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[提问] 印度CE-20参数

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火星访客 发表于 2017-5-12 21:25 | 显示全部楼层 |阅读模式

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如题,请教印度氢氧发动机CE-20的参数。
烦请表明数据出处,谢谢!
漆室葵忧 发表于 2017-6-1 16:17 | 显示全部楼层
真空推力200千牛,真空比冲443秒,干重588千克,资料来源:英文维基。
Lsquirrel 发表于 2017-6-1 20:41 | 显示全部楼层

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陈昕海 发表于 2017-6-2 13:27 | 显示全部楼层

与我国现有的指标对比如何,还有我国已开始研制25吨级的,指标对比又如何
joki 发表于 2017-6-2 13:45 | 显示全部楼层
陈昕海 发表于 2017-6-2 13:27
与我国现有的指标对比如何,还有我国已开始研制25吨级的,指标对比又如何

相对国内同样循环方式的YF75,指标要高一些。比冲略高(443s/438s)、推力更大(约为后者2.5倍),混合比都是5。比冲上的优势,主要是因为CE-20室压更高、且喷管面积比达到100。推重比两者都没有太明确的数据,不同渠道差异不小,不过大多算下来都是三十几的推重比,姑且认为水平接近。
国内开始预研的25吨膨胀循环机,目标比冲是460s、混合比6。
陈昕海 发表于 2017-6-2 19:42 | 显示全部楼层
joki 发表于 2017-6-2 13:45
相对国内同样循环方式的YF75,指标要高一些。比冲略高(443s/438s)、推力更大(约为后者2.5倍),混合比 ...

印度的这个进行应用飞行了吗。靠这一项能缩短与长征火箭差距吗
joki 发表于 2017-6-2 20:03 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
陈昕海 发表于 2017-6-2 19:42
印度的这个进行应用飞行了吗。靠这一项能缩短与长征火箭差距吗


预计6月5号首飞。不知道你说的差距是指什么。
lvshoutao 发表于 2017-6-2 21:55 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
去年ISRO的消息比冲好像是434s
陈昕海 发表于 2017-6-2 22:44 | 显示全部楼层
joki 发表于 2017-6-2 20:03
预计6月5号首飞。不知道你说的差距是指什么。

先进程度        
joki 发表于 2017-6-3 11:21 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
陈昕海 发表于 2017-6-2 22:44
先进程度


看怎么比了。如果限定在上面级发动机,以比冲、混合比、推力量级、室压、喷管面积比作为主要参考依据。若展板数据能落实,CE-20是完全超越YF-75的,只不过高的比较有限。目前国内在役上面级氢氧机就两款,YF-75D只在混合比上占优,重新扳回一局得靠新25膨胀循环氢氧机。
至于火箭的总体比较,参数更多,就先不赘述了。
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前行 发表于 2017-6-4 17:37 | 显示全部楼层
CE20的指标比早期的展板指标下降较多

印度ISRO官网CE20试车数据试车时长635s,真空推力20t,真空比冲434s

在开发阶段共计进行了200次左右的试车 试车时间具体指标没给  试车时间从发动机研制规律看 也是比较低的。

CE20的氢泵转速38000转每分钟 效率60.5 涡轮效率0.4
氧泵转速15000转每分钟 效率59.5  涡轮效率0.46

YF75氢氧机氧泵效率0.67  氧涡轮效率0.418  氧涡轮泵转速每分钟20290转    氢泵效率0.52   氢涡轮效率0.432  氢涡轮泵每分钟转速41595转
整体来说 比YF75高出一些。

但和变态的YF75D的氢泵转速 氢泵效率 氧泵转速和涡轮效率比差距甚大。

即使和地面级/高空级两用型的YF77氢氧机比 这几个关键指标除了氧涡轮效率超出YF77不少外  其它指标差距甚大。



joki 发表于 2017-6-5 14:03 | 显示全部楼层
前行 发表于 2017-6-4 17:37
CE20的指标比早期的展板指标下降较多

印度ISRO官网CE20试车数据试车时长635s,真空推力20t,真空比冲434 ...

CE-20比冲掉到434s了??有没有出处,想看一下原文。如果是100的喷管面积比下才做到这么点,这个喷管型面做的可是够糙的。
另外,CE-20和YF75在氧/氢泵效率标注上,似乎单位不一致?如果有功夫的话,把已知数据的几款发动机泵效率列表比较一下,还是比较有意义的。
Lsquirrel 发表于 2017-6-5 15:21 | 显示全部楼层
joki 发表于 2017-6-5 14:03
CE-20比冲掉到434s了??有没有出处,想看一下原文。如果是100的喷管面积比下才做到这么点,这个喷管型面 ...

http://www.isro.gov.in/launchers/high-thrust-cryogenic-engine-ce20-development
ISRO is developing a high thrust cryogenic engine to be used for the upper stage of its heavy lift launch vehicle GSLV Mk-III. This high thrust cryogenic engine produces a nominal thrust of 196.5 kN in vacuum with a specific impulse of 434 seconds.
joki 发表于 2017-6-5 15:34 | 显示全部楼层
Lsquirrel 发表于 2017-6-5 15:21
http://www.isro.gov.in/launchers/high-thrust-cryogenic-engine-ce20-development
ISRO is developing ...

这个确定不是新闻稿把443s敲成了434s么。。。
如果434s属实,而且是100喷管面积比做到的,这个指标可是比较烂,说明实际水平比设计值低了2%。泵效率、喷管型面精度恐怕都做的比较一般。
漆室葵忧 发表于 2017-6-5 15:44 | 显示全部楼层
joki 发表于 2017-6-5 15:34
这个确定不是新闻稿把443s敲成了434s么。。。
如果434s属实,而且是100喷管面积比做到的,这个指标可是 ...

443秒确实有点虚高了,毕竟室压只有6mp。
joki 发表于 2017-6-5 16:01 | 显示全部楼层
漆室葵忧 发表于 2017-6-5 15:44
443秒确实有点虚高了,毕竟室压只有6mp。

那看跟谁比了,HM-7B,室压3.5Mpa、面积比83,比冲能做到447s。
小推力上面级氢氧机,6Mpa已经算是高室压。YF75D才4.1,YF75印象里只有3.x。新25吨级氢氧机目标也就是8Mpa。印度这个配上面积比100的喷管,443s已经算是“保守”了。如果只能做到434s,那真是应了一句话--心比天高。。。。
漆室葵忧 发表于 2017-6-5 16:06 | 显示全部楼层
joki 发表于 2017-6-5 16:01
小推力上面级氢氧机,6Mpa已经算是高室压。YF75D才4.1,YF75印象里只有3.x。新25吨级氢氧机目标也就是6Mp ...

YF-75D和25吨上面级都是闭膨胀循环,室压很难提高。
纸飞机 发表于 2017-6-5 16:19 | 显示全部楼层
RL60和RD0146都是8MP一级的,VINCI是6.1
纸飞机 发表于 2017-6-5 16:35 | 显示全部楼层



还有CE20氢泵涡轮的效率0.4又是哪来的?

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joki 发表于 2017-6-5 16:42 | 显示全部楼层
漆室葵忧 发表于 2017-6-5 16:06
YF-75D和25吨上面级都是闭膨胀循环,室压很难提高。

跟同为燃气循环的YF75比,CE-20这室压也算是高的。
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