火箭运力重要决定性因素 助推级

D4H起飞重量约740吨、LTO约10吨。
SLS Block1，起飞重量约2700吨、LTO约27吨。
后者起飞级可是SSME，运载系数反而掉了这么多。它只说明一个问题，上面级跟起飞级规模要协调，单拿一个说事是刻舟求剑。

网友各种纠结也不是全无道理。就国内而言，起飞级和上面级都不给力，但仔细分析，氢氧上面级尤其不给力。
之前给新一代火箭建模计算的时候，总是各种叹息，上面级差距太大。5、7就不说了，CZ9的二三级要能把干质比做到10，比冲不变LTO就足以拳打SLS Block2、脚踩土星5。

论坛游侠 发表于 2015-3-30 16:23
网友各种纠结也不是全无道理。就国内而言，起飞级和上面级都不给力，但仔细分析，氢氧上面级尤其不给力。
...
即使把现有的长3 3级干质比提升到10，那也只能使GTO运力增加不到一吨，因为上面级干质比和载荷是1：1的关系，都不如好好弄弄助推级，提升必然比氢养上面级明显

同样的长3三级给长7用上，绝对比长3B GTO高，依然是干质比7的水平下，这就是助推级的差别

长征7起飞重量接近600吨，长3捆是460左右
算GTO载荷系数，其实很接近

目前通讯卫星有全电化趋势，重量减轻，火箭GTO运力是足够的，没有改进需求。提升上面级干质比，主要是提升GEO直接入轨和LTO这样的高速任务，这些任务单靠提升起飞级，代价太大。以LTO运力为例，CZ5约为8.2吨，如果二级干质比达到10，LTO能力立马接近11吨。CZ9的情况也类似。如果单靠起飞级提升，则至少得增加30~40%的起飞重量才能起到相当的效果。
另外就是优化火箭构型，减少级数。到现在还搞CZ734，也是蛮无奈的。单看二级半构型的CZ7HO系列，GTO运载系数就很惨烈了，最大的差距也在氢氧级。

base_back 发表于 2015-3-30 16:30
即使把现有的长3 3级干质比提升到10，那也只能使GTO运力增加不到一吨，因为上面级干质比和载荷是1：1的关 ...

目前通讯卫星有全电化趋势，重量减轻，火箭GTO运力是足够的，没有改进需求。提升上面级干质比，主要是提升GEO直接入轨和LTO这样的高速任务，这些任务单靠提升起飞级，代价太大。以LTO运力为例，CZ5约为8.2吨，如果二级干质比达到10，LTO能力立马接近11吨。CZ9的情况也类似。如果单靠起飞级提升，则至少得增加30~40%的起飞重量才能起到相当的效果。
另外就是优化火箭构型，减少级数。到现在还搞CZ734，也是蛮无奈的。单看二级半构型的CZ7HO系列，GTO运载系数就很惨烈了，最大的差距也在氢氧级。

论坛游侠 发表于 2015-3-30 16:23
网友各种纠结也不是全无道理。就国内而言，起飞级和上面级都不给力，但仔细分析，氢氧上面级尤其不给力。
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干质比不足，重量补，我们长九弄个五、六千吨的，学学印度不很好吗！

干质比、比冲、单发动机推力都不及，全面落后非要找出是哪个分系统的锅也是醉了

oaki911 发表于 2015-3-30 16:59
干质比不足，重量补，我们长九弄个五、六千吨的，学学印度不很好吗！
那样的话，起飞级发动机数量超过10台，可靠性太低。除非突破发动机动力冗余技术，或者搞更大的发动机，都不太容易。

论坛游侠 发表于 2015-3-30 18:08
那样的话，起飞级发动机数量超过10台，可靠性太低。除非突破发动机动力冗余技术，或者搞更大的发动机，都 ...
长五也是10台，还载人呢；阿丽亚娜5型总共4台发动机也没少失败。

论坛游侠 发表于 2015-3-30 18:08
那样的话，起飞级发动机数量超过10台，可靠性太低。除非突破发动机动力冗余技术，或者搞更大的发动机，都 ...
SpaceX眼看就要27台了，成不成很快见分晓，不过估计中国航天没这胆玩

SpaceX眼看就要27台了，成不成很快见分晓，不过估计中国航天没这胆玩

长5起飞8台发动机，任意熄火一台，就算姿态没失控，总冲量怕也不够了，这已经挺恐怖了。。空X好歹有点冗余度。

oaki911 发表于 2015-3-30 20:00
长五也是10台，还载人呢；阿丽亚娜5型总共4台发动机也没少失败。
CZ5载人型还不知道猴年马月，也许到时候就换YF240了。
而且你刚才说的是5000~6000吨级火箭，需要12~14台发动机。

cjdam2003A 发表于 2015-3-30 20:05
SpaceX眼看就要27台了，成不成很快见分晓，不过估计中国航天没这胆玩
这个跟胆不胆没关系，关键看是否掌握动力冗余技术。
传统火箭设计，10台基本是极限。另外，高压富氧补燃煤油机，多机并联风险也更大。

楼主，直接告诉大家怎么求速度增量不就行了，地面级和上面级凑够总的速度增量就行了。
至于提高增强地面级还是增强上面级，看选择的技术了。

齐奥尔科夫斯基火箭公式：V=ω·ln·（M0/M1）
V为火箭或卫星的速度增量，ω为喷流相对火箭的速度（数值取单位为秒的比冲乘以9.8），M0为火箭初始质量，M1为火箭结束时的质量，M0除以M1就是质量比，
ln是自然对数符号，ln·（M0/M1）表示对质量比取自然对数。
要算某一级烧完提供的速度增量，算出本级提供的速度增量再加上前面的速度增量就是。

虽然第一宇宙速度是7.6km/s，但实际发射卫星时，火箭提供的速度增量一般都大于9km/s了。

黑火药 发表于 2015-3-30 22:19
虽然第一宇宙速度是7.6km/s，但实际发射卫星时，火箭提供的速度增量一般都大于9km/s了。
是的，齐氏公式是在火箭不受力（合外力为零）的情况下，实际中克服重力影响很大，需要更大的速度增量，相比之下气动阻力损失只能算一个小量了、

论坛游侠 发表于 2015-3-30 21:51
这个跟胆不胆没关系，关键看是否掌握动力冗余技术。
传统火箭设计，10台基本是极限。另外，高压富氧补燃 ...
N1表示笑看风云

chinayx 发表于 2015-3-31 09:24
N1表示笑看风云
所以N1败了，因为当时的苏联并未掌握可靠的动力冗余技术。而且NK发动机还是故障发生速率快的高压富氧发动机。不顾科学规律强行上马，只能是个死。

Old_dream 发表于 2015-3-30 20:24
长5起飞8台发动机，任意熄火一台，就算姿态没失控，总冲量怕也不够了，这已经挺恐怖了。。空X好歹有点 ...
敢问SpaceX用的是燃气发生器循环还是分级燃烧循环？

小牧爱丽丝 发表于 2015-3-31 12:35
敢问SpaceX用的是燃气发生器循环还是分级燃烧循环？
现在的煤油发动机用燃气发生器循环，以后的甲烷机用全流量分级燃烧，二者都能27发并联，和循环方式无关，因为人家水平高。

推力大的分级燃烧的发动机一般室压会很高，YF-100有20多MP（经楼下提醒，是180个大气压，约18.2MP），燃气发生器循环一般在10MP左右。

猎鹰9飞行时曾出现的故障没有一次是燃烧室爆炸的，如果出现燃烧室爆炸，任务失败的可能性是很大的。

通过关闭故障发动机增加其它发动机的工作时间来达到总冲，会增大重力影响，在一定程度上降低运力。


猛禽发动机从800吨级降到250吨级了，和蓝源的BE-4差不多。

SpaceX的重型猎鹰，我们还是拭目以待吧。

oaki911 发表于 2015-3-31 14:18
现在的煤油发动机用燃气发生器循环，以后的甲烷机用全流量分级燃烧，二者都能27发并联，和循环方式无关， ...

推力大的分级燃烧的发动机一般室压会很高，YF-100有20多MP（经楼下提醒，是180个大气压，约18.2MP），燃气发生器循环一般在10MP左右。

猎鹰9飞行时曾出现的故障没有一次是燃烧室爆炸的，如果出现燃烧室爆炸，任务失败的可能性是很大的。

通过关闭故障发动机增加其它发动机的工作时间来达到总冲，会增大重力影响，在一定程度上降低运力。


猛禽发动机从800吨级降到250吨级了，和蓝源的BE-4差不多。

SpaceX的重型猎鹰，我们还是拭目以待吧。

黑火药 发表于 2015-3-31 21:50
推力大的分级燃烧的发动机一般室压会很高，YF-100有20多MP，燃气发生器循环一般在10MP左右。

猎鹰9飞 ...
任务失败也值了，有保险呢，少开发个500吨级以上发动机省几百亿美元呢！

还是那句话，即使高压补燃的，猎鹰照样27发并联。

另外，YF-100好像只有18MP，比RD-170等差远了。

oaki911 发表于 2015-3-31 22:08
任务失败也值了，有保险呢，少开发个500吨级以上发动机省几百亿美元呢！

还是那句话，即使高压补燃的 ...
说啥呢？就燃气发生器F9火箭当年还爆了一个呢，那要是补燃的，特别是富氧的，火箭早没了，还以为能冗余？

还27发补燃，到现在27发燃气发生器还没试过呢

2015-3-31 22:54 上传

YF-100约是18.24MP，RD-170约是24.5MP，RD-180约是25.7MP，RD-191约是25.83MP，是差远了。
YF-100的参数我记错了。
同样的循环方式和燃料，比冲主要取决于燃烧室压强，土星5的F-1的室压是7MP，海平面比冲也跌倒了260几秒和固推推进剂一个级别。

甲烷液氧机比冲一般比煤油液氧机高15秒左右，RD-170的海平面比冲是309秒，猛禽海平面比冲348秒，室压肯定不会低。

500吨级的发动机研制花不了几百亿美元，整个太空发射系统预计花费180亿美元。
500吨级以上的，那不好说了，一千吨一万吨都算500吨以上。

其实用这种并联小发动机得到重型火箭的方法能走通，有两个好处：
第一，对我国这一类来说是个好消息，要重型火箭，就可劲的并吧（按照27台并联火箭可靠性不降甚至上升的理论，只要能搞定大直径芯级和控制系统，27台和270台没本质区别），世界也就没动力研制更大推力的发动机了，同样运力的重型火箭无非我们多并几台美帝少并几台（工程师不会想网友一样死比发动机参数），这样我们与美帝的差距一下子拉近很多啊。
第二，这对人类也是个好消息，发动机真正的以汽车工业式的标准化大生产，成本肯定降很多。

oaki911 发表于 2015-3-31 22:08
任务失败也值了，有保险呢，少开发个500吨级以上发动机省几百亿美元呢！

还是那句话，即使高压补燃的 ...

YF-100约是18.24MP，RD-170约是24.5MP，RD-180约是25.7MP，RD-191约是25.83MP，是差远了。
YF-100的参数我记错了。
同样的循环方式和燃料，比冲主要取决于燃烧室压强，土星5的F-1的室压是7MP，海平面比冲也跌倒了260几秒和固推推进剂一个级别。

甲烷液氧机比冲一般比煤油液氧机高15秒左右，RD-170的海平面比冲是309秒，猛禽海平面比冲348秒，室压肯定不会低。

500吨级的发动机研制花不了几百亿美元，整个太空发射系统预计花费180亿美元。
500吨级以上的，那不好说了，一千吨一万吨都算500吨以上。

其实用这种并联小发动机得到重型火箭的方法能走通，有两个好处：
第一，对我国这一类来说是个好消息，要重型火箭，就可劲的并吧（按照27台并联火箭可靠性不降甚至上升的理论，只要能搞定大直径芯级和控制系统，27台和270台没本质区别），世界也就没动力研制更大推力的发动机了，同样运力的重型火箭无非我们多并几台美帝少并几台（工程师不会想网友一样死比发动机参数），这样我们与美帝的差距一下子拉近很多啊。
第二，这对人类也是个好消息，发动机真正的以汽车工业式的标准化大生产，成本肯定降很多。

oaki911 发表于 2015-3-31 22:54
快了，瞧好吧！：
记住燃气发生器室压10MPA以下，补燃20MPA，如果认为发动机是火箭安全性决定性因素那你就错了，27发200吨推力发动机同时工作的震动才是最可怕的

oaki911 发表于 2015-3-31 22:54
快了，瞧好吧！：
更多的人输在钱上。

oaki911 发表于 2015-3-31 22:54
快了，瞧好吧！：
这种口号似的名人名言，就给高中年龄段及一下的人听吧。

魔鬼在细节当中。

这种口号似的名人名言，就给高中年龄段及一下的人听吧。

魔鬼在细节当中。
针对本坛瞧不起多发并联说的，马云的话很有针对性。

更多的人输在钱上。
中国足球很多钱，就是搞不好

记住燃气发生器室压10MPA以下，补燃20MPA，如果认为发动机是火箭安全性决定性因素那你就错了，27发200吨 ...
无论什么震动，马龙都能解决，人家有实力和决心。

这种诡辩没用，还是看看人类的技术能否解决大量发动机并联带来的问题吧。也就一两年时间了。
如果走的通，这对我们和全人类都是利好消息。
但有一点，我们的发动机研制部门可能会郁闷，真正的大发动机立项又增加了巨大变数。

oaki911 发表于 2015-4-1 07:44
中国足球很多钱，就是搞不好

这种诡辩没用，还是看看人类的技术能否解决大量发动机并联带来的问题吧。也就一两年时间了。
如果走的通，这对我们和全人类都是利好消息。
但有一点，我们的发动机研制部门可能会郁闷，真正的大发动机立项又增加了巨大变数。

所以大发动机立项不着急，等等看；只要马-龙27联发最初成功那么一两次就有很大说服力，到时候高压补燃就不要再搞了，直接上更简单、更实用、更易于并联的燃气发生器版本YF-240/480，高压补燃有一款YF-100就足够了。

搞发动机的那不存在什么的不舒服的，搞大一些的燃气发生器版本，YF-880单管什么的，也有足够的挑战和金钱。

黑火药 发表于 2015-4-1 09:06
这种诡辩没用，还是看看人类的技术能否解决大量发动机并联带来的问题吧。也就一两年时间了。
如果走的 ...

所以大发动机立项不着急，等等看；只要马-龙27联发最初成功那么一两次就有很大说服力，到时候高压补燃就不要再搞了，直接上更简单、更实用、更易于并联的燃气发生器版本YF-240/480，高压补燃有一款YF-100就足够了。

搞发动机的那不存在什么的不舒服的，搞大一些的燃气发生器版本，YF-880单管什么的，也有足够的挑战和金钱。

oaki911 发表于 2015-4-1 14:22
所以大发动机立项不着急，等等看；只要马-龙27联发最初成功那么一两次就有很大说服力，到时候高压补燃 ...
用燃气发生器循环，需要配合极高的火箭干质比才能有理想的运载系数，不然也是渣到爆的结果。如果还是现在这个干质比水平，一级换燃气发生器循环煤油机，运载系数掉个30%还是少的。
另外，燃气发生器循环是液液燃烧，大推力发动机的燃烧稳定性问题更突出，没想象的那么好搞。

用燃气发生器循环，需要配合极高的火箭干质比才能有理想的运载系数，不然也是渣到爆的结果。如果还是现在 ...
对了，像液氢液氧、煤油液氧、甲烷液氧发动机工作时，涡轮泵压从燃料箱吸如的燃料在喷如燃烧室时是气体还是雾状液体？

黑火药 发表于 2015-4-1 15:00
对了，像液氢液氧、煤油液氧、甲烷液氧发动机工作时，涡轮泵压从燃料箱吸如的燃料在喷如燃烧室时是气体还 ...
看循环方式，燃气循环还是液体。甲烷、液氢之类的比较容易气化，是接近气体，燃烧稳定性相对好一些。

看循环方式，燃气循环还是液体。甲烷、液氢之类的比较容易气化，是接近气体，燃烧稳定性相对好一些。
那储存箱里因“蒸发”变成的气态氢气不能做燃料用，是因为燃烧不稳定吗？

黑火药 发表于 2015-4-1 15:46
那储存箱里因“蒸发”变成的气态氢气不能做燃料用，是因为燃烧不稳定吗？
燃料不是百分百用尽，有不可用推进剂一说，一般1%左右。不过火箭工作时间很短，气态氢有限。
推进剂内混入气体，形成空泡，发动机泵可能损坏。

论坛游侠 发表于 2015-4-1 14:42
用燃气发生器循环，需要配合极高的火箭干质比才能有理想的运载系数，不然也是渣到爆的结果。如果还是现在 ...
综合考虑，研制个500吨的高压补燃发动机得多少钱？差不多1000亿元吧。相比，干质比降低算啥！就长九那个个位数发射总次数，肯定合算。