超级军网为什么说LE-X比LE-7性能高
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/04 03:33:37
LE-X的性能指标
对应的，LE-7的比冲为446，349
有些人只看到LE-X真空比冲下降就认为性能降低，但实际上LE-X的真空比冲虽然下降了14秒，但海平面比冲也提高了14秒
这样修改的原因在于H-3有不带助推起飞的型号，海平面推力需求高过H-2
另外要看到，LE-X用的是37倍的短喷管，而LE-7是52倍的长喷管
LE-7A也有一个用37倍短喷管的型号，比冲为429，336，全面低于LE-X
还有一点是混合比，LE-7的混合比为5.9，而LE-X提高到6.9
混合比提高会导致真空比冲下降约5秒
LE-X的性能指标
对应的，LE-7的比冲为446，349
有些人只看到LE-X真空比冲下降就认为性能降低，但实际上LE-X的真空比冲虽然下降了14秒，但海平面比冲也提高了14秒
这样修改的原因在于H-3有不带助推起飞的型号，海平面推力需求高过H-2
另外要看到，LE-X用的是37倍的短喷管，而LE-7是52倍的长喷管
LE-7A也有一个用37倍短喷管的型号，比冲为429，336，全面低于LE-X
还有一点是混合比，LE-7的混合比为5.9，而LE-X提高到6.9
混合比提高会导致真空比冲下降约5秒
对应的，LE-7的比冲为446，349
有些人只看到LE-X真空比冲下降就认为性能降低，但实际上LE-X的真空比冲虽然下降了14秒，但海平面比冲也提高了14秒
这样修改的原因在于H-3有不带助推起飞的型号，海平面推力需求高过H-2
另外要看到，LE-X用的是37倍的短喷管，而LE-7是52倍的长喷管
LE-7A也有一个用37倍短喷管的型号，比冲为429，336，全面低于LE-X
还有一点是混合比，LE-7的混合比为5.9，而LE-X提高到6.9
混合比提高会导致真空比冲下降约5秒
LE-X的性能指标
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对应的，LE-7的比冲为446，349
有些人只看到LE-X真空比冲下降就认为性能降低，但实际上LE-X的真空比冲虽然下降了14秒，但海平面比冲也提高了14秒
这样修改的原因在于H-3有不带助推起飞的型号，海平面推力需求高过H-2
另外要看到，LE-X用的是37倍的短喷管，而LE-7是52倍的长喷管
LE-7A也有一个用37倍短喷管的型号，比冲为429，336，全面低于LE-X
还有一点是混合比，LE-7的混合比为5.9，而LE-X提高到6.9
混合比提高会导致真空比冲下降约5秒
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技术贴竟然没人关注？
完全看不懂的飘过。
LE-X比LE7性能高就高。
LE7性能是垫底的（分级燃烧氢氧机，室压比燃气发生器的好不了多少）
LE-X的开式膨胀循环室压不比燃气发生器的差...
总体LE-X的推力比LE7大，而且结构还简单（可靠性和重量都优）。
你要说LE-X比LE7强，大家应该没异议
LE7性能是垫底的（分级燃烧氢氧机，室压比燃气发生器的好不了多少）
LE-X的开式膨胀循环室压不比燃气发生器的差...
总体LE-X的推力比LE7大，而且结构还简单（可靠性和重量都优）。
你要说LE-X比LE7强，大家应该没异议
支持J8 发表于 2015-8-21 14:39
LE-X比LE7性能高就高。
LE7性能是垫底的（分级燃烧氢氧机，室压比燃气发生器的好不了多少）
LE-X的开式膨 ...
LE-X地面比冲363，仅次于SSME，全球第二
LE-X比LE7性能高就高。
LE7性能是垫底的（分级燃烧氢氧机，室压比燃气发生器的好不了多少）
LE-X的开式膨 ...
LE-X地面比冲363，仅次于SSME，全球第二
纸飞机 发表于 2015-8-21 14:49
LE-X地面比冲363，仅次于SSME，全球第二
第二就第二...有什么关系...
火箭那么多指标，发动机那么多技术类型和指标。
你先进一块就一块好了...
我想国人没什么非要每一个指标都踩着日本才高兴...
现在是日本技术爱好者，神话日本技术...还跑到中国论坛来刻意恶心中国人。
谁在挑事？
LE-X地面比冲363，仅次于SSME，全球第二
第二就第二...有什么关系...
火箭那么多指标，发动机那么多技术类型和指标。
你先进一块就一块好了...
我想国人没什么非要每一个指标都踩着日本才高兴...
现在是日本技术爱好者，神话日本技术...还跑到中国论坛来刻意恶心中国人。
谁在挑事？
我只是觉得捏造日本人没吃透LE-7只好搞降低性能的LE-X这样的谣言太低级
仅此而已
仅此而已
LE-X开拓的这个开式膨胀循环的确是一大亮点。比冲做到比分级燃烧还高，但却更安全可靠。
很多人都只是看火箭发动机一个参数比冲，完全不理解比冲起的作用。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级的发动机上，合适的推力比比冲重要，起飞推重比差，克服地球引力和大气阻力的时间就长，实际上更浪费燃料。
就起飞推力来说，H3的芯级比H2B的大很多，加速更快，所以性能更好
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级的发动机上，合适的推力比比冲重要，起飞推重比差，克服地球引力和大气阻力的时间就长，实际上更浪费燃料。
就起飞推力来说，H3的芯级比H2B的大很多，加速更快，所以性能更好
开式膨胀循环果真比分级燃烧可靠性高？
其实分级燃烧的煤油机和氢氧机普遍可靠性都很好啊
说开式膨胀循环的发动机成本低？
影响成本的因素太多
这也很难说
其实分级燃烧的煤油机和氢氧机普遍可靠性都很好啊
说开式膨胀循环的发动机成本低？
影响成本的因素太多
这也很难说
我只是觉得捏造日本人没吃透LE-7只好搞降低性能的LE-X这样的谣言太低级
仅此而已
事实是le7的技术方案基本没后文了。吃透le7那后续你就改呗。如同国内同类发动机，美国的发动机，技术体系继承的痕迹明显
仅此而已
事实是le7的技术方案基本没后文了。吃透le7那后续你就改呗。如同国内同类发动机，美国的发动机，技术体系继承的痕迹明显
很多人都只是看火箭发动机一个参数比冲，完全不理解比冲起的作用。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
可惜问题是氢的密度太小。这就是为啥中俄美都发展液氧煤油的原因。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
可惜问题是氢的密度太小。这就是为啥中俄美都发展液氧煤油的原因。
开式膨胀循环果真比分级燃烧可靠性高？
其实分级燃烧的煤油机和氢氧机普遍可靠性都很好啊
说开式膨胀循环 ...
膨胀循环的涡轮温度非常低，才一百多度，可以用便宜的材料，而且可靠性很好。
而SSME这样的玩意，涡轮温度高到只能用单晶叶片
其实分级燃烧的煤油机和氢氧机普遍可靠性都很好啊
说开式膨胀循环 ...
膨胀循环的涡轮温度非常低，才一百多度，可以用便宜的材料，而且可靠性很好。
而SSME这样的玩意，涡轮温度高到只能用单晶叶片
可惜问题是氢的密度太小。这就是为啥中俄美都发展液氧煤油的原因。
推力不足用固推补充，航天飞机，A6都是这个思路
推力不足用固推补充，航天飞机，A6都是这个思路
支持J8 发表于 2015-8-21 16:51
事实是le7的技术方案基本没后文了。吃透le7那后续你就改呗。如同国内同类发动机，美国的发动机，技术体系 ...
那么YF-21的影子体现在哪？
F-1的影子又体现在哪？
RL-89的影子在哪？
RD-107的影子体现在哪？
事实是le7的技术方案基本没后文了。吃透le7那后续你就改呗。如同国内同类发动机，美国的发动机，技术体系 ...
那么YF-21的影子体现在哪？
F-1的影子又体现在哪？
RL-89的影子在哪？
RD-107的影子体现在哪？
膨胀循环的涡轮温度非常低，才一百多度，可以用便宜的材料，而且可靠性很好。
而SSME这样的玩意，涡轮温 ...
事实证明ssme和LE7的可靠性就很好
而且分级燃烧做大推力发动机更好演进
而SSME这样的玩意，涡轮温 ...
事实证明ssme和LE7的可靠性就很好
而且分级燃烧做大推力发动机更好演进
推力不足用固推补充，航天飞机，A6都是这个思路
所以你现在知道中美真真牛在哪了吧。
就是中美，将来发动机和构型组合是非常灵活的，要氢氧有氢氧，要液氧煤油有液氧煤油，要固推有固推。而不是那种没技术厚度的国家，缺一门。
所以你现在知道中美真真牛在哪了吧。
就是中美，将来发动机和构型组合是非常灵活的，要氢氧有氢氧，要液氧煤油有液氧煤油，要固推有固推。而不是那种没技术厚度的国家，缺一门。
那么YF-21的影子体现在哪？
F-1的影子又体现在哪？
RL-89的影子在哪？
你说呢，就比如f1当年技术先进又怎样。总体规划上没他的空间，那他就只能那样。
le7为啥被取代，用了技术复杂，但没带来对应的效益（就是没达到目标标准），才会被le9轻易取代。
F-1的影子又体现在哪？
RL-89的影子在哪？
你说呢，就比如f1当年技术先进又怎样。总体规划上没他的空间，那他就只能那样。
le7为啥被取代，用了技术复杂，但没带来对应的效益（就是没达到目标标准），才会被le9轻易取代。
事实证明ssme和LE7的可靠性就很好
而且分级燃烧做大推力发动机更好演进
它们可靠性的代价是高成本。
好比一个1000万的发动机，性能是450秒，可靠性是99.9％，我用一个500万，性能是445秒，可靠性还是99.9％的发动机代替，代价仅仅是损失一点点运力而已，成本便宜太多。
而且分级燃烧做大推力发动机更好演进
它们可靠性的代价是高成本。
好比一个1000万的发动机，性能是450秒，可靠性是99.9％，我用一个500万，性能是445秒，可靠性还是99.9％的发动机代替，代价仅仅是损失一点点运力而已，成本便宜太多。
所以你现在知道中美真真牛在哪了吧。
就是中美，将来发动机和构型组合是非常灵活的，要氢氧有氢氧，要液 ...
呵呵，谁说日本没有其他的发动机？LNG发动机原型现成的，日本算了算成本高不用而已。
另外中国的固推没有现成的，日本可以用SRB降低成本，中国得重新研发。
要说灵活，日本在H3选型的时候把氢氧，LNG，煤油，全固体都研究过，随后发现氢氧最便宜而已
就是中美，将来发动机和构型组合是非常灵活的，要氢氧有氢氧，要液 ...
呵呵，谁说日本没有其他的发动机？LNG发动机原型现成的，日本算了算成本高不用而已。
另外中国的固推没有现成的，日本可以用SRB降低成本，中国得重新研发。
要说灵活，日本在H3选型的时候把氢氧，LNG，煤油，全固体都研究过，随后发现氢氧最便宜而已
它们可靠性的代价是高成本。
好比一个1000万的发动机，性能是450秒，可靠性是99.9％，我用一个500万，性 ...
不见得说LEX如果采用分级燃烧方案就更贵
第一我前面说了影响成本的因素很多 绝对不会仅仅因为系统复杂性
第二有现成的分级燃烧发动机在前 可以搞技术演进
如果我来理解的话搞新的循环方式就是为了技术牵引
航天仍然是科技尖端而不是大规模应用产业
不搞创新等于白干
好比一个1000万的发动机，性能是450秒，可靠性是99.9％，我用一个500万，性 ...
不见得说LEX如果采用分级燃烧方案就更贵
第一我前面说了影响成本的因素很多 绝对不会仅仅因为系统复杂性
第二有现成的分级燃烧发动机在前 可以搞技术演进
如果我来理解的话搞新的循环方式就是为了技术牵引
航天仍然是科技尖端而不是大规模应用产业
不搞创新等于白干
东亚重工 发表于 2015-8-21 17:20
呵呵，谁说日本没有其他的发动机？LNG发动机原型现成的，日本算了算成本高不用而已。
另外中国的固推没 ...
中国也有一堆发动机原型，包括分级燃烧的氢氧（99年，完成的原理机）
但是工程化，可不容易，日本LE7就是没做好足够准备和实验，自信过头，才上天之后一堆问题，不得已才降指标。
至于固推现成不现成，大固推对于中国本来就没有什么难度。日本和印度都能造，中国研制一点问题都没有（这是指没有不能越过的技术门槛，这个技术门槛并不高）。
日本新搞煤油肯定比做氢氧大推不核算不便宜...
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义，而日本搞氢氧，也没真正意义上突破分级燃烧技术，最后选氢氧是必然。
呵呵，谁说日本没有其他的发动机？LNG发动机原型现成的，日本算了算成本高不用而已。
另外中国的固推没 ...
中国也有一堆发动机原型，包括分级燃烧的氢氧（99年，完成的原理机）
但是工程化，可不容易，日本LE7就是没做好足够准备和实验，自信过头，才上天之后一堆问题，不得已才降指标。
至于固推现成不现成，大固推对于中国本来就没有什么难度。日本和印度都能造，中国研制一点问题都没有（这是指没有不能越过的技术门槛，这个技术门槛并不高）。
日本新搞煤油肯定比做氢氧大推不核算不便宜...
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义，而日本搞氢氧，也没真正意义上突破分级燃烧技术，最后选氢氧是必然。
callmeK 发表于 2015-8-21 17:40
不见得说LEX如果采用分级燃烧方案就更贵
第一我前面说了影响成本的因素很多 绝对不会仅仅因为系统复杂性 ...
日本自己说的用LE9就是降低H3的成本，使之有商业发射竞争力。
不见得说LEX如果采用分级燃烧方案就更贵
第一我前面说了影响成本的因素很多 绝对不会仅仅因为系统复杂性 ...
日本自己说的用LE9就是降低H3的成本，使之有商业发射竞争力。
东亚重工 发表于 2015-8-21 15:24
很多人都只是看火箭发动机一个参数比冲，完全不理解比冲起的作用。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
这是说固推还是有优势？
很多人都只是看火箭发动机一个参数比冲，完全不理解比冲起的作用。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
这是说固推还是有优势？
其实在火箭发动机上 日本有算是分级燃烧的LE7 开式膨胀循环的LE-X
中国有分级燃烧的液氧煤油 闭式膨胀循环的YF75D 燃气发生器的YF77 液氧甲烷的YF77改
仔细对比下 在液体发动机领域 中日其实各有所长 只是大家惯性思维把分级补燃给偏泛化了 动不动发动机就只谈分级补燃 好像其它都不重要。
比冲这个概念 在高空发动机领域意义才大 在大气层内的助推段推力是起决定因素的。
其实在火箭发动机上 日本有算是分级燃烧的LE7 开式膨胀循环的LE-X
中国有分级燃烧的液氧煤油 闭式膨胀循环的YF75D 燃气发生器的YF77 液氧甲烷的YF77改
仔细对比下 在液体发动机领域 中日其实各有所长 只是大家惯性思维把分级补燃给偏泛化了 动不动发动机就只谈分级补燃 好像其它都不重要。
比冲这个概念 在高空发动机领域意义才大 在大气层内的助推段推力是起决定因素的。
东亚重工 发表于 2015-8-21 17:00
推力不足用固推补充，航天飞机，A6都是这个思路
看来，我国航天也要适度开展大固推研制和推广工作，就搞个捆绑4个800吨级推力固推的长五终极版吧！
推力不足用固推补充，航天飞机，A6都是这个思路
看来，我国航天也要适度开展大固推研制和推广工作，就搞个捆绑4个800吨级推力固推的长五终极版吧！
这是说固推还是有优势？
固体发动机当然有优势，起飞做助推就很合适，整备也简单，所以小火箭大部分都是固推
固体发动机当然有优势，起飞做助推就很合适，整备也简单，所以小火箭大部分都是固推
支持J8 发表于 2015-8-21 18:16
中国也有一堆发动机原型，包括分级燃烧的氢氧（99年，完成的原理机）
但是工程化，可不容易，日本LE7就 ...
“
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义
”
SPX搞的燃气发生器的煤油机也很牛的。
中国也有一堆发动机原型，包括分级燃烧的氢氧（99年，完成的原理机）
但是工程化，可不容易，日本LE7就 ...
“
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义
”
SPX搞的燃气发生器的煤油机也很牛的。
oaki911 发表于 2015-8-21 18:50
“
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义
”
SPX的燃气发生器的煤油机讨论很多次了...大家都看了...
我觉得最大的好处就是捆在一起不怕爆...这个确实分级燃烧的高室压不能比。
“
最核心的是，液氧煤油本身必须上分级燃烧才有价值和意义
”
SPX的燃气发生器的煤油机讨论很多次了...大家都看了...
我觉得最大的好处就是捆在一起不怕爆...这个确实分级燃烧的高室压不能比。
俄罗斯和中国都没搞大固推 现在四院也就搞两款大固推分段2米级的 和360吨的固推 但应用前景我不太看好 ‘
液体助推和大固推比 比冲 推力 节流能力都是优势点。
液体助推和大固推比 比冲 推力 节流能力都是优势点。
oaki911 发表于 2015-8-21 18:47
看来，我国航天也要适度开展大固推研制和推广工作，就搞个捆绑4个800吨级推力固推的长五终极版吧！
还是搞快反发射大载荷的火箭吧，你就别难为他了
看来，我国航天也要适度开展大固推研制和推广工作，就搞个捆绑4个800吨级推力固推的长五终极版吧！
还是搞快反发射大载荷的火箭吧，你就别难为他了
银灰 发表于 2015-8-21 18:53
俄罗斯和中国都没搞大固推 现在四院也就搞两款大固推分段2米级的 和360吨的固推 但应用前景我不太看好 ‘ ...
但看文献，大固推可能还是会上（500～1000吨），只是上了恐怕主要是做技术储备。
俄罗斯和中国都没搞大固推 现在四院也就搞两款大固推分段2米级的 和360吨的固推 但应用前景我不太看好 ‘ ...
但看文献，大固推可能还是会上（500～1000吨），只是上了恐怕主要是做技术储备。
支持J8 发表于 2015-8-21 18:54
还是搞快反发射大载荷的火箭吧，你就别难为他了
快反的打火箭也在搞吧，那个3米直径的大固推就是。
还是搞快反发射大载荷的火箭吧，你就别难为他了
快反的打火箭也在搞吧，那个3米直径的大固推就是。
支持J8 发表于 2015-8-21 18:55
但看文献，大固推可能还是会上（500～1000吨），只是上了恐怕主要是做技术储备。
3米直径的那个肯定要发射的、类似织女星，每个分段不是10米长、300吨推力的？三个分段就900，够用了。
但看文献，大固推可能还是会上（500～1000吨），只是上了恐怕主要是做技术储备。
3米直径的那个肯定要发射的、类似织女星，每个分段不是10米长、300吨推力的？三个分段就900，够用了。
银灰 发表于 2015-8-21 18:53
俄罗斯和中国都没搞大固推 现在四院也就搞两款大固推分段2米级的 和360吨的固推 但应用前景我不太看好 ‘ ...
四院好像在搞3米直径的，类似织女星那款。
俄罗斯和中国都没搞大固推 现在四院也就搞两款大固推分段2米级的 和360吨的固推 但应用前景我不太看好 ‘ ...
四院好像在搞3米直径的，类似织女星那款。
这是说固推还是有优势？
如果有高性能的氢氧芯级
采用固推的方式可以很方便做出覆盖很宽运载范围的系列火箭
而且技术风险相对较小
但是从长远发展来说
固推不是好选择
如果有高性能的氢氧芯级
采用固推的方式可以很方便做出覆盖很宽运载范围的系列火箭
而且技术风险相对较小
但是从长远发展来说
固推不是好选择
LE-X的优势有三个，安全性，价格外加加工时间短。安全性是为了未来日本的载人航天（毕竟HTV-R都在计划里面了），价格和加工时间短是捆绑的，就是为了提高发射频率和增加国际竞争力。为啥说是捆绑的，因为价格低才有国际竞争力，有了国际竞争力没有批量生产能力那就成了水中花镜中月了，所以必须有加工时间短，发射频率快的优势才行。说到底还是一贯的日本式的从技术层次试图解决问题的方法。这在日本算是固执性的主流方式，当然也是各大教主推崇日本的原因。
我们就不说日本的日本人的思路，拿中国思路对比一下。中国长五用的一级半来提高安全性的。而中国载人航天提高可靠性的办法，主要就是增加发射频率和安全沉余，所谓发射多了自然可靠性就高了呗。要知道长二F的底子是长二E，长二E的发射安全性可不好。长二F吃下了长二E一吨多的安全沉余，才成了载人火箭。
这就是中日完全不同的思路。
我们就不说日本的日本人的思路，拿中国思路对比一下。中国长五用的一级半来提高安全性的。而中国载人航天提高可靠性的办法，主要就是增加发射频率和安全沉余，所谓发射多了自然可靠性就高了呗。要知道长二F的底子是长二E，长二E的发射安全性可不好。长二F吃下了长二E一吨多的安全沉余，才成了载人火箭。
这就是中日完全不同的思路。
银灰 发表于 2015-8-21 18:46
其实在火箭发动机上 日本有算是分级燃烧的LE7 开式膨胀循环的LE-X
大气层内比冲同样重要
区别在于，刚起飞这个阶段推重比也很重要，而到了高空推重比重要性下降
其实在火箭发动机上 日本有算是分级燃烧的LE7 开式膨胀循环的LE-X
大气层内比冲同样重要
区别在于，刚起飞这个阶段推重比也很重要，而到了高空推重比重要性下降
纸飞机 发表于 2015-8-21 19:58
大气层内比冲同样重要
区别在于，刚起飞这个阶段推重比也很重要，而到了高空推重比重要性下降
有高空推重比低的不就是阿丽亚娜5吗？
大气层内比冲同样重要
区别在于，刚起飞这个阶段推重比也很重要，而到了高空推重比重要性下降
有高空推重比低的不就是阿丽亚娜5吗？
很多人都只是看火箭发动机一个参数比冲，完全不理解比冲起的作用。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
ksp中，起飞更适合用煤油机，推力大。
完过坎巴拉太空计划的都知道，在起飞级 ...
ksp中，起飞更适合用煤油机，推力大。