蓝色起源发布BE4火箭发动机最新进展，2019结束俄罗斯发 ...-超级军网

四年多的发展，最低的成本，无需纳税人的钱，私营部门全额出资

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2016-3-2 21:03 上传

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2016-3-2 21:04 上传

具体进展呢？

十五从军征发表于 2016-3-2 21:08
具体进展呢？
16年整机测试，17年全面测试，19年验证首飞

还早还早，两年整机试车就飞行，这步子迈的有点冒进。难不成也沾染了SPX爱吹牛的习惯？

歼击风发表于 2016-3-2 22:19
还早还早，两年整机试车就飞行，这步子迈的有点冒进。难不成也沾染了SPX爱吹牛的习惯？

Development of the BE-4 engine is fully funded by Blue Origin, with investment by ULA, and offers the fastest path to a domestic alternative to the RD-180. Development is on schedule to achieve qualification for flight in 2017 to support the first Vulcan flight in 2019.

@ULA PR

还早还早，两年整机试车就飞行，这步子迈的有点冒进。难不成也沾染了SPX爱吹牛的习惯？
霉帝这几年风气被马斯克搞的浮躁不堪，连波音都吹牛逼建“starline”了，实际也就是个空间站跑腿的

从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没铣槽，喷管也没铣槽，更别说组合外壁组合成推力室了。所以说还早还早。推力室2017年能进行全尺寸挤压试车就不错。

歼击风发表于 2016-3-3 10:26
从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没 ...
会不会是根据BE-3的研制经历，所以对BE4的进展比较乐观？BO之前比较低调，不清楚这些组件照片的拍摄时间，也许实际进展更快也说不定。

...美国不像中国那么稳..速度快一点可以理解，成功率打折扣就行了呗~~

论坛游侠发表于 2016-3-3 10:34
会不会是根据BE-3的研制经历，所以对BE4的进展比较乐观？BO之前比较低调，不清楚这些组件照片的拍摄时间 ...

两个发动机在推进剂，推力，循环方式上差太多，很难互为参考的。他们现在这么放东西照片出来宣传，如果有更高级进度的东西，应该不会不放出来。

论坛游侠发表于 2016-3-3 10:34
会不会是根据BE-3的研制经历，所以对BE4的进展比较乐观？BO之前比较低调，不清楚这些组件照片的拍摄时间 ...

两个发动机在推进剂，推力，循环方式上差太多，很难互为参考的。他们现在这么放东西照片出来宣传，如果有更高级进度的东西，应该不会不放出来。

蓝源一直都很低调，这个照片还真不一定是最近拍的。

四年多的发展，最低的成本，无需纳税人的钱，私营部门全额出资

这屁股歪的搞的私营公司都是做慈善的白送

现在不要钱以后卖给你再要不是一样

看看人家美国，不是领导世界的东西都不好意思拿出来！再看看有的国家，明明落后五十年，还吹是先进技术。还对美国封锁！

歼击风发表于 2016-3-3 10:26
从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没 ...

铣槽要多久？为啥拿没铣槽的半成品出来秀，因为铣槽很麻烦（按说不应该）还是铣槽的曲线设计保密？

现在搞大型发动机不考虑燃烧稳定性要折腾多久吗？拆RD180拆熟练了？或者CFD模拟能未卜先知？
SpaceX号称现有CFD软件模拟不了燃烧稳定性，要自己从头另搞一套，算法基础也不是常规的有限元/有限差分，而是小波变换。

难道补燃机的气气燃烧比开式发动机的气液/液液燃烧更稳定？
但大于10MPa的高温超临界流体区分是气还是液有意义吗？

歼击风发表于 2016-3-3 10:26
从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没 ...

铣槽要多久？为啥拿没铣槽的半成品出来秀，因为铣槽很麻烦（按说不应该）还是铣槽的曲线设计保密？

现在搞大型发动机不考虑燃烧稳定性要折腾多久吗？拆RD180拆熟练了？或者CFD模拟能未卜先知？
SpaceX号称现有CFD软件模拟不了燃烧稳定性，要自己从头另搞一套，算法基础也不是常规的有限元/有限差分，而是小波变换。

难道补燃机的气气燃烧比开式发动机的气液/液液燃烧更稳定？
但大于10MPa的高温超临界流体区分是气还是液有意义吗？

歼击风发表于 2016-3-3 10:26
从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没 ...

SpaceX正在开发的燃烧稳定性专用CFD软件介绍
http://www.nextplatform.com/2015/03/27/rockets-shake-and-rattle-so-spacex-rolls-homegrown-cfd/
具体计划和已经实现的算法过程
https://www.youtube.com/watch?v=vYA0f6R5KAI

目标似乎是把Merlin放大到F-1的规模，不是全流量补燃

歼击风发表于 2016-3-3 10:26
从这些照片来看，涡轮泵的进度还可以，已经进入组件试验阶段，而推力室还在工艺攻关和试制阶段，燃烧器还没 ...

SpaceX正在开发的燃烧稳定性专用CFD软件介绍
http://www.nextplatform.com/2015/03/27/rockets-shake-and-rattle-so-spacex-rolls-homegrown-cfd/
具体计划和已经实现的算法过程
https://www.youtube.com/watch?v=vYA0f6R5KAI

目标似乎是把Merlin放大到F-1的规模，不是全流量补燃

启航太阳系发表于 2016-3-3 17:57
铣槽要多久？为啥拿没铣槽的半成品出来秀，因为铣槽很麻烦（按说不应该）还是铣槽的曲线设计保密？

现 ...

把一块铜加工成拉瓦尔形状的，未详细加工的推力室容易，铣槽不容易，因为铣槽意味着冷却通道的参数设计完毕，而冷却通道的参数，需要根据推力室准确的参数进行详细的传热，流阻计算，搞清楚推进剂在通道内的温度，速度，压力，密度的分布，确保内壁得到可靠的冷却。像这个全尺寸的，最好还要先进行缩尺推力室的热试车，检验冷却通道设计的正确性和可靠性，然后才能把冷却通道的参数定下来，然后才可以铣槽，告诉工厂我这里要多宽多深的槽，槽底各处留多厚的内壁，肋的高度各处怎么变化等等。
甲烷的热物理性质跟氢有一定的差别，因此冷却通道的设计没法照BE-3的来，蓝源比较稳妥的做法是目前正在使用缩尺的推力室进行甲烷的传热试车，另一边进行全尺寸推力室的结构设计。等到那边热试车得到甲烷发动机冷却通道的设计指导数据后，立马就可进行铣槽。以

启航太阳系发表于 2016-3-3 17:57
铣槽要多久？为啥拿没铣槽的半成品出来秀，因为铣槽很麻烦（按说不应该）还是铣槽的曲线设计保密？

现 ...

把一块铜加工成拉瓦尔形状的，未详细加工的推力室容易，铣槽不容易，因为铣槽意味着冷却通道的参数设计完毕，而冷却通道的参数，需要根据推力室准确的参数进行详细的传热，流阻计算，搞清楚推进剂在通道内的温度，速度，压力，密度的分布，确保内壁得到可靠的冷却。像这个全尺寸的，最好还要先进行缩尺推力室的热试车，检验冷却通道设计的正确性和可靠性，然后才能把冷却通道的参数定下来，然后才可以铣槽，告诉工厂我这里要多宽多深的槽，槽底各处留多厚的内壁，肋的高度各处怎么变化等等。
甲烷的热物理性质跟氢有一定的差别，因此冷却通道的设计没法照BE-3的来，蓝源比较稳妥的做法是目前正在使用缩尺的推力室进行甲烷的传热试车，另一边进行全尺寸推力室的结构设计。等到那边热试车得到甲烷发动机冷却通道的设计指导数据后，立马就可进行铣槽。以

歼击风发表于 2016-3-4 00:41
把一块铜加工成拉瓦尔形状的，未详细加工的推力室容易，铣槽不容易，因为铣槽意味着冷却通道的参数设计 ...

铣槽参数没定，急着加工铜管有什么用？如果壁厚和型线算错岂不是白搞

铣槽参数没定，急着加工铜管有什么用？如果壁厚和型线算错岂不是白搞
看来你对这块的结构是怎么样的了解有点少。你所说的铜管，就是照片中那个推力室，实际只是一个毛胚。壁厚和型面都可以在后续加工中得到，前提是确定了怎么加工。

不过，还有一种可能就是照片中的推力室是已经是整个内外壁都组合好的，槽在里面，所以外面看不到冷却通道。但由于整个东西看起来都像是铜的，一般来说外壁很少会用铜，铜的机械性能不够，密度又很大，会导致推力室超重。从形状上看，如果这个一个未加工的内壁，轮廓曲线会很光滑，不会有这么多凸起，棱角，所以说不好。

涡轮泵搞定，应该大问题不会有了，提前祝贺一下蓝源。加油，让那些老陈醋翻倒的都见鬼去

歼击风发表于 2016-3-4 06:46
不过，还有一种可能就是照片中的推力室是已经是整个内外壁都组合好的，槽在里面，所以外面看不到冷却通道。 ...
外壁也用铜的话，是否成本会比较低？
RS68的烧蚀喷管也是挺笨重的。从BE-4的参数看，指标比较低，室压低、比冲低，主打似乎是低成本。所以，这种可能也不好排除吧？美国人的泵结构搞的比较轻，富余点重量用在推力室上也未可知。

2016-3-4 09:02 上传

火焰挺好看，亮蓝
22楼发的照片，就是我所提到的缩尺推力室传热试验，推力室上面有很多管子，这是一种量热式推力室，可以在同一个推力室中周向设计不同的冷却通道，然后测量不同的通道中甲烷的温度变化等等参数，达到一次试车获得多个冷却通道设计特性的目的，节省经费。

外壁也用铜的话，是否成本会比较低？
RS68的烧蚀喷管也是挺笨重的。从BE-4的参数看，指标比较低，室压低 ...
全世界发动机很少外壁用铜的，日本的LE-5B是一个。外面的铜是电铸上去的，就是电镀，很厚的电镀。只不过要是能镀铜的话，何不镀镍呢？电铸镍外壁在氢氧发动机中应用广泛工资成熟，镍的机械性能可比铜高不少。

涡轮泵搞定，应该大问题不会有了，提前祝贺一下蓝源。加油，让那些老陈醋翻倒的都见鬼去
组件相对容易，难在后面的联合试验，闭式循环的关键技术在于系统协调。后面他们要做的，先是预燃室和泵的联合试验，然后是预燃室+泵+推力室的试验，等到这里没问题了，才好说大问题没有了。

歼击风发表于 2016-3-4 09:34
全世界发动机很少外壁用铜的，日本的LE-5B是一个。外面的铜是电铸上去的，就是电镀，很厚的电镀。只不过 ...
BO公布的资料太少了，如果有BE系列的资料，特别是BE3的推力室设计，或许可以参考一下看看。

歼击风发表于 2016-3-4 09:34
全世界发动机很少外壁用铜的，日本的LE-5B是一个。外面的铜是电铸上去的，就是电镀，很厚的电镀。只不过 ...
照片应该还是内壁，但不公开铣槽具体布局以便保密，除了保密想不出合适的原因了。
没有算好参数的时候先加工毛坯然后再返工修改，在数控加工的时代蠢透了。

歼击风发表于 2016-3-4 09:28
22楼发的照片，就是我所提到的缩尺推力室传热试验，推力室上面有很多管子，这是一种量热式推力室，可以在 ...
关键的全尺寸燃烧稳定性问题还没做，为什么AR和BO都敢直接确定工期一两年搞好？
跟SpaceX如临大敌的表现对比起来，有点不成比例。SpaceX钱不够还是选的路线太难？

启航太阳系发表于 2016-3-4 14:18
照片应该还是内壁，但不公开铣槽具体布局以便保密，除了保密想不出合适的原因了。
没有算好参数的时候先 ...

呃，我怎么跟你解释呢。。。。
在这个毛胚上继续加工冷却通道不算返工修改，算下一步工序。。。。就是一个人想吃饺子，现在公布了他和好的面团，但是擀面皮工作还没开始。

启航太阳系发表于 2016-3-4 14:18
照片应该还是内壁，但不公开铣槽具体布局以便保密，除了保密想不出合适的原因了。
没有算好参数的时候先 ...

呃，我怎么跟你解释呢。。。。
在这个毛胚上继续加工冷却通道不算返工修改，算下一步工序。。。。就是一个人想吃饺子，现在公布了他和好的面团，但是擀面皮工作还没开始。

启航太阳系发表于 2016-3-4 14:19
关键的全尺寸燃烧稳定性问题还没做，为什么AR和BO都敢直接确定工期一两年搞好？
跟SpaceX如临大敌的表现 ...

传热问题关系到推力室能否工作，没设计好的话点火没几秒钟就有可能导致推力室过热烧毁。因此必须先解决，而且解决起来也相对便宜，因为可以用缩尺的推力室来做，试车费用便宜太多了。燃烧不稳定问题在缩尺推力室上不好试，因为直径不同声学特性就不同，只能等到全尺寸试车再来做，那成本海了去了。
蓝源从传热试验一步步做起，说明他们还是很务实的，是正儿八经想做事的，不是炒作。
至于全尺寸的燃烧不稳定问题，从已有的发动机设计上，已经有足够多的防止燃烧不稳定的工程措施和计算分析手段，比如隔板，声腔，液相分区，比如缩进式氧喷嘴等等。通过设计阶段的提前采取措施，是有可能后期避免出现不稳定燃烧问题的。

启航太阳系发表于 2016-3-4 14:19
关键的全尺寸燃烧稳定性问题还没做，为什么AR和BO都敢直接确定工期一两年搞好？
跟SpaceX如临大敌的表现 ...

传热问题关系到推力室能否工作，没设计好的话点火没几秒钟就有可能导致推力室过热烧毁。因此必须先解决，而且解决起来也相对便宜，因为可以用缩尺的推力室来做，试车费用便宜太多了。燃烧不稳定问题在缩尺推力室上不好试，因为直径不同声学特性就不同，只能等到全尺寸试车再来做，那成本海了去了。
蓝源从传热试验一步步做起，说明他们还是很务实的，是正儿八经想做事的，不是炒作。
至于全尺寸的燃烧不稳定问题，从已有的发动机设计上，已经有足够多的防止燃烧不稳定的工程措施和计算分析手段，比如隔板，声腔，液相分区，比如缩进式氧喷嘴等等。通过设计阶段的提前采取措施，是有可能后期避免出现不稳定燃烧问题的。

启航太阳系发表于 2016-3-4 14:19
关键的全尺寸燃烧稳定性问题还没做，为什么AR和BO都敢直接确定工期一两年搞好？
跟SpaceX如临大敌的表现 ...
具体情况不同罢，虽然美国一直没上富氧补燃循环煤油机，但相关预研过的型号很多，500吨级的都不少，现在搞个250吨级AR-1难度不算大，所以对进度信心足一点。
至于BE-4，虽然BO是个新手，但是参数选的比较低，相对难度小。而且BO招了不少业内专家，基于美国的技术基础也有一定保障。
至于SpaceX，早期想的是搞燃气循环大单室煤油机（700吨级），对稳定燃烧挑战比较大，类似F1当初面临的问题。后来转向搞甲烷机，虽然推力取的不大，也是250吨级。但选的是全流量补燃循环这样高大上的设计，自然困难很多。

歼击风发表于 2016-3-4 15:42
呃，我怎么跟你解释呢。。。。
在这个毛胚上继续加工冷却通道不算返工修改，算下一步工序。。。。就是 ...

我明白实际加工分两步走，第一步旋压、第二步铣槽，第二步不能叫返工。
但正常的流程难道不是把设计做完再进入加工制造环节？或者这一批工件在验证工艺？

歼击风发表于 2016-3-4 15:42
呃，我怎么跟你解释呢。。。。
在这个毛胚上继续加工冷却通道不算返工修改，算下一步工序。。。。就是 ...

我明白实际加工分两步走，第一步旋压、第二步铣槽，第二步不能叫返工。
但正常的流程难道不是把设计做完再进入加工制造环节？或者这一批工件在验证工艺？

歼击风发表于 2016-3-4 15:47
传热问题关系到推力室能否工作，没设计好的话点火没几秒钟就有可能导致推力室过热烧毁。因此必须先解决 ...
燃烧不稳定性问题也会导致点火几秒就烧毁，而且预测难度远远大于传热。毕竟槽道流动传热属于流体力学常规工程问题，而燃烧不稳定性属于流体力学顶级难题。

传热试验成本低肯定要先做，但做了传热试验就敢确定最终产品交期这真的有保障吗？
在民航发动机行业，当年普拉特惠特尼公司拿只做了CFD仿真没完成试车的PW6000竞标，结果跳票，直接毁掉了民航机市场的生意，现在还没缓过来。

论坛游侠发表于 2016-3-4 16:51
具体情况不同罢，虽然美国一直没上富氧补燃循环煤油机，但相关预研过的型号很多，500吨级的都不少，现在 ...
SpaceX在时间进度已经落后的情况下为何还要坚持高难度设计？
因为有现成的F9用，不急着换新的？

燃烧不稳定性问题也会导致点火几秒就烧毁，而且预测难度远远大于传热。毕竟槽道流动传热属于流体力学常规 ...
做了传热试验是没法保证不稳定燃烧没问题的。只是不稳定燃烧问题现在没法试而已。推力室还没有呢，怎么试

歼击风发表于 2016-3-4 17:22
做了传热试验是没法保证不稳定燃烧没问题的。只是不稳定燃烧问题现在没法试而已。推力室还没有呢，怎么试
以前NASA经常用全尺寸喷注器面板+水冷或烧蚀推力室测试

以前NASA经常用全尺寸喷注器面板+水冷或烧蚀推力室测试
那是NASA的做法，有钱，烧呗。我认为蓝源更可能是充分借鉴世界其他发动机的抵抗不稳定燃烧措施，再结合高度的仿真分析手段，跳过这样的阶段。

启航太阳系发表于 2016-3-4 17:16
SpaceX在时间进度已经落后的情况下为何还要坚持高难度设计？
因为有现成的F9用，不急着换新的？
F9系列目前运力够用，且FH基本型尚未首飞、现在就谈升级版早了点，进度没有那么着急。
另外，穆勒当年在TRW主持了一系列发动机的研发工作，虽然烂尾的居多，经验和能力是毋庸置疑的。现在天高任鸟飞，大概觉得是时候上马了罢，毕竟Raptor项目最终是为MCT服务的。

歼击风发表于 2016-3-4 17:32
那是NASA的做法，有钱，烧呗。我认为蓝源更可能是充分借鉴世界其他发动机的抵抗不稳定燃烧措施，再结合高 ...
不用廉价的水冷或烧蚀冷却推力室当“炮灰”，直接上整机烧，那比NASA还烧钱。带着昂贵的再生冷却推力室和涡轮泵，如果碰上问题，每烧炸一次就要报销掉一套。

除非蓝源的推力室和涡轮泵造价便宜到不需要额外搞一套廉价推力室和挤压式试车台。
（或者搞不起大的挤压式试车台、找NASA也租不到？）

论坛游侠发表于 2016-3-4 18:55
F9系列目前运力够用，且FH基本型尚未首飞、现在就谈升级版早了点，进度没有那么着急。
另外，穆勒当年在 ...
连CFD仿真软件的基础算法都推倒重来，这位想干什么？