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楼主: 高凉陈君
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[原创] 二十一世纪中国研制载人登月级火箭最佳的技术路径

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 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 09:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
彻底吃透,吃精一款YF77发动机远远要比盲目上马众多氢氧发动机研制项目要好得多。

国际上美国的RL10氢氧发动机就是著名的成功案例。

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1717jy 发表于 2019-7-6 09:35 | 显示全部楼层
iamanewbee 发表于 2019-7-6 09:01
呵呵,中国合金不支持18000转?那氢泵的转轴肯定是进口的了。

几年前太空叉的泵也出现裂缝,还是两种不 ...

除了转速就是秒数,不得不让人怀疑某些人数学水平停留在义务教育阶段,整篇论文只看得懂阿拉伯数字。
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 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 09:59 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
高凉陈君现在高度怀疑中国YF77的氧泵就是通过将YF75上面级氧泵简单放大而得来的。

因此才胆敢地面试车累积时间不过37000秒,也不进行1000秒的地面长程考核试车就装箭首飞。

知其然而不知其之所以然,也因此最后玩砸了。


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iamanewbee 发表于 2019-7-6 10:15 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
1717jy 发表于 2019-7-6 09:35
除了转速就是秒数,不得不让人怀疑某些人数学水平停留在义务教育阶段,整篇论文只看得懂阿拉伯数字。

用数据说话没问题,定量比泛泛定性的讨论更好。但是不能只看数字不懂含义,不能看见欧洲valcain2的12600转就立刻说yf77的转速高了。两个泵的直径都不同,怎么能够武断比较转速?

还有,转速太高要降速,降速难道就更容易做?火箭燃料流速要求是不会变化的,所以降速的氧泵势必直径更大,横截面更大,牵一发动全身。这样的大改,怎么就比提高制造工艺消除裂缝更容易?怎么就知道氧泵改大以后不会在其他部位出裂缝,出泄露,出共振。。。?
1717jy 发表于 2019-7-6 10:34 | 显示全部楼层
iamanewbee 发表于 2019-7-6 10:15
用数据说话没问题,定量比泛泛定性的讨论更好。但是不能只看数字不懂含义,不能看见欧洲valcain2的12600 ...

某人经常提到的论文里说得清清楚楚,火神2的氧泵保留了火神1的转轴和轴承,为了达到提高氧泵流量的设计目标只能放大离心泵,由此导致的必然结果就是转速下降!!!!!
但是不说这个原因,只说两种泵的转速,容易误导别人产生“火神1的氧泵转速太高没有可靠性,所以火神2必须靠降转速来提高可靠性”的错误联想
 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 10:43 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
日本LE7演进到LE7A。

欧洲火神1演进到火神2。

实际上都是等同于推倒重来了。

现在中国的YF77如果必须重新研制氧泵,再演进到YF77A,也一样可以认为是推倒重来了。

而高凉陈君是坚决支持YF77发动机重新研制全新的氧泵,一了百了的。

反正空间站与嫦娥五号,火星探测器也不是什么事关国家安全的军事产品,再推迟2,3年时间发射也无伤国本。

至多是少发几百篇《自然》,《科学》杂志的论文与面子不好看而己。

但面子又不能当饭吃。


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 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 11:08 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
日本的LEx也一样降低了氧泵的转速,至少在欧洲与日本,研制大型氢氧发动机走低速氧泵的发展趋势非常明显了。
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喵科动物 发表于 2019-7-6 11:59 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
iamanewbee 发表于 2019-7-6 05:50
"高凉陈君认为...总体部对YF77发动机的总重作出了严格的要求限制...工程师们...在...重量限制条件下榨压 ...

求论文出处
 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 12:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
找到一款国内神秘发动机(应该为YF75D,但文中没有说出来)氢泵转速的设计数据,高达70000rpM。

来自于《径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用》一文,发表于《火箭推进》,2012年,3期,作者杨凡,叶小明,京11所的。

遗憾的是依旧没有氧泵转速数据。

事实上国内关于氢氧发动机氧泵的研究论文非常少,氢泵的研究文章倒是数量庞大。

这也表明国内一直没有人认为氢氧发动机的氧泵研制“是个事”,结果YF77发动机就是在氧泵轴系这个阴沟里翻了船。

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hand 发表于 2019-7-6 13:54 | 显示全部楼层
高凉陈君 发表于 2019-7-6 07:31
不是这个意思。

我是说以目前国内的因康镍718合金材料的强度水平,还不足以支持中国将YF77发动机的氧泵 ...

我觉得并不单纯是材料的问题,更像是设计研制人员对轴系在实际运转中的振动模式没摸清,变形量,热效应,超出预想(对氧泵难度预估不足),高速轴承理论偏离实际(经验不足)最后造成YF77泵轴系安全裕度不足。决不会单单只是材料,或者工艺上的问题。
 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 15:42 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
一切皆有可能。

根据bomber网友的发言,在YF77发动机的早期开发阶段,YF77发动机还发过燃烧不稳定的低级事故。

这表明京11所在进行YF77氢氧发动机的研制时,那怕是在原理理论层面都存在重大的准备不足问题。就更不要说是工程实践经验的极度缺泛了。

现在回过头去梳理分析,可以发现YF77发动机的氧泵极象YF75上面级氢氧发动机氧泵的简单放大版本,高速氧泵络线一脉相承,最后搞砸了。

 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-6 16:05 | 显示全部楼层
(二)        小型低温上面级发动机系列。

1, YF75上面级氢氧发动机的氢泵转速为40000RPM,氧泵转速为20000RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

      2,HM7B上面级氢氧发动机的氢泵转速59300RPM,氧泵转速为12650RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

      3,VINCI上面级氢氧发动机的氢泵转速为85000RPM(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。氧泵转速还无法找到。

      注:VINCI发动机真空推力为18吨,每秒液氧流量33点7千克,液氢流量5点8千克。数据来源《知乎》的《飞机发动机在地面上是如何进行测试的》一文。

      4,A,LE5上面级氢氧发动机的氢泵转速为50000RPM,氧泵转速为16000RPM。

       B,LE5A上面级氢氧发动机的氢泵转速为51000RPM,氧泵转速为17000RPM。

       C,LE5B上面级氢氧发动机的氢泵转速为52000RPM,氧泵转速为18000RPM。

         以上日本三款上面级发动机的数据都来自于WIKI。

         5,RL10上面级氢氧发动机。未能够找到数据。
        
6        ,RD0146上面级氢氧发动机的氢泵转速高达125000RPM(来自北城百科网)。

RD0146发动机的氢泵转速要比日本角田研究所2003年研制的转速达120000RPM的氢泵轴承还要高(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。

但RD0146发动机氧泵的转速数据还没有找到。

7 ,CECE登月舱变推力低温发动机的氢泵转速为30250RPM,氧泵转速为12100RPM。其临界转速氢泵为65000RPM,氧泵为40000RPM(数据来自《火箭推进》2014年8月的《登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研制》一文,作者刘登丰、黄仕启,北京航天动力研究所)。

8,找到一款国内神秘发动机(应该为YF75D,但文中没有说出来)氢泵转速的设计数据,高达70000RPM。来自于《径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用》一文,发表于《火箭推进》2012年第3期,作者杨凡、叶小明,来自于京11所。遗憾的是依旧没有这款氢氢上面级发动机氧泵的转速数据。事实上国内关于氢氧发动机氧泵的研究论文非常稀少,而氢泵的研究文章却数量庞大。这也表明国内一直没有人认为氢氧发动机的氧泵研制“是个事(即不值得去关注)”,结果YF77发动机现在偏偏就是在氧泵轴系这个大阴沟里翻了船。

从这个表可以看到在2000到2005年左右,欧洲的斯奈克玛与日本角田研究所就已经分别开发出转速高达85000RPM与120000RPM的“鸡血机”上面级发动机氢泵了。

但在同时期开发的火神2与LEX大型氢氧发动机的氧泵时,除欧洲依旧走低速氧泵路线外,日本人也不约而同改为走低速氧泵路线了。

LEX发动机的氧泵转速只有15800RPM,比LE7A氧泵高达18300RPM的转速要大幅度下降。

因此,后来欧洲与日本人不约而同改走低速氧泵路线一定存在“某些现在还不为人知”的深层原因,有必要好好深入分析。
1717jy 发表于 2019-7-6 16:14 | 显示全部楼层
火神2的氧泵转速降低是因为使用了火神1的转轴和轴承,节省研制成本,根本出发点可不是什么“转速太高,得降下来”。
supsauce 发表于 2019-7-6 19:45 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
hand 发表于 2019-7-6 13:54
我觉得并不单纯是材料的问题,更像是设计研制人员对轴系在实际运转中的振动模式没摸清,变形量,热效应, ...

事实上国内根本没有靠谱的能摸清振动模式的设计水平,搞出来的是什么鬼两眼一摸黑,只能靠硬试,yf77这种试验时间不足的就只能靠运气了
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1134615818 发表于 2019-7-12 17:43 | 显示全部楼层
好在921火箭根本就不用YF-77发动机,,,,第三级是用两台YF-75D
1134615818 发表于 2019-7-12 17:50 | 显示全部楼层
而且2020年会首飞,有可能长五真的会比取代,有可能比单杆的取代也说不定
zpx200808 发表于 2019-7-18 21:32 | 显示全部楼层
1134615818 发表于 2019-7-12 17:50
而且2020年会首飞,有可能长五真的会比取代,有可能比单杆的取代也说不定

921光杆没那么快首飞,还没有正式立项呢!就算是今年正式立项,全力推进也得2021年以后首飞,而且921光杆可没有长五14吨GTO的能力。921火箭和长五不是取代关系,是平行关系。921只会负责载人和LTO载荷,长五还是打LEO和GTO。
tianlan 发表于 2019-7-18 22:31 | 显示全部楼层
zpx200808 发表于 2019-7-18 21:32
921光杆没那么快首飞,还没有正式立项呢!就算是今年正式立项,全力推进也得2021年以后首飞,而且921光杆 ...

毕竟能力摆在那里,就看航天科技怎么搞?只要921的性价比高,看到时候谁还用CZ5,CZ5有些生不逢时
1134615818 发表于 2019-7-19 09:48 | 显示全部楼层
楼上的正解,论不到长五在此撒野
 楼主| 高凉陈君 发表于 2019-7-24 08:45 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
中国蓝箭航天公司的进步是有目共睹的。如果蓝箭航天公司也决心走猎鹰9/9H火箭的技术发展路径,即也使用9台天雀1甲烷发动机(推力70吨左右)并联研制直径4米左右的主芯级。

光棍版推力就达630吨,3个CBC助推器版的推力就达1890吨,LEO运力要堆到40吨的区间,GTO运力要堆到15吨的区间就是易如反撑的事情。

这个重型火箭方案高凉陈君能够想得到,蓝箭航天的CEO张昌武先生也一样想得到。现在不宣布只是为了不过度刺激中国航天公司而已。但只要未来蓝箭航天公司搞出了朱雀9/9H重型火箭,参考今天太空探索公司的市值,中国蓝箭航天公司的市值(估值)要搞到500至700亿人民币的规模完全是易如反掌的事情。

而要搞出朱雀9/9H重型火箭,以蓝箭航天公司今天的技术基础,高凉陈君认为最多只要再投资15亿美元就可以了。蓝箭航天公司还是去找BAT与小米,京城们想下办法吧。反正都是互联网创业企业。

但只要蓝箭航天公司的朱雀9/9H在未来10年内研制成功,中国航天科技公司现在的垄断格局就立即崩溃解体。如果到时候921/921H火箭还没有研制成功,那么六院,八院与一院的那几万职工干部还是尽快做好下岗再就业的准备为上策。













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