超级军网试问TG发展150T级氢氧机会采用哪种循环方式？欢迎SHH 暗 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 18:09:12
<br /><br />本人一直认为依TG的脾气，150吨氢氧机的出世是早晚的事。
姑且称其为YF-XX，那么如此一款JJ会采用什么循环方式呢？
一 G-G循环
1 走RS-68的路子，虽然比冲较低，但适合TG各方面均衡的策略。
2 走火神2的路子，比冲比RS-68高约20S。
二 分级燃烧富燃循环
1 双涡轮方式，一个发生器产生的富燃燃气驱动氢泵 氧泵 例如LE7/LE7A 我对这一款发动机不是很熟悉。貌似其比冲才440多秒
2 双涡轮，两个发生器分别驱动氢泵 氧泵 例如SSME 特点 比冲较高
3 单轴双泵串联方式，此为毛子特色，代表产品RD-0120。发生器的燃气驱动主涡轮，主涡轮通过轴带动液氢涡轮泵，液氧涡轮泵。主涡轮与液氢涡轮泵为一个组件，一 二级液氧涡轮泵为一个组件。本人最欣赏的方案:D
三 全流量补燃循环
难度大大，美国前些年试验过。貌似有100来吨的推力，比冲最高（和小推力的膨胀循环JJ有一比），可靠性最高。气-气燃烧，
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姑且称其为YF-XX，那么如此一款JJ会采用什么循环方式呢？
一 G-G循环
1 走RS-68的路子，虽然比冲较低，但适合TG各方面均衡的策略。
2 走火神2的路子，比冲比RS-68高约20S。
二 分级燃烧富燃循环
1 双涡轮方式，一个发生器产生的富燃燃气驱动氢泵 氧泵 例如LE7/LE7A 我对这一款发动机不是很熟悉。貌似其比冲才440多秒
2 双涡轮，两个发生器分别驱动氢泵 氧泵 例如SSME 特点 比冲较高
3 单轴双泵串联方式，此为毛子特色，代表产品RD-0120。发生器的燃气驱动主涡轮，主涡轮通过轴带动液氢涡轮泵，液氧涡轮泵。主涡轮与液氢涡轮泵为一个组件，一 二级液氧涡轮泵为一个组件。本人最欣赏的方案:D
三 全流量补燃循环
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姑且称其为YF-XX，那么如此一款JJ会采用什么循环方式呢？
一 G-G循环
1 走RS-68的路子，虽然比冲较低，但适合TG各方面均衡的策略。
2 走火神2的路子，比冲比RS-68高约20S。
二 分级燃烧富燃循环
1 双涡轮方式，一个发生器产生的富燃燃气驱动氢泵 氧泵 例如LE7/LE7A 我对这一款发动机不是很熟悉。貌似其比冲才440多秒
2 双涡轮，两个发生器分别驱动氢泵 氧泵 例如SSME 特点 比冲较高
3 单轴双泵串联方式，此为毛子特色，代表产品RD-0120。发生器的燃气驱动主涡轮，主涡轮通过轴带动液氢涡轮泵，液氧涡轮泵。主涡轮与液氢涡轮泵为一个组件，一 二级液氧涡轮泵为一个组件。本人最欣赏的方案:D
三 全流量补燃循环
难度大大，美国前些年试验过。貌似有100来吨的推力，比冲最高（和小推力的膨胀循环JJ有一比），可靠性最高。气-气燃烧，
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姑且称其为YF-XX，那么如此一款JJ会采用什么循环方式呢？
一 G-G循环
1 走RS-68的路子，虽然比冲较低，但适合TG各方面均衡的策略。
2 走火神2的路子，比冲比RS-68高约20S。
二 分级燃烧富燃循环
1 双涡轮方式，一个发生器产生的富燃燃气驱动氢泵 氧泵 例如LE7/LE7A 我对这一款发动机不是很熟悉。貌似其比冲才440多秒
2 双涡轮，两个发生器分别驱动氢泵 氧泵 例如SSME 特点 比冲较高
3 单轴双泵串联方式，此为毛子特色，代表产品RD-0120。发生器的燃气驱动主涡轮，主涡轮通过轴带动液氢涡轮泵，液氧涡轮泵。主涡轮与液氢涡轮泵为一个组件，一 二级液氧涡轮泵为一个组件。本人最欣赏的方案:D
三 全流量补燃循环
难度大大，美国前些年试验过。貌似有100来吨的推力，比冲最高（和小推力的膨胀循环JJ有一比），可靠性最高。气-气燃烧，
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原帖由 北极幽蓝 于 2009-1-27 12:20 发表
再说YF-100的研制使我们对单轴双泵的JJ有了经验，只要将富氧改成富燃，液氧泵改成两级结构就行了。当然最重要的还是材料问题:(
RD-0120的循环图 嗨 图太大了 只找个小的
RD-0120的大图正在处理，先来张SSME和LE7A的
他们都跑了，去这里吧http://www.9ifly.cn/sub/
赞成用部分膨胀循环方式。
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原帖由 北极幽蓝 于 2009-1-27 12:20 发表
再说YF-100的研制使我们对单轴双泵的JJ有了经验，只要将富氧改成富燃，液氧泵改成两级结构就行了。当然最重要的还是材料问题:(
氢泵的材料和处理工艺是关键之一、也是难点。据РД-0120的研制经验，涡轮泵的强度和寿命问题困扰КБХА 许久，后来改用新型钛合金、粉末高温合金并采用热等静压工艺才解决。
我国还得向“老大哥”拜师学艺了！
原帖由 北极幽蓝 于 2009-1-27 12:15 发表
...
二 分级燃烧富燃循环
1 双涡轮方式，一个发生器产生的富燃燃气驱动氢泵 氧泵 例如LE7/LE7A 我对这一款发动机不是很熟悉。貌似其比冲才440多秒
LE7A的室压不高（12.2MPa），也不用设置预压泵，比冲自然不会高，技术风险降低了。
绝不会是分级燃烧循环。事实上不光是中国，其它国家也不大会研制全新的分级燃烧的氢氧机了。难度大，而且太贵。
部分膨胀循环目前还没有大推力的成功先例（可以参考我那个帖子），目前的几个都还停留在计划中。按照一贯传统，中国不会去挑这个头，预算也不会批给这种没有把握的项目。
可行的方案大概只会是RS68路线的燃气发生器循环，便宜可靠，性能指标不要求太高。考虑到YF77的困难，以及那个双燃气发生器设计，我们最好别抱太高的要求。YF100的经验对氢氧机的泵设计用处不大，煤油和液氢的区别太大了。
如果要惊喜的话，我希望是双燃气发生器，一个富氢一个富氧，分别驱动氢泵和氧泵。
部分膨胀循环目前还没有大推力的成功先例（可以参考我那个帖子），目前的几个都还停留在计划中。按照一贯传统，中国不会去挑这个头，预算也不会批给这种没有把握的项目。
可行的方案大概只会是RS68路线的燃气发生器循环，便宜可靠，性能指标不要求太高。考虑到YF77的困难，以及那个双燃气发生器设计，我们最好别抱太高的要求。YF100的经验对氢氧机的泵设计用处不大，煤油和液氢的区别太大了。
如果要惊喜的话，我希望是双燃气发生器，一个富氢一个富氧，分别驱动氢泵和氧泵。
原帖由 rottenweed 于 2009-1-27 17:51 发表
绝不会是分级燃烧循环。事实上不光是中国，其它国家也不大会研制全新的分级燃烧的氢氧机了。难度大，而且太贵。
部分膨胀循环目前还没有大推力的成功先例（可以参考我那个帖子），目前的几个都还停留在计划中。按照 ...
rottenweed兄设想的双燃气发生器，即一个富氧一个富燃分别驱动液氧泵 液氢泵。就是我上面提到的全流量补燃循环方式，最后做功后的两种燃气在燃烧室完成气-气燃烧，可以得到最高的比冲和可靠性。不过对于G-G循环方式来说，一般燃气发生器都是富燃的，因为富氧燃气腐蚀性大，而且做功能力不如富燃的。
原帖由 北极幽蓝 于 2009-1-27 18:40 发表
rottenweed兄设想的双燃气发生器，即一个富氧一个富燃分别驱动液氧泵 液氢泵。就是我上面提到的全流量补燃循环方式，最后做功后的两种燃气在燃烧室完成气-气燃烧，可以得到最高的比冲和可靠性。不过对于G-G循环方式 ...
不一样的。全流量补燃方案是分级燃烧循环的变种。而我说的那个双燃气发生器的是燃气发生器循环的变种，燃气直接排放掉，不再经过燃烧室了。
可以参考一下航天港上面关于YF77的双燃气发生器的讨论。
航天港上讨论长5的时候，有关YF77的部分
http://www.9ifly.cn/sub/thread-53-12-1.html
http://www.9ifly.cn/sub/thread-53-12-1.html
原帖由 北极幽蓝 于 2009-1-27 18:40 发表
rottenweed兄设想的双燃气发生器，即一个富氧一个富燃分别驱动液氧泵 液氢泵。就是我上面提到的全流量补燃循环方式，最后做功后的两种燃气在燃烧室完成气-气燃烧，可以得到最高的比冲和可靠性。不过对于G-G循环方式 ...
咱们的煤油机预燃室不也是富氧的？不能借鉴一下么？:o :o
原帖由 网虫一个 于 2009-1-27 20:38 发表
咱们的煤油机预燃室不也是富氧的？不能借鉴一下么？:o :o
航天港里面，东方红说至少目前的YF77用富氧应该没指望。毕竟煤油机和氢氧机的工作条件不同，工作时间也不同。
富氧的燃气发生器驱动氧泵，富氢的驱动氢泵，主要好处是密封问题不那么吓人了。但是，复杂度和重量又要上升。
原帖由 rottenweed 于 2009-1-28 00:29 发表
航天港里面，东方红说至少目前的YF77用富氧应该没指望。毕竟煤油机和氢氧机的工作条件不同，工作时间也不同。
富氧的燃气发生器驱动氧泵，富氢的驱动氢泵，主要好处是密封问题不那么吓人了。但是，复杂度和重量又 ...
越来越糊涂鸟~:L :L :L
支持全流量的~以后搞甲烷发动机也可以用到~:D :D
:L :L :L 煤油..······
我也希望是氢氧机里面的富氧燃气发生器能过关啊，不过总归信心不足就是了:( “可行”和真的可靠能用还是差别很大的。YF77指标不高，推力不大，燃气发生器循环难度算几种循环中比较低的，但是还是困难这么大。
至于甲烷-液氧发动机，或许在考虑中，因为规划里面有个“500吨级烃类-液氧发动机”，煤油和甲烷都是烃类嘛。但是甲烷的富燃燃气还是不能完全避免积碳问题吧，甲烷倒是很适合闭式或者开式膨胀循环。
至于氢氧机，始终不认为中国真的会用分级循环或者其变种，毕竟研究难度过大了。当然，如果能搞到技术另论。但是分级燃烧的氢氧机单价贵是不可避免的，如果是单次使用，那么经济性问题大概就能把这个方案否了。
至于甲烷-液氧发动机，或许在考虑中，因为规划里面有个“500吨级烃类-液氧发动机”，煤油和甲烷都是烃类嘛。但是甲烷的富燃燃气还是不能完全避免积碳问题吧，甲烷倒是很适合闭式或者开式膨胀循环。
至于氢氧机，始终不认为中国真的会用分级循环或者其变种，毕竟研究难度过大了。当然，如果能搞到技术另论。但是分级燃烧的氢氧机单价贵是不可避免的，如果是单次使用，那么经济性问题大概就能把这个方案否了。
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总归要先看目前中国搞过的氢氧机，已经实用的只有YF73和YF75，都是小推力的。
YF73：燃气发生器循环，富氢燃气驱动氢泵的涡轮，再通过减速齿轮带动氧泵。
YF75：燃气发生器循环，富氢燃气先驱动氢泵涡轮，再驱动氧泵涡轮。
YF75的方式应该是最标准最常用的燃气发生器的氢氧机。YF73的齿轮驱动，转速快了后就麻烦多。但是YF73这种驱动方式，富氢燃气和氧离得远，不容易泄漏。而YF75的富氢燃气驱动氧泵涡轮，如果轴那里发生泄漏，富氢燃气遇到氧就是爆炸。不管是燃气发生器循环还是分级循环，这个地方都是难点。
再看正在研制中的，为长5研制的是YF75D和YF77。YF75D小推力，用于上面级，而YF77是50吨级的，用于芯级。
YF75D：应该是闭式膨胀循环的，中国第一次采用。不过这种循环似乎是现在上面级的流行方式。
YF77：燃气发生器循环。本来应该大家都认为类似YF75的驱动方式，但是按东方红在航天港说的，YF77很奇怪地用了两个燃气发生器，分别驱动氢泵和氧泵。目前YF77似乎不是那么顺利。
至于用其他液态燃料的发动机，老的肼式发动机不提，液氧煤油的YF100和YF115在研，都是分级燃烧高压补燃的，都用富氧燃气驱动涡轮。
中国没有氢氧机的分级燃烧经验，而且现在世界风气上来说分级燃烧的氢氧机的风头也不妙。毕竟，如果不能重复使用的，分级燃烧高压补燃的氢氧机太贵了。而全流量高压补燃是分级燃烧高压补燃的改进，对中国来说，经验缺得比较多。
开式膨胀循环还没有大推力的成功先例，不觉得中国航天现在会去实际立项这种先导性的方案。
比较实际的期望还是燃气发生器循环，山寨版的RS68，富氢燃气先后推动氢泵和氧泵，推力足够，可靠性好，价格比较便宜，性能过得去就行了。希望比YF77的研制过程要顺利。
如果在燃气发生器上采用富氧和富氢并举，各自驱动氧泵和氢泵，那么这个倒也是开创性的。用增加一个燃气发生器的复杂度，换取密封难度的减小，那也不错。YF100/YF115的富氧燃气发生器的经验也许会有用。
YF73：燃气发生器循环，富氢燃气驱动氢泵的涡轮，再通过减速齿轮带动氧泵。
YF75：燃气发生器循环，富氢燃气先驱动氢泵涡轮，再驱动氧泵涡轮。
YF75的方式应该是最标准最常用的燃气发生器的氢氧机。YF73的齿轮驱动，转速快了后就麻烦多。但是YF73这种驱动方式，富氢燃气和氧离得远，不容易泄漏。而YF75的富氢燃气驱动氧泵涡轮，如果轴那里发生泄漏，富氢燃气遇到氧就是爆炸。不管是燃气发生器循环还是分级循环，这个地方都是难点。
再看正在研制中的，为长5研制的是YF75D和YF77。YF75D小推力，用于上面级，而YF77是50吨级的，用于芯级。
YF75D：应该是闭式膨胀循环的，中国第一次采用。不过这种循环似乎是现在上面级的流行方式。
YF77：燃气发生器循环。本来应该大家都认为类似YF75的驱动方式，但是按东方红在航天港说的，YF77很奇怪地用了两个燃气发生器，分别驱动氢泵和氧泵。目前YF77似乎不是那么顺利。
至于用其他液态燃料的发动机，老的肼式发动机不提，液氧煤油的YF100和YF115在研，都是分级燃烧高压补燃的，都用富氧燃气驱动涡轮。
中国没有氢氧机的分级燃烧经验，而且现在世界风气上来说分级燃烧的氢氧机的风头也不妙。毕竟，如果不能重复使用的，分级燃烧高压补燃的氢氧机太贵了。而全流量高压补燃是分级燃烧高压补燃的改进，对中国来说，经验缺得比较多。
开式膨胀循环还没有大推力的成功先例，不觉得中国航天现在会去实际立项这种先导性的方案。
比较实际的期望还是燃气发生器循环，山寨版的RS68，富氢燃气先后推动氢泵和氧泵，推力足够，可靠性好，价格比较便宜，性能过得去就行了。希望比YF77的研制过程要顺利。
如果在燃气发生器上采用富氧和富氢并举，各自驱动氧泵和氢泵，那么这个倒也是开创性的。用增加一个燃气发生器的复杂度，换取密封难度的减小，那也不错。YF100/YF115的富氧燃气发生器的经验也许会有用。
好贴子顶起来。我不是专业人士，对于火箭发动机技术知之不多，在这方面我只能做过小学生。
但从目前YF77氢氧发动机的研制进程来看，未来15年内估计上马研制300吨级左右的煤油发动机与1000吨级固体助推器更合适中国的国情与政治现实。根据运载火箭研究院的梁小虹的所透露的信息，长五火箭的5米主芯级所使用的发动机还存在变数，如果连50吨推力的YF77都没能够按时在2014年达能够实现“首飞”的研制进度，目前就推测150吨氢氧发动机的上马时间没实际意义。
目前，对于中国政府与航天部门而言，如何能够让中国能够与美国同步赶上目前美国领导的这一波载人登月工程才是压倒一切的最重大空间工程任务。
但从目前YF77氢氧发动机的研制进程来看，未来15年内估计上马研制300吨级左右的煤油发动机与1000吨级固体助推器更合适中国的国情与政治现实。根据运载火箭研究院的梁小虹的所透露的信息，长五火箭的5米主芯级所使用的发动机还存在变数，如果连50吨推力的YF77都没能够按时在2014年达能够实现“首飞”的研制进度，目前就推测150吨氢氧发动机的上马时间没实际意义。
目前，对于中国政府与航天部门而言，如何能够让中国能够与美国同步赶上目前美国领导的这一波载人登月工程才是压倒一切的最重大空间工程任务。
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话说RD-0120难度大有一个很重要的原因是其工作时间达680秒，TG新发动机肯定不会搞个这么BT的指标
如果是氢氧机，那还是富燃算了，富氧对除了毛子以外的国家来说都缺乏经验
如果是氢氧机，那还是富燃算了，富氧对除了毛子以外的国家来说都缺乏经验
MAYA兄关于中国当初无法从俄罗斯引进RD0120的技术的消息比较让人感兴趣；也不知道AEROJET用了多少钱才从俄罗斯手中搞到RD0120的生产技术。不过以YF77的研制进度看，当年中国只使搞到RD0120的设计生产技术，在发动机生产材料与制造工艺这一关估计也一样会存在重大阻碍。
以今天的情况来看，如果有可能，未来15年内拷贝RD180在生产材料与制造工艺上要比拷贝RS68更现实容易，也更接近中国的技术实力与经济国情。呵呵。
以今天的情况来看，如果有可能，未来15年内拷贝RD180在生产材料与制造工艺上要比拷贝RS68更现实容易，也更接近中国的技术实力与经济国情。呵呵。
我早就说过，我国火箭发动机的最佳路线，是山寨半台F-1和半台RS-68，如果有困难，就山寨三分之一台F-1和三分之一台RS-68。
还有一个极为重要的因素是由于研制150吨氢氧发动机如果不再配套研制更大推力的固体助推器或者煤油发动机，这样未来中国的重型运载火箭的运力区间也无法扩张到LEO100吨以上，而在政府目前手中有了YF100煤油发动机之后，中国政府要研制LEO35吨以下区间的运载火箭，只使没有YF77也易如反撑。
因此未来中国政府如果再次决定上马研制150吨氢氧发动机有“重复建设”的嫌疑，要成功讨到上马经费困难重重。因此YF77之后，只使要研制新一代氢氧发动机，推力什么也得要是300吨以上推力级别的，否则就将无法与以YF100煤油发动机为基础研制的火箭拉开足够的运力区间。
因此未来中国政府如果再次决定上马研制150吨氢氧发动机有“重复建设”的嫌疑，要成功讨到上马经费困难重重。因此YF77之后，只使要研制新一代氢氧发动机，推力什么也得要是300吨以上推力级别的，否则就将无法与以YF100煤油发动机为基础研制的火箭拉开足够的运力区间。
目前除了美国之外，俄罗斯，欧洲与日本的工业界都已经提出了各自的载人登月具体设想，而其中除了日本的三凌重工的方案由于对接环节过多之外，欧洲与俄罗斯工业界的具体方案设想实现起来并不存在重大技术困难；而目前中国的工业界所提供的长五火箭方案如果用于载人登月工程还是相当力不从心。
与欧洲的阿里安X与俄罗斯的安加拉7火箭相比较，基于YF77氢氧发动机芯级的长五重型版火箭在实施载人登月工程上不存在吸引力；这也是到今时今日长五火箭具体型号还没有最终确定的核心根源。
但梁小虹认为今年初就能最终确定下来，这也要看最高层政治领导人与“中央专委”的最终意愿了。但无论如何，作出最终决定的时间就是目前这一段时间，具体结果大家就多多关注消息面的情况了。
事实上最高政治领导层也没想得到这一波载人登月浪潮会来临得这么快，结果在长五火箭具体构形上被打了个措手不及，相当被动。皆因我国没有经过航天飞机时代，在大推力火箭发动机领域留下了太多要补的功裸，而美国，俄罗斯，欧洲与日本却由于早就拥有现成的大型发动机，只要政治领导人愿意，载人登月工程说上马就可以上马，结果“混混下”美国佬的战神系列火箭与星座飞船的试验飞行时间就已经近在眼前了。在2004年布什总统宣布要载人重返月球时还有人认为美国佬是搞新一套的星球大战“忽悠讹诈”；可到2009年的今天，战神1火箭尽管耗费巨大，但也即将生米著成熟饭了。
到今时今日，包括中国俄罗斯，已经没有人再认为美国佬搞载人重返月球是政治忽悠了了。
与欧洲的阿里安X与俄罗斯的安加拉7火箭相比较，基于YF77氢氧发动机芯级的长五重型版火箭在实施载人登月工程上不存在吸引力；这也是到今时今日长五火箭具体型号还没有最终确定的核心根源。
但梁小虹认为今年初就能最终确定下来，这也要看最高层政治领导人与“中央专委”的最终意愿了。但无论如何，作出最终决定的时间就是目前这一段时间，具体结果大家就多多关注消息面的情况了。
事实上最高政治领导层也没想得到这一波载人登月浪潮会来临得这么快，结果在长五火箭具体构形上被打了个措手不及，相当被动。皆因我国没有经过航天飞机时代，在大推力火箭发动机领域留下了太多要补的功裸，而美国，俄罗斯，欧洲与日本却由于早就拥有现成的大型发动机，只要政治领导人愿意，载人登月工程说上马就可以上马，结果“混混下”美国佬的战神系列火箭与星座飞船的试验飞行时间就已经近在眼前了。在2004年布什总统宣布要载人重返月球时还有人认为美国佬是搞新一套的星球大战“忽悠讹诈”；可到2009年的今天，战神1火箭尽管耗费巨大，但也即将生米著成熟饭了。
到今时今日，包括中国俄罗斯，已经没有人再认为美国佬搞载人重返月球是政治忽悠了了。
对于美国，俄罗斯与欧洲而言，其目前手中的现成火箭发动机已经足够支持他们研制巨型火箭来实施其具体的载人登月工程；而对于中国，日本与印度而言，现成的火箭发动机如果再改进升级下，在具体火箭设计构形上再合理“优化”下，以月球轨道对接方式也完全能够实施得了各自的载人登月工程。但要实施南极有人考察站规模的有人驻月工程，中日印欧四集团还是要研制新一代的巨型火箭发动机。
而与航天飞机时代要实现一级半入轨就必须研制高比冲的先进氢氧发动机不同；今天的全球载人登月浪潮所要的发动机更讲大推力而不再过多注重于航天飞机时代的高比冲。结果RS68这种低比冲，但便宜又可靠的发动机设计思想又重新占据了巨型发动机发展思路的主流地位。
展望未来，在载人登月浪潮风起云涌的二十一世纪乃至更为漫长的历史岁月，火箭发动机研制的主流思想都将是“大推力要素”重于“高比冲要素”，毕竟登得上月球就是神仙，谁还管你的比冲高不高？！只要能够做到便宜量又足，安全又可靠就用你哩；SPACEX公司今天不更是回头搞“落后”的燃气发生器式煤油发动机？！
而与航天飞机时代要实现一级半入轨就必须研制高比冲的先进氢氧发动机不同；今天的全球载人登月浪潮所要的发动机更讲大推力而不再过多注重于航天飞机时代的高比冲。结果RS68这种低比冲，但便宜又可靠的发动机设计思想又重新占据了巨型发动机发展思路的主流地位。
展望未来，在载人登月浪潮风起云涌的二十一世纪乃至更为漫长的历史岁月，火箭发动机研制的主流思想都将是“大推力要素”重于“高比冲要素”，毕竟登得上月球就是神仙，谁还管你的比冲高不高？！只要能够做到便宜量又足，安全又可靠就用你哩；SPACEX公司今天不更是回头搞“落后”的燃气发生器式煤油发动机？！
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150吨低温发动机当然要搞，而且走老美RS68的道路，估计现在上马不太可能。但应该是10年以后的事。当前应该把重点集中到大推力固体发动机上来。而且要将长5火箭发动机进行技术升级增加推力和可靠性等等，小日本，阿3的重型火箭会在今明两年问世。时间紧迫。由于长5火箭附带了太多的基础设施建设3年内搞不定（投资达110亿之多）即使火箭就造出来也没法打，因此专家们完全可以不顾5米低温芯级，来搞个3.35米的重型火箭，就把四个3.35米的大助推器捆绑在新的长征2F改进型火箭上，在内地也可发射，推力可达1200吨，载荷也可达20吨以上。可在发射市场抢占先机。
不用氢氧芯级的重型火箭完全没必要急着搞,现在哪来那么大的需求?不是我们的航天专家笨,而是搞一个那样的火箭不值得.龙老说过,用一种发动机可以研制出来,但规模太大,也就是太笨重,同样的运载能力,火箭太笨重.大推力氢氧一定要突破,这样才能实现火箭的优化.以后登月可作上面级.光是为了达到运载能力而去凑合,怎么能赶上世界先进水平.
等氢氧出来了,再搞个芯一级煤油的出来,氢氧作二级,运载能力可达到50吨,分三次发射,不就可以登月了吗?完全否定氢氧搞全液氧煤油的,弄个运力20吨的,我们有那么急吗?
氢氧是真功夫,必须要的.煤油能凑合,但不必要,浪费.
[:a1:] 谢楼上，我说的重型火箭并没有否定50吨低温发动机，而是直接用长5的大助推器模块组装在新的长2F改进型火箭上。而5米低温模块可边建基地边研制。
问题是这种火箭我们并不急着要.煤油和氢氧都搞出来了,造个火箭放那里摆着都没关系,因为我们的目标都达到了.你搞个全煤油的重型火箭,我们并不急着要. 无非就是捆绑嘛,多绑几个就是了,我们很急吗?为什么急着去多捆绑几个呢,现在并不急, 我们并不是为了重型火箭而去造重型火箭,氢氧出来了就根本不需要去造.以前不是有个长二E/A吗,加长一倍助推器的那种,都没去造,要造当然可以造出来.
虽然说是捆绑,可真要去造也是要去研究的,还要花钱,反正要被替代的东西,为什么还要去造呢.
当然全液氧煤油的还是需要,LEO运载能力15吨以下的用全液氧煤油就比较经济.
RS-68除了比冲比较低，还有一个问题是工作时间也太短了，所以战神5原本计划用5台SSME的，改用推力更大的RS-68反而要6台。要是还想作为第二级发动机或者用于一级半火箭的话，RS-68这样的就不是太好用。
煤油火箭的载荷系数可能是比氢氧的低，但体积要小。对于火箭的制造和运输来说，体积是更要命的东西。重型火箭显然是用煤油更合适。
如果用高压补燃循环的话，煤油发动机的技术难度可能比氢氧更高
煤油火箭的载荷系数可能是比氢氧的低，但体积要小。对于火箭的制造和运输来说，体积是更要命的东西。重型火箭显然是用煤油更合适。
如果用高压补燃循环的话，煤油发动机的技术难度可能比氢氧更高
原帖由 G6-52L 于 2009-1-31 08:55 发表
我早就说过，我国火箭发动机的最佳路线，是山寨半台F-1和半台RS-68，如果有困难，就山寨三分之一台F-1和三分之一台RS-68。
F-1的比冲和现在的YF-21一个档次，三分之一台F-1的效果怕是还不如一台NK-33