局部进气冲击式压力级涡轮设计优化研究 |
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引用本文: | 李瑜,朱东华,许开富,付瑜.局部进气冲击式压力级涡轮设计优化研究[J].火箭推进,2018(4). |
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作者姓名: | 李瑜 朱东华 许开富 付瑜 |
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作者单位: | 西安航天动力研究所 |
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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。
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