量、飛行高度和飛行速度下最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速的差異；Bowen-Davies 等[29]和Berry等[30-31]通過風洞實驗驗證了上述結(jié)論的可靠性；Amri 等[33]則基于不同傳動系統(tǒng)變速方案來研究旋翼轉(zhuǎn)速與需用功率的變化關(guān)系。Steiner 等[35]、韓東[36]、劉士明等[37]、楊悅[38]、池騁等[39]和Shan 等[40]還發(fā)現(xiàn)不同旋翼轉(zhuǎn)速下需用功率隨飛行速度的增加先降低后增加，整體呈“馬鞍形”，而隨飛行質(zhì)量和飛行高度的增加而增加，近似呈線性關(guān)系。此外，韓東[36]發(fā)現(xiàn)在低旋翼轉(zhuǎn)速區(qū)間，需用功率與旋翼轉(zhuǎn)速的函數(shù)曲線趨于平緩，繼續(xù)降低旋翼轉(zhuǎn)速并不能有效降低需用功率甚至在高速時還導致需用功率增加（圖2）；劉士明等[37]發(fā)現(xiàn)在輕載荷、低空、中低速前飛的狀態(tài)下降低旋翼轉(zhuǎn)速能實現(xiàn)更高比例需用功率的減少；楊悅[38]和徐明[41]從氣動特性的角度解釋了上述現(xiàn)象的成因。由此可知，旋翼轉(zhuǎn)速并非越低越好，只有在合理的區(qū)間內(nèi)降低旋翼轉(zhuǎn)速才能保證有效地降低需用功率。此外，上述研究均發(fā)現(xiàn)：相較于降低誘導功率和廢阻功率，降低旋翼轉(zhuǎn)速對降低型阻功率貢獻率更高，因此可以認為最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速是通過最小化型阻功率來優(yōu)化需用功率的。

Han 等[42]對比了各種變體旋翼技術(shù)對需用功率的影響，認為變旋翼轉(zhuǎn)速和變旋翼直徑均能降低需用功率[43-45]，變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)能實現(xiàn)全速度區(qū)間需用功率的降低，但在高速區(qū)間對需用功率的降低程度不如變旋翼直徑技術(shù)，因此，可將二者結(jié)合實現(xiàn)最大需用功率降低的最大化[46]。Han 等[47]還對比了3 種尾槳調(diào)速方案（恒轉(zhuǎn)速、隨主旋翼轉(zhuǎn)速同向變化、獨立調(diào)速）對尾槳功率的影響（由于尾槳需用功率占比較小，此前研究均忽略不計），結(jié)果表明尾槳獨立調(diào)速更能實現(xiàn)功率節(jié)省。

部分學者還研究了旋翼轉(zhuǎn)速變化對懸停和續(xù)航性能的影響。尹崇等[48]通過風洞模型實驗研究了不同總重、不同外界環(huán)境下旋翼變轉(zhuǎn)速對直升機有地效和無地效懸停性能的影響，發(fā)現(xiàn)懸停效率隨轉(zhuǎn)速增加先增加后降低并揭示了其機理。劉士明等[37]和吳裕平等[49]探究了最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速和固定旋翼轉(zhuǎn)速對續(xù)航性能影響的差異，發(fā)現(xiàn)最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速在中等速度和較低重量下能顯著提升航程和航時。此前研究較少考慮發(fā)動機最優(yōu)轉(zhuǎn)速區(qū)間限制，徐明[41]則考慮了發(fā)動機的高效區(qū)間限制，以旋翼需用功率減少量與發(fā)動機功率損失量的差值作為直升機性能的提升量，研究表明最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速不僅能提高懸停性能和續(xù)航能力，還能提高巡航載荷，更適合經(jīng)常處于懸停和中速飛行狀態(tài)的無人直升機和重型運輸直升機。Prouty[50]和Diottavio 等[51]綜合分析了變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)在提升懸停效率、最大飛行高度、最大前飛速度、最大航程和航時以及最小燃油消耗等方面性能指標上的優(yōu)勢和潛力；Goi 等[52]和Iwata 等[53]還發(fā)現(xiàn)通過增加旋翼轉(zhuǎn)速能夠提高旋翼需用功率，縮短爬升的時間，提高機動性。

2.2 旋翼轉(zhuǎn)速變化對配平操穩(wěn)性能的影響

旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機的配平、操縱性能和穩(wěn)定性能也有重要影響。文獻[35-36，38-39，54-58]報道了旋翼變轉(zhuǎn)速對直升機配平操縱性和穩(wěn)定性影響的研究。Steiner 等[35]以UH-60“黑鷹”直升機為研究對象，研究了在±15%全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)變速對總距、縱/橫向周期變距和姿態(tài)角等配平參數(shù)的影響。韓東[36]在配平分析中發(fā)現(xiàn)：旋翼轉(zhuǎn)速與縱向周期變距近似正相關(guān)，而與總距、橫向變距近似負相關(guān)（圖3（a）[36]），并且在低轉(zhuǎn)速區(qū)更明顯；縱向傾斜角隨旋翼轉(zhuǎn)速增加呈先減小后增加的趨勢，而橫向傾斜角與旋翼轉(zhuǎn)速近似負相關(guān)（圖3（b）[36]）。楊悅[38]還發(fā)現(xiàn)降低旋翼轉(zhuǎn)速可以增強旋翼的迎角穩(wěn)定性。Datta 等[54]在風洞實驗室對UH-60A 直升機的操縱量進行測試，分析發(fā)現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速過低導致的后行槳葉動態(tài)失速可能引發(fā)配平問題，因此，旋翼轉(zhuǎn)速不能降得過低。徐明等[56]在操穩(wěn)性研究中發(fā)現(xiàn)優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速在改善迎角穩(wěn)定性的同時會降低操縱性，而增加槳葉彈性剛度的作用正好相反，因此，可以將二者結(jié)合來保證較優(yōu)的操穩(wěn)性能。裴詩源等[57]研究了懸停和前飛模式下旋翼轉(zhuǎn)速變化對俯仰、滾轉(zhuǎn)等方面性能的影響，發(fā)現(xiàn)降低旋翼轉(zhuǎn)速會降低俯仰和滾轉(zhuǎn)的操縱品質(zhì)并加劇操縱耦合。

2.3 旋翼轉(zhuǎn)速變化對振動和噪聲的影響

旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機的振動、噪聲等方面性能的影響也很明顯。旋翼轉(zhuǎn)速的變化會使旋翼各階載荷頻率靠近甚至跨越機體的固有頻率從而引發(fā)較嚴重的共振問題[59]。Datta 等[54]通過風洞試驗發(fā)現(xiàn)低轉(zhuǎn)速高前進比狀態(tài)下的旋翼振動載荷與正常轉(zhuǎn)速低前進比狀態(tài)下相比更大，且隨著旋翼轉(zhuǎn)速的降低，后行側(cè)小拉桿上存在瞬態(tài)沖擊載荷現(xiàn)象，這主要是由后行槳葉反流區(qū)擴大、旋翼左右氣流的不對稱性加劇引起的。Bowen-Davies 等[29]和Berry 等[30-31]通過風洞實驗研究了旋翼轉(zhuǎn)速變化對旋翼系統(tǒng)振動特性的影響，分別測試了87%、78% 和65% 正常旋翼轉(zhuǎn)速下0.29R（R 為槳葉半徑）槳葉剖面處的振動載荷，結(jié)果表明，降低旋翼轉(zhuǎn)速可有效減小槳轂4/rev（4 片槳葉）的振動載荷（垂向和縱向）；查倩雯[34]則通過理論計算100%、90% 和80% 正常旋翼轉(zhuǎn)速下0.5R 和0.8R 剖面處的揮舞彎矩和擺振彎矩，發(fā)現(xiàn)在不同飛行速度下隨著旋翼轉(zhuǎn)速降低其幅值均減小并產(chǎn)生更多的諧波分量，且在靠近槳尖位置的槳葉動載荷表現(xiàn)出更多高階諧波載荷成分，吳凱華[60]也得到類似結(jié)論。Han 等[61]對變轉(zhuǎn)速旋翼通過共振區(qū)的擺振載荷問題進行理論研究，發(fā)現(xiàn)當1 階頻率等于2 倍旋翼轉(zhuǎn)速時，槳根的擺振彎矩突然增加；韓東[62]研究了變轉(zhuǎn)速旋翼前3 階槳根載荷隨旋翼轉(zhuǎn)速變化的情況，發(fā)現(xiàn)揮舞和擺振載荷水平較高；黃東盛[63]探討了旋翼槳根揮舞和擺振方向的低階載荷隨旋翼轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系，發(fā)現(xiàn)降低旋翼轉(zhuǎn)速有利于降低旋翼擺振載荷均值，在低轉(zhuǎn)速時降低旋翼轉(zhuǎn)速會導致?lián)]舞和擺振載荷前3 階幅值較大，旋翼轉(zhuǎn)速在擺振1 階共振轉(zhuǎn)速附近時揮舞和擺振前2 階載荷明顯突增。池騁等[39]研究了旋翼轉(zhuǎn)速與槳轂振動水平的相關(guān)性，發(fā)現(xiàn)在各前飛速度下槳轂振動水平均隨旋翼轉(zhuǎn)速降低而增加，在大前飛速度下不同旋翼轉(zhuǎn)速對應的槳轂振動差異尤其明顯。此外，孫宇[64]發(fā)現(xiàn)提高旋翼槳葉的剛度可以降低低頻狀態(tài)下的振動頻率幅值，從而明顯降低旋翼在轉(zhuǎn)速變化中的振動。目前，關(guān)于噪聲與旋翼轉(zhuǎn)速變化關(guān)系的研究較少。Iwata[65]以采用變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的民用直升機為對象研究轉(zhuǎn)速與噪聲的關(guān)系，結(jié)果表明當旋翼轉(zhuǎn)速下降15%時，噪聲減小約5db。池騁等[39]研究發(fā)現(xiàn)氣動噪聲整體上隨旋翼轉(zhuǎn)速降低而降低，在高速區(qū)間較大和較小的旋翼轉(zhuǎn)速都會增加載荷噪聲，而厚度噪聲在各速度段均隨著旋翼轉(zhuǎn)速降低而降低，對整體噪聲貢獻相對更明顯。

3 變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制研究

變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機性能影響分析有力地推進了后續(xù)變旋翼轉(zhuǎn)速相關(guān)技術(shù)，尤其是變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化與控制技術(shù)的研究與發(fā)展。本節(jié)從變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制和由變旋翼轉(zhuǎn)速衍生的控制問題兩方面切入，綜述目前國內(nèi)外的相關(guān)文獻，以期厘清關(guān)鍵點和難點，為后續(xù)研究提供參考。

3.1 變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化原理

圖4 為裝有動力渦輪的渦軸發(fā)動機特性曲線圖[66]，圖中，Pe為發(fā)動機相對輸出功率，Np為動力渦輪相對轉(zhuǎn)速，Ng為燃氣渦輪相對轉(zhuǎn)速?？梢园l(fā)現(xiàn)：Pe隨著Np增加先增加后降低，存在一個動力渦輪效率最高點（每條曲線上的凸點）；隨著Pe和Ng降低，動力渦輪效率最高點對應的動力渦輪相對轉(zhuǎn)速也相應地降低（如圖中虛線所示）。不同飛行狀態(tài)下旋翼的需用功率不同，對應的發(fā)動機相對輸出功率也不同，通過求解不同條件下的最優(yōu)動力渦輪相對轉(zhuǎn)速可以在保證發(fā)動機相對輸出功率的前提下提升效率。

3.2 變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化與控制

早期的變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化與控制研究僅針對旋翼或發(fā)動機單獨研究，忽略了兩者之間的高度耦合性和非線性時變性。僅針對旋翼端獨立開展變旋翼轉(zhuǎn)速研究，將需用功率最低等效為發(fā)動機燃油消耗最小，求解最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速。由圖4 可知這很可能導致動力渦輪效率偏離其最大值點（曲線的凸點），增加燃油消耗率，此時的最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速未必對應最佳燃油經(jīng)濟性，這很好地解釋了最小需用功率對應的最優(yōu)動力渦輪轉(zhuǎn)速和最低發(fā)動機油耗對應的最優(yōu)動力渦輪轉(zhuǎn)速并不完全一致的現(xiàn)象[50，67] （在懸停狀態(tài)，變化趨勢相反）和基于最小需用功率的最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速反而導致油耗增高的現(xiàn)象[68-69]。僅針對發(fā)動機端獨立開展變旋翼轉(zhuǎn)速研究，以燃油消耗率最小為優(yōu)化目標求得的最優(yōu)動力渦輪轉(zhuǎn)速只能在局部工況下（如懸停）實現(xiàn)直升機/發(fā)動機綜合效率最優(yōu)[69]。因此，需要綜合考慮直升機需用功率和發(fā)動機效率來優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速。

部分學者以直升機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)為研究對象，開展了相關(guān)的轉(zhuǎn)速優(yōu)化與控制研究。在變旋翼轉(zhuǎn)速條件下，旋翼需用功率是由旋翼轉(zhuǎn)速和旋翼操縱量共同決定的。姚文榮等[66，70] 通過線性規(guī)劃（linearprogramming，LP）算法求解動力渦輪轉(zhuǎn)速與操縱量的匹配值來優(yōu)化需用功率并使發(fā)動機處于最佳效率點，從而實現(xiàn)巡航條件下變旋翼轉(zhuǎn)速的優(yōu)化。但LP 在性能尋優(yōu)計算中存在精度不足的問題。為此，張海波等[71]采用非線性最小二乘算法（Levenberg-Marquarat，L-M）和一維最優(yōu)搜索算法對旋翼最小需用功率進行尋優(yōu)，并進一步提出了先優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速（或動力渦輪轉(zhuǎn)速）再優(yōu)化操縱量的串級優(yōu)化策略。汪勇等[72]考慮求解的實時性和最優(yōu)槳葉載荷的邊界限制，采用黃金分割法求解直升機/發(fā)動機系統(tǒng)的綜合最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速。寧景濤[73]發(fā)現(xiàn)閉環(huán)發(fā)動機轉(zhuǎn)速控制和無級變速傳動系統(tǒng)轉(zhuǎn)速控制2 種模式下動力渦輪轉(zhuǎn)速存在強不一致性，為保證旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化的工況適應性提出了一種可調(diào)因子控制策略：設(shè)計變速系數(shù)a0，根據(jù)不同飛行條件動態(tài)調(diào)節(jié)動力渦輪變速系數(shù)a1和無級變速系數(shù)a2的值。

3.3 變旋翼轉(zhuǎn)速衍生的控制問題

變旋翼轉(zhuǎn)速帶來一系列的問題，如：轉(zhuǎn)速跳變導致傳動系統(tǒng)功率損失、變旋翼轉(zhuǎn)速過程中的動力渦輪轉(zhuǎn)速超調(diào)、下垂抑制和動態(tài)響應延遲等，這些問題亟待解決。本部分主要介紹變旋翼轉(zhuǎn)速衍生的控制問題及其解決方法。

Litt 等[75]和陳國強等[76-77]等基于雙發(fā)動機配置和離散變速傳動系統(tǒng)設(shè)計了扭矩序列轉(zhuǎn)移控制方法，使在變旋翼轉(zhuǎn)速過程中旋翼端始終與發(fā)動機輸出端相連，避免了旋翼轉(zhuǎn)速失控和由轉(zhuǎn)速不同步造成的功率損失；陳名楊[78]則研究了多發(fā)動機配置下的扭矩序列轉(zhuǎn)移控制問題。圖5 以雙發(fā)配置為例簡述其控制策略：在恒轉(zhuǎn)速階段，2 臺發(fā)動機平分旋翼需求扭矩；在變轉(zhuǎn)速階段，發(fā)動機1 增加扭矩，發(fā)動機2 減小扭矩至特定閾值后系統(tǒng)控制離合器斷開，此時發(fā)動機1 獨立提供需用功率并實現(xiàn)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)；發(fā)動機2 調(diào)整轉(zhuǎn)速至與發(fā)動機1 處于同一轉(zhuǎn)速重疊區(qū)時，再次與旋翼端接合，重新恢復雙發(fā)模式。

圖5 中，Tq1、Tq2和Tqmr分別表示發(fā)動機1、發(fā)動機2 和主減速器的輸出扭矩；W為發(fā)動機的需求功率；Np1、Np2分別表示發(fā)動機1 和發(fā)動機2 的轉(zhuǎn)速。

以上控制策略與直接采用無級變速轉(zhuǎn)速控制相比更繁瑣。姚文榮等[79]基于無級變速傳動系統(tǒng)模型進行變旋翼轉(zhuǎn)速控制研究，飛行控制系統(tǒng)根據(jù)求解的最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速發(fā)送參考傳動比至無級變速控制系統(tǒng)，從而在動力渦輪轉(zhuǎn)速基本不變的條件下實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速連續(xù)可調(diào)，但是該方案的落地還有賴于無級變速傳動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計的實現(xiàn)。因此，目前較可行的方案就是基于發(fā)動機/直升機綜合系統(tǒng)實現(xiàn)變旋翼轉(zhuǎn)速控制。

當前基于發(fā)動機/直升機綜合系統(tǒng)實現(xiàn)變旋翼轉(zhuǎn)速控制還需要解決變轉(zhuǎn)速帶來的強扭矩擾動造成的轉(zhuǎn)速超調(diào)/下垂、功率跟隨遲緩和振動載荷增大等問題。恒轉(zhuǎn)速控制過程中同樣存在動力渦輪轉(zhuǎn)速超調(diào)/下垂問題，為解決該問題先后產(chǎn)生了串級PID（proportional integral derivative）、總距/扭矩前饋控制、自抗擾控制（active disturbance rejection control，ADRC）和非線性模型預測控制（nonlinear model predictive control，NMPC）等方法。其中，ADRC 最早由韓京清[80]提出，能夠通過在線估計并動態(tài)補償未知干擾，控制效果好于PID；NMPC 則能夠預測旋翼扭矩和發(fā)動機動態(tài)響應，在處理有擾動、時滯和強非線性的復雜系統(tǒng)時具有優(yōu)勢。變旋翼轉(zhuǎn)速條件下，需用功率由總距、周期變距、旋翼轉(zhuǎn)速等共同表征，并且動力渦輪轉(zhuǎn)速受扭矩擾動作用加劇，動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)和下垂問題比恒轉(zhuǎn)速條件下更復雜。為此，扭矩前饋控制[81]、多變量魯棒控制結(jié)合ADRC 方法[82]、H2/H∞魯棒控制結(jié)合帶扭矩前饋的ADRC 方法[76-77]、帶扭矩前饋的串級ADRC 控制[73，83]等被引入到旋翼變轉(zhuǎn)速控制中，數(shù)字仿真表明帶扭矩前饋的串級ADRC 控制能使轉(zhuǎn)速變化更平穩(wěn)，超調(diào)和下垂抑制更明顯，負載響應更快速。此外，居新星[84]、汪勇等[85]和Wang 等[86]建立了適用于變旋翼轉(zhuǎn)速控制過程的NMPC 模型，同樣能有效抑制變旋翼轉(zhuǎn)速控制過程中的動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)和下垂，實現(xiàn)發(fā)動機的快速響應；顏秋英等[87]通過設(shè)計增量式非線性動態(tài)逆飛行控制器，降低了爬升時速度和變動力渦輪轉(zhuǎn)速的超調(diào)；Wang 等[88]設(shè)計了線性變參數(shù)/動態(tài)反演控制器，實現(xiàn)了渦軸發(fā)動機變轉(zhuǎn)速的快速響應控制。變旋翼轉(zhuǎn)速條件下振動載荷頻率發(fā)生變化，針對固定旋翼轉(zhuǎn)速直升機的振動控制應用在變旋翼轉(zhuǎn)速直升機上的振動抑制效果降低甚至失效。馬勝明[89]采用加裝變頻液彈吸振器的方法，根據(jù)旋翼轉(zhuǎn)速的變化來調(diào)節(jié)旋翼的調(diào)諧頻率，從而抑制槳葉的擺振載荷。此外，旋翼轉(zhuǎn)速變化引起的諧波基函數(shù)誤差和作動器與測點的頻響函數(shù)誤差可能導致振動控制發(fā)散。郎凱等[90]提出了一種基于滑膜輸出反饋算法和歸一化步長方法的混合控制方法用于振動主動控制，結(jié)果表明能實時跟蹤旋翼載荷頻率和自適應調(diào)節(jié)控制參數(shù)，從而有效抑制機體振動。

4 變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的實現(xiàn)方案

優(yōu)化與控制問題關(guān)乎變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)能否實現(xiàn)預期功能，而實現(xiàn)變旋翼轉(zhuǎn)速的結(jié)構(gòu)設(shè)計才是其能否走向工程應用的關(guān)鍵所在。隨著直升機設(shè)計水平的提升，變旋翼轉(zhuǎn)速已經(jīng)具備技術(shù)上的可行性，表1 為目前采用變旋翼轉(zhuǎn)速設(shè)計的機型。由表1 可知，目前變旋翼轉(zhuǎn)速的實現(xiàn)方案主要有2 種：發(fā)動機變速（+固定傳動比傳動）和傳動系統(tǒng)變速（+發(fā)動機轉(zhuǎn)速恒定）。本節(jié)主要綜述這2 種實現(xiàn)方案的相關(guān)研究。

4.1 發(fā)動機變速

發(fā)動機變速（動力渦輪變轉(zhuǎn)速），即通過調(diào)節(jié)發(fā)動機輸出軸轉(zhuǎn)速來改變主旋翼輸出轉(zhuǎn)速，能夠避免傳動系統(tǒng)質(zhì)量增加，同時實現(xiàn)主旋翼轉(zhuǎn)速的連續(xù)可調(diào)，是變旋翼轉(zhuǎn)速的理想實現(xiàn)方案。然而，常規(guī)的動力渦輪設(shè)計通常只能在較窄范圍內(nèi)保證發(fā)動機的高效運行[92]，限制了轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)范圍，因此效能提升有限。渦軸發(fā)動機的燃氣渦輪和動力渦輪之間僅有氣動聯(lián)系，可以通過調(diào)整動力渦輪轉(zhuǎn)速實現(xiàn)寬范圍連續(xù)變轉(zhuǎn)速（50%～100%）。自20 世紀90 年代以來，美國在軍用和民用領(lǐng)域分別開展了變轉(zhuǎn)速動力渦輪（variable speed power turbine，VSPT）的研究。其中，美國軍方的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機搭載了具有兩級變轉(zhuǎn)速動力渦輪的AE1107C 發(fā)動機，但是只能實現(xiàn)81%（巡航）和100%（起飛）2 個轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)[93]。在民用領(lǐng)域，GE 公司在NASA Lewis ResearchCenter 的資助下設(shè)計了包括固定幾何動力渦輪和變幾何動力渦輪在內(nèi)的8 種變轉(zhuǎn)速動力渦輪；NASA GlennResearch Center 在大型民用傾轉(zhuǎn)旋翼機項目（large civil tilt rotor aircraft project，LCTR）中設(shè)計了6 種變轉(zhuǎn)速動力渦輪[94-95]。先進變轉(zhuǎn)速動力渦輪計劃（advanced variable speed power turbine，AVSPT）中針對傾轉(zhuǎn)旋翼機設(shè)計的發(fā)動機能實現(xiàn)55%～105% 的轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)，技術(shù)成熟度達到TRL4[96] （technology readiness level，TRL）。然而目前的變轉(zhuǎn)速動力渦輪設(shè)計方案均不同程度地面臨結(jié)構(gòu)復雜、質(zhì)量大、可靠性低、成本偏高等問題，還處于概念設(shè)計階段。

目前變轉(zhuǎn)速動力渦輪的研究難點仍然是渦輪效率問題，要求在實現(xiàn)變轉(zhuǎn)速的同時還要保證渦輪高效穩(wěn)定的功率輸出，而渦輪效率主要與渦輪載荷、葉型攻角、雷諾數(shù)有關(guān)，因此在以下方面還面臨關(guān)鍵技術(shù)難題。

1）渦輪載荷較大問題：渦輪轉(zhuǎn)速降低造成的級載荷增加是巡航工況下渦輪效率降低的主因。增加渦輪級數(shù)可以有效降低級載荷，但會造成葉型攻角變化過大而導致氣動損失[12]。因此，通過合理地選擇級數(shù)和其他葉型攻角變化抑制技術(shù)來保證高載荷下的渦輪效率對變轉(zhuǎn)速動力渦輪至關(guān)重要。

2）葉型攻角變化較大問題：隨渦輪轉(zhuǎn)速降低葉型攻角會偏離設(shè)計值，導致氣動性能惡化，渦輪效率降低。寬攻角適應性葉型設(shè)計和可變導葉與動葉設(shè)計能有效解決葉型攻角損失，但是會造成間隙泄漏、增加重量和控制復雜度等問題[66]。

3）低雷諾數(shù)問題：低雷諾數(shù)問題使得前2 個問題造成的氣動問題更加突出。將動力渦輪設(shè)計點設(shè)置在巡航速度附近能夠彌補部分效率損失，但是并沒有根本上解決低雷諾數(shù)環(huán)境下高負荷大葉型攻角造成的效率降低問題[10，97-98]。

4.2 傳動系統(tǒng)變速

傳動系統(tǒng)變速技術(shù)既可以實現(xiàn)50%～100% 寬范圍的轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)，又具有較高的技術(shù)成熟度，因此成為發(fā)動機變速的理想替代方案。目前變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型主要有兩級變速傳動構(gòu)型和無級變速傳動構(gòu)型2 種。本節(jié)整理歸納了在傳動系統(tǒng)變速構(gòu)型方面的研究，以期為未來研究提供參考。

4.2.1 兩級變速方案

吳裕平等[49]對有限級變速展開了研究，發(fā)現(xiàn)多級變速并不能比兩級變速更高效地降低需要功率，反倒會使結(jié)構(gòu)設(shè)計更復雜和成本劇增。目前，兩級變速傳動是最多的有限級變速方案，基本都是離合器和齒輪的組合傳動模式[99]，且部分構(gòu)型設(shè)計已經(jīng)應用于部分機型（表1）。目前主要有如下幾種兩級變速傳動構(gòu)型。

1） 離合器-行星齒輪構(gòu)型

行星輪系因為傳動效率高、傳動比范圍大、負載能力強、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點在變速傳動系統(tǒng)中應用廣泛[16]。目前含有行星輪系的兩級變速傳動構(gòu)型如下。

a）定軸行星齒輪構(gòu)型[100]。該構(gòu)型（圖6）最早由NASA Glenn Research Center 提出。摩擦離合器接合時，動力經(jīng)過太陽輪1 直接由輸出端高速輸出；摩擦離合器斷開時，動力從太陽輪1 到行星齒輪2 再到齒圈3，超越離合器接合，由輸出端低速輸出。該構(gòu)型存在低速級輸入和輸出方向相反的缺點。

b）改進型定軸行星齒輪構(gòu)型[14]。為克服原設(shè)計的缺點，NASA Glenn Research Center 分別設(shè)計了3 種不同的方案保證高、低速時動力的同向輸出。

定軸雙星惰輪構(gòu)型（圖7）在低速路徑上增加一個行星輪充當惰輪，在不改變傳動比的情況下改變旋轉(zhuǎn)方向。該方案結(jié)構(gòu)緊湊，技術(shù)成熟，但是行星輪間的均載設(shè)計較困難。

反向定軸雙星構(gòu)型（圖8）在低速路徑的輸出側(cè)增加了行星齒輪4 和齒圈5，實現(xiàn)動力反向輸出。該構(gòu)型一定程度上解決了均載問題，但結(jié)構(gòu)復雜。

定軸行星齒輪-面齒輪構(gòu)型（圖9）在低速路徑上增設(shè)面齒輪4、面齒輪6 和直齒輪5。面齒輪4 設(shè)計為惰輪，實現(xiàn)高、低速輸出轉(zhuǎn)向相同；此外，面齒輪還能保證均載。該構(gòu)型利用了面齒輪均載特性好、傳動更平穩(wěn)的特點[101-104]，但是需要解決面齒輪的加工問題。

2） 偏置復合齒輪構(gòu)型[13，105]

該構(gòu)型（圖10）中偏置復合齒輪輸入端的內(nèi)齒輪和輸出端的外齒輪使用了相同的中徑，可以串聯(lián)嚙合實現(xiàn)減速傳動。離合器接合時，動力直接經(jīng)過太陽輪和離合器由輸出端高速輸出；離合器分離時，動力經(jīng)過偏置復合齒輪由輸出軸低速輸出。該構(gòu)型結(jié)構(gòu)簡單、技術(shù)成熟，但軸向尺寸較大[18]。

3） 離合器-超越齒輪構(gòu)型[106-108]

西科斯基公司和貝爾公司的專利中都包含此種構(gòu)型（圖11）。摩擦離合器接合時，動力直接經(jīng)摩擦離合器傳遞至輸出端高速輸出，此時齒輪3 的轉(zhuǎn)速高于齒輪2 而處于自由狀態(tài)；離合器分離時，動力需要經(jīng)過齒輪1、齒輪2、超越離合器、超越齒輪3 傳遞至輸出端，通過2 次減速實現(xiàn)低速輸出，并保證高、低速輸出轉(zhuǎn)向相同。該構(gòu)型簡單易行，但傳動鏈路較長。

4） 離合器-差動輪系構(gòu)型

差動輪系能夠?qū)崿F(xiàn)大傳動比范圍的平穩(wěn)傳動，且具有體積小、承載能力強的特點，常用于變速機構(gòu)的設(shè)計中[109-110]。目前有單離合器-差動輪系構(gòu)型[103] （圖12（a））和雙離合器-差動輪系構(gòu)型[111] （圖12（b））2 種兩級變速構(gòu)型。

對于單離合器-差動輪系構(gòu)型，摩擦離合器分離時，自由輪鎖死，動力直接從輸出軸到太陽輪6，然后經(jīng)行星齒輪5、齒圈4 和行星架高速輸出；摩擦離合器接合時，自由輪放松，動力分2 路傳遞，一路經(jīng)齒輪1、齒輪2、摩擦離合器、齒輪3 和齒圈4 傳遞，一路直接到太陽輪6，2 路動力匯總后由行星架低速輸出。該構(gòu)型結(jié)構(gòu)簡單、可行性高，但是傳動受配齒精度影響明顯。雙離合器-差動輪系構(gòu)型實質(zhì)上就是用超越離合器替換自由輪，然后再對稱布置一個摩擦離合器，動力傳遞過程類似。配齒困難、制造精度要求高、安裝困難是兩者的共性問題，而后者還存在控制復雜、對稱部位均載難以保證的問題。

此外，還存在一種雙離合兩級變速傳動構(gòu)型[100] （圖13），2 個離合器分別布置在同一軸向的2 根軸上。高速離合器（左側(cè)）接合時，低速離合器斷開，動力經(jīng)過機械機構(gòu)直接驅(qū)動軸2 高速輸出；低速離合器（右側(cè)）接合時，高速離合器斷開，動力經(jīng)過液力機構(gòu)驅(qū)動實現(xiàn)減速驅(qū)動軸2 低速輸出。

5） 外裝變速機構(gòu)構(gòu)型[112]

西科斯基公司的專利中還通過外裝變速機構(gòu)實現(xiàn)輸出轉(zhuǎn)速的改變：方案1（圖14（a））在第三級減速齒輪上加裝變速裝置30A、30B（圖中紅色方框部分）；方案二（圖14（b））在主減速器輸出軸加裝變速裝置110（圖中紅色方框部分）。專利中缺乏變速機構(gòu)具體結(jié)構(gòu)的描述，推測應該也是離合器和齒輪傳動的組合結(jié)構(gòu)。

4.2.2 無級變速方案

兩級變速主要針對直升機懸停和巡航工況，在高、低速切換過程中會發(fā)生轉(zhuǎn)速跳變和不同步現(xiàn)象，導致振動沖擊和功率損失，而無級變速傳動則能夠輕易實現(xiàn)連續(xù)、平穩(wěn)的轉(zhuǎn)速調(diào)整，因而更適合最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速直升機，但由于設(shè)計復雜度較高，目前整體上仍處于概念研究階段。

無級變速來源于Torotrak 公司的專利，2003 年SAE 年會正式提出無級變速的概念。目前，無級變速傳動主要應用于風機領(lǐng)域和汽車傳動領(lǐng)域。NASA Glenn Research Center 在其專利中最早提出雙輸入差動輪系無級變速傳動構(gòu)型[100] （圖15（a））：發(fā)動機2 與控制輪相連間接改變行星齒輪的轉(zhuǎn)速從而實現(xiàn)差動輸出。當發(fā)動機1 和發(fā)動機2 轉(zhuǎn)速相同、轉(zhuǎn)向相反時，可實現(xiàn)高速輸出；當發(fā)動機1 全轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，而發(fā)動機2 減速旋轉(zhuǎn)時，可實現(xiàn)輸出轉(zhuǎn)速在指定范圍內(nèi)的連續(xù)變化。實際上，發(fā)動機2 也可以由電機、速度控制器、超環(huán)面機械變速機構(gòu)（toroidal driver）等代替[13]。此外，可以在行星輪系和控制輪之間加裝惰輪（圖15（b））保證輸入與輸出同向。此外，Lemanski 等[113]提出了一種差動無級變速傳動（pericyclic continuously variable transmission）的創(chuàng)新構(gòu)型，由滾輪和凸輪正嚙合實現(xiàn)變速傳動，與行星齒輪設(shè)計相比能大幅降低傳動系統(tǒng)重量[114-117]。

綜上，兩級變速傳動構(gòu)型和無極變速傳動構(gòu)型均能滿足基本的變旋翼轉(zhuǎn)速需求，但兩者在結(jié)構(gòu)設(shè)計、功能實現(xiàn)、適用性等多方面存在差別，同時也存在一些共性問題，歸結(jié)如下。

1） 結(jié)構(gòu)設(shè)計：兩級變速只需針對懸停和巡航狀態(tài)在兩個速度設(shè)計點進行切換，結(jié)構(gòu)相對簡單，而無級變速需要連續(xù)調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，因而其結(jié)構(gòu)設(shè)計更加復雜。

2） 功能實現(xiàn)：兩級變速只能在高低2 個設(shè)計速度點實現(xiàn)效率最優(yōu)，在高、低轉(zhuǎn)速切換過程中還存在轉(zhuǎn)速跳轉(zhuǎn)和功率損失問題，離合器長時間接合還會導致摩擦發(fā)熱[118]。無級變速能有效避免上述問題，同時拓寬了不同飛行狀態(tài)下實現(xiàn)最優(yōu)旋翼轉(zhuǎn)速的可能性。

3） 適用性：無級變速更適合飛行狀態(tài)變化頻繁的最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼直升機，而兩級變速與長期處于懸停和巡航2 種工況的傾轉(zhuǎn)旋翼機更適配。

4） 共性問題：與固定傳動比傳動構(gòu)型相比，均不同程度地增加了傳動系統(tǒng)的重量和結(jié)構(gòu)復雜性，降低了機械傳動效率，這一定程度上抵消了變旋翼轉(zhuǎn)速帶來的能耗減少。此外，兩級變速主要通過離合器進行高、低轉(zhuǎn)速的切換，無級變速通過轉(zhuǎn)速控制裝置實現(xiàn)連續(xù)變速，均存在可靠性降低的問題。

5 總結(jié)與展望

變旋翼轉(zhuǎn)速直升機在提高飛行速度、減少燃油消耗、延長續(xù)航里程和續(xù)航時間及改善噪聲等方面優(yōu)勢明顯，同時也存在著共振風險增高、自轉(zhuǎn)安全性下降，以及結(jié)構(gòu)設(shè)計和控制復雜等問題。當前，變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機性能的影響研究較多且較成熟，這為變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)的深入研究和工程應用提供了理論基礎(chǔ)；基于發(fā)動機/直升機綜合系統(tǒng)對變旋翼轉(zhuǎn)速進行優(yōu)化與控制有利于提升發(fā)動機/直升機這一高耦合系統(tǒng)的整體效率；針對變旋翼轉(zhuǎn)速過程中的轉(zhuǎn)速超調(diào)、跳變、動態(tài)響應品質(zhì)變差和系統(tǒng)魯棒性降低等問題的研究進一步提升了直升機的綜合性能；變旋翼轉(zhuǎn)速的結(jié)構(gòu)實現(xiàn)（變轉(zhuǎn)速動力渦輪技術(shù)和變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計）問題的研究，極大地加快了變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)工程應用的步伐。然而，以上方面的研究仍存在諸多不足，面臨較多的理論和技術(shù)難題。文中從4 個方面對變旋翼轉(zhuǎn)速技術(shù)進行總結(jié)并展望其未來發(fā)展，內(nèi)容如下。

1）更普適、全面、詳盡和準確的直升機性能參數(shù)采集、計算和分析。目前大部分關(guān)于變旋翼轉(zhuǎn)速直升機性能分析的研究是基于模型計算分析或?qū)L洞測試數(shù)據(jù)經(jīng)性能分析軟件處理得出主要性能參數(shù)的變化規(guī)律，模型精度、實驗室測試與真實飛行工況的符合程度均會影響結(jié)論的準確可靠性。此外，大部分研究僅針對特定機型和定常穩(wěn)定飛行場景，并未驗證結(jié)論在其他機型和極端非定常場景（高速、大載荷、高海拔等）的適用性?；谝陨涎芯康贸龅睦碚撔猿晒糜谥笇嶋H變旋翼轉(zhuǎn)速設(shè)計可能存在一定偏差。因此，未來還需要通過更精確的計算模型、貼近真實工況的測試、更豐富的機型和更完備的性能參數(shù)評價指標進一步展開變旋翼轉(zhuǎn)速對直升機性能的影響研究。

2）變旋翼轉(zhuǎn)速綜合建模、優(yōu)化與控制的研究有待加強。限于研究條件，當前多數(shù)研究采用近似簡化模型，如采用簡化旋翼模型代替直升機模型、采用的模型缺乏飛行控制模塊、采用理想變速傳動模型等，忽略了模型精度和各子系統(tǒng)間耦合性的影響。當前的研究更多地專注于挖掘發(fā)動機/直升機系統(tǒng)的功率/能耗性能來優(yōu)化和控制旋翼轉(zhuǎn)速，而較少考慮最大飛行速度、最大航程和航時、機動性、穩(wěn)定性和聲學特性等性能指標實現(xiàn)更綜合的優(yōu)化與控制。此外，如何解決變旋翼轉(zhuǎn)速過程中的衍生問題，提升直升機的綜合性能和控制品質(zhì)，同樣值得深入研究。因此，未來有必要建立更精確、更完整和更綜合的變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化控制模型，實現(xiàn)直升機性能的綜合優(yōu)化和改善控制品質(zhì)。

3）變轉(zhuǎn)速動力渦輪和變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型的設(shè)計問題有待深入研究。變轉(zhuǎn)速動力渦輪需要在保證寬轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)范圍的同時保證高效率，如何通過結(jié)構(gòu)設(shè)計和優(yōu)化有效解決高載荷、低雷諾數(shù)、葉型攻角變化較大等影響動力渦輪效率的問題亟待繼續(xù)深入研究。兩級變速傳動是目前成熟度較高的方案，但難以實現(xiàn)連續(xù)調(diào)速，如何通過設(shè)計和控制實現(xiàn)準連續(xù)調(diào)速值得深入研究；無級變速傳動能實現(xiàn)寬范圍連續(xù)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)，工況適應性更好，是較為理想的方案，但目前技術(shù)可行性較低，結(jié)構(gòu)設(shè)計研究亟待加強。此外，質(zhì)量增加、結(jié)構(gòu)復雜、可靠性降低、傳動效率下降和齒輪加工困難等是變速傳動系統(tǒng)設(shè)計的共同難題，也是未來變速傳動研究的重點。

4）真實飛行工況下的測試驗證和工程應用有待落實。目前多數(shù)研究僅從理論研究和數(shù)字仿真試驗或半物理仿真試驗來展開變旋翼轉(zhuǎn)速的研究，理論的準確性和方法的可靠性亟待實物測試驗證。雖然部分變轉(zhuǎn)速動力渦輪和變速傳動系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計已經(jīng)應用于少量機型，但多數(shù)方案仍停留在專利或文獻中，亟待工程化。因此，有必要進一步完善設(shè)計和解決工程中的應用難題。

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（編輯 羅敏）