超级军网为箭发动机有分级燃烧的也有膨胀循环的，为什么分级燃烧 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 21:56:35
听说燃气发生器循环的比较落后，而分级燃烧难度最大，容易飞车，膨胀循环居二者之间，请高手科普一下为什么分级燃烧会飞车，他的原理是什么？是不是像话筒和喇叭一样靠近了自激这种原因啊？听说燃气发生器循环的比较落后，而分级燃烧难度最大，容易飞车，膨胀循环居二者之间，请高手科普一下为什么分级燃烧会飞车，他的原理是什么？是不是像话筒和喇叭一样靠近了自激这种原因啊？
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃气发生器循环。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃气发生器循环。
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
膨胀循环落后？天朝燃气发生器循环氢氧机80年代投入使用，YF75D至今还在试车……
燃气发生器循环可以达到高达460秒的极高比冲，结构简单、重量轻，非常适合上面级。唯一的缺点就是推力比较小。
开式膨胀循环仅仅是推力达到了燃气发生器循环的水平。作为上面级的话，以MB60为例，与RL60相同级别的推力，比冲仅450秒左右，比RL60低10多秒。开式膨胀即使作为下面级发动机，与燃烧发生器循环相比也没有性能优势，以LE9为例，推力150吨级，比冲仅430秒左右，和火神以及YF77一个水平。优点还是结构简单可靠性高重量轻……不过下面级对重量不敏感-_-|||
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
膨胀循环落后？天朝燃气发生器循环氢氧机80年代投入使用，YF75D至今还在试车……
燃气发生器循环可以达到高达460秒的极高比冲，结构简单、重量轻，非常适合上面级。唯一的缺点就是推力比较小。
开式膨胀循环仅仅是推力达到了燃气发生器循环的水平。作为上面级的话，以MB60为例，与RL60相同级别的推力，比冲仅450秒左右，比RL60低10多秒。开式膨胀即使作为下面级发动机，与燃烧发生器循环相比也没有性能优势，以LE9为例，推力150吨级，比冲仅430秒左右，和火神以及YF77一个水平。优点还是结构简单可靠性高重量轻……不过下面级对重量不敏感-_-|||
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
如果非要说的话，低温上面级发动机膨胀循环要优于燃烧发生器循环与分级燃烧循环，下面级分级燃烧循环具有绝对的优势。
燃气发生器循环就是万金油，什么都能干，什么都干不好……
开式膨胀循环？无论作为上面级还是下面级发动机，比冲都和一些燃气发生器循环发动机都差不多……真没见到性能优秀在哪里……
除了日本那种对可靠性达到过敏级的国家，没有谁会对这种奇葩感兴趣……
当然，MB60这种为SLS先进上面级定做的发动机是个例外，美国根本没打算把它用作其他型号火箭……倒是RL10C继续开花结果……
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
如果非要说的话，低温上面级发动机膨胀循环要优于燃烧发生器循环与分级燃烧循环，下面级分级燃烧循环具有绝对的优势。
燃气发生器循环就是万金油，什么都能干，什么都干不好……
开式膨胀循环？无论作为上面级还是下面级发动机，比冲都和一些燃气发生器循环发动机都差不多……真没见到性能优秀在哪里……
除了日本那种对可靠性达到过敏级的国家，没有谁会对这种奇葩感兴趣……
当然，MB60这种为SLS先进上面级定做的发动机是个例外，美国根本没打算把它用作其他型号火箭……倒是RL10C继续开花结果……
那么分级燃烧循环为什么容易飞车呢？是不是发动机“自激”了？
yzwancd 发表于 2014-2-2 13:29
那么分级燃烧循环为什么容易飞车呢？是不是发动机“自激”了？
燃气发生器的排出口在外太空或者主喷口的下部，也就是压力比较低。
而分级燃烧的预燃器则直接在主燃烧室，压力非常大，要让预燃室的排出物进入主燃烧室燃烧，需要更大的压力。
更大的压力在航天领域就意味着更容易爆炸。
那么分级燃烧循环为什么容易飞车呢？是不是发动机“自激”了？
燃气发生器的排出口在外太空或者主喷口的下部，也就是压力比较低。
而分级燃烧的预燃器则直接在主燃烧室，压力非常大，要让预燃室的排出物进入主燃烧室燃烧，需要更大的压力。
更大的压力在航天领域就意味着更容易爆炸。
红色俱乐部 发表于 2014-2-2 13:40
燃气发生器的排出口在外太空或者主喷口的下部，也就是压力比较低。
而分级燃烧的预燃器则直接在主燃烧室 ...
其实分级燃烧循环发动机大规模并联这是一个无法避免的问题。
F1和梅林1单台发动机出现问题最多损失推力，LE7和NK33就直接BOOM了……
真心想不明白那些拍脑袋并联N台YF100的孩子们如何解决这个问题……
燃气发生器的排出口在外太空或者主喷口的下部，也就是压力比较低。
而分级燃烧的预燃器则直接在主燃烧室 ...
其实分级燃烧循环发动机大规模并联这是一个无法避免的问题。
F1和梅林1单台发动机出现问题最多损失推力，LE7和NK33就直接BOOM了……
真心想不明白那些拍脑袋并联N台YF100的孩子们如何解决这个问题……
楠宫萧vn 发表于 2014-2-2 12:01
膨胀循环落后？天朝燃气发生器循环氢氧机80年代投入使用，YF75D至今还在试车……
燃气发生器循环可以达 ...
你记错了把
一般膨胀循环的氢氧机推力才做不大。室压上不去。推力才会比较小。
日本LE9是开式膨胀循环，才把室压做到10MPa左右。
YF75没解决氢涡轮的扬程压力问题。燃烧室压才4MPa所以性能一般。
和燃气发生器结构无关。
因为氢密度小，逼迫氢涡轮的扬程能力必须很强。否则燃料跟不上。
这是氢氧机的一个难点。
膨胀循环落后？天朝燃气发生器循环氢氧机80年代投入使用，YF75D至今还在试车……
燃气发生器循环可以达 ...
你记错了把
一般膨胀循环的氢氧机推力才做不大。室压上不去。推力才会比较小。
日本LE9是开式膨胀循环，才把室压做到10MPa左右。
YF75没解决氢涡轮的扬程压力问题。燃烧室压才4MPa所以性能一般。
和燃气发生器结构无关。
因为氢密度小，逼迫氢涡轮的扬程能力必须很强。否则燃料跟不上。
这是氢氧机的一个难点。
2014-2-2 14:08 上传
楠宫萧vn 发表于 2014-2-2 12:06
如果非要说的话，低温上面级发动机膨胀循环要优于燃烧发生器循环与分级燃烧循环，下面级分级燃烧循环具有 ...
分级燃烧在成本提高30%，研制周期增加5~6年的基础上。
获得4%的性能提升....
这就是国家下一代氢氧机并不打算分级燃烧的原因。
只是因为搞甲烷机的话，分级燃烧增加的那点推力，会有利于日后实现单级入轨。
我半年前才支持搞分级燃烧多一点
如果非要说的话，低温上面级发动机膨胀循环要优于燃烧发生器循环与分级燃烧循环，下面级分级燃烧循环具有 ...
分级燃烧在成本提高30%，研制周期增加5~6年的基础上。
获得4%的性能提升....
这就是国家下一代氢氧机并不打算分级燃烧的原因。
只是因为搞甲烷机的话，分级燃烧增加的那点推力，会有利于日后实现单级入轨。
我半年前才支持搞分级燃烧多一点
支持J8 发表于 2014-2-2 14:10
看三种循环的比较，这是我国2000kn吨级氢氧发动机选型的评估权重
看最后一项
这是200吨推力的起飞级动力，这里的膨胀循环也只能指开式膨胀循环。
看三种循环的比较，这是我国2000kn吨级氢氧发动机选型的评估权重
看最后一项
这是200吨推力的起飞级动力，这里的膨胀循环也只能指开式膨胀循环。
2014-2-2 14:38 上传
如果以甲烷机的比冲为基础，结构质量分数将小到以人类技术无法实现的程度。8%尚且可以通过碳纤维缠绕增压加铝锂合金内胆实现，再低就真没辙了……
其实单级入轨的最佳思路应该是云霄塔的SABRE发动机，火箭/冲压双模发动机。这玩意在10多年的投入之后，终于在去年开始了一系列实验……
如果以甲烷机的比冲为基础，结构质量分数将小到以人类技术无法实现的程度。8%尚且可以通过碳纤维缠绕增压加铝锂合金内胆实现，再低就真没辙了……
其实单级入轨的最佳思路应该是云霄塔的SABRE发动机，火箭/冲压双模发动机。这玩意在10多年的投入之后，终于在去年开始了一系列实验……
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
支持J8 发表于 2014-2-2 14:07
你记错了把
一般膨胀循环的氢氧机推力才做不大。室压上不去。推力才会比较小。
日本LE9是开式膨胀循环 ...
这么细节的问题都让你知道了？
按我的理解，扬程不是问题，问题是保证扬程的同时还保证流量。
你记错了把
一般膨胀循环的氢氧机推力才做不大。室压上不去。推力才会比较小。
日本LE9是开式膨胀循环 ...
这么细节的问题都让你知道了？
按我的理解，扬程不是问题，问题是保证扬程的同时还保证流量。
MB60的比冲在465左右，没比RL60低
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压很难提高
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压很难提高
Gramer 发表于 2014-2-2 14:59
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
看9楼的图。
性能项里面，膨胀循环的技术水平分是最低，分级燃烧最高。
膨胀循环想对好研制，研发周期都比燃气发生器短。
国内没选择膨胀循环，完全是因为我们的中庸策略，这方面，我们倾向欧洲火神的方案。
膨胀循环一直就是技术简单，但做大难，才有燃气发生器和补燃循环的解决方案。
燃气发生器是推力比冲减分，补燃是研制难度减分。
并不是燃气发生器自身技术水平差。是中庸而已
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
看9楼的图。
性能项里面，膨胀循环的技术水平分是最低，分级燃烧最高。
膨胀循环想对好研制，研发周期都比燃气发生器短。
国内没选择膨胀循环，完全是因为我们的中庸策略，这方面，我们倾向欧洲火神的方案。
膨胀循环一直就是技术简单，但做大难，才有燃气发生器和补燃循环的解决方案。
燃气发生器是推力比冲减分，补燃是研制难度减分。
并不是燃气发生器自身技术水平差。是中庸而已
nimbostratus 发表于 2014-2-2 15:05
这么细节的问题都让你知道了？
按我的理解，扬程不是问题，问题是保证扬程的同时还保证流量。
上次讨论，把相关的知识看了一圈。
这么细节的问题都让你知道了？
按我的理解，扬程不是问题，问题是保证扬程的同时还保证流量。
上次讨论，把相关的知识看了一圈。
Gramer 发表于 2014-2-2 14:59
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
日本早年LE5是燃气发生器 室压是3.0MPa
LE5B改膨胀循环 室压是3.5Mpa 氢泵压力是5.8MPa
我们的YF75的燃气发生器 室压是3.85~4MPa
现在改进的开式YF75d 室压是5~7.6MPa 氢泵提供的压力在10~12MPa
我们的YF-77是燃气发生器 室压是10.5Mpa 氢泵提供的压力在15~16MPa左右
我们的YF-200，室压目前来看也是10Mpa左右。
日本的LE-9据说是把开式膨胀循环的室压提高到9~11MPa
你说膨胀循环比燃气发生器的先进在哪里？先进就在结构简单。而提高了可靠性。
现在大推力膨胀循环，之前没有成功经验，让日本先跑跑看。
我们再跟也是好事。现在对于我们，高性能的氢泵是造得出来的。
但膨胀循环是不是用在大推力发动机上有预想的那么好。等日本吃完螃蟹再说。
另：最近有篇谈10吨级氢氧机的文献中扯到一句话，提高到10吨级，只要加长燃烧室即可做到
膨胀循环落后？你哪个星球来的？
日本早年LE5是燃气发生器 室压是3.0MPa
LE5B改膨胀循环 室压是3.5Mpa 氢泵压力是5.8MPa
我们的YF75的燃气发生器 室压是3.85~4MPa
现在改进的开式YF75d 室压是5~7.6MPa 氢泵提供的压力在10~12MPa
我们的YF-77是燃气发生器 室压是10.5Mpa 氢泵提供的压力在15~16MPa左右
我们的YF-200，室压目前来看也是10Mpa左右。
日本的LE-9据说是把开式膨胀循环的室压提高到9~11MPa
你说膨胀循环比燃气发生器的先进在哪里？先进就在结构简单。而提高了可靠性。
现在大推力膨胀循环，之前没有成功经验，让日本先跑跑看。
我们再跟也是好事。现在对于我们，高性能的氢泵是造得出来的。
但膨胀循环是不是用在大推力发动机上有预想的那么好。等日本吃完螃蟹再说。
另：最近有篇谈10吨级氢氧机的文献中扯到一句话，提高到10吨级，只要加长燃烧室即可做到
纸飞机 发表于 2014-2-2 15:16
MB60的比冲在465左右，没比RL60低
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压 ...
那现在我们YF75d，膨胀循环室压可达7.6MPa，是技术先进的表现喽...
MB60的比冲在465左右，没比RL60低
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压 ...
那现在我们YF75d，膨胀循环室压可达7.6MPa，是技术先进的表现喽...
支持J8 发表于 2014-2-2 16:03
那现在我们YF75d，膨胀循环室压可达7.6MPa，是技术先进的表现喽...
YF75D要有7.6MP的室压，还搞个80的膨胀比那就是设计师脑残了
支持J8 发表于 2014-2-2 16:03
那现在我们YF75d，膨胀循环室压可达7.6MPa，是技术先进的表现喽...
YF75D要有7.6MP的室压，还搞个80的膨胀比那就是设计师脑残了
支持J8 发表于 2014-2-2 16:01
日本早年LE5是燃气发生器 室压是3.0MPa
LE5B改膨胀循环 室压是3.5Mpa 氢泵压力是5.8MPa
我们的YF75的燃 ...
MB60室压在13MP左右，要比吗？
日本早年LE5是燃气发生器 室压是3.0MPa
LE5B改膨胀循环 室压是3.5Mpa 氢泵压力是5.8MPa
我们的YF75的燃 ...
MB60室压在13MP左右，要比吗？
纸飞机 发表于 2014-2-2 16:11
MB60室压在13MP左右，要比吗？
美国和日本联合研制的。有什么奇怪的？
美国就是先进，这个大家都承认
国内有文献，也提到有需求25吨级的氢氧发动机
MB60室压在13MP左右，要比吗？
美国和日本联合研制的。有什么奇怪的？
美国就是先进，这个大家都承认
国内有文献，也提到有需求25吨级的氢氧发动机
支持J8 发表于 2014-2-2 16:28
美国和日本联合研制的。有什么奇怪的？
美国就是先进，这个大家都承认
国内有文献，也提到有需求25吨级 ...
美国人自己主导的RL60还比这低，怎么说？
美国和日本联合研制的。有什么奇怪的？
美国就是先进，这个大家都承认
国内有文献，也提到有需求25吨级 ...
美国人自己主导的RL60还比这低，怎么说？
纸飞机 发表于 2014-2-2 16:07
YF75D要有7.6MP的室压，还搞个80的膨胀比那就是设计师脑残了
现在YF75D参数没公布。具体的不清楚。
但是08~12年都有10~12Mpa的氢氧发动机用氢泵的研制信息。以及燃烧室室压7.1~7.6的文献（试验都做了）
室压一般是氢泵压力的2/3
流量在2.95kg/s
这个量级就是9~10吨级的氢氧发动机。
是不是YF75D,这个不清楚。因为有文献说YF75D是闭式膨胀循环。
而有文献明确说，我们在研制开式膨胀循环的氢氧机，而且还有型号1/2之分。
怀疑YF75有两个改型
1 闭式膨胀循环（9吨级？）
2 开式膨胀循环（10吨级？）
YF75D要有7.6MP的室压，还搞个80的膨胀比那就是设计师脑残了
现在YF75D参数没公布。具体的不清楚。
但是08~12年都有10~12Mpa的氢氧发动机用氢泵的研制信息。以及燃烧室室压7.1~7.6的文献（试验都做了）
室压一般是氢泵压力的2/3
流量在2.95kg/s
这个量级就是9~10吨级的氢氧发动机。
是不是YF75D,这个不清楚。因为有文献说YF75D是闭式膨胀循环。
而有文献明确说，我们在研制开式膨胀循环的氢氧机，而且还有型号1/2之分。
怀疑YF75有两个改型
1 闭式膨胀循环（9吨级？）
2 开式膨胀循环（10吨级？）
支持J8 发表于 2014-2-2 16:55
现在YF75D参数没公布。具体的不清楚。
但是08~12年都有10~12Mpa的氢氧发动机用氢泵的研制信息。以及燃 ...
膨胀循环室压一般是氢泵压力的1/3
现在YF75D参数没公布。具体的不清楚。
但是08~12年都有10~12Mpa的氢氧发动机用氢泵的研制信息。以及燃 ...
膨胀循环室压一般是氢泵压力的1/3
纸飞机 发表于 2014-2-2 16:36
美国人自己主导的RL60还比这低，怎么说？
技术方案，继承性选择。
MB60研发多年了（99年就成功试车了），一直没有合适的应用场景。
直到现在的H3，等应用了，也是2020年左右了。
对于美国而言，这样一款发动机根本没有必要研制20年。
其实是日本拖着美国折腾，搞一堆单项第一，但市场不大。
日本只有在自己的项目中把这个发动机用起来。这本身就说明问题
说明日本的技术路线规划有问题。
现在就和H2上天之前，各种羡慕嫉妒恨都有。最后呢，H2在国际市场上实质是失败了
你还是等H3上天，打个十发再来吹。
美国人自己主导的RL60还比这低，怎么说？
技术方案，继承性选择。
MB60研发多年了（99年就成功试车了），一直没有合适的应用场景。
直到现在的H3，等应用了，也是2020年左右了。
对于美国而言，这样一款发动机根本没有必要研制20年。
其实是日本拖着美国折腾，搞一堆单项第一，但市场不大。
日本只有在自己的项目中把这个发动机用起来。这本身就说明问题
说明日本的技术路线规划有问题。
现在就和H2上天之前，各种羡慕嫉妒恨都有。最后呢，H2在国际市场上实质是失败了
你还是等H3上天，打个十发再来吹。
纸飞机 发表于 2014-2-2 16:59
膨胀循环室压一般是氢泵压力的1/3
那你解释一下文献中7.1~7.6MPa的氢氧发动机室压是谁的？
国内目前的YF73/YF75/YF77/YF200都对不上。
膨胀循环室压一般是氢泵压力的1/3
那你解释一下文献中7.1~7.6MPa的氢氧发动机室压是谁的？
国内目前的YF73/YF75/YF77/YF200都对不上。
支持J8 发表于 2014-2-2 17:06
技术方案，继承性选择。
MB60研发多年了（99年就成功试车了），一直没有合适的应用场景。
直到现在的H3 ...
MB60啥时候试车成功了？
技术方案，继承性选择。
MB60研发多年了（99年就成功试车了），一直没有合适的应用场景。
直到现在的H3 ...
MB60啥时候试车成功了？
2014-2-2 17:57 上传
由下述资料可知，这个芯二级发动机必然是YF75级别
http://lt.cjdby.net/thread-1433137-1-1.html
由下述资料可知，这个芯二级发动机必然是YF75级别
http://lt.cjdby.net/thread-1433137-1-1.html
纸飞机 发表于 2014-2-2 17:20
MB60啥时候试车成功了？
http://www.astronautix.com/engines/mb60.htm
MB60啥时候试车成功了？
http://www.astronautix.com/engines/mb60.htm
支持J8 发表于 2014-2-2 17:59
你来解读这个新一代火箭芯二级发动机是啥吧
氢泵应对燃烧室入口压力是8.7MPa
流量2.1kg/s
这个发动机氢泵的喷嘴入口压力是11MPa+ 出口压力最大是8.7MPa。
我的理解就是燃烧室。
你来解读这个新一代火箭芯二级发动机是啥吧
氢泵应对燃烧室入口压力是8.7MPa
流量2.1kg/s
这个发动机氢泵的喷嘴入口压力是11MPa+ 出口压力最大是8.7MPa。
我的理解就是燃烧室。
2014-2-2 18:20 上传
看第二个图就知道。
涡轮泵到喷嘴之前压力是11.5Mpa，喷后压力MPa是8.998Mpa
喷前温度是300K（液氢作为冷却剂，冷却鹏管之后的温度）
等信息表明，这里面指的就是燃烧室压力。
涡轮泵到喷嘴之前压力是11.5Mpa，喷后压力MPa是8.998Mpa
喷前温度是300K（液氢作为冷却剂，冷却鹏管之后的温度）
等信息表明，这里面指的就是燃烧室压力。
支持J8 发表于 2014-2-2 17:59
你来解读这个新一代火箭芯二级发动机是啥吧
氢泵应对燃烧室入口压力是8.7MPa
流量2.1kg/s
流量2.1kg这显然是YF77的衍生型号
你来解读这个新一代火箭芯二级发动机是啥吧
氢泵应对燃烧室入口压力是8.7MPa
流量2.1kg/s
流量2.1kg这显然是YF77的衍生型号
支持J8 发表于 2014-2-2 18:14
http://www.astronautix.com/engines/mb60.htm
1999年首次试飞？飞的啥？
三菱主页上写的清清楚楚，试验的是MB-XX，只是MB-60的演示样机
http://www.astronautix.com/engines/mb60.htm
1999年首次试飞？飞的啥？
三菱主页上写的清清楚楚，试验的是MB-XX，只是MB-60的演示样机
纸飞机 发表于 2014-2-2 18:43
1999年首次试飞？飞的啥？
三菱主页上写的清清楚楚，试验的是MB-XX，只是MB-60的演示样机
演示样机到型号不需要20年吧。
国内氢氧机也是99年演示的吧。02年上型号立项。其中研发坎坷，基本上14~15年已经达到首飞状态
MB60，04年开始正式设计，H3计划是18~22年实施首飞...
以美日的实力15~18年才搞好MB60有点慢。
而且膨胀循环，技术水平更本没有分级和燃气发生器高（9楼有贴图）。时间还慢。
按你的说法膨胀循环氢泵的压力是室压的3倍。
也就是13MPa的室压，氢泵的压力要达到40MPa。和分级燃烧类似了。
LE7折腾在哪？不就是氢泵老出问题吗？
这就是为啥这种设计，美帝自己都没兴趣的原因。
1999年首次试飞？飞的啥？
三菱主页上写的清清楚楚，试验的是MB-XX，只是MB-60的演示样机
演示样机到型号不需要20年吧。
国内氢氧机也是99年演示的吧。02年上型号立项。其中研发坎坷，基本上14~15年已经达到首飞状态
MB60，04年开始正式设计，H3计划是18~22年实施首飞...
以美日的实力15~18年才搞好MB60有点慢。
而且膨胀循环，技术水平更本没有分级和燃气发生器高（9楼有贴图）。时间还慢。
按你的说法膨胀循环氢泵的压力是室压的3倍。
也就是13MPa的室压，氢泵的压力要达到40MPa。和分级燃烧类似了。
LE7折腾在哪？不就是氢泵老出问题吗？
这就是为啥这种设计，美帝自己都没兴趣的原因。
支持J8 发表于 2014-2-2 11:50
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
氢氧发动机中膨胀循环方式实用最早，但这和落后没关系，膨胀循环方式具有很好的安全性和可靠性，比冲也不算低，就是推力做不大，是上面级发动机非常合适的类型。
膨胀燃烧比较落后，分级燃烧比较先进，燃气发生器循环适中。
现在提出一个开式膨胀燃烧概念，能比较接近燃 ...
氢氧发动机中膨胀循环方式实用最早，但这和落后没关系，膨胀循环方式具有很好的安全性和可靠性，比冲也不算低，就是推力做不大，是上面级发动机非常合适的类型。
纸飞机 发表于 2014-2-2 18:42
流量2.1kg这显然是YF77的衍生型号
YF77 计划是芯一级吧。
流量2.1kg这显然是YF77的衍生型号
YF77 计划是芯一级吧。
纸飞机 发表于 2014-2-2 15:16
MB60的比冲在465左右，没比RL60低
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压 ...
MB-XX我看到的数据，是467秒，而RL10B-2发动机，一段时间内PWR给的数据是462.5秒
MB60的比冲在465左右，没比RL60低
开式膨胀循环能实现更高的室压
小型发动机受限于氢泵尺寸等问题，室压 ...
MB-XX我看到的数据，是467秒，而RL10B-2发动机，一段时间内PWR给的数据是462.5秒
lsquirrel 发表于 2014-2-2 20:05
氢氧发动机中膨胀循环方式实用最早，但这和落后没关系，膨胀循环方式具有很好的安全性和可靠性，比冲也不 ...
是的。这点我同意。
国内文献也是这么说的。
日本做开式膨胀循环，把推力提高到100吨以上，是壮举。
好不好，日后看效果。
但是如果是MB60的设计，我估计悬（MB60是闭式膨胀循环）。
氢氧发动机中膨胀循环方式实用最早，但这和落后没关系，膨胀循环方式具有很好的安全性和可靠性，比冲也不 ...
是的。这点我同意。
国内文献也是这么说的。
日本做开式膨胀循环，把推力提高到100吨以上，是壮举。
好不好，日后看效果。
但是如果是MB60的设计，我估计悬（MB60是闭式膨胀循环）。