大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计

摘要：

基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点,欲设计效率水平高的航天反力式涡轮.因涡轮进出口压力均很高,而膨胀比小、载荷系数大,为保证较高的涡轮效率水平,对涡轮气动设计方法进行了优化.在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条件下,以AMDC/KQ涡轮叶栅损失模型为基础,依据涡轮中径的一维气动计算,对涡轮子午通道、叶栅通道及叶栅造型几组参数组合分别进行了气动设计的优化,研究了涡轮中径、叶高、叶栅稠度、导动叶喉宽匹配及动叶进口构造角对涡轮效率的影响,实现了涡轮效率水平最高.

关键词：液体火箭发动机、涡轮

所属期刊栏目：27

分类号：V434+.211(推进系统（发动机、推进器）)

资助基金：航空推进技术验证计划0603-06APTD-0603

在线出版日期：2006-12-18（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共4页

页码：839-842