涡轮变几何技术的实践：70年演进、应用边界与未来趋势及技术突破

20世纪30至40年代，基于简单布雷顿循环的燃气涡轮发动机相继研制成功，开启了航空动力与工业动力技术革新的新纪元。此后近百年间，燃气轮机凭借其功率密度高、启动迅速、振动小、燃料适应性广等突出优势，在航空、航天、航海、陆用发电及机械驱动等领域获得广泛应用，成为现代工业体系中不可或缺的核心动力装备。然而，燃气轮机在实际运行中极少长期停留在设计点工况，车用领域的怠速/低速工况、船用领域的巡航工况、发电领域的部分负荷工况以及航空领域的起飞/巡航/降落等过渡工况，都对发动机的变工况性能提出了严苛要求。如何在尽可能宽的工作范围内保持高效率、高稳定性运行，始终是燃气轮机技术研究的核心命题。

科研人员很早就认识到，部件几何结构可变是突破固定几何构型变工况性能瓶颈的有效技术路径。20世纪40年代，NACA的Sinnette等率先开展轴流压气机静叶可调技术研究，发现调整静叶安装角能够显著提升压气机非设计转速下的峰值效率，为压气机变几何技术的发展奠定了理论基础。此后，压气机进口导叶可调、静叶可调技术逐步成熟，如今已成为各类先进燃气轮机的标准配置。与此同时，尾喷管面积可变技术也在20世纪40年代末期由NACA开展系统研究，证实其能够有效提升涡喷发动机的性能，并在后续战斗机发动机中获得广泛应用。

在压气机变几何与尾喷管变面积技术研究的基础上，研究人员开始探索涡轮部件几何可变的可行性。相较于压气机，涡轮部件处于高温、高压、高转速的极端工作环境中，且早期燃气轮机多采用单转子架构，涡轮与压气机直接耦合，这使得涡轮变几何技术在机械实现上面临更大挑战。1950年，NACA Lewis飞行推进实验室的Silvern等率先提出涡轮进口导叶可调的技术构想，认为通过涡轮导叶与尾喷管面积的协同调节，能够有效控制发动机流量、转速和压比，从而改善小推力工况下的燃油经济性。随后，Campbell等于1953年开展了首级导叶可调的两级涡轮设计与实验研究，首次验证了涡轮变几何在机械上的可实现性，同时也揭示了叶尖间隙增大所带来的效率损失问题。这些开创性工作开启了涡轮变几何技术研究的先河。

历经70余年的发展，涡轮变几何技术已从最初的理论构想走向工程应用，在车用、船用、发电用燃气轮机中获得广泛采用，并成为变循环航空发动机的关键支撑技术。然而，涡轮变几何的引入不可避免地带来端部间隙泄漏、攻角变化导致的分离损失、级间匹配改变等一系列复杂流动机理问题，如何在实现几何可调的同时尽可能降低气动损失，始终是研究的热点和难点。本文旨在系统梳理涡轮变几何技术的发展脉络，全面论述其在各领域的应用现状，深入分析关键技术的研究进展，并对未来发展趋势进行展望，以期为后续研究提供有价值的参考。

第一章 燃气涡轮发动机的发展背景

1.1 燃气轮机的技术起源与早期发展

燃气轮机的理论基础可追溯到19世纪布雷顿循环的提出，但真正意义上的实用化燃气涡轮发动机直至20世纪30年代才得以问世。1930年，英国的惠特尔（Whittle）获得了首台燃气涡轮发动机专利，并于1937年成功进行了地面试车；几乎在同一时期，德国的奥海因（Ohain）也独立研制出世界首架喷气式飞机He 178所使用的HeS 3发动机。这些开创性工作标志着燃气涡轮发动机时代的开启。

二战期间及战后，航空燃气轮机技术迎来高速发展期。轴流式压气机取代离心式压气机成为主流，涡轮前温度逐步提升，燃烧室效率不断改善。1944年，NACA的Sinnette等对轴流压气机工作范围过窄的问题展开分析，明确提出静叶安装角可调是有效的解决措施，并对NACA 8级轴流压气机进行了设计、制造及实验验证。这一研究不仅推动压气机变几何技术的发展，更重要的是使科研人员认识到部件几何可变对拓宽发动机工作范围的关键作用。

1.2变几何理念的拓展与涡轮变几何的提出

在压气机变几何技术取得进展的同时，研究人员将目光投向发动机的其他部件。1948至1949年，NACA相继开展尾喷管面积可变的涡喷发动机性能影响分析，证实尾喷管变面积能够有效调节发动机工作点，提升推力特性和燃油经济性。这些研究表明，在发动机的主要通流部件引入几何可变功能，能够从热力循环层面优化参数匹配，提升整机变工况性能。

1950年，NACA Lewis飞行推进实验室的Silvern等开始研究提升涡喷发动机小推力工况性能的技术途径。他们从热力循环分析出发指出，当发动机输出推力减小时，转速和压气机压比随之降低，而压比减小将导致循环效率下降。与单纯采用压气机变几何或尾喷管变面积相比，更为有效的调控方案应是涡轮进口导叶和尾喷管面积同时可调，通过控制涡轮通流能力来调节发动机转速、压比和燃烧室出口温度。研究结果表明，采用涡轮导叶可变的涡喷发动机在60%负荷下的比油耗可降低4.5%~17%。这一成果首次从整机性能层面论证了涡轮变几何的技术价值。

1953年，Campbell等在Silvern研究基础上，针对超声速飞行器用涡喷发动机开展了两级涡轮首级导叶可调的设计与实验研究。该两级涡轮应用于J40-WE-6涡喷发动机，海平面推力33362 N，压比5.0。实验结果表明，涡轮变几何在机械上是可行的，但叶尖间隙会带来负面影响——在特定涡轮膨胀比及折合转速下，增大喷嘴面积使得涡轮效率降低3%~4%。这一发现揭示了涡轮变几何技术面临的核心矛盾：几何可变带来的整机性能收益与部件效率损失之间的权衡。同年，Meyer等进一步研究了首级静叶可调与尾喷管面积可调的协同作用，证实通过两者的组合调节，可以在给定转速下实现压气机压比、涡轮进口温度、发动机推力等多种参数的控制。

1.3 分轴架构的出现与涡轮变几何应用空间的拓展

20世纪50年代以后，燃气轮机的应用领域从航空向船舶、车辆、工业发电等领域拓展。不同应用场景对发动机的性能要求存在显著差异：航空领域追求高推重比，对结构重量极为敏感；车用领域工况复杂，怠速/低速工作时间长，启停频繁，对部分负荷经济性要求高；船用领域则更关注巡航工况的燃油消耗和机动性。这种多样化的需求推动了燃气轮机架构的创新发展。

带动力涡轮的分轴式燃气轮机应运而生，其核心特征是压气机-高压涡轮组成的燃气发生器转子与动力涡轮转子在机械上解耦，动力涡轮独立输出功率。这种架构大大提升了涡轮变几何技术的应用空间——动力涡轮变几何成为调控燃气发生器与动力涡轮之间匹配关系的有效手段，可在不改变燃气发生器工作点的条件下调节输出功率，显著改善部分负荷性能。1967年，艾利逊公司的Cox系统研究了单转子简单/回热循环、单转子带动力涡轮简单/回热循环、涡扇发动机等不同架构中燃气发生器涡轮和动力涡轮变几何对性能的影响，指出涡轮变几何对各构型均有调控循环压比和循环温度的作用。这一研究为后续涡轮变几何技术的工程应用奠定了理论基础。

分轴架构的普及使得动力涡轮变几何几乎成为各类舰船用、车用及工业燃气轮机的标配。与航空发动机相比，地面和舰船用燃气轮机对重量和结构复杂性的容忍度较高，为涡轮变几何技术的工程实现提供了更宽松的条件。20世纪70年代以后，随着材料工艺、冷却技术和控制技术的发展，变几何涡轮逐步从实验室走向工程应用，并不断迭代优化。

第二章 涡轮变几何技术的应用现状

2.1 车用燃气轮机涡轮变几何技术

燃气轮机在车辆领域的应用探索由来已久，各技术先进国家从热力循环分析、架构选择、部件设计、整机试验等方面开展了系统研究。车用工况的特殊性在于：怠速/低速工况占比高、启停频繁、需具备倒车功能、负荷变化剧烈，这使得其对发动机的变工况性能要求远高于恒定工况运行的工业燃机。分轴架构被认为是最具适用性的车用燃气轮机方案，而动力涡轮变几何技术自始至终是改进车用燃气轮机性能的重要内容。

美国Lycoming公司在车用燃气轮机领域开展了长期深入研究。其研制的AGT1500燃气轮机是世界上最成功的车用燃气轮机之一，应用于M1艾布拉姆斯主战坦克。Lycoming公司系统研究了动力涡轮进口导叶调节对发动机性能的影响规律，获得了导叶开度与耗油率、高压涡轮进口温度之间的定量关系，并在AGT1500中实际应用了动力涡轮变几何技术。该技术使得AGT1500能够在较宽工况范围内保持较高的热效率，显著提升了坦克的机动性和燃油经济性。研究表明，通过调节动力涡轮导叶开度，可以在保持燃气发生器工作点基本不变的情况下改变输出功率，避免因降转速导致的压气机效率恶化。

前苏联在车用燃气轮机领域同样取得重要进展。GTD1250燃气轮机应用于T-80主战坦克，其技术方案中包含了动力涡轮导向器调节功能。前苏联科研人员不仅研究了动力涡轮变几何对性能的影响，还进一步探索了其在制动功能中的应用——通过将导叶调节至使气流朝向涡轮转子旋转相反的方向，可在涡轮中产生制动功率，实现辅助制动功能。这种将变几何技术拓展至辅助功能的思路，体现了对变几何潜力的深入挖掘。

国内学者对车用变几何涡轮的流动机理开展了更为细致的研究。侯建飞等针对三轴1000 kW燃气轮机的变几何动力涡轮开展了详细的三维数值模拟研究，结果表明：导叶开大后，动力涡轮动叶栅、静叶栅及排气道的性能均出现明显下降，主要损失来源于导叶进口较大正冲角导致的吸力面大分离，以及动叶压力面分离程度的增大。这一研究揭示了变几何涡轮在非设计角度下的流场结构演变规律，为后续叶型优化提供了理论依据。潘波等针对类似的三轴1000 kW燃气轮机变几何动力涡轮开展研究，发现调节自由涡轮导向器叶片旋转角度能够改变各级涡轮功率和膨胀比的分配——增大自由涡轮导向器喉部面积时，高压涡轮和低压涡轮的功率和膨胀比相应增大，自由涡轮的功率和膨胀比则相对减小。这一发现对于制定整机调控策略具有重要指导意义。

除车用燃气轮机主机外，涡轮变几何技术还在车用涡轮增压器中获得大量应用。Garrett公司率先研制了带有可转导叶的增压器，此后日本三菱公司针对汽油机和柴油机用可变涡轮增压器开展系列研究，指出变几何涡轮增压器能够有效改善燃油消耗率。印度学者针对舰船及机车用大型增压系统的可变涡轮喷嘴开展不同导叶角度的试验研究，探索涡轮瞬态响应特性的变化规律。北京理工大学杨登峰、赵奔、施新、张志强等针对车用增压器用变几何涡轮开展了深入研究。清华大学Huang等利用CFD方法研究了增压器中变几何涡轮的流场结构，揭示了不同冲角下涡系结构的演变规律，并提出了相应的流动控制方法。上海理工大学陈榴等对带可调导叶的径流涡轮开展气动特性研究，认为可调导叶对涡轮性能的影响是叶栅收敛度和气流角的综合结果。针对变几何涡轮需要适应的宽范围气动载荷，英国贝尔法斯特女王大学的Simpson等开展了叶型优化研究工作。

总体而言，尽管车用燃气轮机的实用型号数量有限，但围绕动力涡轮变几何技术已开展较为系统和深入的研究。该技术能够有效调控涡轮膨胀比和涡轮进口温度，为部分负荷下的燃油经济性改进提供有力支撑，同时也积累了丰富的工程设计经验。

2.2 船用燃气轮机涡轮变几何技术

自1967年英国皇家海军决定将燃气轮机作为大中型水面舰船主动力装置以来，船用燃气轮机技术受到各海军强国的高度重视。舰船用发动机具有鲜明的运行特点：大部分时间工作在巡航工况而非最大工况，部分负荷运行时间长，对燃油消耗率（特别是巡航工况下的油耗）极为敏感；同时，舰船机动性要求发动机能够快速响应功率变化。这些特点使得改善部分负荷性能成为船用燃气轮机技术研究的核心课题，变几何涡轮技术由此获得广泛应用。

美国索拉涡轮公司在20世纪80年代对回热循环船用燃气轮机开展了系统研究，结果表明动力涡轮变几何能够有效调控循环压比和循环温度，通过改变动力涡轮通流能力实现燃气轮机低负荷工况下的高效率运行。索拉公司对固定几何和变几何的回热双轴燃气轮机性能进行了对比，基于此项研究对船用5650型燃气轮机的固定几何动力涡轮进行了重新设计，发展了配备变几何涡轮的改进型燃气轮机，不仅提升了热效率，还有效改善了回热循环中的迟滞效应。

1995年，罗罗公司披露了其在间冷回热循环船用燃气轮机WR-21研制中采用的变几何动力涡轮技术。WR-21是当时最先进的船用燃气轮机之一，集成了间冷、回热和变几何涡轮三大技术，旨在大幅降低燃油消耗。罗罗公司明确指出，变几何动力涡轮是降低燃油消耗率的有力措施，与回热器协同作用可使燃油消耗降低30%。WR-21的变几何涡轮采用了可调动力涡轮导叶设计，通过调节导叶开度优化燃气发生器与动力涡轮之间的匹配关系，使得间冷和回热系统的效益得以充分发挥。美国LM1600船用燃气轮机的第1级动力涡轮静叶片同样采用可调设计，由电子调节系统控制安装角度，以提高船舶的机动性和部分负荷经济性。

国内在船用变几何涡轮领域开展了大量基础研究和工程探索。2005年，哈尔滨工程大学冯永明等对舰船用燃气轮机四级涡轮开展三维黏性流场数值分析，指出与固定几何动力涡轮相比，可调导叶关小会使得导叶及动叶在大攻角三维分离涡流场中运行，导致变几何动力涡轮效率下降1%~5%。同年另一项研究进一步指出，可调导叶会显著影响涡轮各级的热力反动度，可调导叶级需要具备良好的冲角适应性。2007年，邱超等开展了变几何涡轮损失机理研究，通过数值计算分析了间隙和转角对涡轮性能的影响，发现静叶端部间隙大小与涡轮损失基本上呈线性增长关系。2010年，丹麦Haglind通过数值仿真对比了带可调导叶压气机的单轴架构燃机与带可变导叶动力涡轮的双轴架构燃机性能，并比较了不同控制策略下的性能差异。

2020年，哈尔滨工程大学高杰等针对船用燃气轮机中变几何涡轮导叶气动特性开展数值研究，基于ANSYS CFX分析了不同折转角和不同来流马赫数下的气动性能，结果表明导叶叶尖间隙是损失的主要来源。2021年，海军装备部贾小全等结合SST湍流模型的RANS方法，对低压涡轮级开展了可调导叶角度为±3°、±6°和0°的气动性能研究，发现不同旋转角度对导叶叶顶附近流场产生显著影响，同时导叶由关小转至开大总体呈效率上升趋势，但过大开度会使效率下降。2023年，清华大学Zhou等针对传统变几何涡轮的间隙问题，提出了一种可通过增材制造得到的带枢轴的新型球形凸台结构，该凸台被添加在原型涡轮压力梯度最大处，研究结果表明在特定工况下能够提升0.4%~3%的效率。

与航空发动机相比，船用燃气轮机对体积和质量的约束相对宽松，这使得涡轮变几何技术在船用领域更易于工程实现。船用燃机相关研究揭示了一个重要规律：尽管变几何涡轮会增加导叶两端间隙、引起额外损失，但结合合理的调控策略，该技术的引入仍然能够使整机获得显著性能提升。如何更好地控制间隙流动以提升变几何涡轮气动性能，仍是当前研究的重要方向。

2.3 发电用燃气轮机涡轮变几何技术

燃气轮机在发电领域的应用已十分广泛，其运行模式可分为两大类：一是单轴架构的重型燃气轮机，主要用于基本负荷发电，通常不采用涡轮变几何技术；二是应用于热电联供或分布式供能领域的分轴、中小功率燃气轮机，这些机组常需要在部分负荷工况下长时间运行，对变工况性能有较高要求。

分轴式工业燃气轮机的技术架构与船用燃气轮机具有相似性——燃气发生器与动力涡轮解耦，动力涡轮输出功率驱动发电机。这种架构天然适合引入动力涡轮变几何技术。2004年，巴西Instituto Tecnológico de Aeronáutica的Bringhenti等基于数值仿真方法研究了发电用燃气轮机低负荷运行时涡轮变几何带来的性能增益。他们以25 MW级LM2500燃机为对象，对其低负荷工况点性能进行计算，结果发现，在变几何压气机和变几何动力涡轮联合作用下，低负荷工况热效率可提升1%以上。2011至2012年，Barbosa、Bringhenti等继续开展深入研究，将此前的1 MW燃机改型为5 kN涡喷发动机，研究了压气机进口导叶变几何对瞬态性能的影响。

近年来，针对联合循环发电系统的变几何优化研究逐步深入。研究表明，压气机可调进口导叶（VIGV）与动力涡轮可调喷嘴（VAN）的组合调节技术具有更强的工况点调控能力。针对UGT25000燃气轮机联合循环系统的优化研究表明，在100%~40%负荷范围内，采用VIGV+VAN联合调节策略相较于单一VIGV调节可提升效率0.64%~1.36%，相较于单一VAN调节可提升效率0.04%~5.12%；在污染物减排方面，联合调节策略相较于单一VIGV调节最多可降低27.39%的污染物排放，相较于单一VAN调节最多可降低53.08%。2024年，Xie等基于差分进化算法对LM2500+燃气轮机的VIGV与动力涡轮导叶组合调节策略进行优化，提出VIGV+VAN协同控制策略，在20%~100%部分负荷范围内保持排气温度恒定且稳定裕度超过14%，相较于单一VAN调节策略，在45%相对负荷功率下燃油流量降低1.152%，在20%负荷下燃油流量降低3.435%。

发电用燃气轮机的变几何涡轮技术研究具有鲜明的应用导向特征：由于机组长期运行于部分负荷工况，即便是微小的效率提升也能带来显著的经济效益。同时，联合循环系统中燃气轮机与蒸汽轮机之间的耦合关系，使得变几何调控策略的设计需要综合考虑整体系统效率、排放特性和运行稳定性，这推动了多目标优化方法在变几何控制策略研究中的应用。

2.4 航空燃气轮机涡轮变几何技术

航空燃气轮机对推力质量比/功率质量比的严苛要求，决定了其结构设计必须极尽简化。变几何结构所需的作动机构、控制机构和冷却密封装置会增加发动机重量和复杂性，这使得涡轮变几何技术在传统航空发动机中基本未被采用。然而，随着变循环发动机概念的提出以及飞发一体化设计理念的发展，航空燃气轮机用变几何涡轮技术在近三十年间取得了长足进步。

变循环发动机的核心目标是使发动机能够在宽速域、宽高度范围内保持高性能运行。涡喷模式适用于超声速飞行，涡扇模式适用于亚声速巡航，如果涵道比可调、循环参数可调，则能最大程度发挥发动机的潜力。在这一技术框架下，涡轮几何可变成为实现循环模式切换的关键手段——通过调节涡轮导向器喉部面积，改变涡轮的通流能力和功分配，进而调节涵道比和压气机工作点。

美国在变循环发动机及变几何涡轮技术领域居于世界领先地位。GE公司是变循环发动机研制时间最久、成果最多的企业，其技术发展脉络具有典型代表性。GE21是GE公司研发的第二代变循环发动机验证机，其单级低压涡轮进口导向叶片采用安装角可调设计。该可调导向叶片机构与压气机可调静子叶片类似，由液压作动筒、曲柄、拉杆、联动环和摇臂等部分组成，导向叶片可围绕各自转轴整体转动，通过改变喉道面积控制流量。为降低泄漏损失，可调导向叶片设计了较为粗壮的外轴和内轴，转轴与叶片之间设有直径较大的圆台，占据了端部间隙内的大部分空间。GE21具有单涵和双涵两种工作模式：单涵模式下低压涡轮导叶开大，低压轴输出功率降低，涵道比最小；双涵模式下低压涡轮导叶关小，低压轴输出功率提高，涵道比最大。

可控压比发动机（COPE）是GE公司与艾利逊公司在F120发动机技术基础上联合研发的第四代变循环发动机验证机，其涡轮部件革命性地采用了可调面积高压导向器和两级无导叶对转低压涡轮。高压涡轮导向器工作温度高，传统可调方案面临冷却和密封的严峻挑战，COPE因此创新地采用了一种“零间隙”调节方式。可调导向叶片由固定部分（头部、压力面和部分吸力面）和转动部分（部分吸力面）组成，固定部分与端壁无间隙，仅转动部分与端壁之间存在间隙。摇臂驱动转轴带动凸轮结构，凸轮驱动叶片转动部分开合，通过改变叶片厚度调节喉道面积。这种设计有效避免了传统方案中冷气泄漏、叶片转动形成台阶和间隙所导致的损失问题，最大推力状态下导向叶片叶栅效率仅比设计状态降低约1%，高压涡轮效率仅降低约2%。

盖瑞公司在美国空军航空推进实验室支持下，将常规TFE731-2涡扇发动机改为变循环发动机（VCTFE731-2），采用可变面积导向器，并进行了72小时台架试车和75小时高空模拟试验。该机将3级低压涡轮的第一级导向叶片改为安装角可调，喉道面积变化范围为-7%~40%。导向叶片采用悬臂结构，内外端壁设计为同心球面，使得在所有角度下可调叶片端部具有相同间隙，有效抑制了间隙泄漏。试验表明：可调导向叶片喉道面积增大时高压涡轮转速升高，面积减小时高压涡轮转速降低，证实变几何低压涡轮能够有效控制高、低压涡轮之间的功率分配；低压涡轮可调导向叶片与可调面积尾喷管配合使用，可在发动机进口流量和低压压气机裕度不变的条件下实现推力调节。

NASA格伦研究中心针对超声速飞机用涡喷发动机双级涡轮的第一级开展了变几何技术试验研究，加工了70%、100%和130%三种喉道面积状态的导向器，对应导叶转角分别为-7.8°、0°和8.4°。试验结果显示：设计转速下，100%喉道面积时涡轮效率为92.3%，130%喉道面积时为90.9%（降低1.4%），70%喉道面积时仅为86.9%（降幅达5.4%）。流场分析表明，导叶开大时转子叶片进口呈负迎角状态，内部损失增大；导叶关小时转子叶片进口呈正迎角状态，静压降低，反动度变为负值，转子内部呈“压气机”状态，在正迎角与逆压梯度共同作用下叶背出现分离，损失显著增加。

罗罗公司研究了两类变几何方式对涡轮流通能力的影响：第一类是基于S1流面的调节方法（导向叶片全部转动改变安装角或部分转动改变弯度），可使涡轮流量变化17.5%；第二类是基于S2流面的调节方法（在通道内引入楔形块阻塞环形通道），通道面积减小12%时流量降低8%，但该方法只能减小流量且热环境下密封冷却困难。罗罗公司的专利给出了一种齿轮啮合式传动方案，用环形齿轮取代联动环，用端部带齿的小齿轮取代摇臂，具有调节范围大、磨损表面小、操纵精度高等优点，导向叶片端壁设计为球面形状以保持较小间隙。

国内在航空变几何涡轮领域也开展了大量研究工作。1996年，沈阳航空发动机研究所胡松岩对变几何涡轮的设计特点进行总结，指出与固定几何发动机相比，变几何涡轮可以改善各部件之间的匹配关系。2017年，北京航空航天大学Wu等对变几何低压涡轮进行了设计与实验研究，该低压涡轮为单级，设计压比1.914，效率90%，导叶折转角93°，出口绝对马赫数0.81。结果表明，变几何涡轮导叶开、关所导致的流量变化显著但效率变化较小，效率曲线变化平坦，有利于整机性能匹配，后加载叶型和动叶负攻角设计更适于变几何应用。2019年，印度理工学院Bhavsar以PW公司E3发动机低压涡轮第二级为对象，研究了不同湍流强度（0.5%、5%、10%）对变几何涡轮三维流场的影响。2023年，中国航发沈阳发动机研究所刘日晨等对发动机大、小涵道比工况下的变几何涡轮进行稳态性能分析，发现前缘端部间隙增加会减弱涡轮流通能力，而尾缘端部间隙增加会增强流通能力。

变循环发动机是未来航空器在更宽飞行包线内高性能工作的重要保证，其流量调整涉及的可变部件除涡轮外还有压气机和涵道，必须进行系统级的匹配分析。2023年，印度涡轮发动机研究所Karuppiah等针对变循环发动机中掺混器变几何、尾喷管变几何、低压涡轮变几何等技术开展系统研究，基于Turbomatch总体性能程序计算获得低压涡轮导叶打开和关闭对发动机性能的影响规律：导叶开度开大时流量增加、膨胀比减小，推力先增后减，耗油率增加，涵道比减小，比推力增加；导叶关小时涵道比增加、推力减小、耗油率减小。2024年，中国航空发动机研究院牟园伟等针对单外涵变循环发动机开展变几何策略仿真，发现可变低压涡轮导向器喉道面积与可变尾喷管喉道面积组合调节的方案能够同时提高涵道比和总压比，在地面及低空亚声速状态降低油耗，在高空超声速状态增大推力。北京理工大学伊卫林等从飞发性能一体化视角搭建直升机/涡轴发动机联合仿真模型，研究了动力涡轮变转速、变几何对性能的影响。

航空领域涡轮变几何技术的应用历程表明，尽管该技术会带来重量、复杂性和冷却等方面的挑战，但在变循环发动机这一新架构下，其带来的性能收益远超过代价。随着增材制造、新型密封结构和高温材料的发展，变几何涡轮在航空领域的应用前景将更加广阔。

第三章 涡轮变几何技术的发展趋势

3.1 涡轮变几何调节方法的创新发展

目前，在导叶最大厚度处添加转轴进行旋转是实现几何可变的主流调节方法。然而，这种传统方案不可避免地会在转轴与端壁之间引入间隙，导致泄漏损失。此外，导叶旋转后前缘驻点位置变化、叶型几何与来流角度失配等问题，进一步加剧了气动损失。针对这些问题，国内外学者开展了大量创新性研究，探索新型调节方法和结构优化方案。

在端壁结构优化方面，哈尔滨工程大学Yue等研究了端壁几何形状对变几何涡轮性能的影响，对比了球面端壁和圆柱面端壁方案。结果表明，采用球面端壁可以保证可调静叶转动时端部间隙保持不变且最小，从而有效提高涡轮效率。这一设计思路在VCTFE731-2发动机的变几何涡轮中得到应用——以导叶转轴中心线与发动机中心线的交点为球心设计内外端壁，使得所有角度下可调叶片端部具有相同间隙。中国科学院工程热物理所潘波等通过在可调静叶上下端壁增设圆盘设计，减少了静叶端部泄漏流，改善了变几何涡轮的气动性能。针对端壁大扩张角的变几何涡轮，由于转轴会对端壁区域产生明显影响，Gao等提出了台阶型球面端壁概念。

在间隙泄漏流控制方面，高杰等提出在可调静叶机匣端部应用小翼结构的方法，并通过实验探究了叶顶凹槽对间隙泄漏流控制的影响。清华大学You等以E3高压涡轮叶片为对象，通过NUMECA软件对部分变几何调节方式进行仿真，探究了变几何涡轮中的流动控制问题。邱超等通过数值计算分析了间隙和转角对涡轮性能的影响，发现静叶端部间隙大小与涡轮损失基本上呈线性增长关系。

更具颠覆性的创新来自调节方式的变革。COPE发动机采用的可调导向叶片由固定部分和转动部分组成，通过凸轮驱动转动部分开合改变叶片厚度，从而调节喉道面积。这种设计有效避免了传统方案中冷气泄漏、叶片转动形成台阶和间隙等问题，最大推力状态下导向叶片叶栅效率仅降低约1%。西安交通大学Yao等于2023年提出通过调整吸力面进行涡轮通流能力调整的新设计方案，并通过典型小展弦比叶片进行验证。在实验马赫数下，新设计涡轮与原型相比能够减少25%~35%的总压损失。罗罗公司探索的基于S2流面调节方法（引入楔形块阻塞通道）和基于S1流面调节方法（改变叶片安装角或弯度）也为变几何调节提供了新思路。

总体而言，添加转轴调整导叶开度的方式短期内仍将是变几何涡轮的主要实现方法，但针对减小各类损失的优化措施——如叶顶空腔、叶尖小翼、端壁修型、球面端壁、台阶状端壁等——值得更深入研究。新型导叶调整方式在改进传统方法损失的同时，也可能带来新的问题，如吸力面调整可能产生新的缝隙、需要新的密封措施等，开展全面系统的研究十分必要。

3.2 面向新循环/新架构动力系统的变几何涡轮技术

变几何涡轮技术的价值在整机层面得以体现，而随着燃气轮机循环架构的持续创新，变几何涡轮的应用空间不断拓展。研究表明，变几何涡轮技术所获得的收益在简单循环中体现得并不充分，有效结合中冷、回热和再热技术能够获得更大效益。因此，面向新循环/新架构动力系统，将变几何涡轮置于整机层面进行系统考量是一个重要方向。

间冷回热循环是变几何涡轮技术成功应用的典型案例。罗罗公司WR-21船用燃气轮机集成了间冷器、回热器和变几何动力涡轮三大技术，变几何涡轮在其中的作用是优化燃气发生器与动力涡轮之间的匹配关系，使得间冷和回热的效益得以充分发挥。类似地，索拉公司对回热双轴燃气轮机的研究表明，变几何动力涡轮能够有效改善回热循环中的迟滞效应。

联合循环系统中，变几何涡轮与压气机可调导叶的协同控制成为研究热点。针对UGT25000燃气轮机联合循环系统的优化研究表明，VIGV+VAN组合调节策略在效率和减排方面均优于单一调节策略。针对LM2500+燃气轮机的研究同样证实，VIGV+VAN协同控制策略能够在不牺牲稳定裕度的前提下显著降低部分负荷燃油消耗。这些研究表明，在多部件可调的复杂系统中，变几何涡轮的控制策略需要从全局最优的角度进行设计。

变循环航空发动机是变几何涡轮最具潜力的新应用领域。变循环发动机通过改变涵道比和循环参数，实现涡喷模式和涡扇模式的切换，而涡轮变几何是实现模式切换的核心手段之一。从GE21到COPE，从VCTFE731-2到HYPR90，变几何涡轮技术伴随变循环发动机的发展不断迭代升级。未来，随着多电发动机、齿轮传动涡扇发动机等新架构的出现，变几何涡轮可能在其中扮演新的角色。北京理工大学伊卫林等从飞发性能一体化视角搭建的直升机/涡轴发动机联合仿真模型，为研究动力涡轮变几何在旋翼机中的应用提供了新工具。

将变几何涡轮置于整机层面进行考虑，需要发展多学科、变维度的总体性能仿真方法。这不仅要准确描述变几何涡轮本身的特性，还需建立其与压气机、燃烧室、回热器、喷管等部件的耦合关系，以及与控制系统的交互作用。印度涡轮发动机研究所Karuppiah等基于Turbomatch总体性能程序开展的系统研究，以及中国航空发动机研究院牟园伟等开展的变几何策略仿真，代表了这一方向的有益探索。

3.3 涡轮变几何动态过程的新认识

在发动机实际运行中，涡轮几何调整是一个动态过程，但现有数值仿真和实验研究多针对稳态工况进行，对导叶转动过程中的瞬态流场演变和性能变化规律研究较少。涡轮几何变化瞬间，流场结构、负荷分布、损失机制如何演变，对涡轮部件乃至整机过渡态性能有何影响，这些问题尚未得到充分阐明。

2023年，南京航空航天大学Guan等针对低压涡轮变几何过程中的瞬态流场重整过程进行了实验研究。该研究利用平面叶栅PIV测量技术开展实验，出口绝对马赫数0.3，导叶安装角从-15°到+15°变化。实验结果表明：随着导叶开度的变化，流场宏观变化主要体现在速度大小和方向的变化，流场结构变化主要体现在尾迹区和高速区的演变。研究还指出，涡轮几何调整对流动参数的影响是单调的，但当叶片接近设计点时调整效果会更加明显。

2024年，哈尔滨工程大学廖宇楠等对某型变几何动力涡轮的第一级通过动网格技术开展瞬态计算研究，发现动叶出口质量流量大体上随导叶转角减小接近线性减小，随导叶开大接近线性增加，但变化过程中存在一定程度的波动。研究还发现，导叶从0°开始变化的瞬间，动叶吸力侧泄漏涡和下部通道涡的强度会由于进口气流角的突然变化而改变，造成动叶出口熵增及涡轮效率的瞬态波动。

网格变形技术的发展为变几何涡轮动态过程研究提供了新的技术手段。大连理工大学刘庆龙等总结了当前网格变形技术的分类和变形原理，分析了不同变形方法的优缺点，展示了网格变形技术在燃气轮机部件优化、叶片冷热态转换、模型修改等问题中的应用。动网格技术使得模拟导叶连续转动过程中的流场演变成为可能，但计算成本高、网格质量保持困难等问题仍有待解决。

对变几何涡轮过渡态的研究目前仍不充分。涡轮几何转变瞬间的流动机理、非定常效应、迟滞现象、以及多级涡轮间的传播规律，都需要更深入的研究。此外，动态过程中的气动载荷变化对叶片结构强度和疲劳寿命的影响，也是工程应用中必须考虑的问题。发展适用于变几何涡轮动态过程的高精度数值方法和实验测试技术，揭示几何变化过程中的流场演变规律和性能响应特性，是未来研究的重要方向。

第四章 国内外科研进展及核心技术分析

4.1 变几何涡轮气动设计与叶型优化技术

变几何涡轮面临的核心挑战在于：导叶角度变化后，来流攻角偏离设计值，导致叶型损失显著增加。NASA格伦研究中心的试验表明，导叶关小时转子叶片正攻角增大，静压降低，反动度变为负值，转子叶片内部流动呈“压气机”状态，效率降幅高达5.4%。因此，适应宽攻角范围的叶型优化设计是变几何涡轮的关键技术。

国内外学者围绕这一课题开展了大量研究。北京航空航天大学Wu等设计的变几何低压涡轮采用后加载叶型和动叶负攻角设计，使得导叶开、关所导致的效率变化较为平坦，有利于整机性能匹配。后加载叶型能够有效控制叶片表面附面层发展，降低对攻角变化的敏感性。哈尔滨工程大学高杰等系统研究了变几何涡轮端部流动机理，揭示了端部泄漏流与主流干涉产生的涡系结构及其对损失的影响规律。这些机理认识为叶型优化提供了理论指导。

在叶型优化方法上，数值优化与CFD相结合成为主流技术路径。英国贝尔法斯特女王大学Simpson等针对增压器用变几何涡轮的宽范围气动载荷开展了优化工作。上海理工大学陈榴等对带可调导叶的径流涡轮开展气动特性研究，认为可调导叶对涡轮性能的影响是叶栅收敛度和气流角的综合结果。清华大学Huang等利用CFD方法研究了变几何涡轮的流场结构，提出了流动控制方法。

4.2 端部间隙泄漏流控制技术

端部间隙是变几何涡轮区别于固定几何涡轮的固有特征，也是其主要损失来源。转轴与端壁之间的间隙、叶片与端壁之间的间隙，都会产生泄漏流，与主流掺混形成复杂的涡系结构，导致效率下降。邱超等的研究表明，静叶端部间隙大小与涡轮损失基本上呈线性增长关系。因此，间隙泄漏流控制是提升变几何涡轮性能的核心技术。

在结构设计层面，球面端壁技术是目前应用较广的有效方案。VCTFE731-2发动机的变几何涡轮采用球面内外端壁，使得所有角度下可调叶片端部保持相同间隙。哈尔滨工程大学Yue等的研究证实，采用球面端壁能够保证可调静叶转动时端部间隙保持不变且最小，从而提高涡轮效率。

在流动控制层面，研究者提出了多种被动控制方法。高杰等提出在可调静叶机匣端部应用小翼结构，并通过实验探究了叶顶凹槽对间隙泄漏流的影响。小翼结构能够改变泄漏流的流动路径，减小泄漏流量和泄漏损失。潘波等通过在可调静叶上下端壁增设圆盘设计，减少了静叶端部泄漏流。针对端壁大扩张角的情况，Gao等还提出台阶型球面端壁概念。

在新型结构探索方面，清华大学Zhou等提出可通过增材制造得到的带枢轴的新型球形凸台结构，在原型涡轮压力梯度最大处添加凸台，能够提升0.4%~3%的效率。西安交通大学Yao等提出通过调整吸力面进行涡轮通流能力调整的设计方案，可减少25%~35%的总压损失。这些创新性结构为变几何涡轮的间隙控制提供了新思路。

4.3 整机性能匹配与控制策略优化

涡轮变几何的价值最终要在整机层面体现，而变几何涡轮与压气机、燃烧室、尾喷管等部件的协同匹配是决定整机性能的关键。国内外学者在变几何燃气轮机的总体性能仿真和控制策略优化方面开展了大量工作。

在建模与仿真方法层面，巴西Instituto Tecnológico de Aeronáutica的Bringhenti等基于部件法建立了变几何燃气轮机的性能计算模型，研究了低负荷工况下涡轮变几何带来的性能增益。丹麦Haglind通过数值仿真对比了不同控制策略下的性能差异。哈尔滨工程大学李淑英编著的《燃气轮机性能分析》系统介绍了燃气轮机部件变工况分析方法、变几何对性能影响的计算方法以及稳态和动态性能的数学模型。这些工作为变几何燃机的性能预测提供了理论工具。

在控制策略优化层面，近年来多目标优化方法得到广泛应用。针对联合循环系统的研究表明，VIGV与VAN组合调节策略相较于单一调节策略在效率和排放方面均有优势。Xie等基于差分进化算法对LM2500+燃气轮机的VIGV与动力涡轮导叶组合调节进行优化，获得了不同负荷下的最优导叶组合方案。中国航空发动机研究院牟园伟等针对单外涵变循环发动机开展了变几何策略仿真，对比了不同调节方案的性能差异。

从飞发一体化视角进行性能分析成为新的研究趋势。北京理工大学伊卫林等搭建了直升机/涡轴发动机联合仿真模型，研究动力涡轮变转速、变几何对飞行性能和发动机性能的综合影响。这种跨系统的性能分析方法，有助于在更高层面评估变几何涡轮的技术效益。

4.4 结构设计与冷却密封技术

变几何涡轮的工作环境恶劣，特别是航空发动机用高压涡轮变几何机构，需要承受高温、高压和高离心载荷，对结构设计、材料选择和冷却密封提出了极高要求。

在结构设计方面，GE21低压涡轮可调导向叶片采用较为粗壮的外轴和内轴，转轴与叶片之间设有直径较大的圆台，以承受较大气动载荷。VCTFE731-2的导向叶片采用悬臂结构，外轴通过螺母与摇臂固定，摇臂由联动环驱动以保证同步动作。COPE高压可调导向叶片采用凸轮驱动方式，减速比达到10~40:1，显著提高了操纵精度。罗罗公司的专利给出齿轮啮合式传动方案，用环形齿轮取代联动环，用端部带齿的小齿轮取代摇臂，具有调节范围大、磨损表面小、操纵精度高等优点。

在冷却与密封方面，GE21低压涡轮可调导向叶片工作温度约1410K，叶片、转轴与圆台内部均设有冷却通道，使用引自压气机的低温空气进行冷却。VCTFE731-2的传动机构位于燃烧室二次气流通道内，燃烧室内的低温空气向涡轮通道泄漏时对转轴起到冷却作用；通过垫环与外套的端面贴紧，借助轴套与转轴的配合共同起到密封作用。罗罗公司的方案中，外轴承为调心轴承，内轴承为滑动轴承，允许由于部件膨胀和结构热蠕变而产生相对运动，轴承远离高温燃气通道并用空气冷却，采用活塞环进行密封。

国内在变几何涡轮结构设计领域也开展了相关研究。潘波等通过在可调静叶上下端壁增设圆盘设计，既减少了泄漏，也改善了密封效果。高杰等提出的台阶型球面端壁和小翼结构，同样兼顾了流动控制和密封功能。随着增材制造技术的发展，复杂冷却结构和新型密封形式的设计自由度大幅提升，为变几何涡轮的结构创新提供了新的可能。

第五章 未来研究展望

涡轮变几何技术历经70余年发展，已从最初的理论构想成长为高性能燃气轮机的关键设计技术，在车用、船用、发电和航空动力领域获得广泛应用。然而，该领域仍面临一系列科学问题和工程挑战，值得进一步深入研究。

第一，探索新型变几何调节方式。传统转轴式调节方法带来的间隙损失和攻角损失是制约变几何涡轮性能提升的根本因素。COPE发动机的凸轮驱动变厚度叶片方案和西安交通大学提出的吸力面调整方案，为突破传统调节方式的局限提供了新思路。未来可进一步探索基于智能材料/结构的变形叶片、基于记忆合金的自适应调节机构、基于增材制造的整体式可调结构等新概念，从根本上消除间隙或实现对间隙的主动控制。同时，借鉴罗罗公司探索的S1流面和S2流面调节思想，发展多维度组合调节方案，可能获得更优的调节特性。

第二，发展宽适应能力叶型设计方法。适应大范围攻角变化的高性能叶型是变几何涡轮的核心技术需求。未来研究应进一步深化对宽攻角下叶栅流动机理的认识，揭示攻角变化引起分离、再附、涡系演变的规律。在此基础上，发展适用于宽攻角范围的叶型优化设计方法，可考虑将机器学习、代理模型等技术与三维CFD相结合，开展多工况点多目标优化。后加载叶型、负攻角设计等已被证明有效的策略可进一步优化。此外，考虑端壁效应的准三维/全三维联合优化、考虑冷却影响的冷热态协同设计等也是重要方向。

第三，突破间隙泄漏流控制技术。端部间隙泄漏是变几何涡轮损失的主要来源，也是效率提升的最大潜力所在。未来研究应进一步深化对间隙泄漏流生成机制、发展演化及其与主流相互作用机理的认识，发展更精准的泄漏流预测模型。在控制技术层面，小翼结构、凹槽状小翼、台阶状球面端壁等被动控制方法可进一步优化；主动/半主动控制方法（如自适应端壁、射流控制等）值得探索。球面端壁技术已在工程中获得验证，但其设计方法可进一步系统化，发展出适应不同叶高、不同转角范围的标准化设计准则。

第四，构建整机性能匹配与协同调控方法。涡轮变几何的技术价值在整机层面体现，必须从系统全局视角评估其效益。未来研究应发展更高精度的变几何涡轮部件特性模型，建立其与压气机、燃烧室、回热器、喷管等部件的耦合关系。针对不同应用场景，发展多目标优化方法，寻找压气机变几何、涡轮变几何、喷管变面积等可调部件的最优组合调节策略。对于变循环发动机，还需考虑模式切换过程中的过渡态调控问题。从飞发一体化、船机桨匹配、燃蒸联合循环等更高层面进行性能分析和优化，将是提升变几何涡轮技术价值的重要途径。

第五，深化动态过程机理与性能演变规律研究。涡轮几何变化动态过程中的流场演变规律目前尚不明晰，但这一过程对发动机过渡态性能具有重要影响。未来研究应发展适用于动态过程的高精度数值方法，如动网格技术、重叠网格技术、任意拉格朗日-欧拉方法等，解决网格变形、运动边界处理、非定常计算效率等问题。在实验测试方面，发展适用于动态过程的高频响压力测量、PIV流场测量等技术，获取导叶转动过程中的流场演变数据。在此基础上，揭示几何变化过程中的非定常效应、迟滞现象、涡系演变规律及其对性能的影响机制，为过渡态控制律设计提供理论依据。

第六，开发高温环境下结构设计与冷却密封技术。航空发动机用高压涡轮变几何机构面临最严酷的工作环境，其结构设计、材料选择和冷却密封是工程应用的关键瓶颈。未来研究应进一步发展耐高温轻质材料、热障涂层技术、先进冷却结构设计方法。借鉴COPE发动机的经验，探索新型“零间隙”或“微间隙”调节方案。开发适应高温变形的密封结构，如刷式密封、指尖密封等先进密封技术在变几何涡轮中的应用值得探索。增材制造技术的发展为复杂冷却结构和一体化设计提供了新可能，应充分利用这一技术优势开展创新设计。

第六章 结论

本文系统梳理了燃气轮机涡轮变几何技术的提出背景、发展历程、应用现状和研究进展，得到以下主要结论：

1）涡轮变几何技术起源于20世纪50年代，最初为解决涡喷发动机小推力工况燃油经济性问题而提出。分轴式燃气轮机的出现大大拓展了该技术的应用空间，动力涡轮变几何成为改善部分负荷性能的有效手段。历经70余年发展，该技术已从理论构想走向工程应用。

2）涡轮变几何技术已广泛应用于轴功率输出型燃气轮机，以船用燃气轮机和车用燃气轮机为典型代表，在发电和机械驱动领域亦获得应用。航空领域虽对重量和复杂性敏感，但变循环发动机的出现使得变几何涡轮成为关键技术，GE21、COPE、VCTFE731-2等验证机积累了丰富经验。

3）就涡轮部件本身而言，变几何技术大都会带来额外损失、降低效率；但从整机性能匹配视角来看，涡轮变几何有效调控了循环参数和通流部件匹配特性，提升了整机变工况性能。评估涡轮变几何技术效益必须坚持整机全局视角。

4）涡轮变几何调节方法正经历从传统转轴式向多样化创新的转变。球面端壁、小翼结构、端壁圆盘等被动控制方法已被证明有效；凸轮驱动变厚度叶片、吸力面调整等新方案展现出潜力。叶型优化、端壁修型、间隙控制仍是研究重点。

5）涡轮几何动态变化过程的性能演变规律是当前研究薄弱环节。导叶转动瞬间的流场重整、涡系演变、效率波动等机制尚待深入揭示，相应的数值方法和实验技术亟待发展。

6）面向未来，变循环发动机、间冷回热循环、联合循环等新架构为涡轮变几何技术提供了广阔应用空间。从飞发一体化、整机全局视角开展变几何策略优化，发展多学科、变维度总体性能仿真方法，是提升技术价值的重要途径。

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