长征五号火箭与世界同级别火箭研制关键数据比较统计的综合列表

楼主:高凉陈君 时间:2019-12-11 08:32:19 点击:7081 回复:67
脱水 打赏 看楼主 设置

字体:

边距:

背景:

还原:

  长征五号火箭与世界同级别火箭研制关键数据比较统计的综合列表

  第一,研制资金投资列表。

  从公开资料上我们就可以大体得知这些数据:

  1,美国航天飞机研发成本55亿美元(尼克松1972年1月5日批准)。

  另外根据互联网搜索到的零散数据分析,美国航天飞机研制工程到1980年为止,已经花费超过100亿美元。而根据《美国航天飞机》一文的数据,航天飞机的总研制成本为124点43亿美元(历年研制经费总计算,未经折算,内包括头4次试飞的成本资金)。

  2,苏联能源—暴风雪工程200亿卢布(当年卢布汇率比美元还贵,还值钱。折价为美元时则高达230亿美元以上)。

  3,欧洲阿里安五研发总成本70亿美元(仅火神发动机研制,1988年批复的10年期投资成本就达7点7亿美元,根据《火神发动机研制进展顺利》一文)。

  欧洲阿里安五中期改进成本20亿美元(核心就是研制芬奇低温上面级)。

  4,美国仅仅研制战神一火箭J2X低温上面级发动机,初始合同NASA授予洛克达因的投资就达12亿美元。

  5,日本的H2、LE7、H2A、LE7A的研发成本在网络还无法找到。但据早期文件,H2火箭总研制成本不足20亿美元。

  6,J2氢氧发动机研制成本17亿美元(1995年币值,来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文)。

  7,SSME氢氧发动机研制成本25亿美元(1995年币值,来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文)。

  8,美国研制RS68氢氧发动机总投资接近10亿美元(2000年前后的美元汇率)。

  9,美国NASA让洛克达因公司为SLS火箭研制“一次性”版本的RS25氢氧发动机的总投资成本就高达11亿美元。

  第二,全球主力火箭发动机的地面试车时间列表。

  现在总结下与YF77同级别的 发动机地面试车时间,由高到低:

  1,美国F1发动机累计试车时间250000秒(根据罗宇红的《F1A发动机和SSME展望》一文);

  2,前苏联RD0120累计试车时间170000秒(国际会议文件);

  1, 前苏联的RD120煤油发动机累积试车时间139186秒(来自于《冰箭:关于液氧煤油发动机你应该知道的那些事》一文)。

  4,美国SSME发动机累计试车时间110000秒(英文维基);

  5,中国YF115煤油发动机累计试车时间(到2018年11月为止,六院宣传公布)100000秒。

  6,欧洲火神1 氢氧发发动机(计划)累计试车时间90000秒(来自孙国庆《火神(HM60)氢氧机研制进展》一文。

  7,前苏联RD170发动机累计试车时间69000秒(国际会议文件);

  8,欧洲火神2发动机(报告规划)累计试车时间53000秒(ESA文件与《火神2发动机研制进展》一文,作者王拴虎,来自于六院11所);

  9,中国YF100试车累计时间(到2013年止,累计试车40000秒)

  10,中国YF77累计试车时间37000秒(到长征五号首飞之前,长五副总设计师王维彬言);

  11,美国J2S(未实际进行太空飞行)累计试车时间30000秒(英文维基);

  12,美国的RS68累计试车时间18945秒;

  13,日本LE7试车时间(数据来自超大“纸飞机”网友)15600秒。

  14,日本LE7A试车时间(数据来自超大“纸飞机”网友)4300秒。

  (于2013年第一次整理,2018年12月第二次整理,2019年1月第三次整理,2019年4月第四次整理)。

  长征五号火箭的研制到底“卡”在那里,其实就是“卡”在这幅列表里。

  作为“首发”的全新研制氢氧发动机,中国YF77发动机的地面试车累积时间没有达到10万秒的程度,这是什么也说不过去的事情。全球火箭发动机地面长程试车考核时间列表。

  第三,全球火箭发动机地面长程试车考核时间列表。

  1, YF100煤油发动机600秒(百度百科)

  2, RD0120氢氧发动机1670秒(北城百科网)

  3, YF77氢氧发动机500秒(百度百科)

  4, LE9氢氧发动机300秒左右(来自航空航天港论坛“农民宇航员”网友)

  5, J2X氢氧发动机1100秒(NASA技术文件)

  6, 阿里安5火箭的火神1氢氧发动机900秒(ESA规划技术文件与孙国庆《火神(HM60)氢氧机研制进展》一文)。

  7,欧洲火神2氢氧发动机全新研制的氧泵涡轮盘的测试时间为1500秒(来自《火神2发动机研制进展》一文,作者王拴虎,来自于六院11所)。

  8,SSME氢氧发动机 (未能够找到)。

  9,YF115煤油发动机1500秒(六院宣传公布)。

  10,中国YF73上面级氢氧发动机的批次抽查试车考核时间达1400秒。

  而YF73上面级氢氧发动机的实际飞行时间才不过750秒而己。数据来自《YF73液氢液氧发动机简介》一文,作者王之任,长征三号火箭的副总设计师。此文发表于1990年第八期的《世界导弹与航天》杂志上。在搜索美国SSME氢氧发动机的研制试车信息时,发现美国当年在研制SSME氢氧发动机时也遇上了极大的困难,也发生过氧泵泄漏而导致的爆炸事故。并将美国整个航天飞机研制工程差不多拖延了3年之久。还有,在SSME氢氧发动机的早期研制岁月,涡轮泵叶片也出现过裂纹的事故。而日本的H2火箭的LE7氢氧发动机则发生过高压管路事故。回想起中国长征五号遥2火箭YF77氢氧发动机所发生的事故现象,高凉陈君认为SSME、LE7与YF77在早期研制发展阶段出现的这三起事故在深层上都存在某种相关性,即氢氧发动机的某些深层运行机制都只能够深入到一定的“程度”才会逐渐显现。

  如日本H2火箭的LE7氢氧发动机就是后几枚才出现大事故的,也并不是一开始就立即显现出致命隐患来的。还有,欧洲的火神1氢氧发动机在研制的早期阶段也发生过氧泵的爆炸事故。现在长征五号遥2火箭的YF77氢氧发动机的故障细节没有信息外泄,人们无法知道到底是设计问题还是制造的材料工艺问题。但地面试车强度不足够的结论是明确无误的。因为SSME与RD0120氢氧发动机由于都进行过漫长的地面试车流程阶段,隐患问题最后都在地面试车过程得以暴露,并被逐一解决掉了,并没有带到天上去。按YF77氢氧发动机进行1次500秒地面试验要花费1000万人民币来计算,使用氢氧发动机的主力火箭只要发射失败一次,其损失掉的钱就足够主芯级发动机在地面试车过程中烧够10万秒的时间都绰绰有余。当年日本H2火箭的LE7氢氧发动机与今天中国长征五号火箭的YF77氢氧发动机都犯了一模一样的病,即试车不足就赶进度强行装箭发射的“大病”。这两大失败案例以后都可以直接写入教科书了。

  第四,低温氢氧发动机的工作时间列表。

  1,长五YF77工作时间460秒,

  2,美国航天飞机SSME工作时间520秒,

  3,阿里安五ECA的火神2工作时间650秒,

  2, 苏联暴风雪RD0120工作时间488秒,

  3 日本H2A的LE7A工作时间390秒。

  4 ,日本H2B的LE7A工作时间352秒。

  5 ,美国的J2X上面级发动机的工作时间为465秒(北城百科网)。

  8,美国的RL10B2上面级发动机的工作时间为1152秒(北城百科网)。

  9,原苏联RD56上面级发动机的工作时间为800秒(北城百科网)。

  (2013年第一次整理,2018年第二次重新整理,2019年第三次整理)

  已经将YF115煤油发动机的试车数据编辑入本列表中了,以示褒扬鼓励,铭记入历史。高凉陈君祝贺中国YF115煤油发动机成为中国历史上第一款达到冷战时代10万秒巨大地面试车累积时间高度的主力型号火箭发动机。什么叫超级大国?!这就叫超级大国。超级大国的火箭发动机的地面累积试车时间都是要10万秒起底的,超级大国就要有超级大国的霸气。在此向冷战时代勇于开拓太空新疆域的超级大国们再次表示敬意。

  第五,全球氢氧发动机泵系转速数据汇总列表。

  (一)大型主芯级发动机系列。

  (1),A,火神1氢氧发动机。

  欧洲火神1的氢泵转速34000RPM,氧泵转速13500RPM(来自孙国庆《火神(HM60)发动机的研制进展》一文)。

  B,火神2氢氧发动机。

  火神2的氢泵转速34000RPM,氧泵转速12600RPM(来自《用于阿里安5改进型的火神MK2发动机》一文,作者:罗文,杨瑞亭)

  (2),A,原始版LE7氢氧发动机。

  根据哈工大的这一篇论文(即《火箭发动机涡轮泵高速柔性转子动力学设计与实验研究》)来分析,原始版LE7发动机氢泵的转速高达46000RPM。但在研制的过程中遇上了次同步振荡等等一系列无法克服的技术困难之后,才改为研制转速只有42000RPM的氢泵。

  B,LE7发动机氢泵转速为42200RPM,氧泵转速为18100RPM(北城百科网)

  C,LE7A氢氧发动机。

  日本LE7A的氢泵转速42200RPM,氧泵转速18300RPM(百度百科)。

  (3),SSME氢氧发动机(冷战时代的神器)。

  美国SSME的氢泵,低压涡轮泵转速(预压泵)16185RPM,高压涡轮泵转速35360RPM;氧泵,低压涡轮泵(预压泵)转速5150RPM,高压涡轮泵转速28120RPM(百度百科)。

  (4),RD0120氢氧发动机(冷战时代的神器)

  原苏联RD0120的氢泵,低压涡轮泵(预压泵)转速15155RPM,高压涡轮泵转速32080RPM;氧泵,低压涡轮泵(预压泵)转速3332RPM,高压涡轮泵转速12726RPM(来源《帝国的余辉——苏联能源号火箭主发动机RD0120简介》一文)。

  (5),YF77氢氧发动机。

  YF77氢泵转速35000RPM、氧泵转速18000RPM(数据来源《航天航天港论坛》的JOKI网友)。

  (6),日本LEX(即LE9)氢氧发动机氢泵转速40200RPM,氧泵转速15800RPM(数据来自于《超级大本营军事论坛》的CMJ9808网友,2008年11月3日发表于《关于膨胀循环燃烧》一贴)。

  (一) 小型低温上面级发动机系列。

  1, YF75上面级氢氧发动机的氢泵转速为40000RPM,氧泵转速为20000RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

  2,HM7B上面级氢氧发动机的氢泵转速59300RPM,氧泵转速为12650RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

  3,VINCI上面级氢氧发动机的氢泵转速为85000RPM(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。氧泵转速还无法找到。
  )
  注:VINCI发动机真空推力为18吨,每秒液氧流量33点7千克,液氢流量5点8千克。数据来源《知乎》的《飞机发动机在地面上是如何进行测试的》一文。

  4,A,LE5上面级氢氧发动机的氢泵转速为50000RPM,氧泵转速为16000RPM。

  B,LE5A上面级氢氧发动机的氢泵转速为51000RPM,氧泵转速为17000RPM。

  C,LE5B上面级氢氧发动机的氢泵转速为52000RPM,氧泵转速为18000RPM。

  以上日本三款上面级发动机的数据都来自于WIKI。

  5,RL10上面级氢氧发动机。未能够找到数据。

  6 ,RD0146上面级氢氧发动机的氢泵转速高达125000RPM(来自北城百科网)。

  RD0146发动机的氢泵转速要比日本角田研究所2003年研制的转速达120000RPM的氢泵轴承还要高(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。

  但RD0146发动机氧泵的转速数据还没有找到。

  7 ,CECE登月舱变推力低温发动机的氢泵转速为30250RPM,氧泵转速为12100RPM。其临界转速氢泵为65000RPM,氧泵为40000RPM(数据来自《火箭推进》2014年8月的《登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研制》一文,作者刘登丰、黄仕启,北京航天动力研究所)。

  8,找到一款国内神秘发动机(应该为YF75D,但文中没有说出来)氢泵转速的设计数据,高达70000RPM。来自于《径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用》一文,发表于《火箭推进》2012年第3期,作者杨凡、叶小明,来自于京11所。遗憾的是依旧没有这款氢氢上面级发动机氧泵的转速数据。事实上国内关于氢氧发动机氧泵的研究论文非常稀少,而氢泵的研究文章却数量庞大。这也表明国内一直没有人认为氢氧发动机的氧泵研制“是个事(即不值得去关注)”,结果YF77发动机现在偏偏就是在氧泵轴系这个大阴沟里翻了船。
  2019年9月10日

  那么说来YF77发动机氧泵的转速可要比欧洲当年的火神1发动机要高出不少,YF77发动机的地面试车累积时间就更必须做10万秒的巨大规模与非要进行2000秒级别的单次长程试车考核不可了。

  总结。

  这五个统计列表都整理到一篇评论里了,方便各位网友读者们收藏、下载与转载。结合这五个列表进行统一分析,很多东西就完全可以一目了然了。数据说话,仅供大家参考研究使用。中国长征五号火箭的研制“必须舍得花钱与敢于花钱”,并坚定保障“有钱可花”。没有至少100亿美元的投资,就想研制成功长征五号火箭,一句话“难”。


  这份报告里的所有数据都再乘以3还差不多。

  更重要的是这份报告(即《大推力氢氧发动机材料工艺需求》一文)也是京11所的人士发表的,这表明京11所就是以此一标准来制订YF77氢氧发动机的试车考核标准的。因此长征五号遥2火箭的发射失败并不冤枉。中国大型氢氧发动机的研制试车考核强度之低,与美国的SSME与原苏联的RD0120氢氧发动机一比较,完全是明确无误的事情。地面试车仅仅积累3万多秒就指望能够研制成功YF77与YF220大型氢氧发动机?!这完全是在开国际玩笑。

  这份报告也间接证明了中国航天界对大型氢氧发动机的深层研制流程机理还存在很大的偏差与认识误区。歼击风(他本人原本也参加过YF77发动机的研制)早年的发言也一样表现了相同的态度与观点。即YF77氢氧发动机没有必要进行高强度试车考核是京11所上下一致的看法,而不仅仅是某一个人、乃至某一部分人的看法。这一现实让人非常震惊。京11所研制团队显然远远未能认识到YF77氢氧发动机进行高强度试车的极端重要性。经过层层抽丝剥茧的追索探寻,长征五号遥2火箭发射失败的原因还是必须聚焦于YF77氢氧发动机本身的试车考核强度问题上了,“相关各方”都是必须有所作为的时候了。YF77发动机的1000秒地面试车考核必须做,并必须完美无缺地通过考核。这己经是决定长征五号火箭能否顺利复飞的核心前提环节。高凉陈君现在的态度就是,在YF77氢氧发动机的1000秒地面长程考核试车完美无缺地通过之前,长征五号火箭根本就没有必要考虑复飞的问题。

  2018-12-4

  后记(一)。

  本文已经足以记入中国航天发展史。现在轮到美国蓝色起源公司的BE4甲烷发动机要来“补课”了,未来太空探索公司的猛禽甲烷发动机一样也跑不了。现在舍不得进行充足的地面累积试车考核(10万秒以上),等爆炸几次之后都会通通“老实”下来的。

  2019/4/19

  后记(二)。

  此表非常重要,特此再次整理数据上传。由其是《火神(HM60)发动机的研制进展》(作者孙国庆)与《火神2发动机研制进展》这两篇重要文章(作者王拴虎,来自于六院11所),早在2013年就已经屡次出现于高凉陈君的各种评论之中了。 重新整理下,以方便各位读者下载、转载。

  这个表的数据再次更新。现在单纯从氢泵与氧泵转速的角度来比较分析,中国的YF77氢氧发动机可以说得上是“半个LE7氢氧发动机”了。YF77氢氧发动机的研制技术难度,现在看来明显要比欧洲的火神1与火神2氢氧发动机要明显高“半个级别”。中国燃气发生器循环的YF77氢氧发动机,最后却搞出了个LE7级别(分级燃烧循环)的高速氧泵。此一技术线路的传承与来源,现在还是一个重要的谜团。氢氧发动机的推力越大,其氢泵与氧泵的转速越高。其的次同步振荡问题就会越严重,这己经是一个公开的秘密。日本小型上面级氢氧发动机LE5家族氢泵的转速就要比大型主芯级发动机的LE7家族的氢泵的转速要高得多。角田研究所后来甚至搞出了转速高达120000RPM的上面级小型氢氧发动机的氢泵轴承来,但原始版LE7大型氢氧发动机转速仅仅为46000RPM的氢泵就始终死活搞不出来。这个案例表明大型氢氧发动机的氢泵与氧泵的确与小型氢氧发动机的氢泵与氧泵存在巨大的技术差异。这里面一定还有存在其它深层的奥秘与技术空白区域,现在非常值得去进行深入的思考与研究。这应该就是当前中国YF77发动机的氧泵为何研制困难重重、久攻不下的核心结症之所在。

  注:目前互联网上关于次同步振荡(也叫次同步进动)的知识非常稀少。西北工业大学张小龙的博士论文《涡轮泵转子系统的临界转速及次同步进动研究》是一篇很好的科普论文。此论文发表于2000年8月,也是典型的远古老文了。张小龙博士的此一篇重要论文也明确说到“次同步进动常常使转子系统不能正常工作,轴承破坏,密封失效,轴发生疲劳破坏”。这不能不让人联想起长征五号遥4火箭YF77发动机氧泵轴系裂纹的重大事故来。

  2019年9月14日

  后记(三)

  近期再次综合分析了YF77氢氧发动机的泵系技术参数。仅仅从泵系研制的难度方面分析,就可以得出SSME〉RD0120〉LE7A〉YF77〉火神1、火神2的重要结论。中国YF77氢氧发动机尽管还是一款采用燃气发生器循环的发动机,但其氧泵的转速参数却与同样采用燃气发生器循环的欧洲火神1、火神2发动机差异极大,反而与日本采用分级燃烧技术的LE7A发动机高度趋同。YF77发动机为何最终采用了高速氧泵的技术发展路线,这的确是中国YF77氢氧发动机发展史上一个难解的重大谜团。高凉陈君认为这个重要的谜底应该在长征五号火箭遥3发射之后几个月内揭开,毕竟长征五号火箭在遥2发射失败之后的归零工作到底做了些什么,现在都必须要有所交待了。但现在可以再次明确无误地说,长征五号火箭的技术研制难度绝对要远远超越921/921H火箭之上,没有至少150亿美元的投资额度,不要指望能够彻底拿下长征五号火箭研制项目工程。因此,世人必须要有足够的心理准备。

  此列表极其重要,现在单独发出来,好方便大家下载与转载。

  本文也算是高凉陈君见证了历史发展的标准性评论。

  陈天(高凉陈君)

  2019年12月2日

打赏

1 点赞

主帖获得的天涯分:0
举报 | 楼主 | 埋红包
楼主发言:13次 发图:0张 | 添加到话题 |
作者:ty_森林之谜 时间:2019-12-11 10:36:27
  搞科研就是烧钱,有钱人的游戏。穷人家的米都是有颗数的,今天挪几颗去烧,明天就有几个人挨饿。所以不是穷国的人没创新精神,而是玩不起啊。
作者:mhd_hust 时间:2019-12-11 10:59:49
  月底就要射一枚了。如果成功,而且以后持续稳定,才算进入大火箭的门槛了。这枚火箭意义重大。
作者:火龙沥泉 时间:2019-12-11 13:52:49
  不懂,希望楼主说的是实话。我是指钱!
作者:东方的天地 时间:2019-12-11 14:34:13
  科普这么长的篇幅,突然在结尾说了个“230亿美元”,这和杨振宁评价“电子碰撞机”如出一辙啊
  
作者:xiaodou1234 时间:2019-12-11 19:57:24
  就没想想背后真正的原因么
作者:四靠贱两国 时间:2019-12-12 05:41:55
  科学你讲;我来讲点玄学;文昌这个发射场大有问题;南北正通的直道以及两个发射塔的朝向风水大大的不行;当年拍板定案的看来是真没有料。
我要评论
楼主高凉陈君 时间:2019-12-12 08:35:46
  关于YF77发动机氧泵的系列重要论文与及未来改进展望。

  1,搜索到《火箭发动机涡轮泵高速柔性转子动力学设计与实验研究》一文。本文是哈工大的硕士学位论文,但写作的时间非常之早,对了解YF77发动机的早期研发史有一定的帮助。

  作者是夏德新,他也参与了YF77发动机的具体研制工作。

  2,《氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究》一文也很重要。发表于《导弹与航天运载技术》2005年5月,作者是国防科大的郑继坤、吴建军。本文涉及到YF77发动机的氧泵为何选择18000RPM转速的原因说明。

  3,《氢氧发动机氧涡轮泵可靠性预计》一文也非常有趣。此文的作者是郑继坤、李智勇。来自于京11所。此文发表于《真空与低温》杂志,2011年8月。此文可以认为是京11所YF77研制团队对YF77氧泵故障分布概率的一次早期预估。

  4,《氢氧发动机氧泵设计与流场计算》,北航的硕士论文,本文是早期YF77发动机氧泵设计的第一手资料。作者唐飞。2005年9月到2007年12月的硕士学位论文。

  以上这些重要论文全部在道客巴巴网站都可以完整地找得到。

  上面的这些论文就说到,日本LE7氢氧发动机在早期阶段就计划要研制转速高达46000RPM的氢泵。但在研制的过程中撞了南墙、吃了大亏之后才再退缩回来,改为搞转速只有42000RPM的氢泵。

  但即使如此,H2火箭的8号机还是在LE7发动机的氢泵故障问题上造成了星箭俱毁的重大事故。

  在郑继坤的《氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究》一文中,这一部分的内容非常重要。特此抄入进来。

  “C,改变轴承内径对临界转速的影响。

  增大涡轮端轴承内径,一阶临界转速略有提高,二阶临界转速略有下降;减小涡轮端轴承内径,一阶临界转速略有下降,二阶临界转速略有提高;减小泵端轴承内径,一阶临界转速变化不大,二阶临界转速下降较多。

  (YF77发动机氧泵)轴系确定的18000RPM转速在一阶临界转速与二阶临界转速之间,远离一阶临界转速,轴系安全可靠性有保证。

  (而YF77氧泵)一阶临界转速为8082-8479RPM,一阶应变能为19.9-20.5%;二阶临界转速为34651-38785RPM。”

  因此,从上面的这些重要信息来分析,YF77发动机氧泵轴系的确还存在“增大、增粗(以增加轴系的强度)”的充足潜力空间。因为即使YF77氧泵的轴系“适当”增大、增粗之后也还能够远离一阶临界转速区间。而且根据此文来分析,今天YF77发动机氧泵的转速选择确定在18000RPM的水平(而不是欧洲火神1、火神2氧泵的12000RPM到13000RPM的水平),更多是在“随机心态”下所作出的决定,当时并没有太多考虑其它的因素。

  毕竟YF77发动机氧泵的转速无论是18000RPM还是12000RPM、13000RPM都已经成功地远离一阶临界转速8082-8479RPM区间很远了。而且中国早前研制成功的YF75上面级氢氧发动机的氧泵转速就高达20000RPM,因此当年YF77发动机的研制团队在确定氧泵的转速为18000RPM时,也自然觉得没有“什么不妥”的。

  当然,随着YF77氧泵轴系直径的增大、增粗,未来一阶临界转速肯定会呈现逐步上升的态势。但那怕一阶临界转速上升到10000RPM的区间,只要YF77氧泵的轴系转速保持在13000到14000RPM的转速区间,也足以保持安全的运行距离了。

  当年日本原始版的LE7发动机的氢泵的转速就高达46000RPM,结果在研制中吃了大亏之后,就主动降低为42000RPM的水平了。因此,马死落地行。现在中国YF77发动机的氧泵转速也真的有必要主动进行调低了。这也是当前没有办法的办法。

  小结,未来YF77发动机氧泵可靠性增长的3个主要演进发展方案。

  1,仅仅“适当”增大、增粗氧泵轴系的直径。而氧泵转速与及氧泵涡轮盘直径大小等等都完全不变。

  即小改方案。

  2,“适当”增大、增粗氧泵轴系的直径,并主动降低氧泵的转速至14000到15000RPM的区间。但氧泵涡轮盘的直径依旧维持不变。

  即中改方案,但这样会造成YF77发动机的推力与比冲都出现一定程度的下降。

  3,完全重新设计YF77发动机的氧泵。

  如增大、增粗氧泵轴系的直径,将氧泵的转速直接降低到13000到14000RPM的区间,并且重新设计出全新的大流量、大直径的YF77氧泵涡轮盘。

  即大改方案。

  而此一大改方案投资成本高、研发周期长。但大改成功之后YF77发动机的可靠性与推力都将会有一个大幅度的提升。如象欧洲人当年的火神1演进到火神2、日本人的LE7演进到LE7A发动机那样,大改后的YF77A(暂时这样定名)发动机的推力保守估计都会提升20%到30%的区间。即YF77A发动机的海平面推力将达到65吨、高空版推力将达到90吨的巨大程度。

  后记(十九)大型氢氧发动机容易出现的次同步振荡之类深层次的故障隐患必须引起关注

  再次反复研读郑继坤、吴建军的《氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究》一文。可以明确得知当年国内研发机构在确定YF77发动机氧泵18000RPM的工作转速数据时,最关切的考虑焦点就是务必要回避氧泵轴系的一阶临界转速8082-8479RPM与及二阶临界转速34851-38785RPM这两个区间。考虑到二阶临界转速高达34851-38785RPM的遥远现实,中国YF77发动机氧泵轴系工作转速数据的选择确定实际上是主要由一阶临界转速8082-8479RPM来决定的。还有,搜索了那么多的研究论文,发现在研发的过程中氢氧发动机的氧泵涡轮盘、涡轮叶片出现裂纹、甚至发生断裂的严重事故,在全球范围内都有很多起(如火神2与SSME)。但是严重到连氧泵的轴系都直接出现裂纹的重大事故,YF77发动机的氧泵应该是“全球独一份”了。这也完全出人意料之外。YF77氧泵的轴系那么个“大老粗”的东西都能够搞出裂纹来,这个力度要多么的巨大啊。

  因此,目前这次的长征5号遥4火箭其中一台YF77发动机的氧泵在地面校准试车中发现氧泵轴系裂纹的重大事故,这无论如何都透露出一股怪异的味道。是氧泵的轴系出现裂纹,而不是氧泵的涡轮叶片与涡轮盘出现裂纹,这个差别就大太多了。如果搞到最后发现是YF77发动机的氧泵存在次同步振荡之类深层原因,解决起来才是真正的麻烦与“头大”。因为当年美国的SSME与日本的LE7氢氧发动机都发生过次同步振荡的重大问题,并将这两个国家也搞得焦头烂额。而到目前为止,世界上与长征五号遥4火箭YF77发动机的氧泵轴系出现裂纹事故现象最接近的氢氧发动机涡轮泵故障,就是日本人原始版LE7发动机的氢泵转子损毁事故。当年的日本人也是不走寻常路,搞出了个转速高达46000RPM的怪物氢泵(原始版的LE7可是推力高达100吨的大型氢氧发动机)来,最后在试验中多次出现转子直接损坏的重大事故(即也撞到了次同步振荡的南墙)。吃了大亏之后才回头搞了今天转速只有42000RPM的LE7与LE7A发动机的氢泵的。根据《火箭发动机涡轮泵高速柔性转子动力学设计与实验研究》一文与及其它研究论文透露的信息来分析,SSME与LE7发动机的研制都深受次同步振荡问题的困扰。因为这两款大型氢氧发动机氢泵与氧泵的转速都非常之高。更为重要的是SSME在后来实际上都重新研制了全新的改进型氢泵与氧泵;而日本的LE7演进到LE7A发动机时,也重新研制了氢泵。与之相反,欧洲的火神1与火神2发动机的开发受到次同步振荡问题的影响就要小得多,各大论文都极少提及火神发动机的次同步振荡问题。

  哈工大一直就是国内高速转子动力学研究的重镇。结合早前超级大本营军事论坛有网友说到航天科技公司在长征5号遥2火箭发射失败之后,将YF77发动机涡轮泵的飞行遥测数据拿到哈工大去分析的传言(注:此一信息到现在为止也不能确定真伪)。再结合长征5号遥4火箭其中1台YF77发动机的氧泵在地面校准试车后发现的氧泵轴系裂纹的重大事故。这些零星信息现在都隐约指向YF77发动机的氢泵与氧泵的可靠性恐怕真的存在重大问题,并且也开始引起航天业内研究人士的高度关注。否则他们也不会被迫要到哈工大里去寻找技术支援与帮助。同样,如果YF77发动机的氧泵真的被证明的确存在次同步振荡之类深层次故障问题,至少YF77发动机末来必须要重新研制氧泵是绝对跑不了的事情。绝大部分科技论文都反复提到“柔性转子的不稳定性一直是个难以解决的问题”的这一个观点。而根据哈工大的这一篇论文(即《火箭发动机涡轮泵高速柔性转子动力学设计与实验研究》一文)来分析,在当年YF77氢氧发动机立项研制之前,国内航天工业界就己经意识到大型氢氧发动机的高速涡轮泵非常容易就会出现次同步振荡之类深层次的故障隐患。但为何YF77发动机最后研制时依旧还是走上了高速氧泵的技术路线,这也是一个难解的谜团。因为按照国际上SSME与LE7发动机曲折的研制发展史来分析,保守的办法就应该是无论氢泵还是氧泵,能够走低速的技术解决方案就尽量要采用低速的技术解决方案。因此必须努力回避高速氧泵的技术发展路线。没事没钱,就不应该轻易去“招惹”次同步振荡这个大老虎、硬骨头。事实上欧洲人的火神1与火神2氢氧发动机的研发史就极少提到次同步振荡的问题。

  2019年9月9日

  这些资料对长征五号火箭的研制具有重要意义,特地转入来,以方便日后的读者阅读与下载。
楼主高凉陈君 时间:2019-12-12 08:43:24
  必须关注YF77发动机氧泵存在次同步进动的重大故障隐患问题

  北京大学与南方科技大学最近共同举办的全国力学博士生论坛再次提到YF77发动机氧泵的故障问题。但到现在为止,是何种因素导致长征5号遥4火箭YF77氢氧发动机的氧泵轴系出现裂纹的事故,相关各方还未能给出明确的答案。但我个人认为YF77氢氧发动机的氧泵发生次同步进动的可能性的确越来越明显了。

  次同步进动的最大特点就是事前无法进行完整的数学量化模拟仿真分析与预测,只能够在地面的试车过程中发现问题,之后再来进行针对性的改进与补救。国内早期的YF73,与及国际上美国的SSME、日本 的LE7这三款氢氧发动机在研制阶段都明确发生了涡轮转子的次同步进动故障问题。由其是洛克达因公司研制的SSME氢氧发动机,在复杂的次同步进动问题上一度被迫沦落到束手无策、无从下手解决的境地。因此,尽管洛克达因公司在阿波罗时代有过研制J2氢氧发动机的历史成功经验,但最后事实证明了这些经验都没有什么“卵用”。美国人也被SSME的次同步进动问题“卡”得好惨好惨。

  “转子局部模态阻尼小,与工作频率耦合共振,导致结构应力达到材料屈服极限产生破坏。属于动力学与材料学问题”。以上就是北京大学与南方科技大学主办的这次全国力学博士生论坛中透露出来的长征5号遥4火箭YF77发动机氧泵轴系裂纹事故的原因猜测。高凉陈君个人认为,现在基本可以确认YF77发动机的氧泵转子出现了次同步进动的重大故障。现在其实也可以认定,导致到长征5号遥2火箭发射失败的深层原因也一样可以追踪到YF77发动机的氧泵身上去。即YF77发动机由于氧泵涡轮转子的次同步进动故障引发了剧烈的振动,最后YF77发动机的涡轮排气装置作为典型的“薄弱环节”,首先被剧烈的振动彻底震坏了。从而导致YF77发动机发生熄火停机的重大事故。恰巧的是,美国人的SSME氢氧发动机在1976年进行的地面试车过程中,也曾经因为涡轮泵的次同步进动问题引发了一次意外熄火停机的重大事故。

  孙国庆与杨瑞亭合著的《航天飞机主发动机液氧泵高同步振动问题》一文(发表于《火箭推进》1995年02期)就说到SSME因为氧泵的次同步进动故障导致在地面试车时发生意外熄火停机的重大事故。按照目前的发展进度,921火箭最迟在2022年的冬天都可以进行首飞。而且921火箭是从2016年就开始进行方案论证的,到2022冬天也有5、6年的研发时间了。因此,现在已经无法排除天宫空间站的所有舱段平台都改为使用921火箭来发射的可能性。毕竟天宫空间站的所有舱段平台都是典型的高价值载荷,真的轻易失败不起。与之相反,目前版本的长征5号火箭在YF77氢氧发动机的可靠性彻底稳定下来之前,适当缩小主芯级的持续工作时间为350秒左右,再走高抛弹道方案,用于发射基于五院的东方红五号公用平台、八院的9000公用平台而研制的试验卫星,还是可以“搏一搏”的。高凉陈君认为,长征5号火箭在遥8、遥9都持续获得发射成功之前,都不应再次用于执行高价值载荷的发射任务。因为YF77氢氧发动机的使用安全可靠性边界到底在那里,到现在为止都完全还是一个谜。还有,在明确发动机的涡轮泵发生次同步进动的重大故障之后。日本的LE7与美国的SSME后来都重新设计了涡轮泵(LE7重新设计了氢泵、SSME后来普拉特-惠坦尼公司重新设计了高压氧泵)。现在就不知道中国YF77发动机的氧泵有没有推倒重来、彻底重新设计的计划设想。日本原始版LE7发动机的氢泵在重新设计之后,其转速就直接从原来的46000rpm调低为42000rpm了。高凉陈君认为这对于未来中国YF77发动机的氧泵改进具有重要的启发价值。

  注:事实上远在长征五号火箭正式立项研制之前,夏新来、张小龙与及李斌都曾经发表过论文详细论述大型氢氧发动机的次同步进动问题。而且李斌还有另外一个重要身份,即长征五号火箭研制项目的副总指挥。

  从科学界现在的分析结论来看,长征五号遥2火箭发射失败后的归零明显找错了方向。直到长征五号遥4火箭的YF77氢氧发动机在地面校准试车过程发现氧泵轴系裂纹事故之后,人们才将长征五号遥2发射失败的原因与遥4氧泵轴系裂纹事故统一“并案调查”。根据互联网上搜索到的信息汇总分析,人类科技工业史上发生的著名次同步进动事故绝大部分都发生于氢氧发动机研制领域。至于航空发动机与及煤油火箭发动机,也有零星信息表示会发生次同步进动,但互联网上基本搜索不到具体的事故案例。这表明了其出现的罕见程度。与之相反,次同步进动现象在氢氧发动机研制领域大量出现。大型氢氧发动机研制领域在中国的YF77发动机研制之前,人类所研制的SSME、LE7、火神与及RD0120这四款发动机中,SSME与及LE7在研发的过程中就明确发生了次同步进动的重大事故。并且互联网上关于次同步进动的重要研究分析论文也绝大部分来于SSME与LE7。

  而欧洲的火神氢氧发动机的氢泵在研制时也发生过“涡轮旋转空化”的故障,但火神发动机对这一问题的最终解决方案的信息在互联网上极其罕见。至于原苏联人研制的RD0120发动机,在其的具体研制过程中是否也发生过次同步进动的重大事故,目前没有这方面的任何信息。而且RD0120由于弃用的时间又太早,仅仅使用2次(共8台)就抛弃了,即使潜伏有次同步进动的深层隐患,也许都没有来得及暴露出来。因此,现在可以认为次同步进动现象在大型氢氧发动机的研制发展史上是一个高频出现的严重问题。实际上人类科技工业界次同步进动问题的科学研究机会,目前也只有在大型氢氧发动机研制领域才有条件充分接触到。一般的国家与及一般的工业领域还没有资格去面临次同步进动问题。

  说白了次同步进动问题就是典型的富贵病。不研制大型氢氧发动机,一般的国家都没有资格、没有条件与没有机会去碰到次同步进动问题。

  2019年9月28日

  此节也是,集中到一处以方便日后的读者阅读与研究。

  注:历年来高凉陈君发表的载人登月与及航天研究系列的评论文章合计高达100多万字,并且在互联网上流传极其广泛,各式转载、下载与收藏不计其数。

  已经注定要成为一座雄伟大山,流传百年。已经注定不是一般人轻易一吹,就能够轻易“吹”平得了的。
作者:oc再oc 时间:2019-12-13 21:14:50
  所有带重载旋转的东西都有可能发生次同步进动,对这种现象的数学分析中国早已经达到世界先进水平,要不然就做不出世界上最大功率的水轮机及发电机 还有辽宁号航母上的大功率蒸汽轮机!难道在楼主的眼中中国航天就这么点水平吗?又是一个我比工程师聪明的笑话!还有的是你自己持这种想法打算和网友讨论一下 没人怪你,但你长篇大论忽悠不明真相网友去相信中国航天人犯这么简单的错误 那就是你的良心有问题!
楼主高凉陈君 时间:2019-12-16 09:48:57
  日本的LE9氢氧发动机现在发生氢泵涡轮叶片在试验中出现破碎的重大故障。

  日本的LE9氢氧发动机现在发生氢泵涡轮叶片在试验中出现破碎的重大故障,现在坐等日本LE9氢氧发动机的氢泵不得不推倒重来、重新设计的消息。因为对于液体火箭发动机而言,只要泵系出现涡轮叶片(或者轴系)破碎裂纹的故障现象,就必然是特大级别的研发失败事故,没有之一。

  事实上日本人搞氢氧发动机,在氢泵研制环节出现事故都已经是“传统”了,从原始版LE7(即氢泵转速高达46000RPM的早期版本),到生产版LE7(即氢泵转速降为42000RPM的版本,最后直到H2火箭8号机发射失败之后,才发现LE7发动机的氢泵存在预压不足,进而引发氢泵涡轮叶片气蚀,再引发氢泵剧烈振荡失效的重大设计安全隐患),再到今天的LE9,莫不是如此。

  2019年12月16日
楼主高凉陈君 时间:2019-12-16 12:14:38
  可以认为日本目前版本的LE9氢氧发动机已经完蛋,如果LE9发动机要重新设计氢泵,研制进度再拖3、5年时间“湿湿碎”。

  因为欧洲的斯奈克马与阿维奥公司当年研制火神2发动机(核心就是重新设计氧泵)时就足足花了5年的时间。

  2019年12月16日
楼主高凉陈君 时间:2019-12-16 14:21:05
  事情不会这么简单的,这至少说明了目前版本的LE9发动机的氢泵的鲁棒性不行。即LE9发动机的燃烧室只要出现一点点燃烧不稳定的现象,LE9发动机氢泵的涡轮叶片就承受不起冲击了,就出现了叶片碎裂的重大事故。这己经是非常严重的氢泵安全设计裕度不足的先天性问题。

  更关键的是目前LE9发动机氢泵涡轮叶片碎裂的深层原因到底是不是LE9发动机的燃烧室振荡(即燃烧不稳定)引发的还存在争议,现在日本人认为仅仅简单修改下喷注器就能够解决问题。这只能够让实际的地面试车考核乃至H3火箭的实际发射试验来去检验LE9发动机改进的有效性了。反正日本人氢氧发动机地面试车考核不足就强行装箭发射是有恶劣先例的,并且带坏了中国YF77发动机的地面试车考核研制流程。

  但如果未来H3火箭的5号机(或者7号机等等)再次发生因为LE9发动机的故障而引发的星箭俱毁的重大事故,那么后果就非常严重了。

  毕竟早前LE7发动机的历史案例就摆在那里,日本人就是直到H2火箭的8号机发射失败后,从太平洋深海中捞回H2火箭的残骸检验分析后才真正发现LE7氢氧发动机的氢泵存在先天性的重大安全设计隐患。因此,现在就只能静观其变,并祝日本人好运了。

  注:可以认为日本目前版本的LE9氢氧发动机已经完蛋,如果LE9发动机要重新设计氢泵,研制进度再拖3、5年时间“湿湿碎”。

  因为欧洲的斯奈克马与阿维奥公司当年研制火神2发动机(核心就是重新设计氧泵)时就足足花了5年的时间。

  2019年12月16日
作者:注册账户好烦 时间:2019-12-16 16:20:03
  发动机研发确实是烧钱,像文中举例的f1发动机试车时间25万秒,烧掉的燃料真的是海量了!!!
作者:注册账户好烦 时间:2019-12-16 16:24:33
  刚查了下,每秒消耗约1.8吨液氧,0.8吨煤油。光试车就烧了20万吨煤油。
楼主高凉陈君 时间:2019-12-28 00:15:49
  最新长征五号火箭与世界同级别火箭研制关键数据的综合统计列表。

  第一,研制资金投资列表。

  从公开资料上我们就可以大体得知这些数据:

  1,美国航天飞机研发成本55亿美元(尼克松1972年1月5日批准)。

  另外根据互联网搜索到的零散数据分析,美国航天飞机研制工程到1980年为止,已经花费超过100亿美元。而根据《美国航天飞机》一文的数据,航天飞机的总研制成本为124点43亿美元(历年研制经费总计算,未经折算,内包括头4次试飞的成本资金)。

  2,苏联能源—暴风雪工程200亿卢布(当年卢布汇率比美元还贵,还值钱。折价为美元时则高达230亿美元以上)。

  3,欧洲阿里安五研发总成本70亿美元(仅火神发动机研制,1988年批复的10年期投资成本就达7点7亿美元,根据《火神发动机研制进展顺利》一文)。

  欧洲阿里安五中期改进成本20亿美元(核心就是研制芬奇低温上面级)。

  4,美国仅仅研制战神一火箭J2X低温上面级发动机,初始合同NASA授予洛克达因的投资就达12亿美元。

  5,日本的H2、LE7、H2A、LE7A的研发成本在网络还无法找到。但据早期文件,H2火箭总研制成本不足20亿美元。

  6,J2氢氧发动机研制成本17亿美元(1995年币值,来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文)。

  7,SSME氢氧发动机研制成本25亿美元(1995年币值,来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文)。

  8,美国研制RS68氢氧发动机总投资接近10亿美元(2000年前后的美元汇率)。

  9,美国NASA让洛克达因公司为SLS火箭研制“一次性”版本的RS25氢氧发动机的总投资成本就高达11亿美元。

  第二,全球主力火箭发动机的地面试车时间列表。

  现在总结下与YF77同级别的 发动机地面试车时间,由高到低:

  1,美国F1发动机累计试车时间250000秒(根据罗宇红的《F1A发动机和SSME展望》一文);

  2,前苏联RD0120累计试车时间170000秒(国际会议文件);

  1, 前苏联的RD120煤油发动机累积试车时间139186秒(来自于《冰箭:关于液氧煤油发动机你应该知道的那些事》一文)。

  4,美国SSME发动机累计试车时间110000秒(英文维基);

  5,中国YF115煤油发动机累计试车时间(到2018年11月为止,六院宣传公布)100000秒。

  6,欧洲火神1 氢氧发发动机(计划)累计试车时间90000秒(来自孙国庆《火神(HM60)氢氧机研制进展》一文。

  7,前苏联RD170发动机累计试车时间69000秒(国际会议文件);

  8,欧洲火神2发动机(报告规划)累计试车时间53000秒(ESA文件与《火神2发动机研制进展》一文,作者王拴虎,来自于六院11所);

  9,中国YF100试车累计时间(到2013年止,累计试车40000秒)

  10,A,中国YF77累计试车时间37000秒(到长征五号首飞之前,长五副总设计师王维彬言);

  B,中国YF77发动机累积试车时间37000+15000秒=52000秒(到长征五号遥3火箭复飞前,长五总指挥王珏在新华社《“胖五”问天记——中国“最强火箭”长征五号复出纪实》的发言)。

  11,美国J2S(未实际进行太空飞行)累计试车时间30000秒(英文维基);

  12,美国的RS68累计试车时间18945秒;

  13,日本LE7试车时间(数据来自超大“纸飞机”网友)15600秒。

  14,日本LE7A试车时间(数据来自超大“纸飞机”网友)4300秒。

  (于2013年第一次整理,2018年12月第二次整理,2019年1月第三次整理,2019年4月第四次整理)。

  长征五号火箭的研制到底“卡”在那里,其实就是“卡”在这幅列表里。

  作为“首发”的全新研制氢氧发动机,中国YF77发动机的地面试车累积时间没有达到10万秒的程度,这是什么也说不过去的事情。全球火箭发动机地面长程试车考核时间列表。

  第三,全球火箭发动机地面长程试车考核时间列表。

  1, YF100煤油发动机600秒(百度百科)

  2, RD0120氢氧发动机1670秒(北城百科网)

  3, YF77氢氧发动机500秒(百度百科)

  4, LE9氢氧发动机300秒左右(来自航空航天港论坛“农民宇航员”网友)

  5, J2X氢氧发动机1100秒(NASA技术文件)

  6, 阿里安5火箭的火神1氢氧发动机900秒(ESA规划技术文件与孙国庆《火神(HM60)氢氧机研制进展》一文)。

  7,欧洲火神2氢氧发动机全新研制的氧泵涡轮盘的测试时间为1500秒(来自《火神2发动机研制进展》一文,作者王拴虎,来自于六院11所)。

  8,SSME氢氧发动机 (未能够找到)。

  9,YF115煤油发动机1500秒(六院宣传公布)。

  10,中国YF73上面级氢氧发动机的批次抽查试车考核时间达1400秒。

  而YF73上面级氢氧发动机的实际飞行时间才不过750秒而己。数据来自《YF73液氢液氧发动机简介》一文,作者王之任,长征三号火箭的副总设计师。此文发表于1990年第八期的《世界导弹与航天》杂志上。在搜索美国SSME氢氧发动机的研制试车信息时,发现美国当年在研制SSME氢氧发动机时也遇上了极大的困难,也发生过氧泵泄漏而导致的爆炸事故。并将美国整个航天飞机研制工程差不多拖延了3年之久。还有,在SSME氢氧发动机的早期研制岁月,涡轮泵叶片也出现过裂纹的事故。而日本的H2火箭的LE7氢氧发动机则发生过高压管路事故。回想起中国长征五号遥2火箭YF77氢氧发动机所发生的事故现象,高凉陈君认为SSME、LE7与YF77在早期研制发展阶段出现的这三起事故在深层上都存在某种相关性,即氢氧发动机的某些深层运行机制都只能够深入到一定的“程度”才会逐渐显现。如日本H2火箭的LE7氢氧发动机就是后几枚才出现大事故的,也并不是一开始就立即显现出致命隐患来的。还有,欧洲的火神1氢氧发动机在研制的早期阶段也发生过氧泵的爆炸事故。现在长征五号遥2火箭的YF77氢氧发动机的故障细节没有信息外泄,人们无法知道到底是设计问题还是制造的材料工艺问题。但地面试车强度不足够的结论是明确无误的。因为SSME与RD0120氢氧发动机由于都进行过漫长的地面试车流程阶段,隐患问题最后都在地面试车过程得以暴露,并被逐一解决掉了,并没有带到天上去。按YF77氢氧发动机进行1次500秒地面试验要花费1000万人民币来计算,使用氢氧发动机的主力火箭只要发射失败一次,其损失掉的钱就足够主芯级发动机在地面试车过程中烧够10万秒的时间都绰绰有余。当年日本H2火箭的LE7氢氧发动机与今天中国长征五号火箭的YF77氢氧发动机都犯了一模一样的病,即试车不足就赶进度强行装箭发射的“大病”。这两大失败案例以后都可以直接写入教科书了。

  第四,低温氢氧发动机的工作时间列表。

  1,长五YF77工作时间460秒,

  2,美国航天飞机SSME工作时间520秒,

  3,阿里安五ECA的火神2工作时间650秒,

  2, 苏联暴风雪RD0120工作时间488秒,

  3 日本H2A的LE7A工作时间390秒。

  4 ,日本H2B的LE7A工作时间352秒。

  5 ,美国的J2X上面级发动机的工作时间为465秒(北城百科网)。

  8,美国的RL10B2上面级发动机的工作时间为1152秒(北城百科网)。

  9,原苏联RD56上面级发动机的工作时间为800秒(北城百科网)。

  (2013年第一次整理,2018年第二次重新整理,2019年第三次整理)

  已经将YF115煤油发动机的试车数据编辑入本列表中了,以示褒扬鼓励,铭记入历史。高凉陈君祝贺中国YF115煤油发动机成为中国历史上第一款达到冷战时代10万秒巨大地面试车累积时间高度的主力型号火箭发动机。什么叫超级大国?!这就叫超级大国。超级大国的火箭发动机的地面累积试车时间都是要10万秒起底的,超级大国就要有超级大国的霸气。在此向冷战时代勇于开拓太空新疆域的超级大国们再次表示敬意。

  第五,全球氢氧发动机泵系转速数据汇总列表。

  (一)大型主芯级发动机系列。

  (1),A,火神1氢氧发动机。

  欧洲火神1的氢泵转速34000RPM,氧泵转速13500RPM(来自孙国庆《火神(HM60)发动机的研制进展》一文)。

  B,火神2氢氧发动机。

  火神2的氢泵转速34000RPM,氧泵转速12600RPM(来自《用于阿里安5改进型的火神MK2发动机》一文,作者:罗文,杨瑞亭)

  (2),A,原始版LE7氢氧发动机。

  根据哈工大的这一篇论文(即《火箭发动机涡轮泵高速柔性转子动力学设计与实验研究》)来分析,原始版LE7发动机氢泵的转速高达46000RPM。但在研制的过程中遇上了次同步振荡等等一系列无法克服的技术困难之后,才改为研制转速只有42000RPM的氢泵。

  B,LE7发动机氢泵转速为42200RPM,氧泵转速为18100RPM(北城百科网)

  C,LE7A氢氧发动机。

  日本LE7A的氢泵转速42200RPM,氧泵转速18300RPM(百度百科)。

  (3),SSME氢氧发动机(冷战时代的神器)。

  美国SSME的氢泵,低压涡轮泵转速(预压泵)16185RPM,高压涡轮泵转速35360RPM;氧泵,低压涡轮泵(预压泵)转速5150RPM,高压涡轮泵转速28120RPM(百度百科)。

  (4),RD0120氢氧发动机(冷战时代的神器)

  原苏联RD0120的氢泵,低压涡轮泵(预压泵)转速15155RPM,高压涡轮泵转速32080RPM;氧泵,低压涡轮泵(预压泵)转速3332RPM,高压涡轮泵转速12726RPM(来源《帝国的余辉——苏联能源号火箭主发动机RD0120简介》一文)。

  (5),YF77氢氧发动机。

  YF77氢泵转速35000RPM、氧泵转速18000RPM(数据来源《航天航天港论坛》的JOKI网友)。

  (6),日本LEX(即LE9)氢氧发动机氢泵转速40200RPM,氧泵转速15800RPM(数据来自于《超级大本营军事论坛》的CMJ9808网友,2008年11月3日发表于《关于膨胀循环燃烧》一贴)。

  (一) 小型低温上面级发动机系列。

  1, YF75上面级氢氧发动机的氢泵转速为40000RPM,氧泵转速为20000RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

  2,HM7B上面级氢氧发动机的氢泵转速59300RPM,氧泵转速为12650RPM。来源于《超级大本营军事论坛》的ISGUIRREL网友。

  3,VINCI上面级氢氧发动机的氢泵转速为85000RPM(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。氧泵转速还无法找到。
  )
  注:VINCI发动机真空推力为18吨,每秒液氧流量33点7千克,液氢流量5点8千克。数据来源《知乎》的《飞机发动机在地面上是如何进行测试的》一文。

  4,A,LE5上面级氢氧发动机的氢泵转速为50000RPM,氧泵转速为16000RPM。

  B,LE5A上面级氢氧发动机的氢泵转速为51000RPM,氧泵转速为17000RPM。

  C,LE5B上面级氢氧发动机的氢泵转速为52000RPM,氧泵转速为18000RPM。

  以上日本三款上面级发动机的数据都来自于WIKI。

  5,RL10上面级氢氧发动机。未能够找到数据。

  6 ,RD0146上面级氢氧发动机的氢泵转速高达125000RPM(来自北城百科网)。

  RD0146发动机的氢泵转速要比日本角田研究所2003年研制的转速达120000RPM的氢泵轴承还要高(来自于《极端环境下超高速旋转的混合陶瓷球轴承》一文,原文翻译自日本,由国内《机械设计》编辑部转载)。

  但RD0146发动机氧泵的转速数据还没有找到。

  7 ,CECE登月舱变推力低温发动机的氢泵转速为30250RPM,氧泵转速为12100RPM。其临界转速氢泵为65000RPM,氧泵为40000RPM(数据来自《火箭推进》2014年8月的《登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研制》一文,作者刘登丰、黄仕启,北京航天动力研究所)。

  8,找到一款国内神秘发动机(应该为YF75D,但文中没有说出来)氢泵转速的设计数据,高达70000RPM。来自于《径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用》一文,发表于《火箭推进》2012年第3期,作者杨凡、叶小明,来自于京11所。遗憾的是依旧没有这款氢氢上面级发动机氧泵的转速数据。事实上国内关于氢氧发动机氧泵的研究论文非常稀少,而氢泵的研究文章却数量庞大。这也表明国内一直没有人认为氢氧发动机的氧泵研制“是个事(即不值得去关注)”,结果YF77发动机现在偏偏就是在氧泵轴系这个大阴沟里翻了船。
  2019年9月10日

  那么说来YF77发动机氧泵的转速可要比欧洲当年的火神1发动机要高出不少,YF77发动机的地面试车累积时间就更必须做10万秒的巨大规模与非要进行2000秒级别的单次长程试车考核不可了。

  总结。

  这五个统计列表都整理到一篇评论里了,方便各位网友读者们收藏、下载与转载。结合这五个列表进行统一分析,很多东西就完全可以一目了然了。数据说话,仅供大家参考研究使用。中国长征五号火箭的研制“必须舍得花钱与敢于花钱”,并坚定保障“有钱可花”。没有至少100亿美元的投资,就想研制成功长征五号火箭,一句话“难”。


  这份报告里的所有数据都再乘以3还差不多。

  更重要的是这份报告(即《大推力氢氧发动机材料工艺需求》一文)也是京11所的人士发表的,这表明京11所就是以此一标准来制订YF77氢氧发动机的试车考核标准的。因此长征五号遥2火箭的发射失败并不冤枉。中国大型氢氧发动机的研制试车考核强度之低,与美国的SSME与原苏联的RD0120氢氧发动机一比较,完全是明确无误的事情。地面试车仅仅积累3万多秒就指望能够研制成功YF77与YF220大型氢氧发动机?!这完全是在开国际玩笑。

  这份报告也间接证明了中国航天界对大型氢氧发动机的深层研制流程机理还存在很大的偏差与认识误区。歼击风(他本人原本也参加过YF77发动机的研制)早年的发言也一样表现了相同的态度与观点。即YF77氢氧发动机没有必要进行高强度试车考核是京11所上下一致的看法,而不仅仅是某一个人、乃至某一部分人的看法。这一现实让人非常震惊。京11所研制团队显然远远未能认识到YF77氢氧发动机进行高强度试车的极端重要性。经过层层抽丝剥茧的追索探寻,长征五号遥2火箭发射失败的原因还是必须聚焦于YF77氢氧发动机本身的试车考核强度问题上了,“相关各方”都是必须有所作为的时候了。YF77发动机的1000秒地面试车考核必须做,并必须完美无缺地通过考核。这己经是决定长征五号火箭能否顺利复飞的核心前提环节。高凉陈君现在的态度就是,在YF77氢氧发动机的1000秒地面长程考核试车完美无缺地通过之前,长征五号火箭根本就没有必要考虑复飞的问题。

  2018-12-4

  后记(一)。

  本文已经足以记入中国航天发展史。现在轮到美国蓝色起源公司的BE4甲烷发动机要来“补课”了,未来太空探索公司的猛禽甲烷发动机一样也跑不了。现在舍不得进行充足的地面累积试车考核(10万秒以上),等爆炸几次之后都会通通“老实”下来的。

  2019/4/19

  后记(二)。

  此表非常重要,特此再次整理数据上传。由其是《火神(HM60)发动机的研制进展》(作者孙国庆)与《火神2发动机研制进展》这两篇重要文章(作者王拴虎,来自于六院11所),早在2013年就已经屡次出现于高凉陈君的各种评论之中了。 重新整理下,以方便各位读者下载、转载。

  这个表的数据再次更新。现在单纯从氢泵与氧泵转速的角度来比较分析,中国的YF77氢氧发动机可以说得上是“半个LE7氢氧发动机”了。YF77氢氧发动机的研制技术难度,现在看来明显要比欧洲的火神1与火神2氢氧发动机要明显高“半个级别”。中国燃气发生器循环的YF77氢氧发动机,最后却搞出了个LE7级别(分级燃烧循环)的高速氧泵。此一技术线路的传承与来源,现在还是一个重要的谜团。氢氧发动机的推力越大,其氢泵与氧泵的转速越高。其的次同步振荡问题就会越严重,这己经是一个公开的秘密。日本小型上面级氢氧发动机LE5家族氢泵的转速就要比大型主芯级发动机的LE7家族的氢泵的转速要高得多。角田研究所后来甚至搞出了转速高达120000RPM的上面级小型氢氧发动机的氢泵轴承来,但原始版LE7大型氢氧发动机转速仅仅为46000RPM的氢泵就始终死活搞不出来。这个案例表明大型氢氧发动机的氢泵与氧泵的确与小型氢氧发动机的氢泵与氧泵存在巨大的技术差异。这里面一定还有存在其它深层的奥秘与技术空白区域,现在非常值得去进行深入的思考与研究。这应该就是当前中国YF77发动机的氧泵为何研制困难重重、久攻不下的核心结症之所在。

  注:目前互联网上关于次同步振荡(也叫次同步进动)的知识非常稀少。西北工业大学张小龙的博士论文《涡轮泵转子系统的临界转速及次同步进动研究》是一篇很好的科普论文。此论文发表于2000年8月,也是典型的远古老文了。张小龙博士的此一篇重要论文也明确说到“次同步进动常常使转子系统不能正常工作,轴承破坏,密封失效,轴发生疲劳破坏”。这不能不让人联想起长征五号遥4火箭YF77发动机氧泵轴系裂纹的重大事故来。

  2019年9月14日

  后记(三)

  近期再次综合分析了YF77氢氧发动机的泵系技术参数。仅仅从泵系研制的难度方面分析,就可以得出SSME〉RD0120〉LE7A〉YF77〉火神1、火神2的重要结论。中国YF77氢氧发动机尽管还是一款采用燃气发生器循环的发动机,但其氧泵的转速参数却与同样采用燃气发生器循环的欧洲火神1、火神2发动机差异极大,反而与日本采用分级燃烧技术的LE7A发动机高度趋同。YF77发动机为何最终采用了高速氧泵的技术发展路线,这的确是中国YF77氢氧发动机发展史上一个难解的重大谜团。高凉陈君认为这个重要的谜底应该在长征五号火箭遥3发射之后几个月内揭开,毕竟长征五号火箭在遥2发射失败之后的归零工作到底做了些什么,现在都必须要有所交待了。但现在可以再次明确无误地说,长征五号火箭的技术研制难度绝对要远远超越921/921H火箭之上,没有至少150亿美元的投资额度,不要指望能够彻底拿下长征五号火箭研制项目工程。因此,世人必须要有足够的心理准备。

  陈天(高凉陈君)

  2019年12月2日

  后记(四),2019/12/27长征五号遥3火箭的复飞发射取得完满成功。

  事后长五总指挥王珏在新华社《“胖五”问天记——中国“最强火箭”长征五号复出纪实》的发言与及《航天报》的〈长五,这两年你经历了什么?〉一文都证实了YF77发动机的氧泵的确存在先天性的重大设计隐患问题。

  陈天(高凉陈君)

  2019/12/28
楼主高凉陈君 时间:2019-12-28 12:04:58
  后记(四),2019/12/27长征五号遥3火箭的复飞发射取得完满成功。
  事后长五总指挥王珏在新华社《“胖五”问天记——中国“最强火箭”长征五号复出纪实》的发言与及《航天报》的〈长五,这两年你经历了什么?〉一文都证实了YF77发动机的氧泵的确存在先天性的重大设计隐患问题。
  另外,根据来自2019年12月28日的《中国航天报》《长五YF-77归零:走出至暗时刻〉一文)的信息分析,YF100煤油发动机在长征五号遥3火箭复飞之前,其地面试车时间已经超过70000秒大关了。高凉陈君已将此一重要数据收录入列表之中。以示褒扬鼓励。
  本文成功见证了历史,在此感谢为此列表的完善提供数据(尽管有的数据非常模糊与粗糙,但依旧能够提供“趋势性”参考研究价值)的众多热心网友、读者与科学家们,随着此列表的扩散流传,你们的名字也会被历史与后世所铭记。
  随着长征五号遥3火箭发射的完满成功,未来短时间内还会陆续传出大量的研制内幕信息的。此表还会进一步完善信息。
  陈天(高凉陈君)
  2019/12/28
作者:fy2133 时间:2019-12-28 16:35:36
  “胖五”复飞已经成功。事实胜于雄辩,到底谁的发动机牛,还用得着BB吗!
楼主高凉陈君 时间:2019-12-31 14:02:36
  政府管理必须跟上商业航天大发展的形势。
  汽车工业尚有一个中立的中保研机构在制定、规范与统一全国汽车的安全考核标准,而航天发动机领域却没有一个中立的中保研机构制定、规范与统一国内火箭发动机的安全考核标准。全凭相关企业自觉、自主去制定自己发动机的考核试车标准。自己当运动员,又自己当裁判员的结果后果不言自明。这种放任自流的状态在商业航天大发展的今时今日是明显不再合适的了。因此,国家国防科工局现在必须承担起制定、统一与规范考核全国火箭发动机适航许可证的重任。末来无论是国营航天还是民营航天,无论是氢氧发动机还是煤油发动机(乃至其它的火箭发动机),其试车考核的标准都必须全国统一,并一视同仁。
  不达到国家考核标准的火箭发动机则一律不发放飞行许可证。
  坦率而言,象航空一样管航天的时代已经到来,这在商业航天大发展的今天犹为重要。这也是高凉陈君此文的价值之所在,即努力为中国火箭发动机工业摸索出全国统一性的地面试车考核标准。象必须执行至少2倍飞行工作时间的地面长程试车考核验收,与及必须强制要求所有火箭发动机都必须累积地面试车考核时间达10万秒(或者7万秒)的全国统一考核标准,等等。
  否则再任由各大企业自行其是,自主制定自已火箭发动机的考核试车时间标准将何成体统?!
  一句话,政府必须要管起来,这在商业航天大发展的今时今日,政府必须做好自己的社会管理人的角色,而不是放任自流。
  陈天(高凉陈君)
  2019/12/31
楼主高凉陈君 时间:2020-01-03 11:55:56
  另外,欧洲的阿里安5火箭在发射20吨级的ATV货运飞船时一律要加装上一个小型常温上面级。目的就是要避免阿里安5火箭的主芯级入轨后重返地球大气层时落点不受控制的困局。毕竟20多吨的东西在地球上空乱窜,一旦再入地球大气层砸坏了地面上的花花草草,乃至幼儿园的小朋友,可是要吃国际官司的。因此,阿里安5号火箭在执行LEO轨道的发射任务时实际上就是典型的“二级半”构型了。尽管用的是一个性能非常垃圾的常温上面级。

  坦率而言,未来长征5号火箭在执行LEO轨道的发射任务时,要想回避主芯级重返地球大气层不失控、不乱窜的困局,并获得更好的任务适应性,以后还是必须要研制一个结构加强的重载版远征常温上面级来搭配长征5号B火箭一起使用。而且在执行SSO轨道发射任务时经济成本也更为低下。

  这也是高凉陈君为何非常欣赏日本的H2A、H2B火箭构型的最重要理由。“二级半”构型通吃LEO、SSO、GTO乃至外星轨道的一切发射任务。既简化了火箭型号,也免去了主芯级直接入轨带来的重返地球大气层不可控的困局。
楼主高凉陈君 时间:2020-01-03 14:33:01
  而且研制成功重载版远征常温上面级(可载25吨左右),未来发射中国版锁眼、中国版长曲球棍等SSO重型侦察卫星时也可以使用到。末来的921/921H火箭也可以继续使用下去。
  如果长征5号B火箭在执行LEO轨道任务时只进入亚轨道,其主芯级落区多在澳大利亚卡奔塔利亚湾至大堡礁一带。
楼主高凉陈君 时间:2020-01-13 08:59:29
  (6),J2氢氧发动机。
  J2发动机的氧泵转速为8600RPM,氢泵转速为27000RPM(数据来自于《披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机》一文)。
楼主高凉陈君 时间:2020-01-13 13:15:53
  同为燃气发生器循环的氢氧发动机,YF77发动机氧泵的转速要远远高于美国的J2,欧洲的火神1、火神2;但却与日本采用分级燃烧循环技术的LE7、LE7A发动机高度趋同,这的确是一个重大的谜团。而且其(即YF77的氧泵)具体的技术源流、演进发展历程到现在为止也完全是一团迷雾。

  从这个列表中也可以得知,美国从J2到SSME发动机的技术演进跨度也非常巨大,因此也无怪乎洛克达因公司在研制SSME巨型氢氧发动机时也被撞了一头包,惨不忍睹。
  在《不屈的探索精神——美国航天飞机研发史》一文中,作者就明确提到J2氢氧发动机的研制经验对SSME氢氧发动机的研制明显“没有什么卵用”。这也的确是一个重要的历史事实。

  因此,现在高凉陈君认为中国的YF77氢氧发动机还远远没有“脱离险境”,未来还有非常艰巨的“可靠性增长工程”必须进行,而且YF77发动机的氧泵彻底推倒重来,完全重新设计研制也注定势在必行。
作者:四靠贱两国 时间:2020-01-13 23:52:45
  因此是因什么此;是不是卧槽无耻的耻。

作者:oc再oc 时间:2020-04-10 15:59:11
  中国不是外国!拿外国的经验套中国是拿前朝的剑斩今朝的臣。
  另外,这几年中国航天业的人才流失有点严重才导致失利频出,让楼主找到了喷点,但是底子和框架都不存在问题!
作者:China的舔狗 时间:2020-11-07 09:00:09
  中国是零基础,不过把钱送上天意义不明笑:-D
  从古至今都有倚老卖老中国讲资历讲关系才华等不到重视。所以出去别人回来再出来不回来了
发表回复

请遵守天涯社区公约言论规则,不得违反国家法律法规