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局部进气冲击式压力级涡轮设计优化研究

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摘要依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

DOI rj8z8grpj0/1866782

作者李瑜;朱东华;许开富;付瑜

机构地区不详

出处《火箭推进》 2018年4期

关键词局部进气冲击式压力级涡轮优化

分类 [航空宇航科学技术][航空宇航推进理论与工程]

出版日期 2018年04月14日（中国期刊网平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）