超级军网【关于在二级火箭】直接用航空涡扇发动机的设想
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 15:12:13
目前，我国最新的长征5,6,7 号，很多二级用 YF-115 液氧煤油发动机。
推力18吨。。这已经和航空涡扇发动机推力很接近了。。
如果直接应用涡扇发动机有没有问题呢？
很多人会说，，2级火箭工作在30km-100km左右的高度，空气稀薄，，涡扇
在此高度推力会锐减。。
但其实，仔细测算下，也不是没可能：
18吨左右的涡扇，空气流量也就 30kg /S 左右 = 1分钟消耗 1800kg = 1.8吨 ，，假设二级火箭工作
10分钟也就消耗 18吨 空气 。。。。。。注意。。。这里是空气，，，而火箭带的是纯氧气！！！！
而一般2级架构的火箭，都是几百吨级别的大火箭 ，，，哪怕是二级火箭，带 18吨液态氧 ，
应该不会有问题。。这时候，应用航空涡扇发动机，，直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
所以，，将航空涡扇应用到2级火箭里，，从这个角度去分析，也不是不可能，，但成本会底很多，
而且可靠性会比火箭发动机高。目前，我国最新的长征5,6,7 号，很多二级用 YF-115 液氧煤油发动机。
推力18吨。。这已经和航空涡扇发动机推力很接近了。。
如果直接应用涡扇发动机有没有问题呢？
很多人会说，，2级火箭工作在30km-100km左右的高度，空气稀薄，，涡扇
在此高度推力会锐减。。
但其实，仔细测算下，也不是没可能：
18吨左右的涡扇，空气流量也就 30kg /S 左右 = 1分钟消耗 1800kg = 1.8吨 ，，假设二级火箭工作
10分钟也就消耗 18吨 空气 。。。。。。注意。。。这里是空气，，，而火箭带的是纯氧气！！！！
而一般2级架构的火箭，都是几百吨级别的大火箭 ，，，哪怕是二级火箭，带 18吨液态氧 ，
应该不会有问题。。这时候，应用航空涡扇发动机，，直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
所以，，将航空涡扇应用到2级火箭里，，从这个角度去分析，也不是不可能，，但成本会底很多，
而且可靠性会比火箭发动机高。
推力18吨。。这已经和航空涡扇发动机推力很接近了。。
如果直接应用涡扇发动机有没有问题呢？
很多人会说，，2级火箭工作在30km-100km左右的高度，空气稀薄，，涡扇
在此高度推力会锐减。。
但其实，仔细测算下，也不是没可能：
18吨左右的涡扇，空气流量也就 30kg /S 左右 = 1分钟消耗 1800kg = 1.8吨 ，，假设二级火箭工作
10分钟也就消耗 18吨 空气 。。。。。。注意。。。这里是空气，，，而火箭带的是纯氧气！！！！
而一般2级架构的火箭，都是几百吨级别的大火箭 ，，，哪怕是二级火箭，带 18吨液态氧 ，
应该不会有问题。。这时候，应用航空涡扇发动机，，直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
所以，，将航空涡扇应用到2级火箭里，，从这个角度去分析，也不是不可能，，但成本会底很多，
而且可靠性会比火箭发动机高。目前，我国最新的长征5,6,7 号，很多二级用 YF-115 液氧煤油发动机。
推力18吨。。这已经和航空涡扇发动机推力很接近了。。
如果直接应用涡扇发动机有没有问题呢？
很多人会说，，2级火箭工作在30km-100km左右的高度，空气稀薄，，涡扇
在此高度推力会锐减。。
但其实，仔细测算下，也不是没可能：
18吨左右的涡扇，空气流量也就 30kg /S 左右 = 1分钟消耗 1800kg = 1.8吨 ，，假设二级火箭工作
10分钟也就消耗 18吨 空气 。。。。。。注意。。。这里是空气，，，而火箭带的是纯氧气！！！！
而一般2级架构的火箭，都是几百吨级别的大火箭 ，，，哪怕是二级火箭，带 18吨液态氧 ，
应该不会有问题。。这时候，应用航空涡扇发动机，，直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
所以，，将航空涡扇应用到2级火箭里，，从这个角度去分析，也不是不可能，，但成本会底很多，
而且可靠性会比火箭发动机高。
还有个好处，，，，，消耗18吨纯氧气，也许只要带7-8吨煤油，，也就是二级火箭总共只需要带30吨不到的燃料即可
错误太多 我只说一个吧
火箭发动机二级看比冲。
另外长征5的二级工作高度远高于100公里 一级半就能入轨 。。。。。。
火箭发动机二级看比冲。
另外长征5的二级工作高度远高于100公里 一级半就能入轨 。。。。。。
直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
你这结论怎么来的？
产生的推力一定会大。。
你这结论怎么来的？
航发比冲太小了，飞不起来的
无知即是快乐。
楼主估计都不知道航空涡扇发动机的主要推力来源是什么。
拿民航的发动机来说，绝大部分推力是靠风扇叶片作用于空气，利用空气作为工质向后运动产生推力的，这部分空气不参与燃烧，纯工质而已。几十公里的空中你哪找那么多空气去？
你以为带点液氧能烧就完事了？
楼主估计都不知道航空涡扇发动机的主要推力来源是什么。
拿民航的发动机来说，绝大部分推力是靠风扇叶片作用于空气，利用空气作为工质向后运动产生推力的，这部分空气不参与燃烧，纯工质而已。几十公里的空中你哪找那么多空气去？
你以为带点液氧能烧就完事了？
网络混混 发表于 2015-2-2 13:36
还有个好处，，，，，消耗18吨纯氧气，也许只要带7-8吨煤油，，也就是二级火箭总共只需要带30吨不到的燃料 ...
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根本就是一个涡喷而已，还妄想18吨推力？呵呵，能有5吨你就该谢天谢地了。
还有个好处，，，，，消耗18吨纯氧气，也许只要带7-8吨煤油，，也就是二级火箭总共只需要带30吨不到的燃料 ...
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根本就是一个涡喷而已，还妄想18吨推力？呵呵，能有5吨你就该谢天谢地了。不说能不能用，18吨推力的涡扇比120吨推力的火箭发动机还大还贵
无知即是快乐。
楼主估计都不知道航空涡扇发动机的主要推力来源是什么。
拿民航的发动机来说，绝 ...
氮气罐喷洒，氧气罐喷洒
楼主估计都不知道航空涡扇发动机的主要推力来源是什么。
拿民航的发动机来说，绝 ...
氮气罐喷洒，氧气罐喷洒
chaobill 发表于 2015-2-2 15:11
氮气罐喷洒，氧气罐喷洒
你是认真的么？
氮气罐喷洒，氧气罐喷洒
你是认真的么？楼主可听说过“推力鸿沟”！！！
你那个航发的推力，不是什么高度什么速度都能实现的！！！
推力鸿沟！
你那个航发的推力，不是什么高度什么速度都能实现的！！！
推力鸿沟！
无语，一般涡扇到w米高度推力都只剩30%,到2w米能剩10%就不错了~~~~再往上连驱动涡轮的空气都不够了~~~~
扯蛋，要用也是一级啊，二级?这是怎么想的。
直接纯氧燃烧，，，比在大气层内燃烧空气
产生的推力一定会大。。
应该是补脑出来
产生的推力一定会大。。
应该是补脑出来
涡喷或许有微量推力 在那个高度涡扇就真真一点作用也没有了
有必要讨论吗？？？
涡扇那个风扇根本就是累赘，而且液氧煤油燃烧时有3000度，涡扇后面的高压涡轮根本承受不住。
目前航发能到3万米就顶天了，这远低于所有一级火箭分离高度
我以前一直在想，可不可以在高原弄几十公里长的轨道，把火箭加速到音速，然后通过冲压发动机提升到接近8倍音速在超高空再用火箭发动机飞行
正太玻璃猫 发表于 2015-2-2 14:56
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根 ...
请教个问题,涡扇发动机在10000~14000米的飞行高度中,是否其涵道比会比在1000米飞行高度中会有所减小?也就是说在10000米的高度,风扇的推力比1000米高度时要小?
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根 ...
请教个问题,涡扇发动机在10000~14000米的飞行高度中,是否其涵道比会比在1000米飞行高度中会有所减小?也就是说在10000米的高度,风扇的推力比1000米高度时要小?
LZ你要知道液体火箭的涡轮泵本质上就是一个燃气轮机，而引擎的燃烧室相当于加力燃烧室（如果用涡喷类比的话）
如果你把一款涡喷或涡扇改成适合火箭燃料使用的时候，它实际上就变成了涡轮泵
如果你把一款涡喷或涡扇改成适合火箭燃料使用的时候，它实际上就变成了涡轮泵
如果航空发动机自带纯氧，那计算比冲最多和火箭发动机相当（考虑燃烧温度、压力等因素，最多相当），当时航空发动机推重比就大大吃亏了，把可以工作几百小时用在一次性工作数百秒的火箭发动机，实在可惜了。总之，指标没优势，成本不划算。
大飞机做一级，内部多加点油，以前好多这种方案，关键是能飞多高，提供多大的初始速度。级间分离也是问题。飞马座为啥没下文了?感觉涡喷还实在点，冲压点火也不错。变循环实用，能加到4倍音速，估计就有戏了。
少年，涡扇或者涡喷最关键的是要吸气，那一大罐液氧怕是没法方便地气化。
我以前一直在想，可不可以在高原弄几十公里长的轨道，把火箭加速到音速，然后通过冲压发动机提升到接近8倍 ...
直接上巨型电磁轨道炮，估计连发动机都不用了，直接入轨。前提是得有那个技入。
直接上巨型电磁轨道炮，估计连发动机都不用了，直接入轨。前提是得有那个技入。
正太玻璃猫 发表于 2015-2-2 14:56
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根 ...
涡喷也不如，即使是涡喷，经过压气机压缩的空气只有一小部分参与燃烧，大多数空气作为工质向后喷出提供推力。自带氧气只能解决燃烧的消耗，而工质的消耗量根本解决不了。
就算你自带的氧气能供应燃烧，但到达4万米高空后，你的涡扇发动机的“扇”部分的推力接近于0，根 ...
涡喷也不如，即使是涡喷，经过压气机压缩的空气只有一小部分参与燃烧，大多数空气作为工质向后喷出提供推力。自带氧气只能解决燃烧的消耗，而工质的消耗量根本解决不了。
关中大侠 发表于 2015-2-3 17:49
如果航空发动机自带纯氧，那计算比冲最多和火箭发动机相当（考虑燃烧温度、压力等因素，最多相当），当时航 ...
想把一款航空涡扇发动机造成能自带纯氧在太空中工作，大概需要经过以下步骤：
1. 风扇无用，去掉。
2. 压气机无用，去掉。
3. 因为已经不能靠吸气来获取工质了，为了维持相同的推力，必须大幅增加燃料和液氧供应流量。需要大功率泵来带动。
3. 涡轮不需要带动风扇和压气机了，但是需要带动燃料泵/氧化剂泵。
4. 喷口必须增大，以提高面积比，做成喇叭状的锥形或钟型喷口。
5. 因为全流量燃烧燃气直接作用于涡轮温度太高压强太大，难以承受，不如改成先燃烧一小部分流量带动涡轮，之后再燃烧剩余的燃料喷出。
最后经过这一系列改进之后，你发现这TM就是一个分级燃烧液氧煤油火箭发动机啊。弄了半天弄了一个现成早已存在的东西出来，这大概就是LZ想要的所谓发明，可惜这玩意人类已经用了几十年了。
如果航空发动机自带纯氧，那计算比冲最多和火箭发动机相当（考虑燃烧温度、压力等因素，最多相当），当时航 ...
想把一款航空涡扇发动机造成能自带纯氧在太空中工作，大概需要经过以下步骤：
1. 风扇无用，去掉。
2. 压气机无用，去掉。
3. 因为已经不能靠吸气来获取工质了，为了维持相同的推力，必须大幅增加燃料和液氧供应流量。需要大功率泵来带动。
3. 涡轮不需要带动风扇和压气机了，但是需要带动燃料泵/氧化剂泵。
4. 喷口必须增大，以提高面积比，做成喇叭状的锥形或钟型喷口。
5. 因为全流量燃烧燃气直接作用于涡轮温度太高压强太大，难以承受，不如改成先燃烧一小部分流量带动涡轮，之后再燃烧剩余的燃料喷出。
最后经过这一系列改进之后，你发现这TM就是一个分级燃烧液氧煤油火箭发动机啊。弄了半天弄了一个现成早已存在的东西出来，这大概就是LZ想要的所谓发明，可惜这玩意人类已经用了几十年了。
想把一款航空涡扇发动机造成能自带纯氧在太空中工作，大概需要经过以下步骤：
1. 风扇无用，去掉。
分析得很好，用航空发动机的目的就是不带氧气。带了氧还用航空发动机就是莫名其妙，还专选空气稀薄的地方用，难道楼主就是想捣乱。
1. 风扇无用，去掉。
分析得很好，用航空发动机的目的就是不带氧气。带了氧还用航空发动机就是莫名其妙，还专选空气稀薄的地方用，难道楼主就是想捣乱。
PolarBaby 发表于 2015-2-3 14:47
请教个问题,涡扇发动机在10000~14000米的飞行高度中,是否其涵道比会比在1000米飞行高度中会有所减小?也就 ...
涵道比不可能变，除非你用的是正在研制的变循环发动机。
推力变小那是肯定的，因为高空的空气少，作用工质变少了，风扇效率变低。
请教个问题,涡扇发动机在10000~14000米的飞行高度中,是否其涵道比会比在1000米飞行高度中会有所减小?也就 ...
涵道比不可能变，除非你用的是正在研制的变循环发动机。
推力变小那是肯定的，因为高空的空气少，作用工质变少了，风扇效率变低。
dsandy1 发表于 2015-2-4 17:41
想把一款航空涡扇发动机造成能自带纯氧在太空中工作，大概需要经过以下步骤：
1. 风扇无用，去掉。
说的很清楚！
想把一款航空涡扇发动机造成能自带纯氧在太空中工作，大概需要经过以下步骤：
1. 风扇无用，去掉。
说的很清楚！
直接上巨型电磁轨道炮，估计连发动机都不用了，直接入轨。前提是得有那个技入。
那要求的轨道太长了，对轨道质量要求也太高了
那要求的轨道太长了，对轨道质量要求也太高了