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补燃循环液体火箭发动机富氧燃气涡轮叶顶间隙大的特点，导致损失很大。为了提高效率，设计中采取了低的级反力度（0．12）、小的静叶出口气流角（13°）、静叶弯曲15°以及加迷宫围带结构等措施。涡轮的空气试验表明，设计点涡轮效率达83％。
大叶顶间隙高效率火箭发动机涡轮设计
【摘 要】
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补燃循环液体火箭发动机富氧燃气涡轮叶顶间隙大的特点，导致损失很大。为了提高效率，设计中采取了低的级反力度（0．12）、小的静叶出口气流角（13°）、静叶弯曲15°以及加迷宫
【机 构】
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西北工业大学,西安航天动力研究所
【出 处】
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宇航学报
【发表日期】
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2009年2期
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