海龙（Sea Dragon）的传奇

hyperion 发表于 2018-11-16 11:52
海龙都用了氢氧二级，上面级还变回美油？

低干质比挤压循环氢氧上面级适合高速深空任务么？

joki 发表于 2018-11-16 15:45
低干质比挤压循环氢氧上面级适合高速深空任务么？

你大约代入火箭公式算下就发现，对于大约4600M/S以下速度增量的任务，5倍干质比，430S比冲的挤压氢氧上面级比11倍干质比，330S比冲的液氧煤油上面级更有优势，能丢更大比例的载荷。氢氧推进剂的密度大约是液氧煤油的四成

hyperion 发表于 2018-11-16 16:42
你大约代入火箭公式算下就发现，对于大约4600M/S以下速度增量的任务，5倍干质比，430S比冲的挤压氢氧上 ...

这么大规模煤油上面级干质比才11是不是太低了？其次不还得考虑在轨待机蒸发抑制难度？
最后刚才讨论的是低成本，这俩谁便宜恐怕不好说。

joki 发表于 2018-11-16 17:02
计算结果是变化的，你得看载荷和上面级的比例关系。其次不还得考虑在轨待机蒸发抑制难度？
最后刚才讨 ...

如果固定干质比和比冲，载荷比例与速度增量是一一对应的呀。既然第二级都用了氢氧，那么说明价格不是问题。当然长待机时用什么还要商榷，但至少高轨任务应该用氢氧三级的

hyperion 发表于 2018-11-16 17:09
如果固定干质比和比冲，载荷比例与速度增量是一一对应的呀。既然第二级都用了氢氧，那么说明价格不是问题 ...

你手速太快，上帖子修改了。
我的意思是，如果载荷小(其实就是超高速任务)，对于干重敏感，煤油的反而可能性能更优。比如直射冥王星之类。
价格我是基于现在体系考虑的，海龙的经济性是未证明的。即便以你计算的指标，我也觉得搞煤油的比较便宜，何况性能相当。

joki 发表于 2018-11-16 17:16
你手速太快，上帖子修改了。
我的意思是，如果载荷小(其实就是超高速任务)，对于干重敏感，煤油的反而可 ...

确实，挤压循环火箭因为干质比较低，在高速度增量区间确实变成了“反常”的燃油比液氢更强。
再考虑煤油火箭比液氢火箭便宜很多，那么两级煤油似乎更有优势。
俺论断上面级宜用液氢是基于海龙的设计，如果假设海龙的设计合理，那么上面级自然也应该选择液氢。而且超高速度增量任务终归是很少的，对于绝大多数高增量任务LTO、直送GEO也就到头了吧？
但仔细算来，假设氢氧430s、干质比5，煤油330s、干质比11，则两者优势转换点为4800m/s速度增量时，从这里看的话，即使对于LEO任务，两级煤油都更有优势。
当然了前面有说，海龙的载荷系数高达2.5%，而前面的干质比得不出这个性能。如果干质比更好的话，比如6 Vs 13.5，则优势转换点会升高到6km/s以上。此时氢氧+煤油就有很大优势了。

joki 发表于 2018-11-16 17:02
这么大规模煤油上面级干质比才11是不是太低了？其次不还得考虑在轨待机蒸发抑制难度？
最后刚才讨论的 ...

对于挤压循环设计（前面一直分析的是海龙火箭的挤压上面级），将煤油上面级干质比设定为11也不算太低吧？
你这里有关于挤压循环火箭干质比的资料吗？另外干质比越高，氢氧方案的优势就越大呀！假设两种火箭的单位储箱体积干重都是一样的，则煤油与氢氧火箭的干质比对标应该为：
5  11
6  13.5
7  16
很显然氢氧火箭的性能随干质比增加提高的更明显

hyperion 发表于 2018-11-16 17:53
对于挤压循环设计（前面一直分析的是海龙火箭的挤压上面级），将煤油上面级干质比设定为11也不算太低吧？ ...

上面级没必要非得用挤压循环，燃气发生器循环的液氧煤油低成本设计已经够便宜了，搞个300～400吨级的才几个钱。这里为了某种信念非用挤压循环，反而未必有性价比。至于氢氧的，哪怕是燃气发生器循环，也快赶上D4H。挤压循环我不了解，是否便宜也没有搞成的证明，按松鼠说法只有超大规模才有经济性，中型火箭就没有竞争力，那这个规模的恐怕够呛。
低成本，技术难度，可实现性是几个维度的事情。特别是这种流产项目，很难放在一个恰当的体系里综合衡量。
所以，我觉得仅考虑上面级配套这种火箭运力(火箭本身可行性和性价比忽略)，还是传统泵压的燃气发生器循环煤油设计更符合低成本要求，因为都是可衡量的。

joki 发表于 2018-11-16 18:14
上面级没必要非得用挤压循环，燃气发生器循环的液氧煤油低成本设计已经够便宜了，搞个300吨级的才几个钱 ...

前面都是基于海龙是合理设计做出的假设。其实挤压循环也就用在第一级/助推级上还算可能有优势。毕竟可以像固发一样落海回收，复用时清洗一下即可。
其实海龙应该从小做起，先搞了海蜥下面级才是。

hyperion 发表于 2018-11-16 18:20
前面都是基于海龙是合理设计做出的假设。其实挤压循环也就用在第一级/助推级上还算可能有优势。毕竟可以 ...

有个验证版海马，普通规模的火箭，做过水下点火试车。
http://www.astronautix.com/s/seahorse.html

另外航天飞机最初的助推器方案也是挤压式的，用跟F1同等推力的TRW针栓喷注器发动机，溅落回收，后来为了降成本改了固推。

joki 发表于 2018-11-16 18:14
上面级没必要非得用挤压循环，燃气发生器循环的液氧煤油低成本设计已经够便宜了，搞个300～400吨级的才 ...

这种大型低性能挤压一级有点类似一级半火箭的大固推。
一级的主要作用是把二级送到平流层以上，然后使用高比冲的氢氧机，而且发挥真空喷管的比冲优势。

喵科动物 发表于 2018-11-16 19:38
这种大型低性能挤压一级有点类似一级半火箭的大固推。
一级的主要作用是把二级送到平流层以上，然后使用 ...

话说很不理解海龙的第二级设计，如果干质比水平不够的话，氢氧级的性能其实都没有煤油级好。因为相同设计下水平下，煤油级很容易多装150%重量的推进剂。因此在低干质比水平下，性能表现会好很多。前面估算过，如果干质比分别是5、11，比冲430s、330s，那么只有在4800m/s速度增量内，氢氧挤压级才有优势。
也既海龙其实还不如就做成两级煤油挤压的，或者上面级换成传统泵压设计。

hyperion 发表于 2018-11-16 11:54
用来做助推器呢？能比固推便宜吧？起码复用起来似乎很容易，伞降海面溅落即可，清洗一下加注推进剂就能 ...

NASA当年航天飞机助推器选择，三个方案：S-IC改，挤压循环液推，固体助推器。最后选择了固体助推器，原因是它研制成本最低，虽然使用成本最高。
人并不比猴子高明多少，预算紧张的时候朝三暮四也屡见不鲜

Lsquirrel 发表于 2018-11-16 22:16
NASA当年航天飞机助推器选择，三个方案：S-IC改，挤压循环液推，固体助推器。最后选择了固体助推器，原因 ...

S-IC改是垂直起降版本吗？

Lsquirrel 发表于 2018-11-16 22:16
NASA当年航天飞机助推器选择，三个方案：S-IC改，挤压循环液推，固体助推器。最后选择了固体助推器，原因 ...

那么大的助推器为了省研发费用也能理解，但是小点的助推器呢？为什么挤压液推也没有应用呢？因为军工需要固推？还是挤压液推只有复用时才有优势？

hyperion 发表于 2018-11-17 06:45
那么大的助推器为了省研发费用也能理解，但是小点的助推器呢？为什么挤压液推也没有应用呢？因为军工需 ...

液体推进剂密度不如固推，室压上不去的情况下比冲也没优势

喵科动物 发表于 2018-11-17 10:46
液体推进剂密度不如固推，室压上不去的情况下比冲也没优势

就是一次性用没优势呗

hyperion 发表于 2018-11-17 11:37
就是一次性用没优势呗

指标跟钢壳固推差不多，一次性不如搞固推算了。

hyperion 发表于 2018-11-17 11:37
就是一次性用没优势呗

实际上能不能比泵压液体火箭便宜都不一定。

现有液体火箭的发动机占整箭成本的比例也许有一半多，泵系应该不超过三分之一。

挤压发动机的室压0.8到2MPA，仅有一般的“低室压燃气发生器循环” 4到8MPA的一半以下，推力室直径需要增加50%以上。

为了省掉泵，全面提高推力室、箭体和储箱增压系统成本是否值得？

joki 发表于 2018-11-17 11:43
指标跟钢壳固推差不多，一次性不如搞固推算了。

钢壳固推的超高强度钢不耐液氧低温，做毒发还行(可能需要防腐蚀涂层？)，推进剂密度也略高。

小直径挤压毒发火箭，以前有个OTRAG，做到过亚轨道发射，然后因为德国的国际关系被废掉了，在非洲的设施还被(当时刚上台的)卡大佐捡了破烂。后来残余团队变成Interorbital systems，万年跳票现在基本凉了。