航空航天港

 找回密码
 注册会员

QQ登录

只需一步,快速开始

楼主: cmj9808
收起左侧

[发动机] 美国下一代液氧甲烷发动机:BE-4完成全推力试车

  [复制链接]
 楼主| cmj9808 发表于 2014-9-19 13:37 | 显示全部楼层
Ed Kyle @NSF找到的一篇文章或许可以解释为什么BE-4选择了富氧循环:降低燃料泵出口压力,但是代价是要损失~10s比冲,
The conceptual ’SE-12’ methane engine of DLR-SART uses the same engine cycle as the RD-180.Previous studies (e.g. [3]) have shown that such asingle shaft turbopump arrangement is feasible for a methane engine.

In contrast, simulations have shown that a fuel-rich staged combustion cycle is not feasible under realistic assumptions for an engine with such high combustion chamber pressure. The fuel pump exit pressure would have to be well beyond 100 MPa to keep the TET at a reasonable value.

PS:SpX想鱼与熊掌兼得,于是选择挑战全流量分级燃烧
zhang 发表于 2014-9-19 18:16 | 显示全部楼层
本帖最后由 zhang 于 2014-9-19 18:24 编辑
黑与白 发表于 2014-9-19 09:06
那是BO官方图,那个设施能测试450吨的发动机,是今年刚建好的BE-4发动机或未来发动机大型测试设施

Snapshot 2014-09-19 18-13-21.jpg

OK, 找到了

https://d1ljm9hc65qhyd.cloudfron ... BE-4-Fact-Sheet.pdf

里面说明了是缩小尺寸的预燃器组件(subscale oxygen-rich preburner development and staged combustion testing of the preburner and main injector assembly),涡轮泵和主阀还没有测试。整机测试要到 2016 年。

大型液体火箭发动机的整机测试似乎少有横向安装的。即使横向安装,这个设施的尺寸还是偏小。
纸飞机 发表于 2014-9-19 23:35 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2014-9-19 13:37
Ed Kyle @NSF找到的一篇文章或许可以解释为什么BE-4选择了富氧循环:降低燃料泵出口压力,但是代价是要损失 ...

但是采用富燃的话,氧泵那边出口压力可以降低呀
其实仔细想想,所有分级燃烧发动机都选的质量/摩尔质量数比较大的那种作为富余
从理论上分析的话,这似乎可以降低预燃室和燃气的温度
 楼主| cmj9808 发表于 2014-9-20 15:46 | 显示全部楼层
纸飞机 发表于 2014-9-19 23:35
但是采用富燃的话,氧泵那边出口压力可以降低呀
其实仔细想想,所有分级燃烧发动机都选的质量/摩尔质量 ...

我觉得那段话的意思是采用富燃循环的燃料泵出口压力过高,采用富氧循环虽然氧泵出口压力上去了,但燃料泵和氧泵的出口压力相差不大,可以使用一个single shaft TPA(我没有具体数据)
joki 发表于 2014-9-20 16:27 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2014-9-20 15:46
我觉得那段话的意思是采用富燃循环的燃料泵出口压力过高,采用富氧循环虽然氧泵出口压力上去了,但燃料泵 ...

翻了翻六院09年的文章《液氧/甲烷发动机动力循环方式研究》,对几种循环方式优点描述如下:
富燃补燃循环(全部甲烷冷却推力室)具有较高的比冲,较小的结构尺寸;但该系统存在燃料泵扬程高、功率大及推力室冷却套压力高等缺点。
富燃补燃循环(部分甲烷冷却推力室)此系统在具有富燃补燃循环优点的同时,可以降低燃料泵功率和推力室冷却套压力,充分发挥甲烷冷却性能好、富燃燃烧积碳少的优点,是较佳的循环方式。
富氧补燃循环的优点为:比冲较高,便于涡轮泵功率配置,技术成熟度较高,推力室为“气-液”燃烧便于解决稳定性问题。但是富氧燃气对材料要求高,富氧燃气系统的故障发展速率快,不利于故障控制。
全流量补燃循环的优点为:对涡轮泵密封的要求低,燃气温度可以大幅度降低,便于发动机的重复使用,“气-气”燃烧便于解决稳定性问题并可提高燃烧效率,但发动机系统复杂、结构 质量大。

评分

参与人数 1飞币 +4 火箭 +1 收起 理由
cmj9808 + 4 + 1 感谢科普,受益非浅!

查看全部评分

wsl2005 发表于 2014-9-20 22:31 | 显示全部楼层
blue-origin-test-fires-new-rocket-engine-4.jpg sx_Nx-xgjn8.jpg
shaolin1254 发表于 2014-9-21 09:13 | 显示全部楼层

一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和补燃循环。

002.png

joki 发表于 2014-9-21 10:42 | 显示全部楼层
shaolin1254 发表于 2014-9-21 09:13
一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的 ...

这篇文章的结论恐怕是根据六院的技术水平得出的。套在MD那里可能会有所不同,由于基础条件比较好,即便是补燃循环发动机,寿命也未必就短。至少MD是不会再考虑燃气发生器循环的液氧甲烷机了。
另外,这个表里的错漏也不少,真空推力明显就不对,恐怕是2XXX误写了4XXX了。比冲性能也偏低,补燃循环比冲才305/346s、全流量补燃循环也才315/350s。燃气发生器循环更是只有283/323s。比MD和毛子类似循环型号要低10s左右。当然,这有可能是室压和喷管面积比不同造成的。六院这堆方案室压最高不过20MPa,喷管面积比在25左右。
参考一下YF77改甲烷机,燃气发生器循环,基准型号喷管面积比30,比冲是293/346s。真空比冲甚至比本文推崇的部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环更高。
xingzheshengcun 发表于 2014-9-21 10:59 | 显示全部楼层
请教:起飞级甲烷闭式和开式膨胀循环推力和比冲能做到多大?
schlieffen 发表于 2014-9-21 12:28 | 显示全部楼层
ULA的副总George Sowers这周末正在NSF上回答网友问题,大家英文过硬的赶紧可以去问

不过我想他不会回答关于BE-4的过细的问题,大家问的也是以火箭为主

点评

不知道是否会公开比冲、喷管面积比等指标,按说这个也没必要保密。  发表于 2014-9-21 12:50
ssizz 发表于 2014-9-21 14:41 | 显示全部楼层
joki 发表于 2014-9-21 10:42
这篇文章的结论恐怕是根据六院的技术水平得出的。套在MD那里可能会有所不同,由于基础条件比较好,即便是 ...

要不要开个国内新燃料发动机专帖?
6院101所甲烷试车用YF77改的,165所的乙炔氨试车不知道用的什么发动机
joki 发表于 2014-9-21 15:22 | 显示全部楼层
ssizz 发表于 2014-9-21 14:41
要不要开个国内新燃料发动机专帖?
6院101所甲烷试车用YF77改的,165所的乙炔氨试车不知道用的什么发动 ...

恐怕时机还不够成熟。
国内真正开展工程研制的液氧甲烷机,目前只有YF77改,而且也没有明确装机对象。是不是能最终走下去,还是只做技术储备都不好说。相关论文比较有限,开贴后恐怕得长期潜水。
165所的乙炔氨实验,看新闻是推进剂实验。应该是验证制备推进剂的物理特性,还没到发动机点火试车阶段。
yakovlev 发表于 2014-9-22 18:14 | 显示全部楼层
本帖最后由 yakovlev 于 2014-9-22 18:25 编辑

旧闻一则,乙炔和氨的熔沸点比液氧和甲烷高不少,是不是理论上成本会更低一些?

航天港也讨论过
http://bbs.9ifly.cn/forum.php?mo ... =printable&tid=8488

俄罗斯研制革命性的乙炔和氨混合燃料发动机(图)
http://www.space.cetin.net.cn/index.asp?modelname=new_space%2Fnews_nr&FractionNo=&titleno=XWEN0000&recno=83366


                               
登录/注册后可看大图


 [据俄新社2012年5月6日报道] 俄罗斯发动机制造商Energomash已经开始研制新型火箭发动机,这型发动机能极大降低火箭发射成本,并不再需要氢作为燃料。与现有设计相比,新型发动机效率提高30%,完全利用乙炔和氨的混合燃料(atsetam)工作。
  
  乙炔和氨混合燃料比氢燃料便宜20倍,一千克氢燃料要花费67美元,一千克乙炔和氨混合燃料仅需3.35美元。使用5-7吨混合燃料会节省大笔资金。此外混合燃料易于存储运输,氢燃料需要特殊的存储运输条件。
  
  这种新型的atsetam发动机将被集成于RD-161液氧煤油发动机底座上。Energomash公司将在2012年启动为期三年的试验,届时将确定具体的参数。研制人员计划根据投资情况,在2017-2018年发射装有新型发动机的火箭。确定乙炔和氨的最佳混合比率之后,设计人员将确定发动机各项参数。
  
  根据此前的结论,新型atsetam发动机不需要对目前发火箭发动机的结构做出大幅变更。研究人员将在现有火箭上安装配有新型发动机的上面级,这比研制使用新型发动机的整枚新火箭更为有益。(中国航天系统科学与工程研究院 侯丹 许红英)
shaolin1254 发表于 2014-9-23 13:04 | 显示全部楼层
国会议员建议奥巴马支持研制新型火箭发动机   

新闻发布时间:2014-09-23


  [据美国防务新闻网2014年9月18日报道] 美国部分两党国会议员至信奥巴马总统,要求其投资支持研制新的国产火箭发动机。议员们在信中称:“我们强烈支持研制一种新的国产烃液体火箭发动机,要在2019年前投入使用。”

  目前的问题是RD-180发动机,这种俄制发动机被联合发射联盟(ULA)用于“宇宙神”-5运载火箭,是美国空军军事发射计划的关键部件。自乌克兰危机以来,美国国内外要求国防部研制国产发动机替换RD-180的呼声日益强烈。

  在2015财年国防授权法案中,众议院拨款2.2亿美元开始研制新的火箭发动机。空军官员对这笔资金是否会用于补偿空军预算范围内的其他项目表示担忧。信件的作者们并不想分担这种焦虑,只是希望给予发动机研制计划以高优先级。

  信中写到:“这些资金应专门用于一项能够及时完成的高成本效率发动机研制计划。如果部分资金用于其他技术项目,那么将带来发动机研制计划延迟的风险,美国则仍需要依赖俄罗斯研制的发动机。”

  19名国会议员在这封时间为9月17日的信件上签名。也许并非巧合,就在这封信送出的同一天,联合发射联盟(ULA)宣布其与蓝源公司合作研制国产液体火箭发动机。信件同时抄送国防部长哈格尔,国家安全顾问赖斯、众议院拨款委员会主席和重要成员以及武装力量委员会成员。(中国航天系统科学与工程研究院 陈杰 陈菲)  
http://www.space.cetin.net.cn/in ... 00&recno=101090
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 00:42 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2014-9-21 15:22
恐怕时机还不够成熟。
国内真正开展工程研制的液氧甲烷机,目前只有YF77改,而且也没有明确装机对象。是 ...

相关论文估算乙炔氨燃料比冲时使用的燃烧室室压和膨胀比数据很接近YF100,而且乙炔氨温度为零下80度左右,密度与煤油也接近,不排除今后使用YF100改装工程实验机的可能性。
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 00:45 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
yakovlev 发表于 2014-9-22 18:14
旧闻一则,乙炔和氨的熔沸点比液氧和甲烷高不少,是不是理论上成本会更低一些?

航天港也讨论过

成本与原油价格波动没太大关系也是个优点,另外就是比冲优势太明显了。与YF100接近的燃烧室室压与膨胀比,比冲可达372秒……补燃循环甲烷机最高也不过350秒左右,几乎达到了全流量分级燃烧循环甲烷机的数据……
joki 发表于 2014-9-24 07:08 | 显示全部楼层
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 00:42
相关论文估算乙炔氨燃料比冲时使用的燃烧室室压和膨胀比数据很接近YF100,而且乙炔氨温度为零下80度左右 ...

有可能,但文中一直强调上面级改用此推进剂的价值。是否能够用于起飞级大推力发动机,尚需研究,这个项目恐怕是跟踪俄国的技术动向。
joki 发表于 2014-9-24 07:14 | 显示全部楼层
本帖最后由 joki 于 2014-9-24 07:16 编辑
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 00:45
成本与原油价格波动没太大关系也是个优点,另外就是比冲优势太明显了。与YF100接近的燃烧室室压与膨胀比 ...

372s是理论比冲,对比的煤油机是358s。如果跟你说的一样,煤油机参数其实暗指YF100,则实际比冲至少比理论比冲要低23s。照此推算,乙炔氨发动机实际也就350s上下,跟补燃循环液氧甲烷组合相当。
但是液氧乙炔氨组合密度比较高,加压情况下乙炔氨似乎不需要保温层,这方面的优势不能小觑。
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 08:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
本帖最后由 楠宫晓风vn 于 2014-9-24 08:16 编辑
joki 发表于 2014-9-24 07:14
372s是理论比冲,对比的煤油机是358s。如果跟你说的一样,煤油机参数其实暗指YF100,则实际比冲至少比理 ...


不仅文中,看图表。25%乙炔对应的比冲就是372秒,而这些数据的前提,18兆帕的燃烧室室压,35:1膨胀比,真的很熟悉。
而那个对比的煤油机应该只是个比较,358秒真空比冲的煤油机,我还真不知道是什么……
楠宫晓风vn 发表于 2014-9-24 08:25 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2014-9-24 07:14
372s是理论比冲,对比的煤油机是358s。如果跟你说的一样,煤油机参数其实暗指YF100,则实际比冲至少比理 ...

358秒比冲的煤油机确实让人难解,这个数据有点偏高。但是绝对不是18兆帕室压、35:1膨胀比条件下的数据。
这个358秒有点偏高了,而且提到了一句“马上将投入使用”,有没有可能是手抽把328错输为358?然后论文导语部分就将错就错了?
乙炔氨混合燃料的372秒比冲和这个数据完全独立,是一系列计算的结果。这个358秒只是个对比,也许是想找个性能最优的煤油机突出乙炔氨燃料的性能优势,但是我真的不清楚哪款国产的将要投入使用的煤油机有这漂亮的数据?长征6将要使用的带延伸喷管的YF115?
您需要登录后才可以回帖 登录 | 注册会员

本版积分规则

QQ|百科|小黑屋|公安备案号:41019702002513|航空航天港 ( 豫ICP备12024513号-1 )

GMT+8, 2020-2-17 09:52 , Processed in 0.156000 second(s), 21 queries , Gzip On.

Powered by Discuz! X3.4

Copyright © 2001-2020, Tencent Cloud.

快速回复 返回顶部 返回列表