第303章 欲善火箭事,先利发动机 (第2/2页)
答案自然是可以的,但有个问题。
开放式循环发动机的燃料,主要是煤油。
这玩意不完全燃烧,会产生结焦颗粒,很容易堵住喷口。
然后就是,轰隆!
秒变大炮仗。
而如果让煤油燃料富氧燃烧,涡轮又扛不住。
大老苏曾经想过办法,用超高耐热合金,硬扛高温,但事实证明效果不咋地。
所以想要改进成封闭式循环,就得换燃料。
于是乎,采用液氢液氧的封闭式循环发动机,应运而生。
NASA大名鼎鼎的RS-25发动机就是这种结构,学名叫“分级燃烧循环液氢液氧发动机”。
早期老米的航天飞机用的就是这种发动机。
RS-25有两个小燃烧室,驱动不同功率的涡轮泵,分别抽取液氢和液氧。
但因为全都采用富燃,工作环境堪忧,涡轮性能几乎被压缩到了极致。
这就是它不适合作为可回收火箭发动机的原因,因为就算能回收,这俩涡轮机组也废废了,维护与更换成本太高了。
另外,氢的密度太低,有可能从细小的缝隙中泄漏出去。
一旦富燃的氢通过涡轮机的泵轴,泄漏到了液氧中,结局只能又是一片灿烂的烟火。
为此,科学家和工程师们,不得不设计一个复杂的密封装置。
所以即便RS-25有着非常高的燃烧效率,但距离极致还有一定差距。
逼逼了这么多,终于轮到邱睿的构思了。
他既不想用会漏油的开放循环,也不想搞不适合回收的封闭式液氢液氧。
而是想要一步到位,直接上最高难度——全流量分级燃烧循环发动机!
这种发动机同样有两个小燃烧室,分别带动两个涡轮。
乍一看和RS-25没啥区别,实际则不然。
两个小燃烧室,一个是富燃燃烧,另一个则是富氧燃烧。
富燃的带动燃料泵,富氧的带动液氧泵,再将废气同推进剂,一起注入主燃烧室内点燃。
关键点就在这里了,这种结构下,不再有从推进剂罐直接连通到主燃烧室的管道。
因而所有的燃料和氧化剂,都会通过两个小燃烧室,参与极度富燃与极度富氧反应中,可以让涡轮以更低的温度、更低的压力工作,大大提升了涡轮组件的寿命。
而且即便是富燃的燃料通过泵轴泄漏,也只会遇到更多的燃料,也就不需要精密的密封装置了。
所以就理论设计而言,这种结构下的火箭发动机,其热力学循环效率是最高的。
当然,这条技术路线也不是邱睿想出来的。
大老苏的Rd-270发动机,采用的就是这种结构。
不过那玩意用的两种推进剂是四氧化二氮和偏二甲腓,是出了名的“毒发”,始终也能下测试台。
没能搞成功的原因不在于推进剂有毒,而是当年的技术不达标。
全流量分级燃烧循环,虽然把小燃烧室的温度给降了下来,但是这玩意技术难度高,稳定性贼差,很难长时间有效输出。
遵循前世老马的解决思路,邱睿决定索性把燃料也换了。
从液氢,换成液态甲烷。
这么做的好处多多,简单举几个方面。
首先是“比冲”。
衡量火箭发动机效率的标准是“比冲”,即单位时间内消耗单位推进剂所产生的推力。
总之知道比冲越高越好就完了。
虽然理想的甲烷发动机,比冲为459秒,比理想液氢发动机的532秒要低,但比煤油发动机的370秒可高了不少。
然后是燃料的燃烧温度,燃烧温度越低,对发动机就越好。
煤油燃烧温度3397度,甲烷3277度,液氢2797度。
接下来是燃料沸点。
煤油210多度,比水还要高。
液氢零下253度,接近绝对零度。
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。
至于甲烷,沸点在零下162度,和液氧非常接近。
因此甲烷罐和液氧罐,可以使用共底储箱,从而大大减轻火箭的重量。
最后,也是最重要的一点,价格。
都不说液氢,就是和火箭用的煤油一比,甲烷都跟不要钱似的。
综上所述,无论怎么看,采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机都必须要搞。
不搞不行!
(*注:我这章写的好像有些自嗨了,没啥剧情,大家全当是个过渡章节好了)