液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究

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玻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。     

液体火箭发动机高效率反力式涡轮的设计

为提高比冲,闭环系统的液体火箭发动机的涡轮泵多采用反力度不大的反力式涡轮,这种火箭反力式涡轮不同于航空涡轮,其以极低的压比、极高的负荷和低展弦比为特征,在给定的叶栅大气流转折角、低展弦比、低反力度和相对大的径向间隙条件下,采用了沿叶高正攻角设计和沿叶高变功率损失设计,用以加大叶栅通道的几何收敛性,减少二次流和叶顶间隙损失,从而获得相对高的涡轮效率.