火箭技术 俄1 美2 欧3 日4 中国老5 （意外啊，有点长）
导读：转帖 勿喷
就目前说来，火箭发动机技术水平最高的可能是俄罗斯而不是美国，俄罗斯的rd170发动机每台的地面推力就达740吨，是目前世界上推力最大的液体火箭发动机。一台发动机就几乎相当于中国长征系列采用的火箭发动机如YF-20B的十台以上，而且比冲更高rd170可以重复使用，1993年第10期《中国航天》“rd170使用液氧煤油作推进剂，从设计上说，可在大修前重复使用20次”
　　苏联在80年代中期左右终于攻克了花重金的富氧燃烧和废气补燃技术，特别是惰性合金的研制，成果就是有史以来正式装备
转帖 勿喷就目前说来，发动机技术水平最高的可能是而不是，的rd170发动机每台的地面推力就达740吨，是目前世界上推力最大的液体发动机。一台发动机就几乎相当于中国系列采用的发动机如YF-20B的十台以上，而且比冲更高rd170可以重复使用，1993年第10期《中国航天》“rd170使用液氧煤油作推进剂，从设计上说，可在大修前重复使用20次”在80年代中期左右终于攻克了花重金的富氧燃烧和废气补燃技术，特别是惰性合金的研制，成果就是有史以来正式火箭的最大推力发动机——RD-170/171，RD-170/171可以称之为划时代的超级发动机，其不仅达到了7500KN的真空推力（超过土星5号的F-1），而且利用了富氧燃烧和废气补燃技术，大大提高了比冲，换句话来说，RD-170/171看似不比F-1推力大多少，但是效率高的多，同样的燃料可以飞的远的多。（F-1的真空比冲为264.72s，RD-170/171达到惊人的338s）当然了，RD-170/171并不是没有缺点的，其一个发动机采用了四个独立的燃烧室，不仅提高了重量，而且提高了结构的复杂程度。不过瑕不掩瑜，RD-170/171的确是发动机的，凭借着极高的性能藐视一切所在。由于一直没有攻克煤油发动机的补燃技术和富氧燃烧技术，而此后专攻固推，所以煤油火箭发动机基本落下了，而的解体提供了一个契机，使能够一窥神秘的RD-170/171背后的秘密，了解是怎么攻克相关技术的。因此NASA以及洛马和通用动力共同找到了解体后成立的动力机械科研生产联合体，要求购买RD-170和衍生型号RD-180的技术专利，当时设计局连工资都发不出，咬到这条大鱼自然是满口答应。因此，的宇宙神火箭采用了许可在国内生产版本的RD-180发动机。当然了，永远不要低估美国人的野心，美国的确是对富氧燃烧和补燃技术很感兴趣，但更想完全掌握相关技术，继而在火箭技术的所有领域获得绝对的霸主地位。所以在90年代末期，美国开展了一个雄心勃勃的计划——研究下一代的超级火箭发动机，备选方案主要有富氧补燃的煤油发动机RS-84和比SSME性能更优良，推力达到5000KN级别的超级液氢发动机RS-83。其中RS-84除沿用富氧燃烧技术和补燃技术外，还采用了结构更简单的单燃烧室设计，可谓是相比于RD-170/180更加的青出而胜了。RS-83/84另外一个变态之处是要求可回收，大家知道，一般只有固体火箭发动机是可回收的（比如的SRB），而液体火箭发动机一般是直接抛掉，成本非常高，美国雄心勃勃的SLI计划试图将液态火箭也一并回收，并且在90年代中期首次回收了一枚塔1型火箭，开创了液体火箭回收的先例。然而测试是一回事，回收稳定性又是另一回事。随着美国伊战的爆发和经济形势的吃紧，美国最终不得不放弃了堪称史上最强的RS-83/84计划，但是两者其实都已经造出样机，转入技术储备，并非没有成果，所以取消还是比较可惜的~在RD-170的基础上发展出了RD-190，其中掺入了部分液氢，使得液氢、煤油和液氧稳定复合燃烧，进一步提升了RD-170的性能，在RS-84取消后，RD-190/191是当之无愧的最强煤油发动机~专访中国工程院院士、中国火箭总工程师龙乐豪本次，我们请到中国资深专囘家龙乐豪、茹家欣以及研究院的高朝晖工程师，一起谈谈的话题。记：运载火箭的水平直接决定著一国的太空控制能力和打击能力，本次请龙院士谈谈对火箭的看法。龙：运载火箭方面，现在美俄还是领先，其后是欧空局，应算第二阵营中的领先者，其后是中国。如单项排名，俄罗斯发动机水平是最高的，比如它的高压补燃液氧煤油发动机水平相当高，氢氧发动机也不错。但运载火箭的综合能力方面，美国要强于俄火箭。运载火箭的单项技术和美俄差不多，但规模还不及。欧空局的“阿丽亚娜” —5起飞重量700多吨，规模比h-2b大。h-2b的地球同步转移轨道运载能力是 8吨，低轨道运载能力是16～17吨(日本发射过最大筹载是htv的16.5吨 但是 h2b最大可达到19吨)。低轨道速度增量较小，一般7.8千米，秒左右。同步转移轨道的速度增量要达到10千米／秒左右，因此运载能力要小一些。中国的运载火箭里最强的是“”－3号乙 (cz-3b)，地球同步转移轨道运载能力是5.5吨，低轨道最大运载能力是12吨的样子(没发射过，中国发射过最大筹载是神舟太空船 约7.6吨)，所以日本的比我们强(用中国3级火箭去比日本2级火箭 不公平 如果日本也有三级火箭会赢更多 )。俄罗斯的地球同步转移轨道运载能力也就是八吨多，因为它地理纬度高，吃亏了。如果俄罗斯火箭拿到同样纬度发射，也能有十吨多的同步转移轨道运载能力。美国火箭的这个数值已达到11～12吨左右， “阿丽亚娜”－5已达到12吨。这是因为“阿丽亚娜”－5是在发射，北纬4°，占了些便宜。美国佛罗里达纬度在28°左右，与西昌差不多。“”－5同步转移轨道运载力将达14吨左右(记者问得是中日比较 龙乐豪说到俄罗斯纬度高对发射能力有不利影响，但是日本纬度也算高了吧)。记：这是否算入了文昌的纬度?龙：文昌的纬度接近20°，占的便宜不太。而且文昌纬度最低海拔也低了，这也要吃亏。火箭在发射开始阶段如果能减少两千米上升距离还是能省点劲。西昌海拔1800米，比文昌高很多。记：日本的火箭比中国的优势在哪?龙：h-2b的规模比“”系列大。“长征”系列起飞重量最大的为570多吨(应该是471吨)，是载人的长－2f。但运载能力最大的是
长－3b。长-2f为什么起飞重量大?因为它的芯级一、二级燃料都是四氧化二氮／偏二甲肼，密度大，每立方米约700～800千克。而长3b的芯级二级以上都是液氢液氧，密度很小，每立方米只有70千克左右，所以起飞重量只有540吨左右。长一3b高轨道运载力是5.5吨，低轨道12吨，长2-f低轨道运载能力是8吨左右，跟日本人的16吨比还是小了(leo是19吨不是16吨)。日本的传统是芯级液氢液氧加固体助推，我们的传统是助推和芯一级都采用四氧化二氮／偏二甲肼。我国新一代运载火箭成功应用后，运载火箭上就不用这种燃料了。卫星上可能还用，但量不大。四氧化二氨，偏二甲肼在生产时有毒。如果发射时出事，未经充分燃烧也会污染环境。我们下一步也要搞固体助推器，因为固体火箭相应简单些。当初我们没搞固体助推，当时我们这方面技术能力差一点，而液体技术的条件要相对具备一些。日本搞固体主要是为转化成。日本h－2b火箭直径达到5.2米，而“长征”系列只有3.35米。从3米多扩大到5米多是很大的技术差距，需要全新的工艺、。制造5米直径储箱的工作母机、厂房都要重来。日本固体助推器水平也比我们强，我们的没这麼大。固体火箭扩大后会遇到装药、粘结工艺、燃烧稳定性、壳体制造等问题。记：固体火箭的壳体与液体火箭有何区别?龙：液体火箭的壳体都较薄。如果箱子做得很笨重，运载能力就小。固体装药密度很大，体积很小，壳体很硬，过去是钢的，现在用玻璃钢、碳纤维等。液体火箭的壳体一般用铝合金，没有用钢的。液体会晃动，横向载荷比固体火箭要大，所以壳体用复合材料比较少。固体火箭装药都上百吨，用铝合金做壳体强度不够。记：日本h-2系列的助推器布置方案繁多，还有不对称布置的。龙：这是推力组合计算的结果。助推器越少越好，多了增加故障几率。我国固体火箭用于的水平也不低，但比较小。其实日本固体火箭水平仍算低的，美国航天飞机固体助推器的推力达上千吨。记：它推力大是因为它体积大。龙：但这种大体积别国做不了。美国航天飞机固体助推器分4～5节，是一次点火，每节之间燃烧传递技术要求很高。记：助推器和芯级是否同步点火?龙：多数是同时点火。有个别情况是助推器先点，等火箭升到一定高度芯级再点。起飞推力不是越大越好。对于载人火箭，起飞过载值都要小于5g。对于无人火箭，推力太大轴向载荷就大，芯级内较薄的加强筋箱体就容易被破坏。记：h-2的助推器与“阿丽亚娜”－5的类似，采用2个较细长的助推器。而h-2 a和、h-2b都与“长征”系列类似，采用众多矮小的助推器。龙：助推器与芯级的连接处一般要在芯级的箱间段，因为这段强度较强，而箱壁一般只有一点几毫米，无法受力。所以助推器的连接处透露出箱间段位置，助推器的高度实际上决定于火箭的总体设计。芯级箱间段如果处于较高位置。助推器就要做得细高。如果将直径从2.25米减到1.8米，我们国家也没有现成的 1.8米直径箱段的工装模具。记：h-2b的芯级第三级明显变细(是第二级火箭 h2b是二级火箭 不知为何在他们口中变成三级火箭)，是什么原因?龙：“长征”火箭也有这种设计。芯级第三级我们也叫做末级或顶级，它的重量与有效载荷是一比一的关系。也就是说这一段结构重量如果增加1千克，有效载荷就得减少1千克。所以要把芯级第三级做得细一些，这样死重就小一些，相对，有效载荷就大些。而下面的芯级一、二级如果也变细，燃料就不够了。而且，芯级二级的结构重量如果增加100千克，可能相当于有效载荷减小十几千克，芯级一级的这方面影响更小一些，只有芯级三级与有效载荷是一比一的关系，它减重对有效载荷贡献最大。至于其它型号未将芯级三级变细，是因为它们的运载能力够了，不需要那么大，h-2b是5米多直径，结构重量太大。所以规模大的火箭常用这种设计。有时想把芯级末段直径做小也不行。当载荷物的体积已经很大时，如果再减小芯级三级的直径，就会形成大脑袋细脖子的状况。那样在变细脖子处会产生涡流，压力脉动会产生附加载荷。载荷一大，结构又要加强，就会形成恶性循环。所以要有恰当比例，设计上有个选择。记：日本火箭的发动机水平如何?龙：氢氧发动机水平比我们高，它当初是买美国的。即使和我们用同样的液氢液氧燃料，它的推力和比推力也要比我们更大。我们的氢氧发动机应该说也达到了国际先进水平，但综合性能比日本差。日本氢氧发动机的比推力在450秒左右，我们的在440秒左右(这是指第二级以上)。差一秒，运载能力可能就差了一百千克。再如同样一个5米直径的储箱，它做得可能就轻，就精细。每处细节差一点，它打同样的轨道，运载力就比我们多一些。衡量火箭水平的一个最综合指标是有效载荷系数，就是送到预定轨道的最大运载能力与起飞重量之比。 h-2有效载荷系数曾世界第一，但当时太追求单项性能，不可靠。现在日、美的火箭不大追求有效载荷系数，工程要实用化要可靠要廉价要占领市场，水平都差不多，不太在乎运载能力高一点低一点。对客户来讲，有效载荷系数不是主要参照值。记：保温材料上，中日是否有差距?龙：保温材料与发动机无关，属于火箭总体范畴。这方面我们与美、欧水平相当，日本是跟随美国的路子。这层保温材料约几十毫米，是喷涂的。这种发泡材料喷涂后会涨起来，因此要再加工，把多余部分打平，外面再加上加固与密封层。欧洲“阿丽亚娜”火箭保温层不是这种方式。日本主要在总体规模、发动机、材料、工艺等方面超过我们。电气系统、控制系统方面我们进步很快，我认为不比它差。记：临轨技术中日对比怎么样?龙：精度控制都差不多。从需求讲，运载火箭不一定精度特别高。卫星发射上去后，和地面跟踪测量系统是个大回路，入轨精度差一点可以通过这个回路修正。我国入轨精度世界一流。而其它国家的运载火箭要比它们自己的战略导弹控制精度低一些。现在没必要再用入轨精度来衡量一国的火箭水平。日本的跟踪测控技术也不差，而且它如果需要在国外进行地面跟踪测控，可以采用国际大合作。而别人对跟我们合作有顾虑。日本的探月水平也比我们高，上世纪90年代时就接近过月球(是1990年升空探月)。那时它的运载火箭能力其实不如我们。这次的“月亮女神”甩了三颗星上去，构思比较巧妙。至于战略导弹能力，日本一旦搞起来，我估计不要太多时间。经验上日本可能不如我们，但单项技术一旦突破，形成工业化的能力要比我们快记：中国的运载火箭弹体都很细长，这是受铁路隧道的限囘制。那么，细长弹体较之粗囘壮弹体在性能上有哪些弊端？高朝晖（以下简称高）：细长弹体刚度减小，火箭变得更柔囘软，控囘制难度增囘加。火箭也不是越短囘粗越好，还要考虑在火箭横截面积增囘加的同时，其气动阻力也会增囘加，影响火箭的气动特性和运载能力，因此选择合适的长细比十分重要。龙乐豪（以下简称龙）：我们的火箭芯级直径3.35米，已经把性能发挥到极限了。世界上最细长的火箭应该算美国的“大力神”，芯级长径比在20左右，我们的接近17。火箭细长带来的最大问题是不好控囘制。细长壳体的固有频率较低，起飞后液囘体推进剂一晃动，也有一个频率，这两个频率容易耦合，一旦引发共振，火箭将被破囘坏。粗囘壮弹体的固有频率较高，和液囘体推进剂的振动频率不容易耦合。除此之外，火箭细长后，载荷舱受到限囘制。记：中国的运载火箭在发射时火焰显得稀疏清淡，不如美国的运载火箭及其航天飞机发射的火焰浓烈，这是否是推进剂的原因？是否意味着推力不如美国的运载火箭？高：是推进剂的成份不一样，推力与火焰没有直接关系。一般来说，采用液囘体推进剂的火箭燃囘烧过程中不会产生固体燃囘烧物，而我们所看到的所谓火焰浓烈是因为美国的固体火箭或者推进剂燃囘烧后产生金属氧化物颗粒。从发动机的性能来讲，其燃囘烧产物最好是分囘子量小的气体，这样不仅燃囘烧性能好，而且气体的充分膨囘胀和加速才会产生推力。固体推进剂的构成也决定了其固体燃囘烧产物的多少，一般增囘加的金属颗粒是为了提高固体推进剂的能量，但它的燃囘烧产物是固体颗粒，这不仅会产生浓烟，也不会对推力产生贡献，所以可以说，推力与火焰的浓烈与否没有关系。由于燃囘烧的产物不同，一般来说液囘体推进剂的火焰不如固体推进剂的火焰浓烈。记：美国的“宇宙神”5 HLV、“大力神”-4B、“德尔它”4、欧洲的“阿囘里安”等火箭其助推器都很高大，而中国的“长征”火箭其助推器都很矮小，这是什么原因？为何不将其做大以提高推力？龙：由于必须是助推器先抛，芯级一级后抛，所以不能出现芯级一级烧完了助推器还没烧完的情况，因此助推器的高度一般不超过芯级一级的高度。由于“德尔它”4等火箭是两级火箭，它的芯级一级比“长征”火箭的芯级一级高很多，所以其助推器要比“长征”火箭的高。记：也就是说从助推器的大小能看出火箭的结构来。龙：是这样。高：这也是系统工程决定的，比如运载有效载荷的质量要求，发射任务的轨道要求，助推器和芯级落区的选择等因素决定。可以做大，但是没有必要。记：中国新一代大运载能力火箭的起飞重量将达到800多吨，这比起土星-5的3 000吨来还相差甚远，用其只能完成探月而不能登月，为何不一步到位直接搞3 000吨的火箭？难点在哪？高：一步到位成本较高，航天技术跟当前任务和未来一段时间内的需求有关系。同时通过当前任务的研制为下一步研制积累经验。主要是发动机的设计比较难，大推力发动机研究不出来。美国也是买俄罗斯的发动机。龙：直接上3 000吨的火箭还不完全现实。当初我们也没考虑那么远，新一代火箭的总重量可以达到800吨，里面的两种主要发动机技术也基本突破了。但如果想要直接搞3 000吨火箭，这两型发动机就基本用不上，还得重来。记：龙总以前曾提出中国新一代运载火箭的发展途径应该是：以5米直径的火箭为重点，采用50吨级推力氢氧发动机和120吨级推力液氧煤油发动机两种新型动力系统，以5、3.35和2.25米三种直径火箭为三个模块，通过组合形成系列，满足不同任务。那么如果大推力发动机搞不出来，用多个现有的发动机模块搞人海战术是否能达到推力要求？龙：不是绝对不可以，但发动机太多会不可靠。当初美国搞土星-5时，苏联为了对抗，搞了五级N-1火箭，第一级装30台NK-33发动机，总推力为44 492千牛，而土星-5是33 813.92千牛。结果N-1发射囘了4次，次次失败。“阿囘波囘罗”11登月前13天，N-1火箭第二次发射，结果点火后8秒第一级发动机的一台液氧涡轮泵就发生异常，造成发动机囘关机，103米高的N-1火箭砸向发射台，2 000多吨推进剂把发射台炸得粉碎。最后一次发射是在1972年，发射后107秒，火箭的一、二级就出现震颤，第一级发动机还提前关机了40秒，控囘制人员只能将其炸毁。高：确实是这样。搞许多小发动机的并联会大大降低火箭的可靠性。大推力发动机研制牵涉到许多理论、设计、生产、工艺、材料的问题。龙：从技术上看，搞重型火箭和中型火箭不仅是量变的问题，搞推力600吨和几十吨的发动机是有质的区别的。但现在我们国囘家如果立项搞重型火箭，我相信如果有投资，用个十来年应能出来。现在还是先把800吨火箭搞成再说。记：美国当初为何不用推力巨大的土星-5来直接带航天飞机入轨，而用了现在这种航天飞机运载结构？高：按照重复使用的理念，采用土星火箭发射成本过于高昂。它设计成现在这种结构，中间一个装液氢和液氧剂的燃料箱，为航天飞机入轨用，两边各设一个助推器，而且掉落海里可以再用。用土星-5替代助推器代价太贵。燃料箱的液氢液氧推进剂如装在助推器里，助推器分离后就没办法让航天飞机入轨了。龙：它的航天飞机的费用并没随飞行次数分摊下来，反而有增囘加。主要是太追求精尖。记：美国人曾认为火箭是成熟技术，把一次性运载火箭搞得过于尖端精致是一种浪费。后来它以航天飞机为贵了。龙：航天飞机这么多次飞行也属运气较好，每次飞行都故障频出，每种故障都可能出严重事囘故。将来的低轨道空间站运输还是要重复使用的运载器，但要便宜。现在的航天飞机是客货混用，等于用小轿车拉货，以后应用途单一，以免载荷浪费。记：运载火箭的助推器有时只有两枚，有时有4枚但却是大小推力不同的两组，这种推力不呈全对称的情况是否会造成飞行时的不稳定？高：不会，对稳定性有一定影响，但控囘制系统可以解决，总的来说，合力并不会产生偏心，因此不会产生偏心力矩。茹家欣（以下简称茹）：关键是控囘制系统，目前这已不是问题。航天飞机的推力更不呈全对称，也没问题。记：国外火箭的助推器有5个的，还有设计8个、9个的，那么助推器有无最佳数量？装多了是否会共振？茹：助推器数量不是想装几个装几个，但也没固定模式，3枚也可以。主要从技术、经济上考虑，一般几种方案比较后，哪种合适、周期短，就用哪种。至于多枚是否会共振，可以对壳体结构加强。记：助推器与芯级一级发动机在起飞推力贡献上是什么关系？它们的推力是严格规划好的还是谁大谁小无所谓？高：推力没有主从关系，但关机时序有要求，一定是助推器先抛（也有同时抛的，关机时序肯定要求助推器在前）。推力是严格设计好的，推力大小是有分配的，尤其是航天飞机的飞行过程，由于质心的偏心，航天飞机本身产生的力就会产生较大的偏心力矩，为防止这个力矩产生滚转，它的推力大小是严格限囘制的。茹：助推器还是起帮忙的作用。“长征”火箭的四个助推器的总推力与芯级一级四台发动机的总推力相当。记：火箭一定要用助推器么？如果把助推器取消，将推进剂都做在芯级里，加大芯级的直径和推力，效果是否一样？茹：这种方式不是不可以，但它要比外加助推器复杂且成本高。大直径壳体会有加工、运输方面的困难。外加助推器就简单得多。记：在考虑助推器方案时，大型多节液囘体助推器、大型多节固体助推器、小型整节固体助推器是否可以随意组合？高：从设计、生产、成本和可靠性等方面考虑，一般一种火箭只用一种助推器。固体助推器燃囘烧时间短，成本较高，其推力冲击较大，一般用于大推力加速短时间工作的场合。液囘体助推器易控囘制，燃囘烧时间较长，应用较多。如任务需要，也可采用固体和液囘体助推器同时使用，但对称的助推器必须采用同样的类型。龙：助推器的二节、三节是指这几节药柱，而不是级，无论多少节，都是整体一次性抛落。记：苏联的“东方”号、“联盟”号、“质子”号等其助推器都考虑了保形设计，都呈锥形分布在芯级周围，这是否对气动性能有利？中国及其它国囘家火箭的助推器为何都直上直下而不用此设计？高：锥形是对气动性能有利，保持了流线型，而直上直下是为了加工工艺的要求，中国现在助推器头部设计为锥形。龙：苏联早期火箭的助推器用这种倒锥形是为了增囘加气动稳定性，阻力也有所减小。中国和别国的火箭控囘制技术已能消除这方面影响了，所以没必要再抠这些细节。苏联后来的火箭也没再采用。这是控囘制技术还不完善时的手段。记：中国“长征”-3C在“长征”-3B的基础上，减少了两个助推器并取消了其上的尾翼，而发射飞船的“长征”-2F又恢复了助推器尾翼，请问助推器上的尾翼对运载火箭来说有多大用？是否装与不装均可？高：助推器上的尾翼能够增囘加火箭的静稳定性，如果在设计时其稳定性已经满足要求，就没有必要装尾翼了，如果再装尾翼，静稳定度太大，火箭反而不好控囘制，也就是有个度的原则。茹：如控囘制技术足够，就不用加。龙：以后的火箭根据需要决定是否安装，并不是说尾翼就是淘汰的技术。记：在推力方向调节上，目前的运载火箭主要采用哪种方式？比如燃气舵、空气舵、二次喷囘射及柔性喷管等。高：比如“长征”-3丙一子级发动机的喷口可以在伺服机囘构带动下单向摆囘动以控囘制火箭姿态，最大摆角10°。两个助推器各有一台推力为75吨的发动机，喷管固定不摆。而其二子级主发动机喷管固定不动，游囘动发动机喷管可作单向摆囘动，最大摆角60°，以控囘制箭体姿态。茹：液囘体发动机是喷管和发动机上面一节一起摆囘动，来实现矢量控囘制。固体发动机是只摆囘动喷管，也就是柔性喷管。记：运载火箭的固体助推器其结构、燃料能量等是否与固体弹道导弹相同？从生产角度看，元器件、工艺等技术是否一样？比如惯导系统是否水平相同？茹：固体助推器与固体弹道导弹相似，但技术要低一些，惯导水平也要低一些。运载火箭涉及到市场，要求经济性。记：运载火箭载荷舱的直径一般都大于弹体的直径，是否会影响气动性能？高：会影响。载荷舱大于弹体直径，过渡部分有涡流脉动压力，易形成抖振，弹体结构要加强。“大力神”就是例子。记：运载火箭发射飞船和卫星的入轨精度要求、技术难度是否一样？与分导式弹道导弹的弹头入轨难度有无区别？高：发射飞船和发射卫星入轨精度要求一样。分导式弹头入轨，各弹头轨道不一样，每分离一个，火箭要改变轨道。龙：卫星是天地一体化的，其精确性不完全由自己定，入轨时有一点误差，可以靠地面控囘制调整。弹头则是无法调整的，要求高得多。同样，卫星和飞船返回时的入轨与弹道导弹弹头再入时的精度要求也差别较大。记：也就是说一个国囘家运载火箭的水平不等于其战略导弹的水平，前者对后者也没什么帮助。龙：可以这么说。运载火箭只是一个基础，但航天器也有专门的技术战略导弹上遇不到。只能讲，一个国囘家运载火箭水平很高，它的战略导弹水平不会太差，反过来不好说。记：“长征”3号的第三级采用低温高能液氢液氧发动机，有何好处？高：低温是指推进剂液氢和液氧需在低温下保存，进入箭体贮箱的液氢温度要求小于-252.4°C，液氧温度要求小于-183°C。使用液氢液氧推进剂的主要作用是环保，两种推进剂燃囘烧后产生的是水，不会造成环境污染，而且这两种推进剂的比冲大，也就是单位秒流量的推进剂产生的推力比使用其它推进剂更高。但是它的缺点是使用成本高。记：日本H-2火箭一二子级都采用高性能分级燃囘烧氢氧发动机，由于液氢易爆，中国的火箭芯级一级一般不采用氢氧发动机，为何日本就敢采用？高：目前中国液氢液氧发动机的推力最大才50吨，液氢易爆，在三级更易爆，而中国的“长征”－3B火箭在三级就采用了氢氧发动机。茹：我们的下一代火箭也是芯级一级都采用液氢液氧发动机，技术上基本过关。记：氢氧发动机为什么不用在助推器上？茹：助推器要求推力大。液氢液氧发动机的比推力高，但密度小，会导致助推器做得很大，因此不适合助推器。龙：以前的火箭一级二级未用液氢液氧发动机，还有一个原因，就是火箭起飞后应尽快穿过大气层，使重力的影响小一些，所以用大推力发动机。从安全上讲，如一个屋子里氢气的含量超过一定值，挠一下头发才0.02毫焦的能量就会引发爆囘炸，液氢安全要求极高。记：以前的液囘体发动机推进剂比起液氢液氧的缺点在哪？龙：一是有毒，二是比冲低，使火箭吨位较大。我们的长-3乙有效载荷系数是1.22%，就是说100吨的起飞重量能把1.22吨的载荷送上去。当时列世界第三，比H-2和“宇宙神”低，H-2为1.52%，“宇宙神”2AS为1.49%。液氢液氧也有缺点，液氢极易挥发，它不能用于战略导弹。记：以前的液囘体发动机也有液氧，低温保温技术是否早就过关了？龙：液氢液氧的沸点相差70度，两者的保温技术不是一个水平，而且液氧本身就比液氢稳定一些。记：-252.4°C如何保温？是靠冰柜还是什么？龙：只能靠保温材料，所以时间不能超过24个小时。记：顺便问一下，那些保温材料在火箭起飞时是炸出去的还是怎么脱落的？龙：这些保温材料是塑料的，会占重量，所以要抛掉，迎风一吹就掉了。记：中国新一代火箭是否芯级每一级都采用液氢液氧发动机？龙：新一代火箭最多是两级，都用液氢液氧发动机，但型号不一样。上面级推力小一些，具有多次启动能力。记：为什么级数减少了？龙：少一级，可靠性提高很多。环节越多风险越大。记：总体而言，日本H-2比“长征”火箭的先进程度如何？龙：H-2的水平总体看如果用一种火箭来比，它与长-3甲系列相当，综合性能还强些，如有效载荷系数等。但是它可靠性差，主要是太追求技术先进。记：H-2后续型为降低成本，用了大量简化替代设计，既然这些设计效果也不差，那为何当初还用那些复杂技术？龙：日本人当初可能就是想这么干来的，过程中发现这些技术存在种种问题。其实日本人很鬼，H-2A的助推器它完全能搞液囘体的，但它搞了固体的，为的是稍微改一下就是战略导弹。茹：现在H-2A还是昂贵，没市场。记：是否因为没人订货导致无法批生产，成本下不来？龙：我觉得还不是这点。主要还是因为它许多指标一味追求先进精确，设计生产和试验费用高昂。它又搞了H-2B，成本不清楚。记：主流观点认为日本有了核弹头制囘造能力，又有了H-2A火箭，就已形成战略弹道导弹的实战能力，您认为两者间的技术差距有多大？龙：说实战能力不太恰当。前者只不过是具备了基础，如果它真要搞，用不了一两年就能搞成。记：可它的风洞建设不全，也没有数次实际飞行试验，战略导弹如何可靠？龙：日本真要再像珍珠港那样，它就不顾那么多了，可能直接付诸实战。高：它的许多数据可以引进美国现成的，有些试验可到别的国囘家去做。甚至也可以用计算机模拟来替代飞行试验。记：日本在系统工程方面同中国是否有差距？龙：在航天领域与我们有差距。它的氢氧发动机是引进美国的，我们则完全自力更生。与航空工业相比也是这样。航空工业老有钱，老能买到东西，但至今没有什么过硬的自主品牌。航天则是一开始就被西方扼囘杀封囘锁，却顽强搞了出来。记：运载火箭目前可以做到小批量生产么？还是发射前现造？龙：目前就是批量生产，现生产来不及。生产周期也都在一到两年。记：苏联的“能源”号是与土星-5比肩的巨型火箭，但它们结构不同。如果我们再搞下一代巨型火箭，它们的方案谁更值得我们效仿？龙：虽然推力都是巨大的，但两者不可比。“能源”号是低轨道运输用的，用一级半火箭就行。土星-5是为登月用的，要求至少三级半以上。所以用土星-5和美国为重返月球搞的新重型火箭比较才合适。新的火箭比土星-5简单，但利囘用了航天飞机的氢氧发动机、助推器、大贮箱等，而且加了助推器。记：土星-5没有助推器，芯级一级就是5个大推力发动机，为何过了40年美国还倒退了？龙：实际上是更先进而简单了。茹：土星-5的技术估计已没有了，推进剂等技术都已落后了。记：能否说土星-5还没我们下一代火箭先进？龙：不好这么说。在某些单项技术上，我们要先进，但我们毕竟从规模上无法与之相比。本文内容于
21:57:54 被zxjjxzzxj编辑
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