超级军网氢氧发动机工作原理
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 21:45:30
按照时间顺序来
RL-10是全世界第一种氢氧发动机，也是第一种膨胀循环的发动机，虽然经过多次改进，但总体原理没做变化
其工作原理如下：全部液氢由氢泵加压进入管道壁结构的再生冷却喷管中加热成气态氢，然后推动一个涡轮，最后进入燃烧室作为燃料
因为推动涡轮的动力来自于氢加热后的膨胀，所以这个方式被称为膨胀循环
而涡轮与氢泵直接连接，同时通过一个齿轮结构驱动氧泵
液氧则通过氧泵加压后直接进入燃烧室
注意这个齿轮结构，它在接下来一段时间内成为了一种潮流
另外一个需要说明的问题是，早期的RL-10还配有用过氧化氢驱动的预压泵，但后期型号取消了这个设计
J-2被用于土星系列火箭，也是世界上第一种大型氢氧发动机，也是第一种燃气发生器循环的氢氧发动机
工作原理如下：少量氧和氢进入燃气发生器并燃烧，产生的燃气依次推动氢涡轮泵和氧涡轮泵，最后将燃气注入喷管作为气膜冷却
液氢由氢泵加压后，先全部用于冷却喷管，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入燃气发生器
液氧由氧泵加压后大部分直接进入燃烧室，小部分进入燃气发生器
与早期型RL-10不同的是，J-2没有预压泵
同样要记住这个依次驱动两个涡轮泵的设计，接下来我们还会看到很多用这种设计的发动机
J-2S是一种简化版的J-2设计
工作原理如下：省去了燃气发生器机构，直接从燃烧室引出部分燃气用来驱动俩个涡轮泵
因为省去了燃气发生器，所以全部的氢和液氧都直接进入燃烧室燃烧
这种循环方式被称作抽气循环，但这种结构没有发展下去
RD-56是苏联第一种氢氧发动机，也是世界上第一种分级燃烧的氢氧发动机
工作原理如下：全部的液氢先进入通道壁结构的再生冷却喷管，气化后全部进入预燃室与少量液氧燃烧成富燃燃气，推动一个涡轮后进入燃烧室
液氧由氧泵加压后分为两路，大部分直接进入燃烧室，少部分进入预燃室
而氧泵和氢泵以及涡轮为同轴结构，没有预压泵
RD-56首次将同轴泵结构引入氢氧发动机，其后苏联设计的RD-57和RD-0120也都采用了这种结构，成为了一种苏联特色的设计
另外一个提一下的事情是，苏联早期的氢氧发动机选择了较高的混合比（6.5：1）而美国人则选择了较低的混合比（5：1），这体现出了两者对氢氧发动机使用上的不同认识，不过最后他们都统一到6：1，也体现了殊途同归
M-1是推力最大的氢氧发动机
原理上与J-2基本相同，不过有J-2的6倍大
RD-57是苏联第二种氢氧发动机，也是第一种用利用自身循环驱动预压泵的氢氧发动机，还是第一种室压超过10MP的氢氧发动机
该发动机国内有篇论文介绍，不过似乎与俄方的介绍有出入
俄方给出的介绍
工作原理如下：液氧和液氢先通过一个同轴预压泵，再进入一个同轴的主泵
接下来的走向与RD-56类似，但不同的是RD-57的液氧也参加冷却（冷却燃烧室）
国内论文与俄方资料不同点在于驱动预压泵的工质，国内论文上标注为从预燃室引出的一小股燃气，而俄方资料标注为气氢（可能是液氢加热后得来的）
值得一提的是该发动机比冲高达456.5（M型提高为461，且混合比为6.2：1），同时可以重复启动11次
HM-7是欧洲第一种氢氧发动机
HM-7和J-2一样是燃气发生器循环，所以燃气发生器部分原理类似
但HM-7没有采用J-2那种依次驱动两个涡轮泵的设计，而是只有一个与氢泵相连的涡轮泵，同时通过齿轮驱动氧泵，这一部分的设计与RL-10相同
综合来看，这是一个结合了J-2和RL-10特点的设计，但却说不上是结合了优点
SSME是航天飞机的主发动机，也是西方第一种实用化的分级燃烧发动机，也是目前最大的分级燃烧氢氧发动机
SSME采用了成本比较高的双预燃室设计，工作原理如下：液氢首先由预压泵进行预压，然后进入主泵二次加压，接下来对喷管进行冷却并气化
气化后的氢分成两路，比较大的一路要再次分成两路分别注入两个预燃室
比较小的一路则要再次用来冷却燃烧室，变成温度更高的气体用于推动氢预压泵，然后也分为两路分别注入两个预燃室，这一部分实际上类似与部分膨胀循环
液氧也首先通过预压泵预压，然后通过主氧泵再次加压，加压后则分为三路
流量最大的一路直接进入燃烧室
流量稍小的一路则用于驱动连接着液氧预压泵的涡轮，然后合并到氧预压泵预压过的低压液氧流中，再次进入主氧泵
最小的一路经过一个与主氧泵同轴的高压氧泵再次加压后分成两路，分别注入两个预燃室
最后，全部的氢和少量的液氧在两个预燃室中燃烧为富燃燃气，分别推动连接着氧泵和氢泵的涡轮，最后注入到燃烧室
总体来看，SSME的结构非常复杂，但也因此获得了很高的性能
YF-73是我国第一个氢氧发动机
好吧，我估计你也看不清这个图
基本原理可以参考前面的HM-7，主要区别在于HM-7是单室，而YF-73是单发四室
LE-5是日本第一种氢氧发动机
这个图看起来很乱，因为它把启动用的管路也画上了，为了容易看明白，我们下面把工作管路和启动管路分开讲
这是LE-5的工作状态
基本上和前面讲过的J-2一样，所以不再介绍了
相比之下，LE-5的启动则是非常特殊的
原理如下：液氢经过氢泵加压后用于冷却燃烧室及喷管并且气化，气化后的大部分气氢进入燃烧室，小部分则在依次推动两个涡轮泵后排入喷管
实际上这就是部分膨胀循环的雏形
总体来看，LE-5的主循环基本是缩小版的J-2，但特别设计的启动部分则非常有特色，这也成了LE-5改进成LE-5A的关键
RD-0120是苏联为能源号重型火箭设计的分级燃烧氢氧发动机，到目前为止依然是室压最高的氢氧发动机
RD-0120经常被认为与SSME相似，但实际上两者在设计上差别相当大
工作原理如下：液氢首先通过预压泵和主泵加压，接下来分成两路
比较大的一路由换热器气化后直接进入预燃室，不作为冷却剂使用；比较小的一路则先冷却燃烧室再冷却喷管，并在这个过程中气化，然后用于推动连接氢预压泵的涡轮，最后注入主燃烧室
这个设计虽然也能归到部分膨胀循环一类，但实际上与其他部分膨胀的设计区别较大
液氧从预压泵出来后就直接分为两路，较大的一路由主氧泵加压后直接进入燃烧室这一路液氧压力相对较低；较小的一路则进入一个与主氧泵同轴的高压氧泵加到比较高的压力，然后再分为两路一路直接进入预燃室，另一路在驱动氧预压泵之后合并进预压泵后的液氧流
与SSME不同，RD-0120只有一个预燃室，大部分的氢和少量的液氧在这里燃烧成富燃燃气，在推动主涡轮后进入燃烧室
而这个涡轮同时作为主氢泵，主氧泵，高压氧泵三个泵的动力，也就是说一根轴上同时布置了一个涡轮三个泵
同SSME一样，RD-0120的结构也相当复杂，虽然单预燃室的设计有效的降低了成本，但RD-0120的性价比依然不适合作为普通的起飞级发动机，只能用在一些重型火箭上
另外一个值得一提的事情是RD-0120的室压虽然是最高的，但它的涡轮气体的温度反而是最低的，仅800K
不但远低于SSME的1300K，比火神和YF-77的900K左右也要低些
这说明如果设计足够优秀，用性能较低的材料也能做出更好的产品来
LE-5A是H-II火箭的第二级，也是世界上第一种部分膨胀循环的发动机
LE-5A虽然是LE-5的改进型，但循环原理已经改变了：液氢首先通过氢泵加压，然后全部用于冷却燃烧室和喷管的上半段，接下来分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路先冷却喷管下半段，然后依次推动两个涡轮泵，最后排入喷管
LE-5A一样是通过氢加热膨胀来推动涡轮，因此也被归到膨胀循环一类，因为只有少部分氢是作为工质使用，所以这种循环被称为部分膨胀循环，实际上这种结构与SSME的氢预压泵系统有些类似，不过冷却顺序刚好相反
液氧部分则与LE-5没有区别
顺便先把LE-5B讲了
LE-5B的设计里，大部分液氢不再作为冷却剂使用，气化后直接进入燃烧室；而少部分液氢冷却喷管和燃烧室后分为两路，一路用于气化其他的液氢，另一路则用来依次驱动两个涡轮
也就是说，由LE-5A类似SSME氢预压泵系统的设计改成了一个类似与RD-0120氢预压泵系统的结构
其他部分则与LE-5A没有明显的区别
LE-5A/B作为首个投入使用的部分膨胀循环发动机，给氢氧发动机设计开辟了一条新的道路
LE-7/LE-7A
LE-7是H-II火箭的主发动机，LE-7A则是H-IIA的主发动机，后者虽然是前者的改进型，但工作原理没有变化，所以合并到一起
工作原理：液氢首先经过主泵加压，接下来冷却燃烧室和喷管，最后全部进入预燃室
液氧在主氧泵加压后，分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路则直接进入预燃室
LE-7同RD-0120一样，只有一个预燃室，但却有两个涡轮泵，这一点又类似于SSME
全部的氢和少量的氧在预燃室燃烧成富燃燃气后通过一个Y型管分为两路，较大的一路驱动连接着氢泵的涡轮，较小的一路则用来驱动连接着氧泵的涡轮，最终两路燃气全部注入主燃烧室
注意这个Y型管并列驱动两个涡轮泵的结构，这是继前面讲过的单涡轮齿轮驱动，依次驱动，单涡轮同轴泵三种结构之后的第四种结构，接下来我们会看到很多发动机采用这种结构
总体来看，LE-7的设计参数较低，使得其性能与SSME和RD-0120有较大的差距
但LE-7也有自己的亮点，无预压的高压氢泵具有很高的技术含量，另外，Y型燃气管的设计影响了接下来出现的很多新设计
按照时间顺序来
RL-10是全世界第一种氢氧发动机，也是第一种膨胀循环的发动机，虽然经过多次改进，但总体原理没做变化
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其工作原理如下：全部液氢由氢泵加压进入管道壁结构的再生冷却喷管中加热成气态氢，然后推动一个涡轮，最后进入燃烧室作为燃料
因为推动涡轮的动力来自于氢加热后的膨胀，所以这个方式被称为膨胀循环
而涡轮与氢泵直接连接，同时通过一个齿轮结构驱动氧泵
液氧则通过氧泵加压后直接进入燃烧室
注意这个齿轮结构，它在接下来一段时间内成为了一种潮流
另外一个需要说明的问题是，早期的RL-10还配有用过氧化氢驱动的预压泵，但后期型号取消了这个设计
J-2被用于土星系列火箭，也是世界上第一种大型氢氧发动机，也是第一种燃气发生器循环的氢氧发动机
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工作原理如下：少量氧和氢进入燃气发生器并燃烧，产生的燃气依次推动氢涡轮泵和氧涡轮泵，最后将燃气注入喷管作为气膜冷却
液氢由氢泵加压后，先全部用于冷却喷管，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入燃气发生器
液氧由氧泵加压后大部分直接进入燃烧室，小部分进入燃气发生器
与早期型RL-10不同的是，J-2没有预压泵
同样要记住这个依次驱动两个涡轮泵的设计，接下来我们还会看到很多用这种设计的发动机
J-2S是一种简化版的J-2设计
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工作原理如下：省去了燃气发生器机构，直接从燃烧室引出部分燃气用来驱动俩个涡轮泵
因为省去了燃气发生器，所以全部的氢和液氧都直接进入燃烧室燃烧
这种循环方式被称作抽气循环，但这种结构没有发展下去
RD-56是苏联第一种氢氧发动机，也是世界上第一种分级燃烧的氢氧发动机
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工作原理如下：全部的液氢先进入通道壁结构的再生冷却喷管，气化后全部进入预燃室与少量液氧燃烧成富燃燃气，推动一个涡轮后进入燃烧室
液氧由氧泵加压后分为两路，大部分直接进入燃烧室，少部分进入预燃室
而氧泵和氢泵以及涡轮为同轴结构，没有预压泵
RD-56首次将同轴泵结构引入氢氧发动机，其后苏联设计的RD-57和RD-0120也都采用了这种结构，成为了一种苏联特色的设计
另外一个提一下的事情是，苏联早期的氢氧发动机选择了较高的混合比（6.5：1）而美国人则选择了较低的混合比（5：1），这体现出了两者对氢氧发动机使用上的不同认识，不过最后他们都统一到6：1，也体现了殊途同归
M-1是推力最大的氢氧发动机
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原理上与J-2基本相同，不过有J-2的6倍大
RD-57是苏联第二种氢氧发动机，也是第一种用利用自身循环驱动预压泵的氢氧发动机，还是第一种室压超过10MP的氢氧发动机
该发动机国内有篇论文介绍，不过似乎与俄方的介绍有出入
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俄方给出的介绍
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工作原理如下：液氧和液氢先通过一个同轴预压泵，再进入一个同轴的主泵
接下来的走向与RD-56类似，但不同的是RD-57的液氧也参加冷却（冷却燃烧室）
国内论文与俄方资料不同点在于驱动预压泵的工质，国内论文上标注为从预燃室引出的一小股燃气，而俄方资料标注为气氢（可能是液氢加热后得来的）
值得一提的是该发动机比冲高达456.5（M型提高为461，且混合比为6.2：1），同时可以重复启动11次
HM-7是欧洲第一种氢氧发动机
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HM-7和J-2一样是燃气发生器循环，所以燃气发生器部分原理类似
但HM-7没有采用J-2那种依次驱动两个涡轮泵的设计，而是只有一个与氢泵相连的涡轮泵，同时通过齿轮驱动氧泵，这一部分的设计与RL-10相同
综合来看，这是一个结合了J-2和RL-10特点的设计，但却说不上是结合了优点
SSME是航天飞机的主发动机，也是西方第一种实用化的分级燃烧发动机，也是目前最大的分级燃烧氢氧发动机
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SSME采用了成本比较高的双预燃室设计，工作原理如下：液氢首先由预压泵进行预压，然后进入主泵二次加压，接下来对喷管进行冷却并气化
气化后的氢分成两路，比较大的一路要再次分成两路分别注入两个预燃室
比较小的一路则要再次用来冷却燃烧室，变成温度更高的气体用于推动氢预压泵，然后也分为两路分别注入两个预燃室，这一部分实际上类似与部分膨胀循环
液氧也首先通过预压泵预压，然后通过主氧泵再次加压，加压后则分为三路
流量最大的一路直接进入燃烧室
流量稍小的一路则用于驱动连接着液氧预压泵的涡轮，然后合并到氧预压泵预压过的低压液氧流中，再次进入主氧泵
最小的一路经过一个与主氧泵同轴的高压氧泵再次加压后分成两路，分别注入两个预燃室
最后，全部的氢和少量的液氧在两个预燃室中燃烧为富燃燃气，分别推动连接着氧泵和氢泵的涡轮，最后注入到燃烧室
总体来看，SSME的结构非常复杂，但也因此获得了很高的性能
YF-73是我国第一个氢氧发动机
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好吧，我估计你也看不清这个图
基本原理可以参考前面的HM-7，主要区别在于HM-7是单室，而YF-73是单发四室
LE-5是日本第一种氢氧发动机
2013-07-01 19 14 12.jpg (120.91 KB, 下载次数: 72)
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这个图看起来很乱，因为它把启动用的管路也画上了，为了容易看明白，我们下面把工作管路和启动管路分开讲
这是LE-5的工作状态
2013-07-02 21 26 33.jpg (75.24 KB, 下载次数: 70)
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基本上和前面讲过的J-2一样，所以不再介绍了
相比之下，LE-5的启动则是非常特殊的
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原理如下：液氢经过氢泵加压后用于冷却燃烧室及喷管并且气化，气化后的大部分气氢进入燃烧室，小部分则在依次推动两个涡轮泵后排入喷管
实际上这就是部分膨胀循环的雏形
总体来看，LE-5的主循环基本是缩小版的J-2，但特别设计的启动部分则非常有特色，这也成了LE-5改进成LE-5A的关键
RD-0120是苏联为能源号重型火箭设计的分级燃烧氢氧发动机，到目前为止依然是室压最高的氢氧发动机
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2014-03-10 11 26 21.jpg (61.8 KB, 下载次数: 64)
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RD-0120经常被认为与SSME相似，但实际上两者在设计上差别相当大
工作原理如下：液氢首先通过预压泵和主泵加压，接下来分成两路
比较大的一路由换热器气化后直接进入预燃室，不作为冷却剂使用；比较小的一路则先冷却燃烧室再冷却喷管，并在这个过程中气化，然后用于推动连接氢预压泵的涡轮，最后注入主燃烧室
这个设计虽然也能归到部分膨胀循环一类，但实际上与其他部分膨胀的设计区别较大
液氧从预压泵出来后就直接分为两路，较大的一路由主氧泵加压后直接进入燃烧室这一路液氧压力相对较低；较小的一路则进入一个与主氧泵同轴的高压氧泵加到比较高的压力，然后再分为两路一路直接进入预燃室，另一路在驱动氧预压泵之后合并进预压泵后的液氧流
与SSME不同，RD-0120只有一个预燃室，大部分的氢和少量的液氧在这里燃烧成富燃燃气，在推动主涡轮后进入燃烧室
而这个涡轮同时作为主氢泵，主氧泵，高压氧泵三个泵的动力，也就是说一根轴上同时布置了一个涡轮三个泵
同SSME一样，RD-0120的结构也相当复杂，虽然单预燃室的设计有效的降低了成本，但RD-0120的性价比依然不适合作为普通的起飞级发动机，只能用在一些重型火箭上
另外一个值得一提的事情是RD-0120的室压虽然是最高的，但它的涡轮气体的温度反而是最低的，仅800K
不但远低于SSME的1300K，比火神和YF-77的900K左右也要低些
这说明如果设计足够优秀，用性能较低的材料也能做出更好的产品来
LE-5A是H-II火箭的第二级，也是世界上第一种部分膨胀循环的发动机
2014-03-10 13 49 38.jpg (63.54 KB, 下载次数: 69)
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LE-5A虽然是LE-5的改进型，但循环原理已经改变了：液氢首先通过氢泵加压，然后全部用于冷却燃烧室和喷管的上半段，接下来分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路先冷却喷管下半段，然后依次推动两个涡轮泵，最后排入喷管
LE-5A一样是通过氢加热膨胀来推动涡轮，因此也被归到膨胀循环一类，因为只有少部分氢是作为工质使用，所以这种循环被称为部分膨胀循环，实际上这种结构与SSME的氢预压泵系统有些类似，不过冷却顺序刚好相反
液氧部分则与LE-5没有区别
顺便先把LE-5B讲了
2014-03-10 13 58 40.jpg (62.62 KB, 下载次数: 67)
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LE-5B的设计里，大部分液氢不再作为冷却剂使用，气化后直接进入燃烧室；而少部分液氢冷却喷管和燃烧室后分为两路，一路用于气化其他的液氢，另一路则用来依次驱动两个涡轮
也就是说，由LE-5A类似SSME氢预压泵系统的设计改成了一个类似与RD-0120氢预压泵系统的结构
其他部分则与LE-5A没有明显的区别
LE-5A/B作为首个投入使用的部分膨胀循环发动机，给氢氧发动机设计开辟了一条新的道路
LE-7/LE-7A
LE-7是H-II火箭的主发动机，LE-7A则是H-IIA的主发动机，后者虽然是前者的改进型，但工作原理没有变化，所以合并到一起
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工作原理：液氢首先经过主泵加压，接下来冷却燃烧室和喷管，最后全部进入预燃室
液氧在主氧泵加压后，分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路则直接进入预燃室
LE-7同RD-0120一样，只有一个预燃室，但却有两个涡轮泵，这一点又类似于SSME
全部的氢和少量的氧在预燃室燃烧成富燃燃气后通过一个Y型管分为两路，较大的一路驱动连接着氢泵的涡轮，较小的一路则用来驱动连接着氧泵的涡轮，最终两路燃气全部注入主燃烧室
注意这个Y型管并列驱动两个涡轮泵的结构，这是继前面讲过的单涡轮齿轮驱动，依次驱动，单涡轮同轴泵三种结构之后的第四种结构，接下来我们会看到很多发动机采用这种结构
总体来看，LE-7的设计参数较低，使得其性能与SSME和RD-0120有较大的差距
但LE-7也有自己的亮点，无预压的高压氢泵具有很高的技术含量，另外，Y型燃气管的设计影响了接下来出现的很多新设计
YF-75是我国长征3A,B,C等火箭上面级发动机
基本原理与前面讲过的J-2和LE-5相同，也是燃气发生器+依次推动的设计
火神是欧洲为阿里安5型火箭研制的主发动机
火神采用了比较保守的设计方案，工作原理：液氢在主氢泵加压后分为两路，较大的一路在冷却燃烧室和喷管后直接进入燃烧室；较小的一路则进入燃气发生器
液氧经主泵加压后也分为两路，较大的一路直接进入主燃烧室，较小的一路则进入燃气发生器
燃气发生器产生的燃气也通过一个Y型管分为两路，分别驱动氢泵和氧泵，最后分别进入两个小喷管产生推力，这也成了火神1外观上最明显的标志
火神2与火神1外观上区别很大，但实际上只是把推动涡轮后的两路燃气引入喷管做气膜冷却，工作原理和火神1基本没有大的区别
火神采用了最为简单的设计，但依靠欧洲各国的高水平子系统，达到了较高的性能
不过这也造成了研制周期较长，研制费用较高
RS-68是目前实际使用的推力最大的氢氧发动机，德尔塔4型火箭的主发动机
原理上与火神1没有区别，亮点在于燃气滚控
RS-68是洛克达因在RS-83项目被取消后以RS-83的基础用最小的投资设计出来的产品，所以工作原理选用了最简单保守的设计
但RS-68在结构上有很多创新
VICI是欧洲为阿里安5-ECB研制的新一代上面级
工作原理：液氢在主氢泵加压后先用于冷却燃烧室和喷管，气化后依次推动两个涡轮泵，最后进入主燃烧室
液氧在氧泵加压后直接进入主燃烧室
同火神一样，VICI也采用了非常简单保守的设计，但欧洲高水平的子系统使其依然能达到非常高的性能
YF-77是我国为长征5研制的新一代氢氧发动机
原理上与火神1相同，外观也非常接近
不过我国的子系统水平还达不到欧洲的水平，所以YF-77在性能上和火神1还有差距
YF-75D是我国新一代火箭的上面级发动机
目前还没看到公开的工作原理图，但从外形图推测，工作原理应该类似VICI
RD-0146是俄国新一代火箭的上面级发动机
很多文献上称RD-0146是在RL-10的基础上研发的，但这种说法未必准确
RD-0146研发的早期，美国PW公司有所参与，这可能就是这种说法的来源
但RD-0146与RL-10区别甚大，而另一方面，实际上PW在80年代有过一个与RD-0146非常相似的先进膨胀循环发动机的设计方案，不过这个方案最终被RL-60的方案取代了
所以个人推测，RD-0146的设计方案更有可能是来自于这个先进膨胀循环发动机的设计
工作原理：液氢经预压泵和主泵两次加压后先被用于燃烧室和喷管的冷却，气化后先全部用于依次推动两个涡轮泵，然后再分为两路
较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路先推动氢预压泵后进入滚控喷管用于滚控
液氧经预压泵和主泵加压后分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路用于驱动氧预压泵，然后合并进氧预压泵后的液氧流，再次进入主氧泵
值得注意的是，RD-0146虽然也采用了依次驱动两个涡轮泵的设计，但它是先驱动氧泵再驱动氢泵，与其他发动机的顺序是相反的，这可能和氢泵极高的转速有关(125000r/min）
RD-0146有着在小型氢氧发动机中非常高的室压（8MP），设计也非常独特
RD-0126是俄国另外一个膨胀氢氧发动机项目
俄国没有公布这种发动机的细节，从外观上甚至看不出涡轮泵都在哪里
或许中间那个柱状物是同轴涡轮泵?
RL-60是当年竞争德尔塔4上面级的两个方案之一，但后来两个方案都被放弃，德尔塔4用的是RL-10-B-2
RL-60作为一种高室压的膨胀循环发动机，设计上也非常独特
工作原理：液氢经过预压泵和主泵加压，然后全部用于冷却喷管和燃烧室，气化后先推动连接主氢泵的涡轮，然后分为两路
较大的一路继续推动连接氧泵的涡轮后进入燃烧室；较小的一路用于推动连接氢预压泵的涡轮，然后也进入主燃烧室
液氧则与前面将过的RD-0146类似
RL-60有非常高的性能，但目前没有复活的希望
MB-60（LE-11）是另一个竞争德尔塔4上面级的方案，但现在日本打算选用这种发动机作为H-3的上面级，同时还去竞争SLS的上面级
MB-60的结构也相当复杂，工作原理如下：液氢经过预压泵和主泵加压后分为两路，比较小的一路先驱动连接氢预压泵的涡轮，然后进入混合器气化，最后进入燃烧室
比较大的一路首先用于冷却上半段喷管和燃烧室，同时气化，然后再分成两路，比较大的一路进入混合器，然后进入燃烧室；比较小的一路要再次用于冷却下半段喷管，接着依次推动两个涡轮泵，最后排入喷管
注意这个氢预压泵的设计，传统上认为液氢是不适合这样做的，但MB-60在这方面实现了突破
液氧与上面提到的RD-0146和RL-60一样，这也算是个经典设计了
MB-60虽然是部分膨胀循环，有部分燃料损失，但因为它实现了很高的室压（13.9MP），MB-60的比冲实际上反而高于闭式的RL-60
LE-X（LE-9）是日本下一代火箭的主发动机，也是世界上第一种大型膨胀循环发动机
实际上LE-X的循环原理与LE-5A是一样的
比较有意思的是，日本人放弃了成本更加低的LE-B模式，而选择了性能和成本都要高些的LE-5A模式
这似乎说明日本在H-3项目上还是希望有一些性能上的突破的
CE-20是印度为GSLV-MKIII研制的新型上面级发动机
印度人并没有公布详细的资料，但从这个图上看，应该和我们前面介绍过的J-2，LE-5，YF-75是一样的
该发动机目前进展已经落后预期较多了
YF-220是我国正在预研的重型火箭的芯级发动机
目前还没有很详细的资料，但从图上分析，应该是和火神,RS-68,YF-77类似的循环原理
可能采用了与RS-68一样的燃气滚控的设计
YF-75是我国长征3A,B,C等火箭上面级发动机
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基本原理与前面讲过的J-2和LE-5相同，也是燃气发生器+依次推动的设计
火神是欧洲为阿里安5型火箭研制的主发动机
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火神采用了比较保守的设计方案，工作原理：液氢在主氢泵加压后分为两路，较大的一路在冷却燃烧室和喷管后直接进入燃烧室；较小的一路则进入燃气发生器
液氧经主泵加压后也分为两路，较大的一路直接进入主燃烧室，较小的一路则进入燃气发生器
燃气发生器产生的燃气也通过一个Y型管分为两路，分别驱动氢泵和氧泵，最后分别进入两个小喷管产生推力，这也成了火神1外观上最明显的标志
火神2与火神1外观上区别很大，但实际上只是把推动涡轮后的两路燃气引入喷管做气膜冷却，工作原理和火神1基本没有大的区别
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火神采用了最为简单的设计，但依靠欧洲各国的高水平子系统，达到了较高的性能
不过这也造成了研制周期较长，研制费用较高
RS-68是目前实际使用的推力最大的氢氧发动机，德尔塔4型火箭的主发动机
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原理上与火神1没有区别，亮点在于燃气滚控
RS-68是洛克达因在RS-83项目被取消后以RS-83的基础用最小的投资设计出来的产品，所以工作原理选用了最简单保守的设计
但RS-68在结构上有很多创新
VICI是欧洲为阿里安5-ECB研制的新一代上面级
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工作原理：液氢在主氢泵加压后先用于冷却燃烧室和喷管，气化后依次推动两个涡轮泵，最后进入主燃烧室
液氧在氧泵加压后直接进入主燃烧室
同火神一样，VICI也采用了非常简单保守的设计，但欧洲高水平的子系统使其依然能达到非常高的性能
YF-77是我国为长征5研制的新一代氢氧发动机
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原理上与火神1相同，外观也非常接近
不过我国的子系统水平还达不到欧洲的水平，所以YF-77在性能上和火神1还有差距
YF-75D是我国新一代火箭的上面级发动机
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目前还没看到公开的工作原理图，但从外形图推测，工作原理应该类似VICI
RD-0146是俄国新一代火箭的上面级发动机
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很多文献上称RD-0146是在RL-10的基础上研发的，但这种说法未必准确
RD-0146研发的早期，美国PW公司有所参与，这可能就是这种说法的来源
但RD-0146与RL-10区别甚大，而另一方面，实际上PW在80年代有过一个与RD-0146非常相似的先进膨胀循环发动机的设计方案，不过这个方案最终被RL-60的方案取代了
所以个人推测，RD-0146的设计方案更有可能是来自于这个先进膨胀循环发动机的设计
工作原理：液氢经预压泵和主泵两次加压后先被用于燃烧室和喷管的冷却，气化后先全部用于依次推动两个涡轮泵，然后再分为两路
较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路先推动氢预压泵后进入滚控喷管用于滚控
液氧经预压泵和主泵加压后分为两路，较大的一路直接进入燃烧室；较小的一路用于驱动氧预压泵，然后合并进氧预压泵后的液氧流，再次进入主氧泵
值得注意的是，RD-0146虽然也采用了依次驱动两个涡轮泵的设计，但它是先驱动氧泵再驱动氢泵，与其他发动机的顺序是相反的，这可能和氢泵极高的转速有关(125000r/min）
RD-0146有着在小型氢氧发动机中非常高的室压（8MP），设计也非常独特
RD-0126是俄国另外一个膨胀氢氧发动机项目
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俄国没有公布这种发动机的细节，从外观上甚至看不出涡轮泵都在哪里
或许中间那个柱状物是同轴涡轮泵?
RL-60是当年竞争德尔塔4上面级的两个方案之一，但后来两个方案都被放弃，德尔塔4用的是RL-10-B-2
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RL-60作为一种高室压的膨胀循环发动机，设计上也非常独特
工作原理：液氢经过预压泵和主泵加压，然后全部用于冷却喷管和燃烧室，气化后先推动连接主氢泵的涡轮，然后分为两路
较大的一路继续推动连接氧泵的涡轮后进入燃烧室；较小的一路用于推动连接氢预压泵的涡轮，然后也进入主燃烧室
液氧则与前面将过的RD-0146类似
RL-60有非常高的性能，但目前没有复活的希望
MB-60（LE-11）是另一个竞争德尔塔4上面级的方案，但现在日本打算选用这种发动机作为H-3的上面级，同时还去竞争SLS的上面级
2014-03-10 19 52 51.jpg (51.98 KB, 下载次数: 59)
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MB-60的结构也相当复杂，工作原理如下：液氢经过预压泵和主泵加压后分为两路，比较小的一路先驱动连接氢预压泵的涡轮，然后进入混合器气化，最后进入燃烧室
比较大的一路首先用于冷却上半段喷管和燃烧室，同时气化，然后再分成两路，比较大的一路进入混合器，然后进入燃烧室；比较小的一路要再次用于冷却下半段喷管，接着依次推动两个涡轮泵，最后排入喷管
注意这个氢预压泵的设计，传统上认为液氢是不适合这样做的，但MB-60在这方面实现了突破
液氧与上面提到的RD-0146和RL-60一样，这也算是个经典设计了
MB-60虽然是部分膨胀循环，有部分燃料损失，但因为它实现了很高的室压（13.9MP），MB-60的比冲实际上反而高于闭式的RL-60
LE-X（LE-9）是日本下一代火箭的主发动机，也是世界上第一种大型膨胀循环发动机
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实际上LE-X的循环原理与LE-5A是一样的
比较有意思的是，日本人放弃了成本更加低的LE-B模式，而选择了性能和成本都要高些的LE-5A模式
这似乎说明日本在H-3项目上还是希望有一些性能上的突破的
CE-20是印度为GSLV-MKIII研制的新型上面级发动机
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印度人并没有公布详细的资料，但从这个图上看，应该和我们前面介绍过的J-2，LE-5，YF-75是一样的
该发动机目前进展已经落后预期较多了
YF-220是我国正在预研的重型火箭的芯级发动机
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目前还没有很详细的资料，但从图上分析，应该是和火神,RS-68,YF-77类似的循环原理
可能采用了与RS-68一样的燃气滚控的设计
资料贴，值得收藏。
好资料啊，这工作原理看起来就麻烦，设计起来不是要命啊。。。
部分膨胀循环不是这么解释的吧？
好帖，喜欢科普贴来自: Android客户端
YF220有新图，来自一篇论文。主要特征就是集气环，类似火神2以及J2X.
知识贴要顶，不过YF77那里有点晕
好文章，涨姿势。
中国很多方面的设计个标准都在向欧洲靠拢啊！
个人对部分循环的一些认识。
1.部分膨胀循环不是开式膨胀循环。
2.部分循环循环，氢气温度更高，高压流量更小，更容易达到高比冲。
1.部分膨胀循环不是开式膨胀循环。
2.部分循环循环，氢气温度更高，高压流量更小，更容易达到高比冲。
0126外面罩个壳子是啥意思？
callmeK 发表于 2014-3-11 12:16
0126外面罩个壳子是啥意思？
喷管延伸段（nozzle extension），我一直没想清楚用意。
如果说缩短级间段长度，这个代价太大了。
如果说用于跨大气层飞行，难道真空发动机用于大气层内真的会导致效率下降？
最近论坛都没什么营养，我本想发个喷管延伸段图贴。想想可能没什么跟帖，就没发。
callmeK 发表于 2014-3-11 12:16
0126外面罩个壳子是啥意思？
喷管延伸段（nozzle extension），我一直没想清楚用意。
如果说缩短级间段长度，这个代价太大了。
如果说用于跨大气层飞行，难道真空发动机用于大气层内真的会导致效率下降？
最近论坛都没什么营养，我本想发个喷管延伸段图贴。想想可能没什么跟帖，就没发。
楠宫萧vn 发表于 2014-3-11 07:35
YF220有新图，来自一篇论文。主要特征就是集气环，类似火神2以及J2X.
集气环是干啥用的？
YF220有新图，来自一篇论文。主要特征就是集气环，类似火神2以及J2X.
集气环是干啥用的？
集气环是干啥用的？
将燃气发生器的燃气汇入喷管的结构，MB60、LE9、火神2与J2X都采用了这种设计。
将燃气发生器的燃气汇入喷管的结构，MB60、LE9、火神2与J2X都采用了这种设计。
2014-3-11 17:11 上传
总的感觉修改后的设计与火神2比较接近
总的感觉修改后的设计与火神2比较接近
nimbostratus 发表于 2014-3-11 11:06
个人对部分循环的一些认识。
1.部分膨胀循环不是开式膨胀循环。
部分膨胀循环是指只有部分氢膨胀做工
比冲较高是因为室压可以更高，但不绝对
实际上RD-0146的比冲就高于MB-60，但这需要一个转速极高的涡轮泵
个人对部分循环的一些认识。
1.部分膨胀循环不是开式膨胀循环。
部分膨胀循环是指只有部分氢膨胀做工
比冲较高是因为室压可以更高，但不绝对
实际上RD-0146的比冲就高于MB-60，但这需要一个转速极高的涡轮泵
楠宫萧vn 发表于 2014-3-11 17:13
YF220谭永华一篇论文有涉及
涡轮气体作为气膜冷却？
那就和火神2一样了
YF220谭永华一篇论文有涉及
涡轮气体作为气膜冷却？
那就和火神2一样了
涡轮气体作为气膜冷却？
那就和火神2一样了
还是有些不同的，YF220喷管上半部分是再生冷却，轻合金延伸段气膜冷却。
那就和火神2一样了
还是有些不同的，YF220喷管上半部分是再生冷却，轻合金延伸段气膜冷却。
楠宫萧vn 发表于 2014-3-11 23:02
还是有些不同的，YF220喷管上半部分是再生冷却，轻合金延伸段气膜冷却。
火神2就是如此
还是有些不同的，YF220喷管上半部分是再生冷却，轻合金延伸段气膜冷却。
火神2就是如此
部分膨胀循环是指只有部分氢膨胀做工
比冲较高是因为室压可以更高，但不绝对
实际上RD-0146的比冲就高 ...
很多人讨论比冲的时候没考虑到涡轮消耗的功率。
比冲较高是因为室压可以更高，但不绝对
实际上RD-0146的比冲就高 ...
很多人讨论比冲的时候没考虑到涡轮消耗的功率。
看航天飞机，德尔塔4和阿丽亚娜5的发射视频都看见主发动机点火前，底座有东西往发动机下面喷火，是大推力氢氧机要外部辅助点火么？
看航天飞机，德尔塔4和阿丽亚娜5的发射视频都看见主发动机点火前，底座有东西往发动机下面喷火，是大推力氢 ...
燃气发生器的燃气，长征3系列的三子级也有这个问题。
燃气发生器的燃气，长征3系列的三子级也有这个问题。
看航天飞机，德尔塔4和阿丽亚娜5的发射视频都看见主发动机点火前，底座有东西往发动机下面喷火，是大推力氢 ...
起飞级发动机没必要集成点火装置。
起飞级发动机没必要集成点火装置。
nimbostratus 发表于 2014-3-12 08:45
很多人讨论比冲的时候没考虑到涡轮消耗的功率。
这个问题有点复杂，看看以后有没有机会写篇文介绍一下
很多人讨论比冲的时候没考虑到涡轮消耗的功率。
这个问题有点复杂，看看以后有没有机会写篇文介绍一下
已经努力在理解，但是的确看不懂。{:soso_e106:}
楠宫萧vn 发表于 2014-3-12 12:55
燃气发生器的燃气，长征3系列的三子级也有这个问题。
他问的是那个用来点燃排出的燃料以避免聚集后出现爆燃现象的设备吧。
如果我没记错的话，SSME启动的确需要地面设备，但不是直接进行点火的而是用来驱动燃料泵还是什么设备的。
燃气发生器的燃气，长征3系列的三子级也有这个问题。
他问的是那个用来点燃排出的燃料以避免聚集后出现爆燃现象的设备吧。
如果我没记错的话，SSME启动的确需要地面设备，但不是直接进行点火的而是用来驱动燃料泵还是什么设备的。
有些资料当年写的时候没有完全用进去，等结集出版的时候肯定我会放进去，普惠有两本官修的公司技术史，对氢氧机的研制有很深入的介绍
dark_knight 发表于 2014-3-13 10:03
有些资料当年写的时候没有完全用进去，等结集出版的时候肯定我会放进去，普惠有两本官修的公司技术史，对氢 ...
出专刊？
有些资料当年写的时候没有完全用进去，等结集出版的时候肯定我会放进去，普惠有两本官修的公司技术史，对氢 ...
出专刊？
好文，顶一下
狮子歌歌 发表于 2014-3-12 10:04
看航天飞机，德尔塔4和阿丽亚娜5的发射视频都看见主发动机点火前，底座有东西往发动机下面喷火，是大推力氢 ...
那是点燃发动机附近蒸发泄露的氢气，防止出现出现燃爆事故
看航天飞机，德尔塔4和阿丽亚娜5的发射视频都看见主发动机点火前，底座有东西往发动机下面喷火，是大推力氢 ...
那是点燃发动机附近蒸发泄露的氢气，防止出现出现燃爆事故
总体上，优秀的设计可以弥补子系统的水平，平凡飞设计可以用优秀的子系统来弥补。
当然我国一般是平凡的设计外加平凡的子系统。
当然我国一般是平凡的设计外加平凡的子系统。
楠宫萧vn 发表于 2014-3-11 17:13
YF220谭永华一篇论文有涉及
YF220是双燃烧室还是单燃烧室啊？
YF220谭永华一篇论文有涉及
YF220是双燃烧室还是单燃烧室啊？
狮子歌歌 发表于 2014-3-14 15:54
YF220是双燃烧室还是单燃烧室啊？
单燃烧室，图是双机并联
YF220是双燃烧室还是单燃烧室啊？
单燃烧室，图是双机并联
“YF-73是四室”，YF220都可以衍生出4室版本吧，这样就800吨了。
oaki911 发表于 2014-3-15 15:57
“YF-73是四室”，YF220都可以衍生出4室版本吧，这样就800吨了。
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
“YF-73是四室”，YF220都可以衍生出4室版本吧，这样就800吨了。
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
纸飞机 发表于 2014-3-15 16:39
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
YF23是毒燃料吧，，，毒燃料怎么改装成氢氧机的？
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
YF23是毒燃料吧，，，毒燃料怎么改装成氢氧机的？
纸飞机 发表于 2014-3-15 16:39
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
此外，高室压提高比冲，还是高温提高比冲呢？
一直没搞定，苏联流派的通过提高实压来提高比冲的原理是什么？
YF-73搞成单发四室是因为它是从YF-23改造过来的
此外，高室压提高比冲，还是高温提高比冲呢？
一直没搞定，苏联流派的通过提高实压来提高比冲的原理是什么？
好长知识。多多益善
知识帖，顶！我国的YF77设计趋于保守，平凡的设计。