航空航天港

 找回密码
 注册会员

QQ登录

只需一步,快速开始

1234下一页
返回列表
查看: 22662|回复: 74
收起左侧

[提问] 分级燃烧的液氧液氢发动机是不是“白象”

  [复制链接]
rottenweed 发表于 2012-6-12 12:14 | 显示全部楼层 |阅读模式

对本站感兴趣的话,马上注册成为会员吧,我们将为你提供更专业的资讯和服务,欢迎您的加入!

您需要 登录 才可以下载或查看,没有帐号?注册会员

x
本帖最后由 rottenweed 于 2012-6-12 12:16 编辑

到现在为止,在火箭上实际使用过的分级燃烧液氧液氢发动机有4种,美国的SSME,苏联的RD-0120和RD-56M(印度用在GSLV火箭上,而且在仿制),日本的LE-7/7A。
分级燃烧的液氧液氢发动机的主要优势是能把大推力和高比冲结合起来同时实现。RD-56M是小推力上面级,LE-7则是比冲不够高的起飞级,都没有充分利用到分级燃烧的优势。RD-56M和流行的膨胀循环上面级发动机,LE-7和燃气发生器的液氧液氢发动机比,都没有性能上的优势,但是成本上却是明显劣势。
SSME和RD-0120都是“神器”级别的,充分实现了分级燃烧液氧液氢发动机的优势,前者更是可重复多次使用的。然而这两种发动机目前都处在“白象”的境地(RD-0120更是本来就使用得太少),多年未曾生产新机,现有的发动机只能在仓库中存放。虽然有若干火箭方案中提出重新使用这些发动机(或改型),但是都不被看好。

分级燃烧的主要优势之一就是能够对燃料(或氧化剂)充分升温气化,从而使燃烧不至于是最难控制的液-液燃烧。但是作为液氢液氧发动机来说,因为液氢的沸点很低,燃烧室的冷却过程就可以实现气化,而不象液氧煤油发动机中面临的煤油高温下容易结焦而液氧高温下太活泼的问题。因此燃气发生器循环一样可以完全实现液氢的气化过程,保证燃烧室中起码实现气-液燃烧,不会像部分膨胀循环中可能会遇到的低温液氢燃烧问题。
分级燃烧的另一个主要优势是高比冲,相比燃气发生器循环可以提高10秒以上。但是这个优势被两个因素削弱了,一是即使是燃气发生器循环的氢氧机的比冲也已经相当高了,二是起飞级不能用大喷管,限制了比冲的提高,特别是海平面比冲。
这时候,分级循环的固有劣势就凸现了,复杂昂贵,研制困难。欧洲和美国在“火神”和RS-68上的选择可以看作是在权衡之后作的投票。

如果要说以后考虑到可复用的话,那么全流量分级循环可能是个东山再起的机会,但也许会面临LE-X为代表的部分膨胀循环的竞争。

如果说分级燃烧的液氧液氢发动机是“白象”的话,那么在方案阶段就可以直接出局了。毕竟,火箭发动机是用来在火箭上把载荷尽可能安全廉价地发射到轨道上的,而不是比较技术参数和先进程度。

评分

参与人数 1积分 +5 火箭 +1 收起 理由
cmj9808 + 5 + 1 原创内容

查看全部评分

haojiang77 发表于 2012-6-12 12:18 | 显示全部楼层
煤油才是王道
JSTCVW09CD 发表于 2012-6-12 12:33 | 显示全部楼层
本帖最后由 JSTCVW09CD 于 2012-6-12 12:35 编辑

成本最大的部分还是在研发,设计和测试阶段。

对于已经完成研发的产品, 到了规模量产阶段,

产品生产的原材料成本和人工费用的差别也就都相差不多。

相同的推力和更高的推重比, 机加工量和原材料成本也许还会低一些。


cmj9808 发表于 2012-6-12 13:02 | 显示全部楼层
可以说凡事总有例外,比如欧洲的下一代运载火箭Ariane 6的首选动力就是250吨推力的分级燃烧氢氧机。

点评

不表示乐观啊。看看Vinci,因为需求不足都被拖成什么样子了。  发表于 2012-6-12 13:08
纸飞机 发表于 2012-6-12 13:29 | 显示全部楼层
海平面比冲问题和混合比也有关系
SSME和RD-0120都用的6:1的混合比,而火神和RS-68的混合比都只有5.多
混合比低的话,燃气分子量就高,海平面比冲也会上升,但到了高空就不行了
可变混合比也许是个发展方向
joki 发表于 2012-6-12 14:05 | 显示全部楼层
闭式膨胀循环氢氧机单台推力做到vinci差不多就到头了,因此分级燃烧氢氧机做上面级还是有机会的。如果是突出GTO任务的构型,显然小推力的闭式膨胀循环更合适。若是一款考虑大LEO运力的火箭,小推力氢氧机的重力损失太大,今后可以看看Raptor的表现。
xingzheshengcun 发表于 2012-6-12 16:54 | 显示全部楼层
最理想的是助推级甲烷开式膨胀循环,有利于重用;上面级氢氧闭式膨胀循环。
titanic 发表于 2012-6-13 05:05 | 显示全部楼层

"混合比低的话,燃气分子量就高..."。这句话好像说反了,混合比越低,燃气平均分子量就越低。
wohoa 发表于 2012-6-13 11:06 | 显示全部楼层
本帖最后由 wohoa 于 2012-6-13 11:08 编辑

分级燃烧 最大的优势是可以做到燃烧室高室压,高室压意味着排气速度的提升,也就有能力同时做到高比冲和大推力,而高室压就意味着燃料泵和氧化剂泵需要非常大的功率才能把燃料和氧化剂送入燃烧室,这个对膨胀循环和燃气发生器循环来说就很困难了。
对燃气发生器循环来说,就需要消耗更多的燃料和氧化剂来推动泵,消耗在燃气发生器的宝贵的燃料和氧化剂大量增加,就会降低比冲。
对于膨胀循环来说,要提高泵的功率,要么提高工质的流量要么提高工质的入口温度,提高流量的话,就会使燃烧室的冷却剂流量增加,进而降低燃烧室的温度,这又会降低燃烧室的室压,进而影响整体的比冲和推力表现。提高工质温度的话,就是减少燃烧室的工质流量(就是部分膨胀循环),这又出现燃烧室同时有液液燃烧和气液燃烧,就存在着不稳定燃烧的巨大风险,这个非常难解决的
另外,燃气发生器循环,膨胀循环都是液液燃烧,不是那么容易做出气液燃烧的,燃气发生器循环,冷却工质用来冷却燃烧室,为了保证冷却参数的稳定可控,设计上都会要求在整个过程中,工质都是保持稳定的液态,气液混合,冷却就很难保持稳定和可控的,另外也很难保证冷却完成后都是稳定的气态,而不是气液混合,气液混合的后果你也知道,你自来水有空气时,这时放水,结果你也见识过的吧,这样子怎么能稳定燃烧呢

点评

大推力发动机除非搞全流量分级燃烧,未来很可能更趋向于搞开式膨胀循环。  发表于 2012-6-13 17:12
另外,“气液混合”是指比如液态煤油+气氧,气氢+液氧这种燃烧方式。  发表于 2012-6-13 11:45
液氢从推力室外围走一遭就变成气态了,参见我原来写过的一个关于部分膨胀循环的帖子,里面有德国人计算过的一个具体模型参数。 再说你想想嘛,难道用液体推动涡轮泵?  发表于 2012-6-13 11:11
 楼主| rottenweed 发表于 2012-6-13 11:15 | 显示全部楼层
本帖最后由 rottenweed 于 2012-6-13 11:46 编辑

http://www.9ifly.cn/thread-1259-1-1.html

                               
登录/注册后可看大图

SE-21D的数学模型。
在计算点31处(氢分流点),温度已经是500多K了,早就全部气化了。
这是个部分+开式的膨胀循环,所以对完全膨胀循环来说,氢的气化不成问题。毕竟,氢的沸点实在是太低了。
zhyuli 发表于 2012-6-13 11:27 | 显示全部楼层
最近拜读了黑骑士老大在惯性世界的连载,主要的感觉是,火箭发动机的设计和应用和积累有关(经验和技术)——也就是说研制成本和技术的关系并不是成本和技术参数直接成正比的,而是经验越丰富,技术积累越强大,成功率就越高,成本相对较低,反之则成本巨大。   就是说,基础打得越牢固,知识圈越广泛,新型号验证的成本就越低,打个比方,你从平地盖一个3,40层的大楼,和你从一个100层的摩天大厦框架上建101层相比,后者的成本未必比前者高。

所以我觉得做好基础研究,提升技术积累才是降低型号成本的王道
陷阱 发表于 2012-6-13 20:02 | 显示全部楼层
本帖最后由 陷阱 于 2012-6-13 20:04 编辑

实践证明,3级半的发射成本会远低于2级半成本,未来 只有10t及其以上 的gto才交给2级半,以下的还是用低成本的3级半火箭

所以,我们应该加快cz3a系类上面级的改进,未来我们还得用很多年

点评

亲,火箭级数越高,可靠性越低啊。减少级数,也是提高火箭可靠性的方法之一。一般来讲,三级火箭用于发射高轨道如GTO,二级火箭用于发射LEO。  发表于 2012-7-18 11:27
北极企鹅 发表于 2012-6-13 22:00 | 显示全部楼层
楼上给个例子吧
duyu 发表于 2012-6-14 07:43 | 显示全部楼层
分级燃烧比燃气发生器的效率高近4%。4%看起来是个很小的数,但用在火箭运载能力上就不小了。以长5捆4个3.35米助推的一级半型号为例子,如果芯级发动机效率提高4%,就是说燃料氧化剂消耗不变,推力就提高4%,就是4吨。这4吨完全可以转化为载荷,因为这是推力提高而燃料消耗不变的情况下取得的,于是其LEO运载能力从25吨提高到了29吨,远大于4%啊。如果不提高发动机的比冲而想要把LEO运载从25吨提高到29吨,不仅要增加发动机的推力,而且要增大箭体以储存更多的燃料和氧化剂。当火箭的长径比没到极限的时候还好说,如果火箭已经到了长径比的极限,还要坚持用低比冲的发动机,就只能重新设计整个火箭系列了。

点评

推力提升并不一定就能使运载力提升,比冲是很重要的指标。如果携带的燃料质量一定,火箭自重一定,比冲越高,运载能力越大。当然推力要保证火箭能够起飞。  发表于 2012-7-18 11:29
“如果芯级发动机效率提高4%,就是说燃料氧化剂消耗不变,推力就提高4%,就是4吨。” ——这个结论很有意思,是通过什么逻辑推导出来的?  发表于 2012-6-14 19:26
不是说推力提高多少运载能力就能提高多少。要看发动机比冲和质量比并用火箭公式计算。  发表于 2012-6-14 18:54
hansens 发表于 2012-6-14 18:06 | 显示全部楼层
用塞式喷管(以及由此带来的大量冷却需求)会对发动机燃料和循环选择有什么影响?
cmj9808 发表于 2012-6-14 20:46 | 显示全部楼层
zhyuli 发表于 2012-6-13 11:27
最近拜读了黑骑士老大在惯性世界的连载,主要的感觉是,火箭发动机的设计和应用和积累有关(经验和技术)— ...

是的。如RD-180研发成本相对其性能是很低的,除了苏联刚解体时人力成本低外,更重要的因素是RD-180可以看做是RD-170的简化版,大部分研发成本已经在RD-170项目中付过了。

点评

不要说火箭发动机这种高端产品了,一般的大型机电产品,成本结构中,人工成本占比就很小了。  发表于 2012-6-16 01:08
MD的经验还是老道,一眼相中了这个宝货  发表于 2012-6-15 09:10
duyu 发表于 2012-6-15 08:16 | 显示全部楼层
duyu 发表于 2012-6-14 07:43
分级燃烧比燃气发生器的效率高近4%。4%看起来是个很小的数,但用在火箭运载能力上就不小了。以长5捆4个3.35 ...
“如果芯级发动机效率提高4%,就是说燃料氧化剂消耗不变,推力就提高4%,就是4吨。” ——这个结论很有意思,是通过什么逻辑推导出来的?

燃料氧化剂消耗不变而比冲(发动机的效率)提高4%,就是说单位时间内泵入的燃料和氧化剂的量不变,同样多的燃料和氧化剂产生的推力也就提高4%。对于芯级100吨推力的长5来说,就是增加了4吨推力。
duyu 发表于 2012-6-15 08:21 | 显示全部楼层
本帖最后由 duyu 于 2012-6-16 07:41 编辑
duyu 发表于 2012-6-14 07:43
分级燃烧比燃气发生器的效率高近4%。4%看起来是个很小的数,但用在火箭运载能力上就不小了。以长5捆4个3.35 ...

不是说推力提高多少运载能力就能提高多少。要看发动机比冲和质量比并用火箭公式计算。

你是对的。"一级半火箭的芯级推力提高多少运载能力就提高多少"只在火箭推力提供的加速度一直为g的情况下才成立,而事实上不是这样的。
由于火箭推力提供的加速度一般大于g(一般起飞的时候为1.2~1.3g,到后面会到3~5g),所以提高长5芯级比冲提高4%运载能力不会提高4吨。提高发动机的比冲就没有我先前想的那么重要了。
哪里可以查到长5(或者类似结构的火箭例如Ariane 5,DELTA 4)各级的燃料加注量,空重和总重?这样我们就可以估算提高芯级4%的比冲能提高多少运载能力。
duyu 发表于 2012-6-16 07:46 | 显示全部楼层
我国的液氧煤油也是分级燃烧的,没觉得搞液氧煤油的分级燃烧那么不可行啊。液氢也氧的分级燃烧主要有哪些液氧煤油分级燃烧没有的难点?
液氢和液氧的密度差别太大?液氢主泵需要的功率太大?转速太高?涡轮的工作温度太高?

点评

密度、温度,天壤之别。  发表于 2012-6-18 09:17
密度太低,需要非常高的转速。而且液氢温度也太低,对材料要求高。  发表于 2012-6-16 17:19
纸飞机 发表于 2012-6-16 09:33 | 显示全部楼层
duyu 发表于 2012-6-16 07:46
我国的液氧煤油也是分级燃烧的,没觉得搞液氧煤油的分级燃烧那么不可行啊。液氢也氧的分级燃烧主要有哪些液 ...

液氢密度低,用泵加压的时候很容易出现气蚀等现象
您需要登录后才可以回帖 登录 | 注册会员

本版积分规则

QQ|小黑屋|航空航天港 ( 豫ICP备12024513号-1 )

GMT+8, 2019-8-20 20:54 , Processed in 0.358801 second(s), 21 queries , Gzip On.

技术支持:飞腾网络

© 2001-2018

豫公网安备 41019702002513号

快速回复 返回顶部 返回列表