大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计
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.
作 者： 宋雅娜 张国舟 SONG Ya-na ZHANG Guo-zhou 作者单位： 北京航空航天大学宇航学院,北京,100083 刊 名： 宇航学报 ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 2006 27(5) 分类号： V434+.211 关键词： 液体火箭发动机 涡轮