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。

维普资讯 20 0 2年 l 0月

推进技术J RN F P OP 5I N T C OL Y OU AL O R UI O E HN OG

Oc . 0 2 t2 0 Vo . 3 No. 12 5

第2 3卷

第 5期

液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究张国舟，俞南嘉，魏沫( .京航空航天大学宇航学院，北京 10 8;2北京丰源机械研究所，北京 10 7 ) 1北 00 3 . 00 6

摘要：针对高性能分级燃烧 (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 5流闭 .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，应采用负攻角流人工况，能量损失小。关键词：高压补燃火箭发动机；反力式涡轮；高载荷涡轮；涡轮转子；进口攻角中图分类号：V 3 44文献标识码：A 文章编号： 10 . 5 ( 0 2 50 8— 0 1 0 5 2 0 )0 .3 30 4 4

Re e r h o o o ta k n n l o i u d r c e e c i n t r i e s a c f r t r a t c i g a g e f r l i o k t r a to u b n qZ A G G ozo H N u . u,Y a— a,WE o h U N nj i I 2 M( .c o l fA t nuis ej gU i .o rn uisa d A t n u c,B in 0 0 3,C ia 1S h o s o a t,B in nv f o a t n s o a t s ej g1 0 8 o r c i Ae c r i i hn; 2. e igF ny a cieyIs. ej g10 7 B in e gu n Mahn r nt,B in 0 0 6,C ia j i hn )

Absr t Ac odig t h h r ce siso srn u c lr a t n tr ie u e n hih p rom a c iui o k te gnewih tac: c r n o t e c a a tr t fa to a t a e ci u

b n s d i e fr n e l i c i o J g q d r c e n i t sa e o u to n co e ic lto tg d c mb sin i ls d cr uain,te d sg e trc sa e a d ba e t ld o i h a c d r n e t ae h e in d r o a c d n ld o ba e f w n t ec o l s a e we iv si td、Fo x e g re

ie t c d, ee e t o si r e a v t c i n e f e eci ri nte n r s a db d l e o s d r o c a e t f c f oiv o n g t e t kn a g a t nt b eo eg l s n l et b d w t o ra s h s p te i aa g l o t r o u n h h e yo a o a f ll o we su ld b a ft di n in c a x i as r tde y me so - me so a a c dee p r n si es s nc t n l e n wo l s e me t n t ub o i un e、Th e u t n iae:i r e bti e h er s lsid c t no d rt o an t o h

c nt u u o ta t n o h e me c a c d n e se eg o st e p st e atc ig a g e wa d pe o oo sg . F r o i o s c nr c o fte g o￣ a c sa e a d ls n ry ls o ii t kn l s a o td fr rtrde i n i l h v a n n o h xse o ta t oo a c d te e itd c nr cig r trc s a e,t e n g tv t c ig a ge c n i o e u t n te ls n r y ls n h e aie at kn l o dt n rs l i h es e eg o s. a n i s Ke y wor s: d Hih r su e sa e o usin r c e n i e; Re c o x n in tr i g p e s r tg d c mb t o k te gn o a t n e pa so u bne; Hit o dig t r n i s,la n ubie; Tu i, b r nr o

t;A t kn n e o r t ciga g a l

1引言

高性能分级燃烧 (闭式 )环的液体火箭发动机，循必须采用效率高的反力式涡轮¨] 。虽然反力式涡轮应用于航空燃气涡轮发动机，已达到了很高的设计水平。但液体火箭发动机分级燃烧循环系统的涡轮却有其自身十分突出的特点。() 1低反力度、亚声速低一

( )荷系数极高 2载

涡轮负荷￡要求很高，口总温进

又比较低，

使涡轮折合功 L=L,很高，轮转速受泵的制涡约，使载荷系数致超过 2 0是航空发动机涡轮 .,最高值的 15倍左右。其结果是涡轮动叶进、 .出口相对气流角卢，很小，叶气流转折角 0=10。卢动 8￣ (。高于 10,动叶进出口气流角差△ 卢+卢 ) 3。而=

涡轮进口压力高 (百倍于航空涡轮的进口压力 ),受燃烧室压力的制约，口压力也很高，轮压比只出涡

I一I 9 9有 l。右。只 0左

() 3涡轮叶片相对最大厚度很大

有 15右；了减少其动叶的轴向力，轮反力度 .左为涡被限制在 0 2 .5左右，此低的反力度，动叶叶栅后如使相对马赫数不到 0 3 .。

由于涡轮进、口压力极高，出为满足强度和可靠性要求，轮叶片的最大厚度 c比较大，组织气涡为流大的转折角 0叶片弦长日又不可能太小，使涡，致