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楼主: hkhtg090201
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[专题专项] 火箭发射成本/发射价格的综合消息/讨论:SpaceX挑起价格战

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joki 发表于 2015-2-2 20:05 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2015-2-2 18:19
说明RL-10没有一直流传的那么贵。二级的GNC贵可以理解,毕竟全箭的控制都在上面,想不到重量竟然比引擎还 ...

RL10很轻,单机不超过170kg。GNC怎么也得几百Kg,不知道是否包含电池。
不锈钢导热率低,半人马共底结构怎么设计的没看过资料,但肯定没CZ3B氢氧级复杂。CZ3B氢氧级共底是中间有空腔,发射前抽真空隔热,加工极为复杂。改进这么多年,还是投二保一,可见成品率之低。半人马结构比较贵,实属正常。
纸飞机 发表于 2015-2-2 20:08 | 显示全部楼层
joki 发表于 2015-2-2 20:05
RL10很轻,单机不超过170kg。GNC怎么也得几百Kg,不知道是否包含电池。
不锈钢导热率低,半人马共底结构 ...

半人马的工作时间比长3上面级长得多
隔热应该更复杂才对
cmj9808 发表于 2015-2-2 20:53 | 显示全部楼层
本帖最后由 cmj9808 于 2015-2-2 21:14 编辑
joki 发表于 2015-2-2 20:05
RL10很轻,单机不超过170kg。GNC怎么也得几百Kg,不知道是否包含电池。
不锈钢导热率低,半人马共底结构 ...

关于common bulkhead中隔热层的描述。隔热层仅限于氢氧引擎,液氧煤油不需要这个隔热层


Centaur wiki page的描述
Centaur uses a common double-bulkhead to separate the LOX and LH2 tanks. The two stainless steel skins are separated by a 0.25 inch (6.4 mm) layer of fiberglass honeycomb. The extreme cold of the LH2 on one side creates a vacuum within the fiberglass layer, giving the bulkhead a low thermal conductivity, and thus preventing heat transfer from the relatively warm LOX to the super cold LH2.

NASA history关于S-IVB common bulkhead的描述
The curved, concave aluminum shells were quite thin: 0.813 millimeters for the forward sheet and 1.4 millimeters for the aft sheet, with a 6.63-meter diameter for the S-IVB. Working with such large diameter, thin-skinned sheets required exacting procedures. The complete aft dome sheet was set up on a bonding fixture to which the honeycomb was bonded. The forward dome sheet was moved into position over the fixture and bonded into place atop the honeycomb filler, completing the three-layer "sandwich" construction. This construction was, at least, the ideal the engineers hoped for. In practice, the milling and bonding of the forward dome sheet created a serious problem.

PS:NASA history提到上述共底结构可以减重约20%
joki 发表于 2015-2-3 07:26 | 显示全部楼层
本帖最后由 joki 于 2015-2-3 08:23 编辑
纸飞机 发表于 2015-2-2 20:08
半人马的工作时间比长3上面级长得多
隔热应该更复杂才对

不锈钢导热率低,用蜂窝结构隔热层就搞定。
CZ3B干脆搞了个空腔抽真空,焊接区只有1.8mm、非焊接区还不到1mm,结构复杂工艺难度大,到现在成品率还是很低。
joki 发表于 2015-2-3 08:32 | 显示全部楼层
cmj9808 发表于 2015-2-2 20:53
关于common bulkhead中隔热层的描述。隔热层仅限于氢氧引擎,液氧煤油不需要这个隔热层

恩,从这个角度看,要么是对重量极为敏感的上面级,要么是考虑复用的起飞级,用共底设计比较合适。单纯一次性火箭,全共底设计成本开销太大。土星5当年也算是拼了。
纸飞机 发表于 2015-2-3 14:29 | 显示全部楼层
joki 发表于 2015-2-3 08:32
恩,从这个角度看,要么是对重量极为敏感的上面级,要么是考虑复用的起飞级,用共底设计比较合适。单纯一 ...

宇宙神2也是共底
joki 发表于 2015-2-3 15:01 | 显示全部楼层
纸飞机 发表于 2015-2-3 14:29
宇宙神2也是共底

印象里宇宙神3也是吧。。。
其实液氧甲烷火箭搞共底或许更方便些,温差小,隔热要求没那么严苛。
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黑与白 发表于 2015-2-3 15:15 | 显示全部楼层
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joki 发表于 2015-2-3 15:17 | 显示全部楼层
黑与白 发表于 2015-2-3 15:15
新宇宙神很可能用共底

据说是沿用Delta4的设计,不好说。如果不追求复用,简化工艺降低成本可能更重要。
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黑与白 发表于 2015-2-3 15:18 | 显示全部楼层
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joki 发表于 2015-2-3 15:23 | 显示全部楼层

Delta4芯一级长度36.6米,改甲烷后配2台250吨级发动机足够了。没必要为了降低长度用共底。
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黑与白 发表于 2015-2-3 15:27 | 显示全部楼层
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joki 发表于 2015-2-3 15:32 | 显示全部楼层
黑与白 发表于 2015-2-3 15:27
继续使用宇宙神5的装配大楼等设施,有一个最大33米的长的限制,还有MLP的限制

33米也够,足够全推力烧220s以上,共底降高度也不是必须的。
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黑与白 发表于 2015-2-3 15:36 | 显示全部楼层
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纸飞机 发表于 2015-2-4 11:21 | 显示全部楼层
joki 发表于 2015-2-3 15:01
印象里宇宙神3也是吧。。。
其实液氧甲烷火箭搞共底或许更方便些,温差小,隔热要求没那么严苛。



III也是共底没错
甲烷的凝固点零下182.5,和液氧温度零下183非常接近

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cmj9808 发表于 2015-3-9 13:15 | 显示全部楼层
本帖最后由 cmj9808 于 2015-3-9 13:17 编辑

ULA的一张新图,Bruno也学会吊胃口了,一个ppt分N次发

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黑与白 发表于 2015-3-9 13:19 | 显示全部楼层
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ddeell72 发表于 2015-3-9 14:41 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
进去太空永远难以太便宜下来,除非虫洞、瞬间位移彻底搞定铺开
joki 发表于 2015-3-9 15:25 | 显示全部楼层
黑与白 发表于 2015-3-9 13:19
他这是在批判spacex火箭返回运力损失,代价大,看来是杠上了,感觉中国可以从剩余燃料上下功夫啊,这看来 ...

国内火箭燃料剩余率高么?新一代火箭八股里面甚至说,一级不可用少于1%,没多大挖掘潜力。
cmj9808 发表于 2016-2-18 18:21 | 显示全部楼层
长7首射的贴子里提到了长5的发射成本,我翻了下超大的帖子,转帖与火箭/发动机成本相关的歼击风网友原始发言如下
管束喷管目前的成本比较贵,原因主要是这种特殊的管子全国就氢氧发动机一家用,用量太少,找宝钢特钢给开的专门的生产线,没法不贵。
火箭发动机的成本高主要还是生产数量太少导致的,跟用什么工艺关系不是很大,都是个位数或者两位数的年产量,那么多特殊原材料的单位的生产线和人要养着,设计试验生产单位那么多人,都要花钱。如果能像SPX那样一台发动机包打天下,一年干个300台,单台成本就可以下来了。
煤油机也不便宜。说氢氧机贵是因为在长三上一级和二级的毒发和三级的氢氧机比较起来,氢氧机贵,两台顶得上底下所有毒发的价格。
但是到了补燃煤油机时代,这两的价格差不了太多。
新一代是比之前的贵很多。长五B估计得10亿人民币。
研发成本都是国家投的钱,这个是没法算入单机成本里的。总不能11所拿了国家十几亿,搞出发动机来了。然后每台发动机再摊1个亿,再向总体也就是国家要钱吧。
现在一台发动机的价格,主要就是原材料费,加工装配的工时费,以及校准试车的费用。后面两项是大头。大推力氢氧机试车一次成本都是几百万起,国内氢太贵,一吨接近30万,而甲烷一吨才1.5万。

http://lt.cjdby.net/thread-2166943-1-1.html
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