发布时间 : 星期三 文章关于能源号的RD0120火箭发动机更新完毕开始阅读c8e5d773f80f76c66137ee06eff9aef8941e48e1
关于能源号的RD0120火箭发动机
美国人已退役的航天飞机用的发动机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。 而同一级别并使用同样工质的俄/苏RD0120（能源号火箭）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)。此机在业界亦是神迹！
费解之处在于，液氢液氧两者密度之差距巨大，如美国之J2（土星五号）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）。
俄国人如何能将其同轴？有何理论依据？ 附件
RD-0120_tna_2_b.jpg (18.58 KB) 2012-6-29 07:47
RD-0120_tna.jpg (38.25 KB) 2012-6-29 07:47
转贴9ifly就相同问题各老大的回贴如下：
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h tt p://w w w.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：
h t t p://w w w.9ifly.cn/forum.php?mod=viewthread&tid=1850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！ -
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。
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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：
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turbopump : 原来是殊途同归，各凭实力，各取所须……