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楼主: cmj9808
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[专题] 基于液氧甲烷引擎Prométhéus的ESA下一代可复用火箭专题

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 楼主| cmj9808 发表于 2018-4-26 11:53 | 显示全部楼层
胜世天骄 发表于 2018-4-26 11:14
两步变三步,感觉安7到2035都出不来

政府项目就是这种做派
胜世天骄 发表于 2018-4-26 12:01 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2018-4-26 11:51
JAXA有个复用探空火箭的项目,类似于DC-X,使用氢氧引擎,估计Callisto用的就是这款

QQ截图20180426115858.jpg
要2020年发射,JAXA货架上有这个型号吗?还不如直接上甲烷搞那么复杂
 楼主| cmj9808 发表于 2018-4-26 12:20 | 显示全部楼层
胜世天骄 发表于 2018-4-26 12:01
要2020年发射,JAXA货架上有这个型号吗?还不如直接上甲烷搞那么复杂

JAXA计划FY19开始测试RLV proto type,所以引擎应该不是问题。

https://www.technewstokyo.com/articles/view/106
joki 发表于 2018-4-26 13:29 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2018-4-26 11:53
政府项目就是这种做派

ESA大概是因为VTVL技术起步太晚。
八院从2011年开始搞VTVL预研,CZ6首次验证都划到2020年,稍有延迟就是十年。欧洲人如果去年才开始搞,虽然底子好水平高但这些步骤也是跳不过去的。第一步有点借船(JAXA)出海赶时间的意思,否则完全可以从甲烷型号验证开始。而且阿7指标高,2030进度未必守得住。
农民宇航员 发表于 2018-4-27 12:10 | 显示全部楼层
胜世天骄 发表于 2018-4-26 12:01
要2020年发射,JAXA货架上有这个型号吗?还不如直接上甲烷搞那么复杂

1.png

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JAXA的这个再使用型发动机已经完成了142次复用试验,应该算比较成熟了
农民宇航员 发表于 2018-4-27 12:35 | 显示全部楼层
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选择ISAS发动机的好处是节流比比较可观,再就是膨胀循环发动机可靠性不错,ESA如果要现货,目前也没几家可选
cooldiy_cn 发表于 2018-4-28 07:19 | 显示全部楼层
农民宇航员 发表于 2018-4-27 12:35
选择ISAS发动机的好处是节流比比较可观,再就是膨胀循环发动机可靠性不错,ESA如果要现货,目前也没几 ...

推力也太太太小了 做一级恐怕够呛
农民宇航员 发表于 2018-4-28 14:14 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
cooldiy_cn 发表于 2018-4-28 07:19
推力也太太太小了 做一级恐怕够呛

目前的这个发动机只能造验证机吧,推力大的有LE9,膨胀循环以后改复用很简单,不过氢氧发动机密度比冲不行,火箭体积会比较大,干质比吃亏,还是甲烷机合适
9m96e2 发表于 2018-4-28 16:37 | 显示全部楼层
农民宇航员 发表于 2018-4-28 14:14
目前的这个发动机只能造验证机吧,推力大的有LE9,膨胀循环以后改复用很简单,不过氢氧发动机密度比冲不 ...

没...根据ESA的估算在干质比水平整体一般的情况下,全氢氧相比甲烷其实还是有一点优势的
Capture.JPG
以7500kg GTO回收运力为目标,两级入轨液氢液氧GG循环的起飞规模只有液氧甲烷的一半,预冷液氧甲烷的70%
而且这里面使用的发动机指标比LE-9差多了,LE-9的真空比冲和那个分级循环的一样=_= 估计600吨的GTOW就可以满足运力要求了
Capture2.JPG

http://elib.dlr.de/114430/
这份论文蛮有意思的,感觉比国内那几份有关回收火箭总体规划的要详尽不少,提供了很全面的算例 @joki
不过槽点也不少,比如烃类燃料的混合比明显偏低,还有200t重的液氧甲烷二级干质比只有9左右...




joki 发表于 2018-4-28 17:04 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-28 16:37
没...根据ESA的估算在干质比水平整体一般的情况下,全氢氧相比甲烷其实还是有一点优势的

以7500kg GTO ...


手机上老半天都打不开,回头仔细看看。
德国人目前搞的就是氢氧路线,偏向这种很正常。全氢氧构型的问题主要在于怎么降低成本,六七百吨也已经快赶上D4H的规模。
joki 发表于 2018-4-28 22:11 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-28 16:37
没...根据ESA的估算在干质比水平整体一般的情况下,全氢氧相比甲烷其实还是有一点优势的

以7500kg GTO ...


参考价值比较大的是表5,第二轮优化选出的两个构型。氢氧构型起飞重量只有443吨,这个规模还可以,但是考虑密度这货尺寸还是比阿5高多了。PS:表里的甲烷二级可用推进剂有误。。。
指标上看,GG氢氧机水平不低,20的面积比优化的是起飞推力和并联特性,海平面比冲366s。LE9按这个参数改型恐怕也不见得有性能优势。另外,氢氧二级干质比高达10.34,而这货推重比都快接近1了,只能说,功力深厚。甲烷构型粗略看并没有故意拉低参数,一级带腿干质比12,二级干质比14+,相当可以。
9m96e2 发表于 2018-4-28 23:59 | 显示全部楼层
joki 发表于 2018-4-28 22:11
参考价值比较大的是表5,第二轮优化选出的两个构型。氢氧构型起飞重量只有443吨,这个规模还可以,但是 ...

我两个月前看的,今天重新翻的时候忘记最后了== 毕竟最后优化的两个都是共底的,自然就高上去了...何况ESA还有近13的EPC H173珠玉在前,氢氧做成什么样都不过分,甲烷只能说不错,但没有氢氧那种水平,当然也和混合比偏低及不用预冷有关(我粗估了下,如果按文中给的甲烷预冷提高11%密度来算,规模可以降到750t以下)

还有一点,里面给的分离速度接近M10,而减速燃料只能提供1200m/s的delta-v,似乎不大够用

不过甲烷方案在一级塞了11台发动机,如果只是塞7部LE-7的话,大概不用截短太多喷管,而且没记错的话,LE-9在37膨胀比下就做到了365/426的比冲,性能肯定是全面超越这个GG氢氧的,实际上RS-68A都明显好过这个

另外一个有意思的细节就是里面提到遇冷液氧丙烷能带来20%的组合密度提升,1.08t/m3已经高过液氧煤油了,我觉得我国可以参考一下
joki 发表于 2018-4-29 11:10 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-28 23:59
我两个月前看的,今天重新翻的时候忘记最后了== 毕竟最后优化的两个都是共底的,自然就高上去了...何况ES ...


H173应该是一级?没有GNC、卫星支架,自身推重比也不高。这里的13未必比方案中的二级10水平高。
燃气循环甲烷水平很高,20的喷管能做到地面304、真空334,相较而言YF77M在近30才做到283/334,如果缩到20,地面或许能接近300、真空会跌到320左右,平均1~2%的差距。甲烷构型真正被黑的厉害的地方是一级不可用推进剂,一刀切2%,留了12吨多。。。
再入前减速考虑了高空气动减速的影响(68km~36km),气动减速2.5M左右,相当可观。我们之前计算的案例,以7M作为极限(只计算了动力减速效果),实际再入速度也会降到5M以下,还是比较稳妥的。
级间提供Dv比例跟我那个一级煤油二级氢氧6:1方案接近,看来以GTO为优化目标下,自然会迭代出这样的结果,说明之前估算方法大体上还算靠谱。
LE9地面有365s?我没注意过。
9m96e2 发表于 2018-4-29 11:34 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2018-4-29 11:10
H173应该是一级?没有GNC、卫星支架,自身推重比也不高。这里的13未必比方案中的二级10水平高。
燃气 ...


没..那个再入减速用的是一个GG氢氧的算例
最后优化的液氧甲烷方案,MECO质量100t, descent propellent 只有28t,delta-v才1000m/s,就算假定着陆用推进剂算在那2%的“不可用推进剂”里,再入速度还是高了点

LE-X最初的预研方案中比冲高达363/432来着,上面级也有467s的MB-60,就是混合比低了点,只有5.4
joki 发表于 2018-4-29 15:58 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-29 11:34
没..那个再入减速用的是一个GG氢氧的算例
最后优化的液氧甲烷方案,MECO质量100t, descent propellent ...


说的是氢氧比氢氧,表5方案就是第二轮优化降低规模的结果,都看了。再入算例虽然跟表5氢氧方案不是同一个,但两者级间比例接近。而且是前者更大些,这意味着更高的一级关机速度。因此再入制动减速情况是可以参考的(更严苛)。
甲烷方案一级关机速度略低,但无论怎么低也没法光靠动力减速,气动减速作用比之前预计大得多。
9m96e2 发表于 2018-4-29 17:41 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2018-4-29 15:58
说的是氢氧比氢氧,表5方案就是第二轮优化降低规模的结果,都看了。再入算例虽然跟表5氢氧方案不是同一 ...

没找到你说的气动力提供2.5M制动速度的在哪里啊...
按照SpaceX的Webcast(Bulgariasat-1 Echostar 105) 来说,一级Entry Burn结束后在6000km/h左右,36km时速度不再提升,相当于受到0.25g的气动加速度,就算氢氧的弹道系数好一点,在36-68km这40s的时间内不大可能光靠气动就减速2.5M吧...

不过Entry Burn时喷出的气体会不会能带来额外阻力?
joki 发表于 2018-4-29 18:06 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-29 17:41
没找到你说的气动力提供2.5M制动速度的在哪里啊...
按照SpaceX的Webcast(Bulgariasat-1 Echostar 105)  ...


减法。。。动力减速Dv可计算得出,点火制动末段速度已知,差额部分自然只能靠气动减速。我们要相信DLR不会犯常识性错误。气动影响如果不大,也没必要做Re对照表。36km时氢箱驻点温度峰值接近400k,显然也不光是发动机制动热辐射导致的。
F9的例子末段速度高一些(高0.5M),可能跟长径比有关系,气动减速效果很大程度上取决于迎风面积。
流体力学我没研究,发动机喷出气流对流场肯定有额外影响,但怎么计算就不清楚了。
9m96e2 发表于 2018-4-29 18:49 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
joki 发表于 2018-4-29 18:06
减法。。。动力减速Dv可计算得出,点火制动末段速度已知,差额部分自然只能靠气动减速。我们要相信DLR ...

嘛,用这1100m/s dv也能减到6600km/h,考虑气动效应后应该也和F9GTO任务的再入速度差不多(6000-6500km/h)

而且发动机对热量的贡献不止辐射,F9回收视频里能很明显的看到火焰被吸到了箭体侧壁(在上升段也有这个现象,参考土星V),论文里可以看到一关机温度就显著下降,说明高温气体大概还是主要原因
至于雷诺数,我觉得主要是和稳定性有关吧?
joki 发表于 2018-4-29 19:30 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
9m96e2 发表于 2018-4-29 18:49
嘛,用这1100m/s dv也能减到6600km/h,考虑气动效应后应该也和F9GTO任务的再入速度差不多(6000-6500km/h ...


一级关机速度9.9M,算例里面的一级比例大,只怕还要高一点。制动前9.5M左右说明100~68已经有气动减速效果。另外,1100m/s是理论值不是实际值,还得打折扣,而且这里面是否包括着陆的部分也是个问题。综合看,光靠动力减速不足以稳妥控制在7M以内。再入前的气动减效果速肯定不止几百m/s这样的量级。当然这个减速确实有可能是因为发动机工作引射气流综合的结果,但是怎么计算目前没头绪。
论文里也说了通过控制轨道剖面来控制温度,可能就是避免你说的尾炎吸附。
农民宇航员 发表于 2018-8-3 10:42 | 显示全部楼层
360截图20180803103043584.jpg

360截图20180803103756439.jpg
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