液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究

作     者：张国舟 俞南嘉 魏沫 ZHANG Guozhou1,YU Nanjia1,WEI Mo2 (1School of Astronautics, Beijing Univ. of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China;2Beijing Fengyuan Machinery Inst., Beijing 100076, China)

作者机构：北京航空航天大学宇航学院北京100083 北京丰源机械研究所北京100076 

出 版 物：《推进技术》 (Journal of Propulsion Technology)

年 卷 期：2002年第23卷第5期

页      面：383-386页

核心收录：

学科分类：080703[工学-动力机械及工程] 082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0807[工学-动力工程及工程热物理] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

主　　题：反力式涡轮 涡轮转子 进口攻角 液体推进剂火箭发动机 

摘      要：针对高性能分级燃烧(闭式)循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点,对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验,研究了反力式涡轮动叶正负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明:对于给定的来流方向,为得到连续收敛的叶栅几何通道和小的能量损失,动叶应采用正攻角设计。对已有的连续收敛的动叶叶栅,应采用负攻角流入工况,能量损失小。