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,应采用负攻角流入工况,能量损失小。