10.3873/j.issn.1000-1328.2009.02.051
大叶顶间隙高效率火箭发动机涡轮设计
补燃循环液体火箭发动机富氧燃气涡轮叶顶间隙大的特点,导致损失很大.为了提高效率,设计中采取了低的级反力度(0.12)、小的静叶出口气流角(13°)、静叶弯曲15°以及加迷宫围带结构等措施.涡轮的空气试验表明,设计点涡轮效率达83%.
液体火箭发动机、涡轮、叶顶间隙
30
V434(推进系统(发动机、推进器))
2009-05-20(万方平台首次上网日期,不代表论文的发表时间)
共4页
695-698