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[原创] 闭式膨胀循环的环塞式发动机

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jiyu_shi 发表于 2020-1-19 16:34 | 显示全部楼层 |阅读模式

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塞式喷管要配合很多小推力室,那么可以采用闭式膨胀循环。塞式喷管用通道壁结构冷却,还可以增加液氢换热面积,进一步提高涡前压力,用来提供更大的泵功率或提高室压。
比如16个YF-75D的推力室短喷管可以组合用在150吨级的塞式发动机上,装在长5一级上替换YF-77。不过用在起飞级上,室压最好再提高,以目前75D的数据,加上塞式喷管部分的换热,估计室压提高到7Mpa是能达到的。
同样的,25吨机可以组合成400吨级的塞式发动机,用在长九上。甲烷机可以用闭式膨胀循环的环塞式。
画了两幅草图:
2020-01-19 15-31-56屏幕截图.png
2020-01-19 16-20-00屏幕截图.png

 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-19 16:39 | 显示全部楼层
图里最大直径4.9米,没有75D推力室短喷管的数据,按照最大直径700毫米画的。所以实际发动机直径肯定远小于4.9米
oaki911 发表于 2020-1-19 16:43 | 显示全部楼层
鼎!  但是好像还没有成功案例,鼓励投入攻关研制。
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风见幽香 发表于 2020-1-19 16:50 | 显示全部楼层
不知道推重比够不够呢
hyperion 发表于 2020-1-19 18:01 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
传统喷管表面积是越往下越大,而塞管正相反,高温处喷管表面积大。会更有利于吸热膨胀吧?
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-19 19:59 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2020-1-19 18:01
传统喷管表面积是越往下越大,而塞管正相反,高温处喷管表面积大。会更有利于吸热膨胀吧?

没有研究过温度场,推力室里不好说,但是喷管部分越膨胀温度越低应该没错的。
而且考虑到加大换热面积,外圈也可以加长到膨胀比30左右。
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-19 20:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
oaki911 发表于 2020-1-19 16:43
鼎!  但是好像还没有成功案例,鼓励投入攻关研制。


从涡扇20的照片看,我国应该是有研究塞式喷管的,基础理论一样的,航天怎样就不好说了。
oaki911 发表于 2020-1-19 22:49 | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-19 20:10
从涡扇20的照片看,我国应该是有研究塞式喷管的,基础理论一样的,航天怎样就不好说了。

蜗扇尾部和塞式发动机尾部不是一个原理,虽然可以互相借鉴参考。
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-19 23:37 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
https://b23.tv/av54932929/p1
关于塞式喷管的一个视频
oaki911 发表于 2020-1-20 01:03 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-19 23:37
关于塞式喷管的一个视频


原理很清楚,意义也挺大,可以避免研制大型发动机的成本和风险,采用几十个小模块搞定大推力发动机,适用于民办商业航天公司蓝箭等搞定模块化千吨级发动机。国企就是要搞大型发动机YF-220氢氧机。
hyperion 发表于 2020-1-20 07:44 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
话说只有采用一级/一级半长燃烧时间(其实是大速度增量))芯级时,气塞喷管才有必要吧?传统二级构型的一级,尤其是F9这样大二级小一级构型,一级提供的速度增量才三千多,不太值得用气塞喷管。
hyperion 发表于 2020-1-20 07:50 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-19 19:59
没有研究过温度场,推力室里不好说,但是喷管部分越膨胀温度越低应该没错的。
而且考虑到加大换热面积, ...

话说气塞喷管就是为了海平面和高空,因此面积比怎么也得一百以上吧?
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-20 08:17 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2020-1-20 07:44
话说只有采用一级/一级半长燃烧时间(其实是大速度增量))芯级时,气塞喷管才有必要吧?传统二级构型的一 ...

是的,对能源、长5、阿5、航天飞机这样的都适用,还有未来的单级入轨航天器。
另外,大面积比的时候,塞式比钟形轻,在上面级可能也有优势。只不过上面级不需要太大推力,那么就不需要很多小推力室组合,可以用环形推力室,就像航空发动机燃烧室由环管形进化到环形一样。
不知道过去为什么没有膨胀循环的塞式方案,反而用的燃气发生器循环,还要花大力气解决气尖冷却问题。
过去搞塞式方案的时候,还没有甲烷动力,现在甲烷时髦了,应该适合膨胀循环。
hyperion 发表于 2020-1-20 08:41 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-20 08:17
是的,对能源、长5、阿5、航天飞机这样的都适用,还有未来的单级入轨航天器。
另外,大面积比的时候,塞 ...

气塞喷管哪里轻了?你看辐射冷却的真空喷管延伸段才多重 。但是气塞喷管呢?想要大面积比,就得堆更大的环形燃烧室。
用膨胀循环看起来能解决气塞喷管的冷却疑难,但代价是重呀。闭式膨胀机比分级燃烧或者燃气发生器循环重呀,价格也要贵很多
hyperion 发表于 2020-1-20 08:43 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-20 08:17
是的,对能源、长5、阿5、航天飞机这样的都适用,还有未来的单级入轨航天器。
另外,大面积比的时候,塞 ...

你在一楼的示意图可以按比例画画看,为了高面积比,气塞喷管环缝要非常细。从喉道到环缝等用类矩形喷管连接,结构效率很烂的呀。
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-20 08:54 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2020-1-20 08:41
气塞喷管哪里轻了?你看辐射冷却的真空喷管延伸段才多重 。但是气塞喷管呢?想要大面积比,就得堆更大的 ...

好吧,真空就不要塞式喷管了。真空里可以用膨胀挤压循环,钟形喷管。
膨胀循环为什么重?是因为夹套吗?
hyperion 发表于 2020-1-20 09:26 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
jiyu_shi 发表于 2020-1-20 08:54
好吧,真空就不要塞式喷管了。真空里可以用膨胀挤压循环,钟形喷管。
膨胀循环为什么重?是因为夹套吗?

推力小、室压低,全部液氢都要参与冷却,冷却管路压力大。冷却强度为满足涡轮泵优化,明显超过燃烧室和喷管的冷却需求。
北极企鹅 发表于 2020-1-20 11:01 | 显示全部楼层
视频里说了,相较于塞式喷管性能上的优势,控制成本才是今后航天的关注点,加上传统喷管的成熟可靠,塞式喷管就被扔到了角落里
 楼主| jiyu_shi 发表于 2020-1-20 11:19 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
北极企鹅 发表于 2020-1-20 11:01
视频里说了,相较于塞式喷管性能上的优势,控制成本才是今后航天的关注点,加上传统喷管的成熟可靠,塞式喷 ...

唉~其实老技术成本低是因为冷战把研发成本承担了,所谓新技术成本高其实是现在不舍得技术投入。等批量大了,新技术产品未必比老技术的贵。
hyperion 发表于 2020-1-20 11:24 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
北极企鹅 发表于 2020-1-20 11:01
视频里说了,相较于塞式喷管性能上的优势,控制成本才是今后航天的关注点,加上传统喷管的成熟可靠,塞式喷 ...

话说塞管未必很贵,毕竟HAAS那样的初创公司都敢搞塞管的H2CA一次性SSTO火箭
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