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楼主: gnss
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[专题] 长征九号(CZ-9)第四季—— 我国重型运载火箭

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ssizz 发表于 2019-7-2 23:57 | 显示全部楼层
1717jy 发表于 2019-7-2 21:44
之前说的低温燃料在轨长期存储技术已经完成大型地面试验验证

可以看到相关内容的链接
http://finance.sina.com.cn/roll/2019-07-02/doc-ihytcerm0890728.shtml
joki 发表于 2019-7-3 09:22 | 显示全部楼层
ssizz 发表于 2019-7-2 23:57
可以看到相关内容的链接
http://finance.sina.com.cn/roll/2019-07-02/doc-ihytcerm0890728.shtml

记得之前是5天待机要求,这又变本加厉搞到30天了?哪怕是文中说的降到0.5%日蒸发率,30天下来也要损失14%的推进剂。这也许是为什么CZ9二级改补燃以后,LTO指标没提升的原因。放弃这个要求,同时末级改为共底设计,指标估计会好些。
PS:个人认为,以当前的技术水平,特别是国内条件。低温推进级近地轨道待机交汇不是一个好主意。直接发射到L1/L2或者NRHO搞交汇都可以回避这个问题。
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iamanewbee 发表于 2019-7-3 12:43 | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 09:22
记得之前是5天待机要求,这又变本加厉搞到30天了?哪怕是文中说的降到0.5%日蒸发率,30天下来也要损失14% ...

30天待机,是不是靠长五就能载人登月了?
hyperion 发表于 2019-7-3 13:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 09:22
记得之前是5天待机要求,这又变本加厉搞到30天了?哪怕是文中说的降到0.5%日蒸发率,30天下来也要损失14% ...

推进剂蒸发损失可以靠多带液氢解决吧?这样对运力的影响就小多了。按照15%的蒸发损失算,混合比6时也只要多带3%总重量的液氢而已。
joki 发表于 2019-7-3 13:12 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2019-7-3 13:10
推进剂蒸发损失可以靠多带液氢解决吧?这样对运力的影响就小多了。按照15%的蒸发损失算,混合比6时也只要 ...

液氧也要蒸发的。而且多带液氢占地方,储箱大变向干质比掉了。我个人不太看好低温EDS近地交汇模式,除非能达到美国宣称的0蒸发。
cmj9808 发表于 2019-7-3 13:16 | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 13:12
液氧也要蒸发的。而且多带液氢占地方,储箱大变向干质比掉了。我个人不太看好低温EDS近地交汇模式,除非 ...

只有一个场景需要30天待机,那就是星座计划的EOR模式
hyperion 发表于 2019-7-3 14:01 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 13:12
液氧也要蒸发的。而且多带液氢占地方,储箱大变向干质比掉了。我个人不太看好低温EDS近地交汇模式,除非 ...

用蒸发的气氢冷却液氧呀!多带液氢造成的干质比损失也不大,液氢罐本身的干质比可达5-8,多带3%液氢只引起3.4-3.7%的增重而已,这算什么?
joki 发表于 2019-7-3 14:57 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2019-7-3 14:01
用蒸发的气氢冷却液氧呀!多带液氢造成的干质比损失也不大,液氢罐本身的干质比可达5-8,多带3%液氢只引 ...

说了半天不又转回IVF技术上,还没搞定不是。
hyperion 发表于 2019-7-3 16:20 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 14:57
说了半天不又转回IVF技术上,还没搞定不是。

比IVF简单多了,只是引气氢冷却液氧储箱而已,没有一整套代替气瓶和电源的IVF系统。
joki 发表于 2019-7-3 16:29 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2019-7-3 16:20
比IVF简单多了,只是引气氢冷却液氧储箱而已,没有一整套代替气瓶和电源的IVF系统。

有投入实用的例子么?
hsq0596 发表于 2019-7-3 19:30 | 显示全部楼层
joki 发表于 2019-7-3 09:22
记得之前是5天待机要求,这又变本加厉搞到30天了?哪怕是文中说的降到0.5%日蒸发率,30天下来也要损失14% ...

难道长九+长五M对接登月方案还在推进?
Lsquirrel 发表于 2019-7-3 20:03 | 显示全部楼层
hsq0596 发表于 2019-7-3 19:30
难道长九+长五M对接登月方案还在推进?这没道理啊

载人登月都没立项,技术路线图更是没确定,项目没有明确前自然是各项神通。虽然觉得长九+长5M的方案很笨很蠢,但有竞争总是好的
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1717jy 发表于 2019-7-4 11:53 | 显示全部楼层
虽然这个液氢保温技术是否用于载人登月还未可知,但个人觉得用于GTO任务的话,可以减减重也不错。
郭夫子 发表于 2019-7-4 12:08 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
1717jy 发表于 2019-7-4 11:53
虽然这个液氢保温技术是否用于载人登月还未可知,但个人觉得用于GTO任务的话,可以减减重也不错。

GTO末级工作时间也就半个来小时,这点蒸发量根本不算啥,GEO会稍好点,问题是国内的氢氧上面级都不支持GEO直送。
cmj9808 发表于 2019-7-4 12:36 | 显示全部楼层
1717jy 发表于 2019-7-4 11:53
虽然这个液氢保温技术是否用于载人登月还未可知,但个人觉得用于GTO任务的话,可以减减重也不错。

这是加重而不是减重
1717jy 发表于 2019-7-4 12:55 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2019-7-4 12:36
这是加重而不是减重

就算不用隔热保温能力更强的材料,氢氧级本来就有泄压阀门,使用“热力学排气方案”并不会增重.
cmj9808 发表于 2019-7-4 13:07 | 显示全部楼层
1717jy 发表于 2019-7-4 12:55
就算不用隔热保温能力更强的材料,氢氧级本来就有泄压阀门,使用“热力学排气方案”并不会增重.

热力学排气就是thermodynamic venting,需要在储箱里增加一个带膨胀阀的换热器,不是简单的依靠原有的泄压阀门就能解决的
swiftosos 发表于 2019-7-4 13:49 | 显示全部楼层
本菜有一个长9BFR进阶版的设想:
在我国200吨级全流量分级液氧甲烷发动机出来后
采用猎鹰9构型,一级三个BFR二级(拉长一点)
两个助推喷4分钟后气动减速垂直降落,中间的节流4分半左右喷完气动减速垂直降落
芯级直径6.5-7.5米,7-9台200吨级全流量分级甲烷机
最大构型21-27台发动机起飞
如图:
微信图片_20190704133523.png
微信图片_20190704134511.png
第二张图是两个复用助推扔掉后的样子,一级同样采用气动减速后垂直降落
可行性应该比较高

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swiftosos 发表于 2019-7-4 13:54 | 显示全部楼层
楼上的设想一级二级全换成煤油发动机也可以
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zhutou6 发表于 2019-7-4 14:48 | 显示全部楼层
swiftosos 发表于 2019-7-4 13:49
本菜有一个长9BFR进阶版的设想:
在我国200吨级全流量分级液氧甲烷发动机出来后
采用猎鹰9构型,一级三个 ...

"200吨级全流量分级液氧甲烷发动机出来后"

首先这个就是猴年马月的事情。其次这个东西就算搞出来很大可能也跟国家队没有关系。最后,跟国家队无关,也就跟长九没有关系了。
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