超级军网闭式膨胀循环甲烷发动机做起飞发动机可行否？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/02 18:26:27
修改一下。本帖所谓的膨胀循环发动机，单指闭式循环的膨胀循环发动机，开式膨胀循环的，不在本帖谈论之列。
闭式膨胀循环发动机，结构简单可靠，重量轻，比冲大，唯一的缺点是推力小，只能用低温燃料。但现在欧美都搞出20吨膨胀循环液氢发动机了，我国也在搞25吨的。如果改成甲烷发动机，做出40~60吨推力，比冲做到360~370s，应该不是问题。而且膨胀循环发动机重复使用也比其它发动机更有优势。
然后采取猎鹰9的方案，装上9台发动机做下面级。考虑到甲烷密度低一点，火箭直径可能要增加到3.8~3.9米，或者直径不变，减小发动机推力。
这种火箭，发动机重复使用有优势、甲烷燃料便宜、发动机比冲大，总的来说，似乎在经济上、性能上都相当的出色啊。
修改一下。本帖所谓的膨胀循环发动机，单指闭式循环的膨胀循环发动机，开式膨胀循环的，不在本帖谈论之列。
闭式膨胀循环发动机，结构简单可靠，重量轻，比冲大，唯一的缺点是推力小，只能用低温燃料。但现在欧美都搞出20吨膨胀循环液氢发动机了，我国也在搞25吨的。如果改成甲烷发动机，做出40~60吨推力，比冲做到360~370s，应该不是问题。而且膨胀循环发动机重复使用也比其它发动机更有优势。
然后采取猎鹰9的方案，装上9台发动机做下面级。考虑到甲烷密度低一点，火箭直径可能要增加到3.8~3.9米，或者直径不变，减小发动机推力。
这种火箭，发动机重复使用有优势、甲烷燃料便宜、发动机比冲大，总的来说，似乎在经济上、性能上都相当的出色啊。
粗人不懂，啥叫“膨胀循环”？
闭式膨胀循环发动机的推力最大在30吨左右，再大就不行了。液氧甲烷的比冲做到360~370s，在真空还行，起飞级恐怕不行。真空比冲能做大主要是采用大喷管的原因，但是起飞级不能采用大喷管。
原因是除了多台并联造成的空间不足，还有就是在起飞级采用大喷管反而会降低发动机的推力。
液氧甲烷发动机起飞级的比冲最大估计也就340秒左右。
原因是除了多台并联造成的空间不足，还有就是在起飞级采用大喷管反而会降低发动机的推力。
液氧甲烷发动机起飞级的比冲最大估计也就340秒左右。
不过鬼子的H-3用的LE-9发动机是开式膨胀循环的氢氧发动机，推力已经做到了150吨，只是比冲也掉到了燃气发生循环那个级别了。
不过鬼子的H-3用的LE-9发动机是开式膨胀循环的氢氧发动机，推力已经做到了150吨，只是比冲也掉到了燃气发生循环那个级别了。
HhJjKcScS 发表于 2016-5-5 15:03
粗人不懂，啥叫“膨胀循环”？
膨胀循环是指液氢或液体甲烷通过燃烧室或喷管进行加热，得到高压的气态氢或甲烷，用这些高压气体去推动涡轮转动，然后涡轮带动氧泵和燃料泵。
这样，被带动的氧泵吸取液氢进入燃烧室；被带动的燃料泵吸取液氢或液体甲烷，经过被加热变气体，推动涡轮转动，然后进入燃烧室。
找到一个老帖子，虽然写的是开式膨胀循环，但楼主先说的是闭式膨胀循环。http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
粗人不懂，啥叫“膨胀循环”？
膨胀循环是指液氢或液体甲烷通过燃烧室或喷管进行加热，得到高压的气态氢或甲烷，用这些高压气体去推动涡轮转动，然后涡轮带动氧泵和燃料泵。
这样，被带动的氧泵吸取液氢进入燃烧室；被带动的燃料泵吸取液氢或液体甲烷，经过被加热变气体，推动涡轮转动，然后进入燃烧室。
找到一个老帖子，虽然写的是开式膨胀循环，但楼主先说的是闭式膨胀循环。http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
看看这个吧，
http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-5 16:04
看看这个吧，
http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
不不，小日本和德国搞的那个是开式膨胀循环，我说的是普通的闭式膨胀循环。
开式膨胀循环可以把推力做大，但比冲是比不上普通的闭式膨胀循环的，而且也更复杂。
简单说，我的想法就是借鉴猎鹰9的多台小发动机的设计，克服闭式膨胀循环推力做不大的缺点，整出一个高效而低成本的火箭。
看看这个吧，
http://lt.cjdby.net/thread-552387-1-1.html
不不，小日本和德国搞的那个是开式膨胀循环，我说的是普通的闭式膨胀循环。
开式膨胀循环可以把推力做大，但比冲是比不上普通的闭式膨胀循环的，而且也更复杂。
简单说，我的想法就是借鉴猎鹰9的多台小发动机的设计，克服闭式膨胀循环推力做不大的缺点，整出一个高效而低成本的火箭。
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-5 15:35
闭式膨胀循环发动机的推力最大在30吨左右，再大就不行了。液氧甲烷的比冲做到360~370s，在真空还行，起飞级 ...
液氢膨胀循环都能做到25吨，液氧甲烷做到60吨完全可能。
甲烷膨胀循环已经做到接近370s了，不过只有8吨推力，确实是真空的数据。海平面能有多少难说，但就算是340，也比分级燃烧的高，而且简单得多。
闭式膨胀循环发动机的推力最大在30吨左右，再大就不行了。液氧甲烷的比冲做到360~370s，在真空还行，起飞级 ...
液氢膨胀循环都能做到25吨，液氧甲烷做到60吨完全可能。
甲烷膨胀循环已经做到接近370s了，不过只有8吨推力，确实是真空的数据。海平面能有多少难说，但就算是340，也比分级燃烧的高，而且简单得多。
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-5 15:41
不过鬼子的H-3用的LE-9发动机是开式膨胀循环的氢氧发动机，推力已经做到了150吨，只是比冲也掉到了燃气发生 ...
我说的就是闭式膨胀循环的机器。开式的那种，我觉得是邪路。
不过鬼子的H-3用的LE-9发动机是开式膨胀循环的氢氧发动机，推力已经做到了150吨，只是比冲也掉到了燃气发生 ...
我说的就是闭式膨胀循环的机器。开式的那种，我觉得是邪路。
不知所谓 发表于 2016-5-5 16:19
液氢膨胀循环都能做到25吨，液氧甲烷做到60吨完全可能。
甲烷膨胀循环已经做到接近370s了，不过只有8 ...
液氢的闭式膨胀循环能做到30吨，何以见得甲烷的闭式膨胀循环能做到60吨？
如果强行使闭式膨胀循环的推力做大，那么它的燃烧室压力会降低，进而会降低比冲。
猎鹰9火箭的成功，不在于它的发动机，而在于它整个火箭的干质比高，甚至能比其它的液氧煤油火箭高出一倍，这个是它最至关重要的原因。
而使用低温燃料是不利于提高火箭的质量比的。
液氢膨胀循环都能做到25吨，液氧甲烷做到60吨完全可能。
甲烷膨胀循环已经做到接近370s了，不过只有8 ...
液氢的闭式膨胀循环能做到30吨，何以见得甲烷的闭式膨胀循环能做到60吨？
如果强行使闭式膨胀循环的推力做大，那么它的燃烧室压力会降低，进而会降低比冲。
猎鹰9火箭的成功，不在于它的发动机，而在于它整个火箭的干质比高，甚至能比其它的液氧煤油火箭高出一倍，这个是它最至关重要的原因。
而使用低温燃料是不利于提高火箭的质量比的。
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-5 17:19
液氢的闭式膨胀循环能做到30吨，何以见得甲烷的闭式膨胀循环能做到60吨？
如果强行使闭式膨胀循环的推力 ...
似乎用密度比较大的燃料，容易提高推力。这只是我的印象，没有证据。
不过，我国早就造出了8吨的闭式膨胀循环甲烷机，而YF75D却搞得挺困难，一定程度能证明这点。
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-5 17:19
液氢的闭式膨胀循环能做到30吨，何以见得甲烷的闭式膨胀循环能做到60吨？
如果强行使闭式膨胀循环的推力 ...
似乎用密度比较大的燃料，容易提高推力。这只是我的印象，没有证据。
不过，我国早就造出了8吨的闭式膨胀循环甲烷机，而YF75D却搞得挺困难，一定程度能证明这点。
不知所谓 发表于 2016-5-5 17:40
似乎用密度比较大的燃料，容易提高推力。这只是我的印象，没有证据。
不过，我国早就造出了8吨的闭 ...
哪有早就造出了8吨闭式膨胀循环甲烷机？
8吨的闭式膨胀循环甲烷机本身就是在YF75D的基础上改过来的，这个现在还没试车呢，它是为了给登月飞船准备的，还早呢。
似乎用密度比较大的燃料，容易提高推力。这只是我的印象，没有证据。
不过，我国早就造出了8吨的闭 ...
哪有早就造出了8吨闭式膨胀循环甲烷机？
8吨的闭式膨胀循环甲烷机本身就是在YF75D的基础上改过来的，这个现在还没试车呢，它是为了给登月飞船准备的，还早呢。
可行！美国提出过192台氢氧膨胀循环发动机的火箭方案。
大型液体火箭发动机构型科普（96页，需细看）：
http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... &fromuid=233522
大型液体火箭发动机构型科普（96页，需细看）：
http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... &fromuid=233522
一直在找这类火箭发动机科普类读物，啥也不说了，送你十二朵大红花。
绿林奸汉 发表于 2016-5-5 21:29
http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... &fromuid=233522
一直在找这类火箭发动机科普类读物，啥也不说了，送你十二朵大红花。
另外六朵奉上
绿林奸汉 发表于 2016-5-5 21:29
http://lt.cjdby.net/forum.php?mo ... &fromuid=233522
另外六朵奉上
绿林奸汉 发表于 2016-5-5 21:29
http://lt.cjdby.net/forum.php?mod=redirect&goto=findpost&ptid=1401549&pid=60696287&fromuid=233522
我得把这个坟重新挖一下。
http://lt.cjdby.net/forum.php?mod=redirect&goto=findpost&ptid=1401549&pid=60696287&fromuid=233522
我得把这个坟重新挖一下。
楼主跟我去挖14楼的坟，这么好的文章不能不顶。
HhJjKcScS 发表于 2016-5-5 15:03
粗人不懂，啥叫“膨胀循环”？
去14楼的链接看看。
粗人不懂，啥叫“膨胀循环”？
去14楼的链接看看。
楼主跟我去挖14楼的坟，这么好的文章不能不顶。
看到了，爪机无力，周末慢慢看
看到了，爪机无力，周末慢慢看
楼主你这么折腾，还不如上全流量补燃循环当起飞级发动机呢
楼主你这么折腾，还不如上全流量补燃循环当起飞级发动机呢
闭式膨胀循环最简单，比冲也最高，应该也是最利于重复使用的。
闭式膨胀循环最简单，比冲也最高，应该也是最利于重复使用的。
闭式膨胀循环的室压相对较低，不如开式的
虽然在真空中比冲也能很高，但在地面因为室压太低损失很大，综合性能不如开式的
虽然在真空中比冲也能很高，但在地面因为室压太低损失很大，综合性能不如开式的
闭式膨胀循环的室压相对较低，不如开式的
虽然在真空中比冲也能很高，但在地面因为室压太低损失很大，综合 ...
这么说有道理，但我还是认为，搞开式的还不如直接用燃气发生器呢。
而且甲烷密度比氢高那么多，膨胀驱动涡轮功率可以变大吗？感觉室压应该可以提升吧？
虽然在真空中比冲也能很高，但在地面因为室压太低损失很大，综合 ...
这么说有道理，但我还是认为，搞开式的还不如直接用燃气发生器呢。
而且甲烷密度比氢高那么多，膨胀驱动涡轮功率可以变大吗？感觉室压应该可以提升吧？
不知所谓 发表于 2016-5-7 11:20
这么说有道理，但我还是认为，搞开式的还不如直接用燃气发生器呢。
而且甲烷密度比氢高那么多，膨胀驱 ...
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会对应的变小
这么说有道理，但我还是认为，搞开式的还不如直接用燃气发生器呢。
而且甲烷密度比氢高那么多，膨胀驱 ...
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会对应的变小
起飞级要那么高比冲干啥，固推表示我比冲这么烂不还是用的好好的。
纸飞机 发表于 2016-5-7 22:35
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会 ...
感觉如果日本未来要搞复用
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
毕竟日本对于开式膨胀经验丰富
而且过几年就会有150吨级氢氧LE-9服役
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会 ...
感觉如果日本未来要搞复用
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
毕竟日本对于开式膨胀经验丰富
而且过几年就会有150吨级氢氧LE-9服役
waynentu 发表于 2016-5-7 23:13
感觉如果日本未来要搞复用
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
日本人做过类似的研究，他们也造了一台40吨的甲烷发动机
不过真要搞也是很多年以后的事情了
感觉如果日本未来要搞复用
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
日本人做过类似的研究，他们也造了一台40吨的甲烷发动机
不过真要搞也是很多年以后的事情了
感觉如果日本未来要搞复用
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
反对开式膨胀循环。要么最简单的闭式膨胀循环，要么搞全流量循环。开式膨胀循环，就让小日本去搞好了。
开式膨胀甲烷机会是不错的选项?
反对开式膨胀循环。要么最简单的闭式膨胀循环，要么搞全流量循环。开式膨胀循环，就让小日本去搞好了。
反对开式膨胀循环。要么最简单的闭式膨胀循环，要么搞全流量循环。开式膨胀循环，就让小日本去搞好了。
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固有安全性比燃气发生循环要高。
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固有安全性比燃气发生循环要高。
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固 ...
本人不喜欢把燃料直接排掉的思路而已，好歹烧一下，把化学能释放出来嘛。话说，还有某些混合比奇葩的，也是一个道理，呵呵。
本人不喜欢把燃料直接排掉的思路而已，好歹烧一下，把化学能释放出来嘛。话说，还有某些混合比奇葩的，也是一个道理，呵呵。
本人不喜欢把燃料直接排掉的思路而已，好歹烧一下，把化学能释放出来嘛。话说，还有某些混合比奇葩的，也 ...
工程设计如果能以个人意志为转移，那个美丽的画面我简直不能想象，那得是多么疯狂的社会。
工程设计如果能以个人意志为转移，那个美丽的画面我简直不能想象，那得是多么疯狂的社会。
工程设计如果能以个人意志为转移，那个美丽的画面我简直不能想象，那得是多么疯狂的社会。
我又不是造火箭的，当然可以有自己喜好而不必去管工程实践。
我又不是造火箭的，当然可以有自己喜好而不必去管工程实践。
工程设计如果能以个人意志为转移，那个美丽的画面我简直不能想象，那得是多么疯狂的社会。
日本设计才叫奇葩吧，其中的个人因素影响不是世界第一也是世界第二(跟蓝色起源的抽气循环比)。
另外，甲烷密度远大于氢，开式膨胀循环损失的燃料多得多。
日本设计才叫奇葩吧，其中的个人因素影响不是世界第一也是世界第二(跟蓝色起源的抽气循环比)。
另外，甲烷密度远大于氢，开式膨胀循环损失的燃料多得多。
膨胀循环的氢氧机在海平面比冲能有多少？
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-8 16:51
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固 ...
没那么高温，我记得只有400K 也就是130度左右，高压锅的温度。
这个温度的氢气泄漏到氧泵里面都不会燃烧爆炸。所以液氧泵和氢气涡轮之间的密封不用那么考究
这个算是膨胀循环的一个优势。
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-8 16:51
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固 ...
没那么高温，我记得只有400K 也就是130度左右，高压锅的温度。
这个温度的氢气泄漏到氧泵里面都不会燃烧爆炸。所以液氧泵和氢气涡轮之间的密封不用那么考究
这个算是膨胀循环的一个优势。
天外新村1号 发表于 2016-5-8 20:17
膨胀循环的氢氧机在海平面比冲能有多少？
LE-X是362，只比SSME低，排名第二
膨胀循环的氢氧机在海平面比冲能有多少？
LE-X是362，只比SSME低，排名第二
瀚海百丈冰 发表于 2016-5-8 16:51
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固 ...
这个不一定
早期的LE-5A有1000K
LE-5B和LE-X就只有600K
德国搞的SE-21只有300K
开式膨胀循环推动涡轮的气体是气化后的气体，比燃气发生循环那种燃烧后的温度低，只有300-400摄氏度。固 ...
这个不一定
早期的LE-5A有1000K
LE-5B和LE-X就只有600K
德国搞的SE-21只有300K
纸飞机 发表于 2016-5-7 22:35
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会 ...
比冲高，密度比冲低，其实没啥提高。
开式的膨胀比燃气发生器的比冲高
密度高和涡轮功率关系不大，倒是主燃料泵的功率可以小点
不过推力也会 ...
比冲高，密度比冲低，其实没啥提高。
膨胀循环对储箱强度要求高，用在下面级增加结构重量会很可观