液氧/液氢低温发动机的推力能做到多大？

来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 21:47:25
在化学火箭燃料中，液氢的喷气速度可以达到4.4公里/秒，按理说喷气速度越高推力越大，为何现实中液氧/液氢低温发动机的推力还不到500吨？在化学火箭燃料中，液氢的喷气速度可以达到4.4公里/秒，按理说喷气速度越高推力越大，为何现实中液氧/液氢低温发动机的推力还不到500吨？
推力＝质量流量×比冲。
最大的M-1推力是700吨级
液氢密度超小，你做个1000吨推力的，完多大直径的燃料箱配套啊？
最大的M-1推力是700吨级
这孩子死的太早了……
最大的M-1推力是700吨级
这孩子死的太早了……
最大的M-1推力是700吨级
这孩子死的太早了……
液氢密度超小，你做个1000吨推力的，完多大直径的燃料箱配套啊？
猎户座计划的上面级，你说还会在乎体积？起飞级都上核弹了……
纸飞机 发表于 2014-2-28 18:57
最大的M-1推力是700吨级
有原型发动机？土星五号用的？
ericcui1 发表于 2014-2-28 18:57
液氢密度超小，你做个1000吨推力的，完多大直径的燃料箱配套啊？
10米直径够了
有原型发动机？土星五号用的？
研制没完成，体积惊人……
高度接近20米，喷管直径接近10米。原本是作为NASA火星计划核动力上面级的备份……
10米直径够了
10米不够，土星V23一子级有13台F1，自己想想箭体直径……
楠宫萧vn 发表于 2014-2-28 19:55
10米不够，土星V23一子级有13台F1，自己想想箭体直径……
Saturn MLV的各种方案里有在一子级使用低温火箭发动机的(⊙_⊙)？
Saturn MLV的各种方案里有在一子级使用低温火箭发动机的(⊙_⊙)？
M1是上面级发动机不错，不过土星MLV上面级直径不会只有10米吧？
话说，这个箭体直径（燃料量）与发动机推力之间是怎么匹配的？
阿丽亚娜5.4米直径，发动机115吨，长征5号5米，发动机100吨；而德尔塔4同样5米，发动机却有300多吨。当然这两者构型略有不同

说煤油的话，天顶2直径3.7米，推力有800吨，而长征7号直径3.35米，推力只有240吨....

话说，差别咋怎么大呢？设计思路，技术路线不同吗？
2014-2-28 22:37 上传

早前有文章科普说，中国液氢的制取成本大大高于美国，有可能影响到火箭类型选择和发展方向；
不知现在这方面有无改观。
话说，这个箭体直径（燃料量）与发动机推力之间是怎么匹配的？
阿丽亚娜5.4米直径，发动机115吨，长征5号5 ...
前面是一级半入轨和二级半入轨的区别；
后面是二级半和二级的区别……另外长征7起飞级有6台YF100，起飞推力720吨……
不知所谓 发表于 2014-2-28 22:25
话说，这个箭体直径（燃料量）与发动机推力之间是怎么匹配的？
阿丽亚娜5.4米直径，发动机115吨，长征5号5 ...

天顶是3.9米，而且天顶设计不是特别合理的，推重比过高
长5和阿5的芯级燃烧时间是德尔塔4的两倍多
天顶是3.9米，而且天顶设计不是特别合理的，推重比过高
长5和阿5的芯级燃烧时间是德尔塔4的两倍多
天顶没按最佳级间比设计吧？据说是内陆运输限制……不知海射为何没有调整设计……

纸飞机 发表于 2014-3-1 11:49
天顶是3.9米，而且天顶设计不是特别合理的，推重比过高
长5和阿5的芯级燃烧时间是德尔塔4的两倍多


芯级不能自主起飞，必须助推器助推。也不是什么亮点。
纸飞机 发表于 2014-3-1 11:49
天顶是3.9米，而且天顶设计不是特别合理的，推重比过高
长5和阿5的芯级燃烧时间是德尔塔4的两倍多


芯级不能自主起飞，必须助推器助推。也不是什么亮点。
芯级不能自主起飞，必须助推器助推。也不是什么亮点。
一级半入轨实际上芯级就相当于变相的二子级，可以简化设计、降低研制难度，并且升级潜力巨大……
除了灵活性差点……

多燃烧室汇入一个大喷管？
acoustics 发表于 2014-3-1 13:27
多燃烧室汇入一个大喷管？
@acoustics：不是
液氧/液氢低温发动机的推力能做到多大？ 液氢液氧发动机的问题 恐怖的发动机推力！以后的J20能做到么？ 最大推力的发动机?能达到多大!未来五十年. 220吨级液氢液氧发动机 弱弱的问下 我国的液氢液氧发动机研究的怎么样? F-22的两台发动机推力是否能做到有差别？ 请教火箭的液氢/液氧质量比 T50的发动机推力有多大？ 哪位告诉我美国登月返回仓发动机液氢液氧怎么回事 液氧甲烷发动机和液氢液氧发动机比有什么优势？ 问一个问题，煤油-液氧发动机理论比冲最大能到多大啊