关于两种密度差极大的液体使用同轴泵的可能性？

byjet

有个问题一直无解，想说出来，请大家帮释疑一下：
    美国人已退役的航天飞机主发动机SSME(RS25)，其液氢及液氧高压泵是分为两台涡轮泵并以不同转速运行，这样可以使两泵均工作在较高的效率下。
    而同一级别(推力小约20%）并使用同样工质的俄/苏RD0120（能源号火箭芯级主发动机）氢、氧高压泵（均为离心泵，氧泵一级、氢泵三级）却为同轴（据称为32000rpm,无更进一步数据)。此机在业界已是仅此一件的神迹！

    令人费解之处在于，液氢液氧两者密度之差距巨大，诸如美国之J2（土星五号二、三级主发动机）甚至为两种工质选用了不同类泵型（其氧泵用离心泵，氢泵用七级轴流泵）。
    俄国人如何能做到将其同轴？有何依据？


附件：RD0120火箭发动机高压涡轮泵组

[ 本帖最后由 byjet 于 2012-7-3 02:50 编辑 ]

通流

作为对比，附上 SR-25的系统图。

dfstar

能否解释下为什么不可以同轴?

uesoft

我的解释：
1，美国做2个泵不同轴，变工况能源效率高，重量小，热力系统复杂，控制系统可解耦设计，系统可靠性较高。
2，俄国做1个泵同轴，标准工况设计效率高，标准工况泵可靠性高，变工况能源效率低，重量大，热力系统简单，控制系统转速强烈耦合不能解耦，控制不容易设计，液氧容易在泵体内泄漏到液氢，易发生火灾，系统可靠性低。
3，如果俄国火箭在漫长飞行航路不偏离任何航线，不出任何偏差，且始终工作在设计标准工况，俄国系统可能具有更高的效率和可靠性。
4，实践表明，第3条是不可能存在的。任何系统都可能偏离正常工况，这个时候，控制系统的负反馈和控制精度、可靠性就非常重要了。
答案：俄国火箭采用了类似俄国社会相似的设计方法和系统，美国火箭采用了类似美国社会相似的设计方法和系统，中国火箭采用了类似中国社会相似的设计方法和系统。其差异将在运行中表现出来。这就是：
中国火箭不如俄国火箭，俄国不如美国。
但中国、俄国要赶上去也是很容易的，就是破除垄断，采用负反馈控制管理项目开发。当然，要从政治、经济、军事、科技等所有领域开始破除垄断。

[ 本帖最后由 uesoft 于 2012-7-3 08:49 编辑 ]

byjet

多谢解答

byjet

liao68811：估计氢泵和氧泵的传动比不一样，导致氢泵和氧泵的转速不一致，同时氢泵和氧泵的叶轮个数和样式也不同；毛子的方法简便有效，虽然效率做不到最优，而MD纯粹技术过剩。  
东方红 ： 已有贴子讨论http://www.9ifly.cn/forum.php?mod=viewthread&tid=1850[/url]同轴涡轮泵是简化设计，不是优化设计。

turbopump：多谢东方大哥：其贴之内容已拜读，不过其中并未涉及到本贴的细小内容

纸飞机： RD-0120的原型是RD-0210，一种有毒燃料发动机改成氢氧后也没改动总体设计

turbopump：RD0120为同轴泵，并不存在中间减速机或液力耦合器，更不像美国的RL10用一台涡轮同轴驱动氢泵再通过减速机驱动氧泵

东方红:同轴涡轮泵是技术欠缺而在性能上妥协的产品，优点是结构简单，氧泵与氢泵同步，发动机启动性能好，但效率与分离涡轮泵相比要低一些。苏联人研究RD-0120时曾有多种涡轮泵方案，包括类似美国SSME的方案，但技术水平达不到，而同轴涡轮泵已经在以往的常规推进剂火箭发动机上玩的纯熟，顺便借用了而已。东方红:对于可贮存推进剂火箭发动机与液氧煤油火箭发动机而言，由于氧化剂与燃料的密度差别不大，各自离心泵转速接近，为了简化结构，可以将涡轮泵设计成共轴的。然而对于液氧液氢火箭发动机而言，氧化剂与燃料的密度相差十几倍，适宜分别采用不同的转速驱动，氢泵转速是氧泵转速的两倍多，也可以采用共轴涡轮泵，但效率较低。
纸飞机:SSME是双预燃室设计，这个成本是比较高的RD-0120采用单预燃室可能也有降低成本的考虑RL-10和J-2那种齿轮传动的方式是个比较好的方法，但压力和流量提高后对齿轮要求就太高了

点评naugty  涡轮泵高速旋转，对齿轮的要求很高，而且是在低温环境，要经历启动和变工况的冲击。齿轮传动不是个好的选择  发表于 2012-6-29 22:23
turbopump : 多谢几位大哥释惑！

[ 本帖最后由 byjet 于 2012-7-3 02:55 编辑 ]

byjet

JSTCVW09CD:NASA提出的STME发动机研发思路和结构要点，证明RD-0120的工程技术路线是正确的。相对较低的工程研发和制造成本， 实现同等甚至更优的技术使用指标。-更高的设计&研发复杂度，测试和制造使用成本， 换来同等的技术和使用性能指标，从工程技术角度来看，绝不是啥子高明的做法。实现不同轴涡轮泵的同步，采用传感器，变频器和调节器，除了过多的增加系统整体复杂度之外，看不出里面需要特别高超的制造工艺和电子技术，也看不出有啥明显额外的性能收益。附图：

.  turbopump : 原来是殊途同归，各凭实力，各取所须……
    这样看来，0120发动机不失为十年一剑之苏俄经典！更在网文上发现曾有欧、美、日各方机构同时对其趋之若骛之表现……
    不知中央大国是否也曾有所动作？      终得如此之深化解读，今夜可安然下榻矣！能人有所谓“日清日高”，今日始明白一二……再次拜谢各位大哥！duyu:回复东方红：“同轴涡轮泵是技术欠缺而在性能上妥协的产品，优点是结构简单，氧泵与氢泵同步，发动机启动性能好，但效率 ”但是RD0120的比冲相当的高啊，比SSME还略高一点点，看不出来它为了结构简化而有性能上太大的牺牲啊？难道真的是老毛子厉害？  duyu ：哪位老大能否讲解一下：1.为什么同轴涡轮就能简化富燃燃气和液氧泵之间的密封？2.为什么二个预燃室有不同温度的涡轮后气体就会降低比冲？3.氧化剂和涡轮泵的转速同步有多复杂？我觉得无论是什么方式，都需要调节泵的转速来调节发动机的推力和混合比，同步就是调节时的“顺便”啊。难道同轴泵就不需要调节转速么？Turbopump:主涡轮泵之转速选择，无疑是以氢泵最优来的。主氧泵设计会有所限制，但预压泵方面设计看不出有难度增大之必然结果


joki
RD-0120喷管面积比大，比冲略高于SSME。但是推重比就低多了。其实二者差异比较大，放在一起比较很勉强，推力差了20%，一个已实现复用、另一个还在设想中。
SSME自然是神器中的神器，无论是性能还是可靠性。RD0120则稳坐第二把交椅。
  turbopump :从附图看该涡轮泵组为三级氢泵居中，其高压侧与涡轮排气侧相邻（这样有小部份氢泄入富燃燃气无碍大局），省掉了难搞的高压动密封。而其低压侧与氧泵低压侧相邻，搞低压动密封还是简单不少，不论是机械密封结构还是气封耗氦量通通最优。

之前是错的：“内容附图看氧泵居中，其高压侧与涡轮排气侧相临，省掉了难搞的高压动密封。而其低压侧与氢泵低压侧相邻，搞低压动密封还是简单不少，不论是机械密封结构还是气封耗氦量通通最优。”

点评xingzheshengcun  内容附图看氧泵居中------三级氢泵居中吧。  发表于 2012-6-30 11:37  
纸飞机:我倒是觉得RD-0120的设计未必简化了多少
主泵是简单了，但性能也受到了限制，这样的话前面预压泵会很难搞
感觉RD-0120预压泵的设计方式要简单和可靠得多。

用供给预燃室氧化剂泵后液氧来驱动低压氧化剂预压泵的涡轮，  这个预压泵的设计比用燃气驱动的预压泵更简单。
另外，低压燃料预压泵用来自主推力室冷却通道的气氢驱动，比起最初曾决定用预嫩室的燃气来驱动低压然料预压泵，
这个也是简化了设计复杂度。

[ 本帖最后由 byjet 于 2012-7-3 02:39 编辑 ]

byjet

JSTCVW09CD :
关于发动机复用，这不是一个迷思，而是一个被某种语境下反复谈论强化之后的技术伪命题而已.如果当初AEROJET选择用RD-0120， 而不是RD-180， 那将是很有意思的事情。  

ddg1111: simple is best ，美国人的拙劣之作也是比比皆是，1972年RCA推出的沿用至今的自会聚彩色显像管就是个昏头到极点的垃圾，电子枪元件多还是其次，竟然还保留了1954年就使用的会聚电磁铁，哈哈，越玩越回去了，SONY的单枪三束彩色管，电子枪仅用9个元件，多一个浪费，少一个不能用，简洁聪明地解决了全部的问题，把人类的想象力发挥到极致
点评暗夜流星  研制过程也堪称传奇，企业家和科学家合作的典范。  发表于 2012-6-30 18:32  
JSTCVW09CD: 更高的设计&研发复杂度，测试和制造使用成本， 换来同等的技术和使用性能指标，从工程技术角度来看，绝不是啥子高明的做法。
实现不同轴涡轮泵的同步，采用传感器，变频器和调节器，除了过多的增加系统整体复杂度之外，看不出里面需要特别高超的制造工艺和电子技术，也看不出有啥明显额外的性能收益。
像这种冷战时期导致的国家集体恐惧感，在此支持下从而花超额巨资养着的超级白象工程。
（当然土星的单室大推力发动机是另外一个超级白象工程，另外一个工程技术败笔。 ）
一旦回归到正常的工程技术研发轨道上，只能是惨遭抛弃，进入故纸堆，其生命周期维持的基础就消亡了。
现在，该发动机的研发和制造商被老东家的股东投票抛弃， 反复易手，
又进入新一轮易主漩涡之中.....也不是没有这个超级白象的贡献.....
技术决策者和具体设计实施者们靠大幅度增加和堆砌系统复杂度和超高综合成本的方式，
才达到技术使用性能指标的均势.....
这绝不是啥子高明的高科技解决方案， 而是特定情况下能忽悠国家客户的一只硕大白象而已...
理性回归， 便遭遗弃.........用更加简单的技术方案实现符合要求的设计性能指标才是更高工程技术能力体现........
-黑与白:  ssme是美国顶级的技术体现，而且我不知道如果有需求推动美国人还能整出什么变态发动机来，难道单台400吨单室比冲460秒？

turbopump :
ssme是美国顶级的技术体现，而且我不知道如果有需求推动美国人还能整出什么变态发动机来，难道单台400吨单室 ...
那个Rs83有340吨真空推力 要重复用百次 不过已经罢了
黑与白:
那个Rs83有340吨真空推力 要重复用百次 不过已经罢了
因为实在没有需求，当然还有rs-84
turbopump :
内容附图看氧泵居中，其高压侧与涡轮排气侧相临，省掉了难搞的高压动密封。而其低压侧与氢泵低压侧相邻， ...
是的，写错了，三级氢泵居中，多谢指出
g6-52l:   
关于发动机复用，有个问题，既然“能源”号被设计成不可复用的（复用的计划当然有，但是在纸面上而已），那把RD0120设计成可复用30次，是不是吃饱了撑的？
一台发动机，是否“被设计成可复用的”，与“是否具备复用能力”，是两个概念。
F-1火箭发动机从来不考虑复用，但是也具有20次复用的能力，总计四五千秒的长试车也做过。
点评JSTCVW09CD  歪楼歪了那么远来闹腾， 绕回来问一下： RD-0120能不能复用？  发表于 2012-7-2 00:06  
JSTCVW09CD :http://en.rian.ru/analysis/20060130/43250775.html
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一回又一回胡闹，  首上总是次次被打飞， 但就是不长记性。
The shortlist includes Energia Rocket and Space Corporation, Khrunichev Space Center, and Molniya Science and Production Association.


.......................
The bulk of post-flight and turnaround MRO calculations for reusable spacecraft made back in the Soviet times was based on bench and flight tests of the Buran orbiter airframe with special heat protection coatings, strategic bombers, and reusable liquid-propelled engines of the RD-170/RD-0120 class. According to the research, turnaround costs were about 70% lower than the cost of a new single-use rocket.

JSTCVW09CD:
复用发动机不是设计出来的， 难道是吃饱了撑出来的？
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毛委员同志，您这些贴图，半年前上回吵架已经都见识过了，您能整点新鲜的么？

没有装甲车辆的足够知识，您就甭显摆了好不好？我从来推崇西方坦克，多数是以首下装甲迎敌的，首上装甲一般用超大倾角单层钢装甲。我厌恶的毛子坦克才是以首上装甲迎敌的。

这么说吧，SSME是“为复用运载器研制的复用发动机”，RD0120是“为非复用运载器研制的具备复用能力的发动机”。就好比同样是带把的儿子，嫡子和庶子的差别可大了。
喔， 怎么样的首上厚度才能不顾事实，视而不见，倒腾这么怪诞和奇葩的逻辑出来啊  
按照这个逻辑推，NASA的原来的技术规划，SSME改装用到一次性火箭上， 难道因为火箭是一次性火箭， SSME就不是复用发动机的设计了？
进一步说，RD-170/RD-0120因为最开始用在了有复用规划的一次性能源号上面， 因此RD-170/RD-0120就“被”剥夺了复用发动机的设计意图和功能了？  
真是强大的逻辑。 硬要把发动机本身和装机对象的暂时功能状态混淆在一起........
..难道一定要等到安装到复用的能源火箭上， RD-170/RD-0120才能算设计的复用发动机。  否则其复用设计初衷和具备的功能就“ 被” 阉割了？    多奇葩的逻辑。  
点评JSTCVW09CD  复用是一种技术设计和功能状态决定， 而不是其使用方式和形态决定的。 这个需要搞清楚哎。  发表于 2012-7-2 11:10
joki  用在SLS上的“正版”SSME还真就不是复用发动机，待航天飞机遗留下的这十几台打完后，新生产的全是一次性的RS-25E了~  发表于 2012-7-2 11:08

byjet

JSTCVW09CD :RD0120是“为非复用运载器研制的具备复用能力的发动机”。既然“能源”号被设计成不可复用的（复用的计划当然有，但是在纸面上而已）
这种自相矛盾的言论和怪诞的内在逻辑从那里出来并不鲜见.......
根据设计局和苏联的技术发展规划，难道RD-0120不是为了有复用规划的能源火箭而设计的复用发动机？
喔，原来RD-0120还要“ 被” 重复设计两次........ 有设计局的关于RD-0120不是为有复用规划的能源火箭而设计发动机的出处否？

[ 本帖最后由 byjet 于 2012-7-3 04:37 编辑 ]