超级军网关于膨胀循环燃烧
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/24 17:31:41
这方面的知识就应该多多科普，否则很多人以为载人登月真的是吹就吹得出来的，关于目前各航天强国低温上面级发动机的发展现状与未来方向，有资料者应该多多科普。多谢土星兄开个好头。:handshake
以前有个消息说长5上将用YF-75D膨胀循环发动机，是现在长3甲的第三级YF-75发动机的改进型，但现在没有声音了，估计难度太高，为稳妥起见最初的型号还照搬YF-75，顶多作一些适应性修改主。
YF-75D膨胀循环发动机号称推力20吨，比欧洲在研的芬奇低温上面级发动机还要强，估计没有10年时间要拿下来相当难。不过学着美国搞大型半人马座上面级（并联2台RL10发动机）的样子，并联2台YF75甚至4台搞个放大版本的17或者34吨级别低温上面级火箭对于今天的中国也不是什么难事，这样用于发射载人环月神舟飞船也绰绰有余了。否则的话长五5米直径方案要达到GTO14吨的运载能力绝无可能。
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-3 13:07 发表
YF-75D膨胀循环发动机号称推力20吨，比欧洲在研的芬奇低温上面级发动机还要强，估计没有10年时间要拿下来相当难。不过学着美国搞大型半人马座上面级（并联2台RL10发动机）的样子，并联2台YF75甚至4台搞个放大版本的1 ...
3A系列的YF-75本来就是2台单机并联，总推力大约160kN的样子。做简单适应性修改后用于新的CZ-5，为什么说GTO14吨很呢？
我对长三系列的上面级火箭不堪了解，搞错就改过，多谢SHH兄指正。:handshake
对于我们而言，发展膨胀循环的YF-75D当然比直接用现在的YF-75要麻烦一些。但是膨胀循环本身并不是一项高不可攀的技术。世界上第一种实用的氢氧发动机，老美58年开始研制的RL10A-3-3恰恰就是全流量膨胀循环的。
问题是要将YF25D的推力提高到20吨，不知SHH兄可有这方面的信息否。
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-3 14:27 发表
我对长三系列的上面级火箭不堪了解，搞错就改过，多谢SHH兄指正。:handshake
不客气
原帖由 高凉陈君CT 于 2008-11-3 14:32 发表
问题是要将YF25D的推力提高到20吨，不知SHH兄可有这方面的信息否。
我听到过YF-75D为膨胀循环，但是详情不知。应该还是2台单机并联。如果说推力要求20吨，那么也就是单机从现在的7-8吨提高到10吨。这个应该还可以吧
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非常感谢！这样看起来TG不继续用个50年是不行的。
原帖由 SaturnV 于 2008-11-3 13:15 发表
高凉CT客气了，我也是参考了G6-52L大师的发动机神帖:D美帝在氢氧发动机领域的技术优势非常恐怖，使用燃气发生器循环的J-2X，其Isp (vac)竟然接近了450秒，几乎与最好的分级燃烧(SSME、RD-0120)打成平手;funk
早在 ...
这么多年都没实现的设想M-1就别贴出来了！！:D
JAXA的下一代氢氧机LE-X就采用膨胀循环（Expander-Bleed Cycle），可同时用于芯级、助推级和上面级。
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推力小了没法用于助推级，燃烧室压11.77MPa（RL10-B2是4.36MPa，LE-5B是3.57MPa），不过比冲也相应降低了
原帖由 SaturnV 于 2008-11-3 20:13 发表
对于你不知道的东西，最好先去查查资料。什么都不懂还笑话别人，这就可笑了!!
50年代末，Aerojet公司的M-1与洛克达因的F-1同为USAF超大型火箭发动机的备选方案，当时洛克达因公司还有一款中等推力的E-1发动机，静 ...
这就是RD-270
原帖由 SaturnV 于 2008-11-3 20:13 发表
对于你不知道的东西，最好先去查查资料。什么都不懂还笑话别人，这就可笑了!!
50年代末，Aerojet公司的M-1与洛克达因的F-1同为USAF超大型火箭发动机的备选方案，当时洛克达因公司还有一款中等推力的E-1发动机，静 ...
可笑的是你！M-1完成了吗？根本没完成！比那个近博物馆的F-1更差！！连个没有完成的东西你还贴出来！！谁可笑啊？？！:D
原帖由 caijingrong 于 2008-11-3 21:07 发表
可笑的是你！M-1完成了吗？根本没完成！比那个近博物馆的F-1更差！！连个没有完成的东西你还贴出来！！谁可笑啊？？！:D
吵什么吵，都是些五十步笑百步的家伙
偶记得很早以前看到过资料说RD-270试过40秒的车
话说鬼子的发动机从LE-7到LE-7A再到这个LE-X比冲是越来越低了哈
话说鬼子的发动机从LE-7到LE-7A再到这个LE-X比冲是越来越低了哈
3A系列的YF-75本来就是2台单机并联
很明显JAXA的领导们在制订航天战略时借鉴了G6-52L的大作：《技术狂想症与新时代火箭发动机的选择》:P
原帖由 SaturnV 于 2008-11-4 00:14 发表
呵呵，要研制M-1这样的巨型氢氧发动机恐怕是当时的毛子连想都不敢想的，虽然是燃气发生器循环，但由于使用的燃料是液态氢，比冲自然不会差。到是某些人YY的那个RD-270(偏二甲肼+四氧化二氮)可曾飞离地面哪怕是一次 ...
没完成就不要拿出来显了！更何况过了这么多年！！:D
原帖由 cmj9808 于 2008-11-3 18:34 发表
JAXA的下一代氢氧机LE-X就采用膨胀循环（Expander-Bleed Cycle），可同时用于芯级、助推级和上面级。
膨胀循环做到真空140吨推力:L
不是说膨胀循环适合小推力吗？难道说降点比冲，但是省掉一个预燃烧器也是个合算买卖？喷口上的热交换器要很大吧。
原帖由 SaturnV 于 2008-11-4 11:37 发表
这话同样适用于那些拼命YYRD-270的毛粉们，嘿嘿:D!!
偶可没经常YYRD-270，倒是你经常YY进了博物馆的东东！！;P
原帖由 rottenweed 于 2008-11-4 09:39 发表
膨胀循环做到真空140吨推力:L
不是说膨胀循环适合小推力吗？难道说降点比冲，但是省掉一个预燃烧器也是个合算买卖？喷口上的热交换器要很大吧。
Expander-Bleed Cycle相对于传统膨胀循环有点类似气体发生器相对于分级燃烧，因此比冲较传统膨胀循环要低。还不知道MHI具体是怎么做到真空140吨推力的，文章里仅模糊的提到由于使用了更高效的增压涡轮，热交换器的流量不致于比传统设计大太多。另外由于使用膨胀循环，LE-X在设计上同时兼顾了LH2和LCH4作燃料的情况，无需改动主体即可使用LCH4，当然比冲就更低了。
原帖由 SaturnV 于 2008-11-4 00:14 发表
呵呵，要研制M-1这样的巨型氢氧发动机恐怕是当时的毛子连想都不敢想的，虽然是燃气发生器循环，但由于使用的燃料是液态氢，比冲自然不会差。到是某些人YY的那个RD-270(偏二甲肼+四氧化二氮)可曾飞离地面哪怕是一次 ...
言下之意似乎是M-1飞过好几次:D
那啥，除了毛子现在还有谁上马过RD-270这么大推力的高压补燃发动机…………米帝敢想不…………
原帖由 cmj9808 于 2008-11-4 16:57 发表
Expander-Bleed Cycle相对于传统膨胀循环有点类似气体发生器相对于分级燃烧，因此比冲较传统膨胀循环要低。还不知道MHI具体是怎么做到真空140吨推力的，文章里仅模糊的提到由于使用了更高效的增压涡轮，热交换器的 ...
比冲比较低可能还有喷管的原因吧
仔细对比一下，发现这个膨胀循环的比冲似乎仍然不及高压补燃循环
Expander-Bleed Cycle中用于推动增压涡轮的气体经过涡轮后直接从旁路放掉（所谓的bleed）而非进入燃烧室中燃烧，就像gas generator方式一样，所以比冲要低一些
不过这么干的话Expander-Bleed Cycle的发动机也许可靠性比较高？没有预燃烧阶段，部件少，而且隔离也应该容易。
如果是这样，这个折衷倒是划得来。
如果是这样，这个折衷倒是划得来。
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那看起来TG要加油呀，日本在这个氢氧发动机上的优势比估计的要大呀。
原帖由 SaturnV 于 2008-11-5 10:17 发表
先去查查资料，看看当今世界比冲最高的实用性火箭发动机(在使用相同燃料的情况下)是膨胀燃烧循环，还是高压补燃循环
日本新搞的这个是Expander Bleed Cycle，是开式的膨胀循环，只用了部分燃料驱动泵，这部分最后直接排放。和普通所说的Expander Cycle是有区别的，当然比冲会降低，但是带来的好处是推力得以提高。
既然这么敢想咋没见到一个能压倒RD-270的方案上马呢？想了半天就想出个F-1来，连M-1都不敢上;P
至于比冲，呵呵，毛子70年代初的RD-56比冲就462了，那时候的RL-10A多少？现在的RL-10B也就462而已，那还是靠着先进的碳纤维技术造了个非常夸张的喷管才做到的。
RD-56的压力只有可怜的55.9BAR，以现在的技术，造个120BAR的一点问题都没有，再弄上个和RL-10B一样的扩张比达到250的喷管，就算是RL-10BX来了都没用。
RL-10是专门的第二级发动机，所以用高空喷管。而SSME和RD-0120都要考虑地面起飞，加上体积也有限制，扩张比连90都不到。再加上还是200吨级的发动机，真空比冲不如RL-10是非常正常的事情。只要给SSME和RD-0120换个高空喷管，轻松超越RL-10B。
对了，毛子新火箭据说是要用RD-0120改高空喷管，到时候你就知道了，呵呵:D
至于比冲，呵呵，毛子70年代初的RD-56比冲就462了，那时候的RL-10A多少？现在的RL-10B也就462而已，那还是靠着先进的碳纤维技术造了个非常夸张的喷管才做到的。
RD-56的压力只有可怜的55.9BAR，以现在的技术，造个120BAR的一点问题都没有，再弄上个和RL-10B一样的扩张比达到250的喷管，就算是RL-10BX来了都没用。
RL-10是专门的第二级发动机，所以用高空喷管。而SSME和RD-0120都要考虑地面起飞，加上体积也有限制，扩张比连90都不到。再加上还是200吨级的发动机，真空比冲不如RL-10是非常正常的事情。只要给SSME和RD-0120换个高空喷管，轻松超越RL-10B。
对了，毛子新火箭据说是要用RD-0120改高空喷管，到时候你就知道了，呵呵:D
那可不见得哈，同样上马了核火箭的毛子不是连M-1都不敢想嘛…………:D
说了半天，RL-10的比冲还是没比过60年代技术的RD-56
顺便，不要随便造名词，什么叫面积阻力
说了半天，RL-10的比冲还是没比过60年代技术的RD-56
顺便，不要随便造名词，什么叫面积阻力
原帖由 SaturnV 于 2008-11-5 20:26 发表
没有能压倒RD-270的方案上马:o:o:o连LEO4000吨的“核动力、猎户座”都赶上，还有什么是不敢玩儿的。相比之下，M-1和RD-270已经是相当冷静的设想了。RL-10B-2的喷管面积比是很大，但由于膨胀循环的推力很有限，只能 ...
对了求救一下，M-1飞行过几次啊？？:D
顺便，谁规定的SSME和RD-0120只能用于起飞级？
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原帖由 SaturnV 于 2008-11-5 23:20 发表
其实，战神5号第1级若使用SSME，有效载荷还会进一步提高。但发动机就无法回收了，这对于单价5000万USD的SSME来说，成本无法接受。
我有一点一直百思不得其解，AresV的LEO运力从最初的不到130吨一直升到现在的将近190吨，TLI达到71吨，这样一来cargo only的altair甚至可以达到60+吨，即使如此NASA仍然意犹未尽，不知道是为火星任务留出余地还是准备把一套三室一厅运上月球