开式膨胀循环火箭发动机

来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 11:34:25
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LE-5B.jpg
呵呵，LZ的东西来自于AIAA的论文
原帖由 dark_knight 于 2008-11-17 16:43 发表
呵呵，LZ的东西来自于AIAA的论文

德国人的预研报告而已。他们自己也说，以下三个问题还远没有解决：
1。热交换器的效率
2。低温下氢燃烧的温度性，以及混合加热问题
3。燃烧室的设计
如果他们真的要干的话，恐怕也是要不少年头的。

不过美国、欧洲和日本在膨胀循环上都有不少经验，日本搞LE-X的基础也比较好。相比之下，中国在这方面似乎一点技术积累都没有。
SE-21D的燃烧室压只有LE-X的一半，推力要比LE-X高一倍，这个活太有难度了
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顶啊。





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随着研制的不断推进和深入，王桁思考的问题越来越多。尽管液氢液氧发动机的研制已经取得了长足地进展，并经受多次了长程可靠性试车的考验，但其毕竟是一个全新的技术领域，管理上、技术上尚有许多需要不断补充和完善的地方。为了进一步提高火箭的可靠性和性能，王桁提出将YF- 75发动改进为先进的膨胀循环液氢液氧发动机YF—75D，以满足火箭对其第二级主发动机的要求的主张，并经过深入和实事求是的分析研究以及对关键技术的攻关和试验验证，证明了其可行性。目前，新一代运载火箭已确定采用膨胀循环液氢液氧发动机YF—75D作为其第二级主发动机，进行工程研制。

关于YF-75D的也就找到这些。连循环方式都变了也算是YF-75的改型？搞不懂。
YF-75是2台分机组合而成的，单台推力不必太大。

日本LE-5到5A，循环方式也变化了
原帖由 rottenweed 于 2008-11-18 08:55 发表

推力高一倍倒也没有，多一半的样子吧。主要难度是SE-21D想做成可重复使用的，所以大概是宁可降低各项指标来保证安全性。不过这么一来，德国人也承认燃烧室很难搞。
设想中的这个可回收助推器倒是很有意思，鸭翼， ...

我以为SE-21D的220吨推力是海平面的，LE-X的海平面推力是120吨。
要想大幅降低成本的话可复用助推级是不可缺少的，氢氧发动机没有积炭问题，涡轮温度较低的开式膨胀循环和全流量分级燃烧氢氧机都很有前途。
这个设计真的能比RS-68省钱？看这文章的内容似乎最大的好处是降低了涡轮泵的制造难度。
哪个火箭方案实在是有个性，居然同时用了两种不同的大推力氢氧发动机…………:L
芯级一台发动机，助推器每个两台…………:L
12吨的GTO？看数据还不如长－5
或许用这种220吨的发动机搞个类似于安加拉的方案可能更好点…………
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另外，Vinci发动机的最新情况怎么样？是不是取消了？
1999年开始研制，原来打算2005年使用的，后来拖到了2007年，准备用在Ariane V的改进型上。
不过现在似乎进展不怎么样。
原帖由 rottenweed 于 2008-11-19 11:29 发表

Ariane V的改进型芯级是Vulcain2，推力才140吨不到，比冲431的燃气发生器，推力实在是不足吧。
这个火箭方案完全是冲着省钱来的。搞可回收复用的助推器，再加上现成的芯级来用，推力和发射总重其实都要小于现有的 ...


这还不如把芯级的发动机一块换成这个东西，可节省一条生产线
德国人要真有本事，先把哪个固体助推寿命提高点，多用几次，没准更便宜点:L
原帖由 纸飞机 于 2008-11-19 19:52 发表
这还不如把芯级的发动机一块换成这个东西，可节省一条生产线
德国人要真有本事，先把哪个固体助推寿命提高点，多用几次，没准更便宜点:L

我想大概是因为芯级发动机是现成的，不用再研制了。再说，芯级的比冲还是高点好，德国DLR预想的这个发动机的407s总归低了些。
可重复使用的火箭发动机恐怕是个让发动机制造商郁闷的东西，生产台数大大减少。不知道SSME总生产台数是多少？倒成了时髦的卖服务比卖硬件赚钱了。火箭厂商因为成本下降，倒是可以爽一下。
可复用固推和可复用液推的具体成本比较就没见过。
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发动机，我喜欢，先顶后看！
这篇帖子是我见到的CD上最有技术含量的帖子！谢谢楼主分享。

有几个小疑问想和大家讨论一下：1、驱动涡轮的动力不仅来至燃料蒸汽热交换来的能量，还有它事先压缩输入的能量通过减压加速释放出来，否则428K的涡轮前温度实在太低。2、液氧做氧化剂好像不能充分体现优势，如果直接用空气做助燃剂好像这种模式的优势会更明显。3、整个流程我觉得可以切割开分别研究，这个系统是否也可以归入一种联合循环模式。

不管怎样，这个设计构思非常巧妙。
原帖由 gasturbine 于 2008-11-26 19:53 发表
这篇帖子是我见到的CD上最有技术含量的帖子！谢谢楼主分享。

有几个小疑问想和大家讨论一下：1、驱动涡轮的动力不仅来至燃料蒸汽热交换来的能量，还有它事先压缩输入的能量通过减压加速释放出来，否则428K的涡轮前温度实在太低。2、液氧做氧化剂好像不能充分体现优势，如果直接用空气做助燃剂好像这种模式的优势会更明显。3、整个流程我觉得可以切割开分别研究，这个系统是否也可以归入一种联合循环模式。

不管怎样，这个设计构思非常巧妙。

1。当然当初被加压的能量会释放出来，这也就是所谓的“循环”。不过涡轮的净能量只能是来自热交换器。
2。用空气是不可接受的，火箭上每一点重量都很宝贵。
3。现在这种循环应用太少，因此大概还没必要划分得那么细。说起来它和闭式膨胀循环的区别，倒是跟燃气发生器循环和分级燃烧循环的区别差不多大。
借syhssj888在H2火箭发动机的帖子里面贴的LE-5B的图
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楼上的猛料
好帖，求YF-75D图
LZ为大家上课了,谢谢.技术是设计的基础,我们的技术水平不高,也就限制了自己的设计水平
帖子不错
先留名
慢慢看
翻出来看一下，顺便做个记号
纸飞机 发表于 2008-11-18 20:49
这个设计真的能比RS-68省钱？看这文章的内容似乎最大的好处是降低了涡轮泵的制造难度。
恰恰相反，开式膨胀循环对涡轮泵的要求非常高，需要采用超音速涡轮，而RL10采用的是亚音速涡轮。所谓更高的涡轮效率，关键点并不是排气压强降了多少，而是涡轮前的初温和初压上升了多少。由于部分膨胀循环只汽化部分燃料来驱动涡轮泵，因此这部分燃料在流经推力室冷却通道时，温度和压力都将比完全膨胀循环高，使涡轮泵工质总焓提高，为在涡轮内更多地转化为机械功创造了条件。
看不懂！！！我要去学鸟语
看不懂！！！我要去学鸟语
重复使用，降低成本倒是很不错！
shh 发表于 2008-11-18 18:25
YF-75是2台分机组合而成的，单台推力不必太大。

日本LE-5到5A，循环方式也变化了
小白兔能不能用液氧-煤油高压补燃的YF-115改造一型膨胀循环的中等推力（30吨左右）上面级液氧-没有发动机？当然这里涡轮泵的工质只能是液氧
好文不得不推


ＬＥ-Ｘ面世, 意味日本火箭發動机推力, 仍然保有對中國火箭未來最先進發動机的領先優勢

ＬＥ-Ｘ面世, 意味日本火箭發動机推力, 仍然保有對中國火箭未來最先進發動机的領先優勢
哇靠 又是上面两白痴
技术贴什么时候都不过时，有个想法。我们yf75d已经研发成功。25吨级的开式膨胀循环氢氧机也要开始研发。那么我们会不会把YF77参照欧日的技术思路。改为膨胀循环上面级呢？正好用于长九
小白兔能不能用液氧-煤油高压补燃的YF-115改造一型膨胀循环的中等推力（30吨左右）上面级液氧-没有发动机 ...
液氧煤油不可能膨胀循环
技术贴什么时候都不过时，有个想法。我们yf75d已经研发成功。25吨级的开式膨胀循环氢氧机也要开始研发。那 ...
YF77最多改抽气循环
YF77最多改抽气循环
那鬼子的LEX进展如何？性能达到设计目标了吗？貌似H3方案公布了，主发动机就是LEX吧。
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