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  • 简介:依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两局部进气冲击式压力涡轮的设计方法。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,优化后的两局部进气冲击式压力涡轮满足涡轮总体设计要求。

  • 标签: 局部进气 冲击式压力级 涡轮 优化