俄罗斯的液体火箭发动机系列
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简谈液体火箭发动机工作原理与固体火箭药柱雕刻（一）
2016年，中国航天事业取得了巨大的进步。在火箭这一方面，有长征7号、长征5号的首飞成功。据统计，2016第一文库网年，中国一共发射了22次运载火箭，次数上与美国并列第一。笔者认为，2016年对于中国航天的意义，可以很类似的参考2012年对于海军的发展的意义，在2012年辽宁号入服，172号昆明舰052D级通用导弹驱逐舰的下水，基本奠定了未来中国一段时间的海军的发展；而2016年，首飞的长征5号和长征7号基本奠定了中国未来的发展，那么以此为契机浅入的讲解液体火箭发动机的循环方式和固体药柱雕刻形状对推力的影响。新一代的运载火箭长征6号长征7号和长征5号均使用了YF-100高压补燃循环（也叫分级燃烧循环，后面统一使用高压补燃循环称呼）液氧煤油发动机，那何谓高压补燃循环呢，这个问题要从火箭发动机的结构说起，以YF-100为例，其燃烧室的压力可达到177个大气压力，但是燃料罐压力只有50个左右的大气压力，所以必须要有东西让燃料增压才能输入到燃烧室内，最简单的循环方式就是用高压气体直接对罐体燃料了进行加压，也就是挤压循环。挤压循环示意图该循环结构简单，但是只适用于小型火箭，当燃烧室的压力较大时，那么对罐体加压的压力也会更大，所以会导致储箱箱体的结构方面的问题，所以一般的火箭发动机会采用涡轮泵加压后再输入燃烧室，早期的涡轮泵多采用附加别的物质驱动涡轮泵，比如V-2导弹其工作原理就是过氧化氢在催化剂下分解成水和氧气，驱动涡轮泵旋转，然后再带动燃气泵和氧化剂泵对燃料和氧化剂进行加压输入燃烧室中。这种循环方式是现代循环方式的雏形，在这个循环方式的基础上，取消附加启动涡轮泵的工质，改为直接用燃料和氧化剂作为对涡轮泵做功的工质，以此产生了目前液体运载火箭三大循环方式：膨胀循环，燃气发生器循环和高压补燃循环。并以此来介绍中国火箭发动机目前的发展概况。膨胀循环：长征5号基本型的YF-75D就属于膨胀循环的液体发动机，膨胀循环的工作方式是燃料在喷管附近被热交换机加热变成气态驱动涡轮泵旋转从而带动燃气泵和氧化剂泵。膨胀循环的燃料均在燃烧室完成燃烧因而性能比较高，又由于涡轮在较低的温度下工作，因此发动机结构简单可靠重量轻，但是这种循环的发动机还没有大推力的型号，受制于涡轮泵的攻率和热力学特性尚存在一系列问题，大推力膨胀循环液体发动机还存在一定量的问题，所以膨胀循环式液体火箭发动机多应用在运载火箭的上面级，比如YF-75D就运用在长征5号的芯二级。YF-75D膨胀循环氢氧机是中国液体发动机家族中的新锐型号，比冲442秒，推力相对于YF75增大到9吨。可以说YF-75D足以胜任未来几十年的主流火箭上面级要求，膨胀循环改进升级多次启动是可以实现的，而YF-75D也应该有3次以上能力，可以说，中国的YF-75D发动机已经做到了世界主流的水平。喷嘴膨胀循环示意图YF-75D和RL-10系列发动机比较，因为混合比和喷管面积比的原因导致比冲会差几秒，不过已经在同一水平了。中国采用更高的混合比是为了密度比冲可以更高，也就是火箭储箱体积可以小点。而在大推力火箭发动机面前，因为单纯的燃气做功并不足够驱动大功率的涡轮泵，于是乎解决办法就是输入少量氧化剂和少量或全部燃料在预燃室中先被点燃，产生燃气驱动涡轮泵，可以认为是一个小型的燃气轮机，于是在这种加入了预燃室的情况下，划分了两个世界目前主流大推力火箭发动机的循环方式——高压补燃循环和燃气发生器循环。前者运用于YF-100液氧煤油发动机，后者运用于YF-77液氢液氧发动机上面，我们后面将详述讲解这两种循环方式，以及世界各国液体发动机的技术水平。上图为富燃高压补燃循环和燃气发生器循环示意图。两者的相同点都在于引入了部分氧化剂在预燃室中燃烧驱动涡轮泵做功，不同的地方在于燃气发生器循环的燃料和氧化剂在预燃室燃烧在涡轮泵上做功以后就直接排除，这种发动机很重要的一个特征就是拥有至少一个废气管。比如长征5号YF-77，就可以看到侧面的废气排出管。长征5号的YF-77发动机长征-2F运载火箭的DaFY6-2，也可以看到侧面的尾气管。
不仅长征5号，土星5号的F-1火箭发动机也是燃气发生器循环，不过其尾气管是绕喷口旋转一圈在内部形成气膜排放。私企运载火箭新秀SpaceX的公司的梅林1-A火箭发动机也能看到侧面的废气排放管。土星5号的F-1火箭发动机，图源：星际航行私企运载火箭新秀SpaceX的公司的梅林1-A火箭发动机
但是，因为有燃料和氧化剂在驱动涡轮泵后直接排掉，于是这种循环方式的的效率比较低，于是阿列克谢· 伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出了高压补燃循环，高压补燃循环和燃气发生器的最大不同就是所有的燃料在燃烧室和部分氧化剂混合，点燃后的富燃燃气驱动涡轮泵做功，随后加压后的富燃燃气再直接输入燃烧室中和氧化剂以最佳混合下燃烧。这种循环方式没有任何的燃料在没有做功的情况下被直接排出，于是随着燃烧室的室压的升高，高压补燃循环的性能会继续升高，而燃气发生器循环的性能升高会越来越缓慢，到了某一个临界值，燃气发生器循环的性能不再提高反而下降。所以高压补燃循环能使运载火箭的的性能得到提升，而世界上最先进的循环方式也正是高压补燃循环。 YF-100液氧煤油发动机使中国成为继俄罗斯之后第二个掌握液氧煤油高压补燃循环的火箭发动机。阿列克谢· 伊萨耶夫液氧煤油的分级燃烧循环只有中国和俄罗斯掌握，这是为什么呢？这就是烃类燃料最主要的问题：碳颗粒的沉积。从上面的结构中可以看到高压补燃循环的火箭发动机，为了取得和涡轮叶片相适应的燃气容积温度，一般火箭发动机的预燃室中是燃料过量的富燃燃烧，而对于煤油这种烃类燃料来说，燃料过量氧气不足会导致煤油不完全燃烧，从而产生了大量的碳颗粒，会严重堵塞发动机管道，因此，液氧煤油的高压补燃循环发动机采用了液氧过量的富氧预燃室，即所有的液氧通过预燃室，燃料分流到预燃室和燃烧室，正好和正常的高压补燃循环相反，但是，有过高中化学基础的观众老爷们都清楚，金属在高温的纯氧下，本身就是燃料，于是富氧环境下的涡轮机和管道以及预燃室都比普通的富燃燃气下的更难设计，材料也更加复杂，所以美国也从未在富氧发动机领域有过成功经验。而YF-100液氧煤油发动机研制初期，连续4次发动机试车失败。其中2次启动爆炸，2次燃气系统烧毁。相比较之下液氢液氧发动机的反应产物不存在固体颗粒，也就不存在这方面的问题，所以在难度上，高压补燃循环的液氢液氧发动机的研制难度比液氧煤油的火箭发动机在某种程度上简单也是这个原因。两种循环的简要介绍就说完了，明天笔者将主要讲述两种循环方式的优缺点，世界各国火箭发动机的现状和固体火箭的那些事。本文由()首发，转载请保留网址和出处！
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第 39卷 第 3期
火 箭 推 进
V01．39．№ ．3
JOURNAL0FR0CKETPR0PULS10N
复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析
(1．西安航天动力研究所郭，海西波安 ，肖 洪 ，南向谊 ，逯婉若
．西北_r-3,k大学 动力与能源学院，西安 710072)
摘 要：采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机 (SABRE)的基
本热力过程，得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式，确定了影响发动
机理想热力循环性能的特征参数。结果表明：吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环，压
气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数；火箭模式下SABRE采用火
箭发动机循环，喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅
在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运，而其本身并无变化，不对
发动机的理想循环功和热效率产生影响。
关键词：复合预冷吸气式火箭发动机；热力循环；理想循环功；热效率
中图分类号：V434．1
文献标识码 ：A
文章编号：f15—06
Analysisonthermodynamiccyclecharacteristics
ofsynergisticair—breathingrocketengine
GUO Hai—bo，XIAOHong2，NANXiang—yi，LUW an—ruo
(1．Xi’anAerospacePropulsionInstitute，Xi’an710100，China
2．SchoolofPowerandEnergy，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xi’an710072，China)
Abstract：Thebasicthermodynamicprocessofsynergisticair—breathingrocketengine(SABRE)
isanalyzedwiththefirstlaw ofthermodynamicsmethod．Theidealcycleworkandthemr alefficiency
expressionsinbothair—breathingmodeandrocketmodewereobtained．Furthermore，severalcharac—
teristicparameterswhichaffecttheperfomr anceoftheidealthermodynamiccyclesweredetemr ined．
Resultsrevealthatthepressuneratio ofthecompressorandcycletemperautreratioarethekeypa—
rameters affecting the idealthemr odny amic cycle perfomr ance when SABRE core engine in
air-breathingmodeworksinBraytoncycle，andthedecompressionratiointhenozzleandexhaustve—
locityatnozzleoutletaretheimportantparametersaffectingtheidealthemr odny amiccycleperfor—
mancewhentherocketenginecycleisadoptedforSABER ．Thehelium eneryg transmissionbetween
allthecyclesub—systemsisrealizedonlybyheatexchangersintheengine，buthasnoeffectsonideal
正在加载中，请稍后...简单来说火箭可供喷的“气”是极为有限的，而可供航空发动机喷的气，几乎是无限的。&br&&br&下面是复杂版本：&br&根据动量定理，单位时间内产生的推力F=mv/t，消耗的功率为P=1/2*mv2/t（高中物理知识）。&br&单位功耗的推力就是F/P=2/v。越是降低喷气速度v，越能提高相同功耗下的推力。但是如果我的功率不变（燃烧燃料的速度不变），就必须增大喷出气的质量。就是说我烧1kg燃料，喷出10kg的气体，不如烧1kg喷出20kg气体效率高。&br&&br&然而对于火箭发动机这则不可行。火箭发动机的推进剂既是能源又是工质。简单来说如果烧1kg推进剂，喷出的就是这1kg推进剂燃烧产生的燃气。不可能用1kg推进剂产生的能量去喷10kg气体，因为没有空气可供利用。&br&&br&而火箭发动机的提升排气速度最根本的途径还是增大推进剂释放出的能量，从而提升排气速度。这其实对于航空发动机也同样是好事。也意味着单位推进剂能产生更多的冲量（即推力*推进时间）
简单来说火箭可供喷的“气”是极为有限的，而可供航空发动机喷的气，几乎是无限的。 下面是复杂版本： 根据动量定理，单位时间内产生的推力F=mv/t，消耗的功率为P=1/2*mv2/t（高中物理知识）。 单位功耗的推力就是F/P=2/v。越是降低喷气速度v，越能提高相同…
9月22更新&br&之前的回答有不少低级错误，这里把不准确都删除了。效率60%以上的的确是燃气轮机联合循环发电机组。那张J20的图片，我当时的确是按F22搜索的，就当这是个美好的祝福吧。&br&本科时参观过航空发动机试车，不开加力的时候，尾焰基本是无色的，开加力也只是蓝紫色。观看过超燃燃烧室的实验，尾焰大概有一两米，非常耀眼。&br&所以我个人理解，火箭发动机具有明显尾焰的原因主要有两个：1、燃烧不完全；2、油气比高，火焰温度高。至于尾焰颜色，应该与燃料有关。&br&&br&*****************原始答案*****************&br&&br&最简单的解释就是，火箭发动机燃烧并不充分，有相当的燃料在喷出后继续燃烧，发出红色火焰。而航空发动机一般燃烧很充分（＞99%），包括军机在内。一般仅在军机开加力的时候会出现燃烧不充分，出现蓝紫色尾焰，其余时候几乎是看不见的。&br&&img src=&/87e59b35d128c2a8ce353ee30969cf7b_b.jpg& data-rawwidth=&468& data-rawheight=&600& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&468& data-original=&/87e59b35d128c2a8ce353ee30969cf7b_r.jpg&&（火箭发动机，燃烧组织相对简单）&br&&br&毕设的时候接触过燃气发生器，基本上类似一个小型火箭发动机，使用煤油和纯氧。下图是只喷油不点火的照片。&br&&img src=&/d95aa59aa_b.jpg& data-rawwidth=&4288& data-rawheight=&2848& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&4288& data-original=&/d95aa59aa_r.jpg&&&br&点火之后就成这样，火焰大概有1m长，燃烧非常剧烈，噪声相当大。第一次做实验时还以为爆炸了。要注意这个的煤油流量仅仅为5g/s，查了下长征七号助推器YF-100的煤油流量是113.31kg/s。&br&&img src=&/04dcab82e1d76c672bea157ad8116e08_b.jpg& data-rawwidth=&4288& data-rawheight=&2848& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&4288& data-original=&/04dcab82e1d76c672bea157ad8116e08_r.jpg&&&br&J20飞行照片，发动机出口几乎无明显尾焰。【更正，之前写成F22】&br&&img src=&/0e662cdbf039_b.jpg& data-rawwidth=&580& data-rawheight=&317& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&580& data-original=&/0e662cdbf039_r.jpg&&&br&军机起飞，开了加力燃烧室，出现橘红色尾焰。&br&&img src=&/a43cfe2c3feae7e982f4_b.jpg& data-rawwidth=&590& data-rawheight=&369& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&590& data-original=&/a43cfe2c3feae7e982f4_r.jpg&&&br&发动机试车并开加力燃烧室的照片，出现蓝紫色尾焰。&br&&img src=&/abb37f3a88fc4df03e1922e1_b.jpg& data-rawwidth=&550& data-rawheight=&484& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&550& data-original=&/abb37f3a88fc4df03e1922e1_r.jpg&&
9月22更新 之前的回答有不少低级错误，这里把不准确都删除了。效率60%以上的的确是燃气轮机联合循环发电机组。那张J20的图片，我当时的确是按F22搜索的，就当这是个美好的祝福吧。 本科时参观过航空发动机试车，不开加力的时候，尾焰基本是无色的，开加力也…
&img src=&/v2-d8d1edbab1a79d5cef5060_b.png& data-rawwidth=&504& data-rawheight=&216& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&504& data-original=&/v2-d8d1edbab1a79d5cef5060_r.png&&&br&流出的火箭本体数据，火箭总重878t，助推器YF100海平面比冲300s，芯级YF77海平面比冲312s，第二级YF75D真空比冲442s，和之前传出的数据基本符合。&br&&br&比较严谨的说法是，达到了大约10年前的国际一流水平。&br&经常拿来对比的几个重型火箭对象里面，德尔塔4H 2004，阿丽亚娜5型 2002，H2B 2009，都是很久以前的了。&br&&img src=&/v2-9fdec3dcbb17_b.png& data-rawwidth=&507& data-rawheight=&457& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&507& data-original=&/v2-9fdec3dcbb17_r.png&&以前做的一张图，Delta4H的RS68A版本现在是1800GTO 13.8t。&br&长征五号的相关性能是25tLEO，14tGTO，878t起飞重量，2.5级火箭。虽然和美俄最好的火箭还有差距（运力不差，原设计784t重量也不差，但是后来超重了），但即使考虑到这一点，和阿丽亚娜5或者H2B比确实可以说毫不逊色。&br&&br&套用另外一个答案里的说法，“&b&它研制成功后将改变目前中国火箭大幅度落后于世界运载火箭先进水平的局面。&/b&” 长五对于我们自己来说是&b&里程碑式的跨越&/b&，以前是别人有20吨左右的重型火箭我们根本没有，大型空间站想都别想。现在有无问题解决了就不再是大幅度落后了，接下来有条件去具体比较成本可靠性等进一步的问题。&br&&br&但是在目前这个时间点，下一代火箭里美日欧的计划都基本完成，继承航天飞机遗产的巨型火箭SLS，ULA德尔塔和大力神的后继者Vulcan/NGLS，降低成本30%的阿丽亚娜6，开式膨胀循环的H-3，堆料的Falcon9 Heavy，未来4~5年内会有很多种新的重型火箭首飞。如果和这些即将到来的对手比，长五还有很大的提升空间。&br&&br&&b&1.和欧日的新火箭相比长五的运力优势主要是设计需求导致，不代表实际的技术领先&/b&&br&&br&这一点主要是因为载荷市场的变化，近年来随着电推的发展商业载荷的重量一直是下降的，欧日也没有正经自建空间站的需求和必要，所以新火箭的载荷水平也没有进一步提升的需求。H3和阿丽亚娜6基本都是平行取代旧火箭，技术的进步体现在别的方面。&br&&br&和它们不同，我们短时间内不会有也借不到SLS，FH，航天飞机这种级别的火箭，要发射空间站主体只能靠长五，所以运力指标必须尽量高。但是如果从整个发射市场的角度来说，长五的运力优势没有拉开明显差距，别人也有充分的理由不设计到长五这个指标，运力上的差别更多决定于设计需求而不是技术高低。&br&&br&&b&2.欧日新火箭主要设计方向是简化设计降低成本，长五在这方面刚刚开始&/b&&br&&br&长五的发射对于我国来说是不计成本解决有无问题，而其他新一代的火箭都已经经过了这一阶段，运力不再是唯一目标，寻求简化设计降低成本的综合方法。眼下的主流大火箭设计是氢氧芯级-氢氧上面级-固体助推的二级半设计为主，在地面起飞阶段用低成本，无运动部件可靠性高，推重比高的固体助推帮助起飞，省去预燃系统比燃气发生器循环都更简单便宜可靠的膨胀循环不仅在上面级而且也开始在芯级应用。&br&&br&而长五的设计由于芯级的氢氧机推力比冲较低，在助推器上用了高达8台的昂贵分级燃烧煤油发动机。这种做法虽然堆出了运力指标（YF100海平面比冲有300s，阿丽亚娜5的固体助推只有260s ），但无论是在成本还是可靠性还是发射准备上都不是很好的选择，即使考虑长七长六分担了研发测试成本，多次发射的性价比恐怕也很成问题。未来采用固推助推，又或者是开发大推力的氢氧机做CBC构型应当是进一步努力的方向。&br&&br&&b&3. 再下一代的先进设计：甲烷大火箭和多次复用&/b&&br&&br&目前来说，新一代的火箭里除了Falcon 9系列都是计划一次性使用的。但是在火箭回收的可行性已经得到验证的现在，再下一代的火箭会充分考虑适于复用的甲烷燃料和回收应用:&br&&br&Falcon Heavy 稳定复用&br&Raptor 实验箭&br&New Glenn 计划&br&Vulcan 发动机或一级回收&br&&br&按照通常的发展速度而言这些应该至少是10年以后的事并不适合用来现在和长五相比较，但是现在私营机构推进计划的速度要比传统火箭研发快得多，如果这些能够在5~6年内见到（不太可能但不是完全不可能）的话，它们会再次刷新火箭先进水平的标准。
流出的火箭本体数据，火箭总重878t，助推器YF100海平面比冲300s，芯级YF77海平面比冲312s，第二级YF75D真空比冲442s，和之前传出的数据基本符合。 比较严谨的说法是，达到了大约10年前的国际一流水平。 经常拿来对比的几个重型火箭对象里面，德尔塔4H 2004…
最核心的区别是：喷气式发动机需要吸取空气作为氧化剂，火箭发动机自带氧化剂，这导致了两种发动机设计和结构上主要的差异性。&br&最核心的相似点：都是通过向后喷出高温燃气获得反作用力。&br&&br&正由于两种发动机都需要向后高速喷出气体，一个很直观的要求就必须满足：进入燃烧室的燃料和氧化剂的压力，必须大于排气压力，否则根本无法进入燃烧室，或者说，必须有增压部件。&br&&br&对于火箭发动机，燃料/氧化剂均采取涡轮泵，对于喷气发动机，由于喷气压力相对较低，其燃料采用了燃油泵就已足够，但是对于空气，除了冲压发动机在2-3Ma以上的速度可以仅靠进气道和激波锥压缩空气外，其他喷气式发动机必须依靠一套压缩机来压缩空气，从而又必须安排一套涡轮来为其提供动力，这使得喷气式发动机结构要远复杂于火箭发动机。&br&&br&两者前半段差别巨大，但燃烧室的设计又相当接近，两者都采取了分级燃烧以达到富氧燃烧，采取预混合和喷油技术，尽可能提高燃烧温度，他们都是为了提高燃烧效率。&br&&br&到了尾端，两者的设计目的又截然相反了：火箭为了提高效率，要想办法提高排气速度，而喷气式发动机为了提高经济性，要想法降低排气速度。
最核心的区别是：喷气式发动机需要吸取空气作为氧化剂，火箭发动机自带氧化剂，这导致了两种发动机设计和结构上主要的差异性。 最核心的相似点：都是通过向后喷出高温燃气获得反作用力。 正由于两种发动机都需要向后高速喷出气体，一个很直观的要求就必须满…
&b&Quick answer：汽化的液氧（LOX），用来冷却引擎的。&/b&航天飞机主引擎（SSME）是一种低温燃料引擎，在十多分钟的工作过程中&b&每台&/b&发动机的液氢泵、液氧泵要输送&b&两百多吨&/b&的低温燃料（感谢&a href=&/people/iwuwu& class=&internal&&邬江&/a&指出），如果引擎没有在点火之前就非常好的chill down，那在工作过程中会在有温差的部件之间形成热桥，而这是应该避免的。&br&&br&这是个好问题，很容易被注意到的现象，但是不好回答。要排除的一些情况：&br&&ul&&li&这不是液氢：液氢（LH2）直接向空气中排放是非常危险的。同时这一排气在发射前很长时间就开始了；（点火过程中喷管下方的火星是为了烧掉启动过程中从引擎排出来没有被点燃的LH2，&b&而非点火！点火是在燃烧室内实现的！&/b&用汽车内燃机类比，点火不是用打火机在排气管那儿实现的吧？）&/li&&/ul&&img src=&/0bd545c8a9_b.jpg& data-rawheight=&479& data-rawwidth=&853& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&853& data-original=&/0bd545c8a9_r.jpg&&&ul&&li&这不是蒸发的液氢/液氧：bleeding valve在燃料管的最上方，不通过引擎。道理也很简单，蒸发的气体聚集在贮箱上方的空隙，怎么会从下面的发动机喷管上的drain line排出来？&/li&&li&这不是涡轮泵的废气：原因是SSME是分级燃烧液体火箭发动机，预燃室的气体推动两个高速涡轮泵后会汇聚入燃烧室。&/li&&li&&a href=&/people/francium-bobo& class=&internal&&francium bobo&/a&朋友在评论中提到，Falcon 9在发射之前也有冷却发动机的过程，而F9使用的Merlin 1C发动机是一种燃气发生器循环发动机。&/li&&/ul&检索了一番后只有在这里找到了回答：&a href=&///?target=http%3A///index.php%3Ftopic%3D2030.msg92502%23msg92502& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Shuttle Questions Q and A (2)&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&br&大意是液体发动机需要用LOX保持冷却到与燃料接近的低温状态才能正常启动。这些LOX来自external tank。
Quick answer：汽化的液氧（LOX），用来冷却引擎的。航天飞机主引擎（SSME）是一种低温燃料引擎，在十多分钟的工作过程中每台发动机的液氢泵、液氧泵要输送两百多吨的低温燃料（感谢指出），如果引擎没有在点火之前就非常好的chill down，那在工作过程…
&b&1.如果顺利实现的话&/b&&br&首先是ppt参数。&br&&img src=&/5e1a87aa595e6b45a17c9f65a1f2f74c_b.png& data-rawwidth=&865& data-rawheight=&550& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&865& data-original=&/5e1a87aa595e6b45a17c9f65a1f2f74c_r.png&&
来自航空航天港的参数总结：&br&&br&Raptor SL/vac&br&泵出口压力(MPa)
？/~45-50&br&燃烧室压力(MPa)
？/~30&br&海平面推力(KN)
3050/na&br&真空推力(KN)
~&br&海平面比冲(s)
334/na&br&真空比冲(s)
361/382&br&膨胀比
40/200&br&&br&
然后是试车报告：&br&&img src=&/c4cbc65bd6beb5_b.png& data-rawwidth=&661& data-rawheight=&437& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&661& data-original=&/c4cbc65bd6beb5_r.png&&这个信息没错的话，现在已经实测出了300t的推力（ppt上310t），必定是全尺寸试车了，spaceX方面也从没说过这次是缩比实验。&br&&br&&b&//于是翻车了&/b&&br&&b&根据NSF的报道（虽然没有进一步来源），这次试车的推力是100t，进一步的细节还在猜测中，不知是节流状态还是小尺寸实验机。&/b&&br&&br&以此为依据评价的话：&br&&b&1.1 推力&/b&&br&300t这个数值是有史以来最大的甲烷机计划了，对一般的发射任务甚至显得有些多余，如果spaceX仿F9构型那么能够造出2000吨左右的巨大火箭，输不了土星5号太多。&br&但这是和一般火箭比的，对于BFR来说300吨推力依旧不够，42发并联非常考验控制，可靠性和冗余设计，姑且看看实际进展吧...最好是能成吧。&br&&br&&b&1.2 室压和比冲&/b&&br&30Mpa室压的全流量分级循环，380s的真空比冲是甲烷发动机中最先进的水平。最好的煤油机真空比冲在360s左右，而一般的甲烷机比如蓝源的BE4只做了保守的13Mpa。&br&唯一的问题，大概是万一炸了30Mpa要猛得多吧....&br&&br&&b&1.3 体积和推重比&/b&&br&这方面是spaceX的传统强项和当家法宝，马斯克说体积和梅林相似（！），42发并联也说明了单发体积不可能太大。虽然没有更详细的数据，但最后的参数很可能是分级燃烧的比冲加上和燃气发生器类似的体积和推重比，如果这样就了不得了。&br&&br&&b&1.4 燃料相关&/b&&br&液氧甲烷和液氧煤油的整体性能相似，甲烷的比冲略高但是密度较小，带来的体积增大和结构重量增加使运载能力不会有明显提升。同时甲烷和液氧的储存难度是一个等级的，和液氧煤油相比不会更难用（液氢就不是了，保温挥发氢脆汽蚀低温结构都是巨坑，成本也高）。&br&&br&甲烷的优点主要在一些别的特性上：&br&1.和煤油比结焦很少，适合再生冷却和复用&br&2.可以携带氢利用火星大气中的二氧化碳合成甲烷&br&&br&第一点原因使现在所有认真搞低成本复用的机构都在搞甲烷发动机（SX和蓝源，虽然它们都已经有实用的煤油和氢氧复用发动机），而第二点更为重要，利用火星大气生产燃料可以让携带燃料重量下降一个数量级，经济的火星往返除了甲烷发动机眼下不做他想。&br&&br&&b&1.5 循环方式&/b&&br&Raptor的全流量分级循环首先具备分级循环的特征，也就是所有的燃料在发动机内部燃烧做功以后通过喷管排出产生推力，而没有燃气发生器循环里直接排出涡轮废气的能量损失，所以可以获得很高的比冲。同一般的富氧和富燃补燃循环相比全流量循环还具有以下的特点：&br&1.富氧燃气驱动氧化剂涡轮，富燃燃气驱动燃料涡轮，不需要确保涡轮燃气与高压液氧/燃料隔离的复杂密封技术。&br&2.涡轮泵系结构简单，涡轮燃气流量大，入口温度低，寿命长，涡轮功率高，容易提高燃烧室压强，进一步提高比冲。&br&3.进入主燃烧室的燃料和氧化剂都是部分燃烧后的高温气体，混合效率和燃烧效率高。&br&&br&过去之所以不用这一循环，主要的原因在于煤油发动机不能进行富燃燃烧，大量的积碳将堵塞管路；而对于氢氧发动机来说，分开的两套预燃室/涡轮泵体系会增加体积和重量。SpaceX开发全流量分级循环应该是充分利用甲烷富燃燃烧不积碳和自身在结构减重上的优势，增加一套预燃系统换技术难度下降和性能提升。&br&&br&现在Raptor是全世界仅有的3种实际试车的全流量分级循环发动机之一（前苏联60年代室压26MPa的超级大毒发RD270，洛克达因2000年前后的集成动力验证机氢氧RS-2100，再然后就是SpaceX。）。但是另外两种都已经停滞了，Raptor极有可能成为首台实际用于飞行的全流量发动机。&br&-----&br&&br&综合以上来说，Raptor性能非常强悍，并且充分考虑了火星任务中多次点火，复用发射和燃料生产的需求。以目前的情况看，如果研发顺利完成，在去火星这件事上没有能和它相比的发动机。蓝源的BE4技术参数显得保守，难度和成本较低，可能地球低轨道运用性价比也好些，但是是无法担负如此重任的。&br&&br&//某答案里居然拿出驭龙265s比冲5t推力（推重比有人觉得他们做的过sX吗？）的发动机和海平面334s推力310t的Raptor比，只怕当事人自己都不好意思吧。&br&&br&&b&2.Raptor研发大事记&/b&&br&2010年SpaceX的技术人员在推进剂会议上做报告，下一代发动机叫Merlin2，液氧煤油燃气发生器，推重比150，真空比冲322s/771t，Merlin的超级放大版。然后十发并联攒出一个140tLEO的“FalconXX”。甲烷机计划是Merlin1甲烷改，推力大约45t，用来行星探索。用Raptor的名字的是一台真空推力68t/471s，室压11.7Mpa的氢氧分级循环发动机，标准的上面级小推力高比冲，和RL-10系列相似。&br&&br&现在甲烷全流量方案的Raptor估计设计工作开始于2013年，在2014年上半年完成整体规划。&br&&br&2014年上半年的ISDC传出了SpaceX全流量分级燃烧甲烷Raptor和MCT的消息，450吨级的Raptor9发并联MCT方案，同时Stennis航天中心的Raptor测试设施完工开始部件测试。&br&&br&之后一段时间有很多小道消息，先是传说Raptor的指标上升到700t推力，在2015年初的消息里Raptor又降回到230t。这段时间里应该是SpaceX在大方向确定以后细化设计细节。&br&&br&2015年9月NASA的报道里透露Raptor的喷注器测试完成于2014年底，预燃器测试在4~8月之间在Stennis航天中心进行。2015年末，Mcgregor测试场（这里是SpaceX通常做整机试车的地方）开始建设Raptor的相关设施。&br&&br&2016年1月，空军的EELV合同尘埃落定，SpaceX拿到了上面级发动机的原型研发。根据合同，SpaceX可以拿到6730万美元，根据进度可以再拿到6130万美元，同时承诺自筹1.227亿美元用于Raptor研发，交差时间是2018年底。&br&&br&2016年中，Musk透露会在9月的IAC上公布MCT的相关信息。&br&&br&2016年9月也就是现在，300t推力Raptor初次点火试车视频放出，Musk在IAC上公布主要参数（真空310t/380s，室压30Mpa，BFR上42发并联）。&br&&br&&b&3.能否成功研发？&/b&&br&和对BFR抱有一点怀疑不一样，这台机子我觉得在年左右的预订时间节点完成的可能性非常大。SSME第一次试车是1974年，也就是Raptor现在的进度，而完成发动机研制装机是1979年。无论如何现在的技术比1970年代前进了太多，类似时间内完成是可能的，SX和蓝源这些私营公司搞发动机的历史研发速度也都不慢。&br&另一方面SpaceX并不是用自己的钱做研发，他们接了美国空军的EELV上面级发动机项目。虽然空军要求的甲烷发动机只是给现有F9和FH做上面级的100t左右的小型号，但是Raptor本身体积小又可以节流到20%，用来交差拿钱也是没有什么问题的，经费上压力没有那么大。
1.如果顺利实现的话 首先是ppt参数。 来自航空航天港的参数总结： Raptor SL/vac 泵出口压力(MPa) ？/~45-50 燃烧室压力(MPa) ？/~30 海平面推力(KN) 3050/na 真空推力(KN) ~ 海平面比冲(s) 334/na 真空比冲(s) 361/382 膨胀比 40/200 然后是试车…
&blockquote&&p&在俄亥俄州克利夫兰举行的第50届联合推进会议上，NASA在测试了Fetta的引擎后审核通过了这份设计。不过，测试中产生的推进力十分小只有30-50微牛顿，但是考虑到完全不用工质，这个结果还是十分令人震撼的。&/p&&p&据测试引擎的NASA研究人员表示，Fetta的引擎设计是采用“量子真空虚拟等离子”原理。意思是说，引擎可以推挤“真空”宇宙中所有类型的粒子，以此产生推动力。这些粒子不断产生又迅速消失。所以真空并不是真空，我们可以靠推动这些例子产生使飞船向前的推动力。&/p&&/blockquote&&br&&p&&a href=&///?target=http%3A//jandan.net//fuelless-space-drive.html& class=& external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&&span class=&invisible&&http://&/span&&span class=&visible&&jandan.net//f&/span&&span class=&invisible&&uelless-space-drive.html&/span&&span class=&ellipsis&&&/span&&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&/p&
在俄亥俄州克利夫兰举行的第50届联合推进会议上，NASA在测试了Fetta的引擎后审核通过了这份设计。不过，测试中产生的推进力十分小只有30-50微牛顿，但是考虑到完全不用工质，这个结果还是十分令人震撼的。据测试引擎的NASA研究人员表示，Fetta的引擎设计是…
&p&观察者网表现了一贯的扯谈作风，还能出“开始膨胀循环”这种关键字错误，懒得挨个吐槽了。&/p&&p&&br&&/p&&p&说正题。&/p&&p&这次JAXA的报告全文可以在这里看到：&/p&&p&H3ロケット1段エンジン （LE-9）実機型#1-1 燃焼試験の実施結果について&/p&&p&&a href=&///?target=http%3A//www.jaxa.jp/press/2017/09/files/_le-9.pdf& class=& external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&&span class=&invisible&&http://www.&/span&&span class=&visible&&jaxa.jp/press/2017/09/f&/span&&span class=&invisible&&iles/_le-9.pdf&/span&&span class=&ellipsis&&&/span&&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&/p&&p&&b&1.这不是试验完成。&/b&&/p&&p&只是LE-9的试制一号机进行了第一波11次点火实验，最长燃烧时间78秒，拿了一些实验数据给进一步设计参考。100%推力和全程试车都还没测，比冲和推力虽然应该不会差距太大但搞不准也会有变化。之后还有一系列的发动机设计验证，发动机定型实验，发动机和一级联调，一子级全系统点火实验，等等等等。等到状态万全肯定是2020年之后挺久的事了。&/p&&p&作为对比，YF77第一次满工况试车是2005年，确定长五装机技术状态是2012年；YF100第一次整机试车是2002年，确定长六装机状态也是2012年。日本氢氧机基础和工业基础都比开始搞YF77时的我国强很多，时间不能直接拿来比较，但显然从初次点火试车到完成研制还有很长很长的路和很多很多试验要走。&/p&&p&&b&2.开式膨胀循环LE-9的特点是结构简单，费用低廉，应用安全，性能一般。&/b&&/p&&p&膨胀循环是现在实用的大推力氢氧机中结构最简单的一种，它不仅没有分级燃烧循环中的复杂泵系和高压预燃室，连燃气发生器循环中的燃气发生器都省掉了，直接用汽化以后接近常温的氢气流推动涡轮泵。由于涡轮泵不需要在高温高压气流下工作，也不需要考虑高温密封和冷却，所以设计容易，成本低廉，重量减轻，应用安全，可靠性高。如果是将推动涡轮泵后的氢气导入燃烧室烧掉的闭式膨胀循环，那么连性能都是极好的，闭式膨胀循环的RL10保持着465s的氢氧机比冲纪录，分级燃烧都难以望其项背。&/p&&p&闭式膨胀循环唯一的问题是膨胀以后的氢气要保留足够的压强注入燃烧室，做功能力有限，涡轮泵功率上不去就实现不了大推力，因而过去都只用于推力要求不大的上面级。LE-9这次的开式膨胀循环创新在于将膨胀以后的氢气不注入燃烧室直接排入压强为零的太空，以损失燃料中的化学能为代价，充分压榨了涡轮泵体积流量限制下气体膨胀做功的潜能，单机140吨的设计推力相当高，做成火箭足够用来发射目前所有的常见载荷。&/p&&p&这种开式膨胀循环由于部分燃料未经燃烧直接排掉因此性能肯定受到影响。LE-9的设计比冲其实是一般的，真空比冲420s离分级燃烧标杆SSME的452s，燃气发生器结构YF77的430s都差不少。它的优势在于前面提到的其他方面例如重量轻，便宜，安全，可靠。H3B的设计报价是50亿日元，以一款氢氧大推力火箭来说是相当相当便宜的。如果LE-9研发顺利H3B顺利完成，那开式膨胀循环会是日本对航天商业化和普及化的一大贡献。&/p&&p&&b&3.以后可能出现的问题。&/b&&/p&&p&一般做开式膨胀循环容易出现的问题要么是推力太低要么是比冲太低......不过这次的实验结果看测到了90%推力的状况，可以确认技术路线大方向上没问题，恐怕设计者是很高兴的。&/p&&p&以后遇到的恐怕都是细节问题吧，祝他们研发顺利，尤其是预计的重量2.4t，这个推重比能预期实现的话也是很不错的，希望不会因为新原理新机型遇到水多了加面面多了加水的循环。&/p&
观察者网表现了一贯的扯谈作风，还能出“开始膨胀循环”这种关键字错误，懒得挨个吐槽了。 说正题。这次JAXA的报告全文可以在这里看到：H3ロケット1段エンジン （LE-9）実機型#1-1 燃焼試験の実施結果について1.这不是试验完成。只是LE…
在60年代，是这样的，现在就很难。&br&&br&如果你只有发射卫星的技术，那么就等于说你的导弹只能从大型正规发射场发射，而且要经过几小时甚至几天的准备时间，现在的五常开战后1个小时内就能灭了你。&br&就算侥幸发射出来了，从头30秒开始导弹的轨迹就会被美国向全世界直播，比你自己的跟踪精度还高，没有足够机动能力的话很容易被现在的反导导弹打下来。NMD需要预先部署，使用有限制，但对付60年代的导弹还是没有问题的。&br&&br&换个角度看，现在各国都有非常成熟的反卫星技术了，你发射的卫星到了轨道上就是人家的玩具。&br&&br&洲际导弹讲究隐蔽、机动、即时发射、多弹头、末段机动。核潜艇+固体燃料火箭是最好的搭配，洲际导弹与航天的需求只有少部分重合，几乎可以说是完全不同的领域了。
在60年代，是这样的，现在就很难。 如果你只有发射卫星的技术，那么就等于说你的导弹只能从大型正规发射场发射，而且要经过几小时甚至几天的准备时间，现在的五常开战后1个小时内就能灭了你。 就算侥幸发射出来了，从头30秒开始导弹的轨迹就会被美国向全世…
原因非常肮脏，和技术没什么关系。&br&&br&RD180本身就是美国人投钱搞的，普惠早就决定在美国设厂生产RD180。苏联解体后通用最先找到能源公司，但是因为深陷海军的官司，只好退出，aroejet跟进与能源签署了合同，想要170，但是最后选择了更便宜的NK33（库兹涅佐夫设计局，后来aroejet把NK33用到金牛座2火箭上了），最后真正接盘的是普惠。普惠在之前航天飞机氢氧发动机的选型上输给了aroejet和rocketdyne，因此想另辟蹊径，获得苏联人的煤油机技术。&br&&br&180（双推力室）利用了170（双预燃室四推力室）的基础，但是重新研制了涡轮泵，95年研制成功。这时Martin Marietta已经收购了通用的宇航分部，对下一代阿特拉斯火箭（空军的EELV计划）的发动机进行招标，而竞标成功的就是普惠和能源。&br&&br&从这以后美国人的航天事业急转直下，由于冒险星等一批次世代航天飞机发展不顺，之后更赶上哥伦比亚号事故，美国全面从航天飞机撤退，小布什提出的重返月球计划最终也被放弃。朝廷朝令夕改，NASA干脆全力培养私生子SPACE X，走低成本路线。几大航天巨头十多年来的研制等于是做了白工，巨大的投入无法收回。以普惠的精明，当然不可能再往里投钱，干脆连厂都不建了，发动机通过合资公司从俄罗斯进口，利益均分。毕竟阿特拉斯的主要用户是空军，有的是钱。&br&&br&至于技术水平，不会有人真的因为美国人离开俄国人就活不下去了吧？原本竞争下一代航天飞机发动机的rocketdyne的RS84和TRW的TR107都是可重复使用的，其技术要比RD180这样一次性发动机提升了很多，由于是单推理室设计，可扩展性很大，也可以学F1并联用于登月。aroejet(现在和rocketdyne是一家了)也参与了下一代碳氢发动机的开发，作出了演示用的技术原型。当然这些东西现在都还晾着，可能宇航巨头都等着SPACE X出笑话，让NASA回来认错，再买他们的先进引擎。&br&&br&aroejet现在和rocketdyne是一家了，普惠和能源的合资公司RD Amross，里面部分股份在普惠收购rocketdyne的时候也转移到了它那里，所以RD180现在应该算是aroejet rocketdyne的产业，至于新老板怎么想，那就另说了。&b&所以问题就是，资本家连直接投产现成的产品都不愿意，你还指望他继续研制新东西吗？&br&&/b&&br&图是180，别看喷口很光滑，其实里面是一排管子的结构。&br&&img data-rawheight=&530& data-rawwidth=&359& src=&/04f7cec8fe961e084ae0fd_b.jpg& class=&content_image& width=&359&&&img data-rawheight=&399& data-rawwidth=&578& src=&/a516d8a208d0fc148d7d_b.jpg& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&578& data-original=&/a516d8a208d0fc148d7d_r.jpg&&
原因非常肮脏，和技术没什么关系。 RD180本身就是美国人投钱搞的，普惠早就决定在美国设厂生产RD180。苏联解体后通用最先找到能源公司，但是因为深陷海军的官司，只好退出，aroejet跟进与能源签署了合同，想要170，但是最后选择了更便宜的NK33（库兹涅佐夫…
好吧，那我来做那个系统分析（但可能也会吐槽下）的人。（14.12.18补充部分内容）&br&&br&这型火箭名为GSLV Mk III，所谓的“地球同步轨道卫星运载火箭”，Mk III说明这是第三代。Mk I代6发4败（其中1败被ISRO认定为成功，理由是卫星正常，只是损失了寿命），Mk II代2发1败，纪录实在是不怎么样，比起自家的PSLV（“极轨卫星运载火箭”）都差出了三条街，大家吐个槽太正常了。&br&&br&GSLV与PSLV有较大的继承关系，使用了很多相同的部分如Vikas液体发动机。由于发射高轨道卫星需要更高的速度增量，一般来说需要二级半/三级火箭的构型，而且最好是使用低温上面级。印度之前与前苏联签订协议购买这一发动机，但由于违反了Missile Technology Control Regime而受到美国制裁，印度遂决定自行研发低温上面级发动机CE-7.5，但过程比较缓慢，到现在为止也才飞了两次，第一次还失败了。这一次的亚轨道试验也不是带上面级发动机的，所以说只能是个阶段性试验，因为全系统没有被考验到。&br&&br&GSLV Mk II起飞重量约400吨，但只能将2~2.5吨的载荷送入GTO轨道，指标实在不好看，相比之下中国的CZ-3A起飞重量240吨，运载能力2.6吨。与CZ-3A干净的光杆三级构型不同，GSLV Mk II构型相当奇葩，四个助推器为常温液体燃料，芯一级却为固体燃料，二级为常温液体燃料，三级为低温液体燃料，整体结构设计水平相当一般。&br&&br&GSLV Mk III不可避免地继承了ISRO在结构设计上的低水平（比如照片上能看到的箱间段，简直是不忍直视），起飞重量630吨，GTO载荷初期型为4吨，后期优化型可以达到5吨。采用固体助推器+常温芯一级+低温芯二级的设计构型，类似于美国的Titan III，已经主流很多了。说是重型实在名不副实（而且还号称名列四大重型火箭之列，这是谁排的名？），相比之下中国的CZ-3BE起飞重量459吨，GTO载荷为5.5吨，这都才叫做中型运载。&br&&br&我理解的现状大概是，中国的新一代运载火箭大、中、小各型号均已计划一至两年内首飞，无论从动力还是结构上相比使用有毒燃料的CZ-3A系列火箭都是质的飞跃，而印度马上要亚轨道试射的GSLV Mk III还离CZ-3A系列火箭仍有相当大的差距，工业基础是严重短板。更何况有着60次的飞行经验的CZ-3A系列火箭正进行连续大批量生产，未来几年都预期是10+的发射数量，这一点ISRO是无法追赶的。&br&&br&至于题主说用新型动力来改进这型火箭，理论上当然可以，但印度人也得掌握相关的技术不是！ISRO的自研低温上面级发动机才飞了两次还有待考验，液氧煤油动力据说也在研发中，这些路途对基础薄弱的印度人来说实在是比较漫长。运载火箭特别是采用大量先进技术的现代运载火箭的确不是一般国家能玩得转的。&br&&br&PS这一次的载荷是印度的载人飞船返回舱的验证模型，由于是亚轨道飞行，所以再入速度达不到第一宇宙速度。硬要比这个的话，神舟一号可是1999年发射的，之前还有很多返回式卫星。&br&&br&我觉得不必的一点是，网友们一看到印度的军工/科技新闻都是嘲讽的态度居多，虽然印度人爱吹牛招嘲讽。都是发展中国家，都是亚洲国家，能力的确弱一点，费了老鼻子劲做出来的东西还没有中国二十年前的好，但是中国现在的东西很多不也没列强二十年前的好吗？心态还是要放正一些好。
好吧，那我来做那个系统分析（但可能也会吐槽下）的人。（14.12.18补充部分内容） 这型火箭名为GSLV Mk III，所谓的“地球同步轨道卫星运载火箭”，Mk III说明这是第三代。Mk I代6发4败（其中1败被ISRO认定为成功，理由是卫星正常，只是损失了寿命），Mk II…
为啥邀我，这么冷门的问题，都没几个回答，我不是制药专业的，不过可以凑合答一个。&br&&br&我说不要把固体发动机跟普通发动机同一而论，固体发动机就是炸药在罐子里一直炸啊炸，然后往外喷啊&br&&img src=&/ba4b66d9c66bf6fcdde7e6_b.jpg& data-rawwidth=&424& data-rawheight=&220& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&424& data-original=&/ba4b66d9c66bf6fcdde7e6_r.jpg&&&br&&br&固体发动机没有油门这种概念，只能用不同的炸药的排布方式对应不同的火箭燃烧特性&br&&img src=&/09a5101c6add6ecf19f919_b.jpg& data-rawwidth=&480& data-rawheight=&175& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&480& data-original=&/09a5101c6add6ecf19f919_r.jpg&&&br&所以你看，这是个细活，得有丰富的经验根据需求把药加工成不同的形状，理论上当然是可以仿真的，但是鉴于化学专业的尿性这玩意仿真根本就不靠谱，所以现在业内主要是靠药学专家（雕刻工人）把整块药加工出来，点火试试，再改改，再点火烤，大体就是这个流程吧&br&&br&然后给大家看看这个&br&&img src=&/81c77b681c9a955be6a106a3db27a32e_b.jpg& data-rawwidth=&300& data-rawheight=&200& class=&content_image& width=&300&&&br&不要以为有航天标志就是正规军，五棵松某部门好好的打飞机多好非要搞这么个集装箱，作啥啊，固体发动机有钱途吗&br&&br&&br&&br&&br&最后加一个吧，很多行业以前都是手艺活，比如这个&br&&img src=&/befa17fbdc934028ccec6_b.jpg& data-rawwidth=&470& data-rawheight=&400& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&470& data-original=&/befa17fbdc934028ccec6_r.jpg&&&br&不过好在麦克斯韦拯救了世界，计算科学发达以后，天线设计变成了这个风格，你甚至不需要背过那四个公式。&br&&img src=&/c66a08fa509047edc7a31f9_b.jpg& data-rawwidth=&615& data-rawheight=&162& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&615& data-original=&/c66a08fa509047edc7a31f9_r.jpg&&&br&从此大神两锉刀拯救一颗卫星的故事成为了传说
为啥邀我，这么冷门的问题，都没几个回答，我不是制药专业的，不过可以凑合答一个。 我说不要把固体发动机跟普通发动机同一而论，固体发动机就是炸药在罐子里一直炸啊炸，然后往外喷啊 固体发动机没有油门这种概念，只能用不同的炸药的排布方式对应不同的火…
&p&核热推进就是用核反应堆炽热的堆芯燃料棒（温度通常为开尔文）直接加热低沸点液体（通常是液氢）使其瞬间气化猛烈膨胀，通过和化学火箭类似的钟形喷管高速喷出，产生推力。&b&喷气速度大约是化学火箭的2倍&/b&，也就是比冲在900-1000秒。下图是典型的核热火箭引擎结构图，和化学火箭最大的差别就是用核反应堆取代了燃烧室。&/p&&img src=&/v2-ebb8409adeea37bca44e41_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&981& data-rawheight=&406& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&981& data-original=&/v2-ebb8409adeea37bca44e41_r.jpg&&&p&核热火箭引擎的功率实际上很大，世界上功率最大的核反应堆就是年美国测试的太阳神2型核热火箭引擎原型机，理论热功率5000兆瓦，实际热功率大约4000兆瓦，能产生推力250千磅力（约合133.4吨）。作为对照而美国最新的福特级航母上的A1B反应堆热功率大约700兆瓦。对于核热推进而言，&b&反应堆功率太小会导致推力低、加速时间过长，不利于插入霍曼转移轨道之类的需要高推力的机动&/b&，同时核热火箭连续工作时间太长（&b&通常核热火箭每次工作大约持续20分钟左右，至少测试以20分钟为标准&/b&），&b&活泼的氢在高温下也会侵蚀堆芯&/b&，所以&b&核热火箭的反应堆功率不宜太小&/b&。下图是测试前的太阳神2核热火箭引擎原型机。&/p&&img src=&/v2-dae3f7ed77a813cce0bd70bf_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&555& data-rawheight=&405& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&555& data-original=&/v2-dae3f7ed77a813cce0bd70bf_r.jpg&&&img src=&/v2-bc5dcb4e7668_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&1306& data-rawheight=&407& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1306& data-original=&/v2-bc5dcb4e7668_r.jpg&&&img src=&/v2-56e35d524de3ba596e2c88cc7d92c174_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&1519& data-rawheight=&786& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1519& data-original=&/v2-56e35d524de3ba596e2c88cc7d92c174_r.jpg&&&img src=&/v2-0fba3d4c5c7d9c9_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&1124& data-rawheight=&877& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1124& data-original=&/v2-0fba3d4c5c7d9c9_r.jpg&&&img src=&/v2-dd506eac7f836bf75beb96_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&962& data-rawheight=&706& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&962& data-original=&/v2-dd506eac7f836bf75beb96_r.jpg&&&img src=&/v2-1c52b04c2d4df_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&1030& data-rawheight=&656& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1030& data-original=&/v2-1c52b04c2d4df_r.jpg&&&p&NASA钦定的载人火星任务首选就是核热推进，见上图。&/p&&p&下面是核热火箭任务模拟视频。&/p&&a class=&video-box& href=&///?target=https%3A///video/088640& target=&_blank& data-video-id=&& data-video-playable=&true& data-name=&& data-poster=&/80/v2-afc5e913c5ee_b.jpg& data-lens-id=&088640&&
&img class=&thumbnail& src=&/80/v2-afc5e913c5ee_b.jpg&&&span class=&content&&
&span class=&title&&&span class=&z-ico-extern-gray&&&/span&&span class=&z-ico-extern-blue&&&/span&&/span&
&span class=&url&&&span class=&z-ico-video&&&/span&/video/088640&/span&
&/a&&hr&&p&有人问核反应堆的安全性问题，我更新在主贴里以方便大家看：&/p&&p&核反应堆如果是在发射中解体不会造成切尔诺贝利式的灾难，更不会核爆炸。因为崭新的从没运行过的反应堆里的&b&铀235或者钚239核燃料的放射性很微弱&/b&，赤手触摸都没事，其阿尔法粒子辐射更是一张纸（或者皮肤）就能挡住。&b&反应堆运行后才会产生危险的高放射性裂变废物以及中子活化产生的其他放射性物质。记住裂变堆主要有3大危险辐射来源：裂变反应本身、裂变废物（乏燃料）衰变、被中子活化的反应堆部件衰变。&/b&核燃料自己放射性微弱。&/p&&p&下图是铀235核燃料元件，当然这是地面反应堆用的，而核热火箭引擎反应堆用的核燃料元件中心往往带孔，如同以前煤炉用的蜂窝煤饼一样，以便让液氢推进剂通过。&/p&&img src=&/v2-b51c16eccab5e6e7b47d0_b.jpg& data-caption=&& data-rawwidth=&1920& data-rawheight=&1250& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1920& data-original=&/v2-b51c16eccab5e6e7b47d0_r.jpg&&&p&最后顺便说一下，&b&核电池不是微型核反应堆&/b&，因为是借助放射性衰变的能量发电。核反应堆则是核裂变的能量。一个是&b&衰变&/b&，一个是&b&裂变&/b&，请注意分清。&/p&
核热推进就是用核反应堆炽热的堆芯燃料棒（温度通常为开尔文）直接加热低沸点液体（通常是液氢）使其瞬间气化猛烈膨胀，通过和化学火箭类似的钟形喷管高速喷出，产生推力。喷气速度大约是化学火箭的2倍，也就是比冲在900-1000秒。下图是典型的核热…
各类燃料的优点和缺点&br&&br&酒精：不依赖石油，燃料能量密度低&br&德国没有石油所以才用它&br&&br&肼基燃料：常温保存，价格高，有剧毒，氧化剂有腐蚀性&br&一般用于需要长期保存燃料的飞行器上，比如宇宙飞船和导弹&br&&br&煤油：燃料常温保存，推力大，不利于重复使用&br&一般用于火箭的第一级，需要高推力的场合&br&&br&液氢：高比冲，可重复使用，燃料低温保存，燃料密度低&br&一般用于火箭上面级，不考虑推力，需要高比冲的场合&br&&br&液态甲烷：比冲相对煤油高，温度相对液氢高，密度比液氢高，利于重复使用，可以在火星制造&br&属于液氢的下一代，可以利用它来统一替代煤油和液氢，尤其是未来的火星飞船只能使用它。&br&&br&固体：推力极大，比冲极低，易于保存，难以再启动&br&一般用于火箭第一级助推器，业余火箭，洲际导弹。&br&&br&离子发动机：比冲极高，推力极低，需要外部供电&br&目前只有卫星和小飞船使用&br&&br&核离子发动机：体积大，比冲极高，推力极低&br&只能用于飞船入轨后的星际航行，不能用于起飞和着陆&br&谢谢评论提醒，和美国50年前搞的热核发动机不是一回事
各类燃料的优点和缺点 酒精：不依赖石油，燃料能量密度低 德国没有石油所以才用它 肼基燃料：常温保存，价格高，有剧毒，氧化剂有腐蚀性 一般用于需要长期保存燃料的飞行器上，比如宇宙飞船和导弹 煤油：燃料常温保存，推力大，不利于重复使用 一般用于火箭…
首先从结论说起，有吸引力，而且非常有吸引力。对几乎每一个试图搞航天的公司／机构／国家，高压补燃发动机都是最有吸引力的动力循环方式，而且不但有大量已经投入使用的，还有不少开发中的。这个技术在俄罗斯一般被叫做高压补燃，美国的叫法是分级燃烧。而在中国这边，两种叫法都很常用。&br&液氢液氧燃料的比如space shuttle main engine（航天飞机主发动机），常缩写做SSME，前苏联同样为液氢液氧燃料的航天飞机动力RD0120。&br&图为SSME&br&&img src=&/ff4d00aa614aa6d98e1aaa355caad3a0_b.png& data-rawwidth=&490& data-rawheight=&402& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&490& data-original=&/ff4d00aa614aa6d98e1aaa355caad3a0_r.png&&&br&液氧煤油燃料的主要是RD170及其衍生品RD180，RD190。中国曾在苏联刚解体时引进过一台苏系高压补燃液氧煤油发动机，并以此为蓝本开发了YF100，除此以外目前没有其它国家掌握这个技术。&br&图为YF100&br&&img src=&/48cd9c4df93d62da8ec12_b.jpg& data-rawwidth=&576& data-rawheight=&432& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&576& data-original=&/48cd9c4df93d62da8ec12_r.jpg&&&br&液氧甲烷燃料的主要是spacex开发中的falcon（猎鹰）发动机，蓝色起源公司开发中的BE4发动机，目前均为投入使用。其实迄今为止，没有任何一款液氧甲烷燃料的发动机真正投入使用，这是有很深刻的原因在里面的。&br&没有投入使用的所以没图╮(╯▽╰)╭&br&&br&上次的回答&a href=&/question//answer/& class=&internal&&为什么SpaceX的梅林1D发动机有排气管排出废气，而中俄的YF-100和RD-180煤油机却不需要？ - 法式油炸薯条的回答&/a&提到了分级燃烧循环的主要结构，就是这张图&br&&img src=&/2b04b6b815cee_b.png& data-rawwidth=&460& data-rawheight=&404& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&460& data-original=&/2b04b6b815cee_r.png&&&br&还有一点很重要那就是&br&&blockquote&流体都有从高压的地方，流向压强较低的地方的趋势&/blockquote&稍有常识的人就会看出，如果要让预燃室流入涡轮做功后，还能够通入燃烧室燃烧，预燃室的燃烧室压就要大于主燃烧室的燃烧室压。而预燃室燃烧室压与主燃烧室室压的压比越大，燃气推动涡轮的做功能力就越大。一般来说这个压比为2左右时最佳。&br&&br&也就是说，如果我们的燃烧室压强为20Mpa（即200个大气压），那么预燃室压强就应该有40Mpa（即400个大气压）。如果预燃室是燃料过量的，那么就应该有少量氧化剂喷入40Mpa预燃室燃烧，绝大多数氧化剂喷入20Mpa的主燃烧室燃烧，但是这样就出现了一个问题，那就是泵怎么给氧化剂增压呢？&br&&br&如果把所有氧化剂都增压到40Mpa以上，那么把40Mpa氧化剂喷入20Mpa的燃烧室会白白浪费把大多数氧化剂增压到40Mpa的能量，因为这部分氧化剂本来只需要增压到略高于20Mpa的，结果却浪费了能量增压到40Mpa。所以一般常用的办法是，采用两级泵，第一级泵把所有氧化剂增压到大约20Mpa进入主燃烧室，然后少部分氧化剂进入第二级泵，增压到大约40Mpa进入预燃室。&br&&br&事实上大多数分级燃烧循环的都需要流量不同的两级泵。使用两级泵不仅仅是增加一级泵的问题，会增加整个涡轮泵系统&br&&br&因此有人设想一种可以省去两级泵的结构的分级燃烧循环发动机，那就是全流量分级燃烧循环发动机。&br&&img src=&/b46d69ba5bebb30d74dca5_b.png& data-rawwidth=&437& data-rawheight=&522& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&437& data-original=&/b46d69ba5bebb30d74dca5_r.png&&通常的分级燃烧循环发动机如果预燃室氧化剂过量，则需要在燃烧室喷入燃料烧掉剩余的氧化剂；如果燃料过量，则需要在燃烧室喷入氧化剂烧掉剩余的燃料。而这样的话就需要把其中某一种推进剂增压到不同的两个压强，略高于燃烧室压强和略高于预燃室压强。而如果采用全流量分级燃烧循环的话，有三点好处：&br&&br&1，有两个预燃室，一个燃料过量，一个氧化剂过量。同时有两个涡轮。这样的话，可以用富氧燃气，带动氧化剂涡轮泵，用富燃燃气带动燃料涡轮泵。这样做的好处是可以大幅降低对涡轮泵密封的要求。如果普通分级燃烧循环氧化剂泵也用富燃燃气带动的话，如果氧化剂从轴上泄漏到富燃燃气中，有混合后燃烧，爆炸的危险，所以液体火箭发动机涡轮泵的密封需要十分慎重的考虑。而如果用富氧燃气带动氧化剂泵，用富燃燃气带动燃料泵，则泄漏不会带来任何危险，既能降低密封的成本，又能够提高火箭的可靠性。&br&2，所有推进剂都从预燃室经过，所有的推进剂都增压到略高于预燃室压强，这样的话，泵只需要把所有推进剂增压到几乎相同的压强，用之前的例子举例的话，所有泵都将推进剂增压到略高于40Mpa即可。&br&3，所有的推进剂都可以变为燃气推动涡轮，涡轮工质的质量大大增加则可以使燃气温度大大降低，而达到同样的涡轮功率。而如果涡轮工质的温度降低，就可以使涡轮的可靠性提高，有利于提高火箭发动机整体的可靠性。&br&&br&然而虽然全流量分级燃烧循环早在几十年前就被提出了，但是至今没有一个该循环的发动机实用化，这也证明了它有非常大的局限性：&br&&br&1:全流量分级燃烧循环不适用于液氧煤油燃料，因为如果煤油过量烧出的富燃燃气中会有很多黑烟，沉积在发动机内成为积碳，严重影响发动机的可靠工作，而全流量分级燃烧循环发动机必须要有一个富氧预燃室和一个富燃预燃室，所以它并不适合液氧煤油燃料。&br&2:对于液氧液氢发动机，目前的分级燃烧循环的SSME以及RD0120性能已经非常高，可靠性也非常高，因为性能不会有什么提升，故没有太大重新研发全流量高压补燃循环的发动机的意义。&br&&br&综合来说发展分级燃烧循环技术还是很有吸引力的，主要发展趋势估计是液氧煤油使用富氧预燃室，液氧液氢使用富燃预燃室，与现在一致。&br&&br&美国将来要发射的SLS火箭将会把压箱底的SSME存货拿出来做芯级发动机，SSME真空比冲452s，而RS68只有410s，几乎高了10%，这意味着同等情况下运力几乎能提升30%。中国将在YF100的基础上开发500吨推力的液氧煤油发动机，作为将来登月，探测火星的长征九号的起飞主动力，spacex打算开发液氧甲烷的全流量分级燃烧发动机来做可重复利用起飞重量一万吨级别的超级火箭的主发动机，相当于三枚土星五号。只有中俄才有的是液氧煤油分级燃烧发动机技术。但单论分级燃烧循环的话，过去航天飞机时代，以及将来都会是美国航天的主力。
首先从结论说起，有吸引力，而且非常有吸引力。对几乎每一个试图搞航天的公司／机构／国家，高压补燃发动机都是最有吸引力的动力循环方式，而且不但有大量已经投入使用的，还有不少开发中的。这个技术在俄罗斯一般被叫做高压补燃，美国的叫法是分级燃烧。而…
我知道题主要的火箭长的什么样，在游戏里有这样设计的，只在游戏里看的话，这种火箭是可以用的，发大型设备用这种火箭效果不错：&br&&br&&img data-rawheight=&793& data-rawwidth=&1030& src=&/5af932d25afa30f057c2c1_b.png& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1030& data-original=&/5af932d25afa30f057c2c1_r.png&&&br&但实际情况是，这种火箭顶部的结构要求非常结实才行，因为火箭发动机推力太大，不加钢筋的话就变成这样了：&br&&br&&img data-rawheight=&793& data-rawwidth=&1030& src=&/b7c8b5e9d5f_b.png& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1030& data-original=&/b7c8b5e9d5f_r.png&&&br&然后头重脚轻，就变成这样了：&br&&br&&img data-rawheight=&793& data-rawwidth=&1030& src=&/ac13d36a2dc3af79d0b7c_b.png& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1030& data-original=&/ac13d36a2dc3af79d0b7c_r.png&&&br&游戏里的钢筋在现实中是不存在的，因为没有哪种材料能做到那么结实。&br&&br&现实中不用的原因就是：&br&&br&1. 火箭会解体。&br&2. 火箭会倒。&br&&br&----------------------------------------------------------------------&br&&br&很多人还是没看明白，再解释一下：&br&&br&因为发动机在顶部，发动机必须在火箭的外面，至少是不能跟火箭本身直接相连的（不管是挂在头顶还是像我截图里的伸在外面），发动机在外面就必须有支架跟火箭本身连接。&br&&br&问题就出在这个支架上，大型火箭的推力极大，尤其是一级发动机，如果支架不结实，火箭就会散架（像我截图里的那样）。所以捆绑式火箭的捆绑的助推器一般都不大。&br&&br&其次就是重心的问题，发动机在下面（发动机很重），重心也在下面，推力和重心的距离很近，&b&如果有侧向的漂移，力矩会很小，不容易倾覆&/b&。&br&&br&如果发动机在上面，燃料受重力作用一直都在下面，&b&火箭的实际重心是在中间位置，推力与重心的距离就远了&/b&，因为距离远，&b&同样的侧向漂移会产生更大的力矩&/b&，这种情况下火箭极易倾覆。&br&&br&其它回答里给的发动机前置例子里面，可以总结为几类：&br&&br&1. 轻型火箭，火箭不存在解体的问题；&br&2. 推力的实际作用点与重心的距离很近（窜天猴、RPG的重心都在前面）；&br&&br&火箭的设计目标是要有更大的推力（有效载荷）以及更可靠的发射，以目前的人类技术来说，发动机放在底下火箭的可靠性会更高一些。&br&&br&最后，特别推荐我截图里的这个游戏（见截图窗口标题栏，中文名叫坎巴拉太空计划），如果是航天爱好者一定要玩一下，玩这个游戏以后可以学习到很多实际的航天知识（不开作弊的情况下）。&br&&br&----------------------------------------------------------------------&br&&br&不考虑结构和可靠性的问题的话，游戏里可以把火箭设计成大饼的类型，推力大并且容易设计。（注：游戏里所有设备的可靠性都是百分百，零件不会有故障，现实情况是火箭的可靠性并不高，大饼火箭可以参考苏联的N1火箭）
我知道题主要的火箭长的什么样，在游戏里有这样设计的，只在游戏里看的话，这种火箭是可以用的，发大型设备用这种火箭效果不错： 但实际情况是，这种火箭顶部的结构要求非常结实才行，因为火箭发动机推力太大，不加钢筋的话就变成这样了： 然后头重脚轻，就…
先进性和经济性是两个相互独立的指标。&br&&br&俄国火箭的设计费在苏联解体时就已经跟随国家债务一起赖掉了，亏损都记在马克思头上，现在发射只收你工本费。多便宜。&br&&br&俄国火箭成本低，技术可靠，当然用它。全球化时代就是这样的，美国花了半个世纪搞垮了XX主义阵营，把俄罗斯拉入资本主义全球分工体系，你现在却告诉我要支持国货？天下还有更混账的事吗？&br&&br&其实美国现在也在往低成本航天方向发展，都是私人公司在搞，SPACEX的猎鹰火箭也很不错。可能以后就没俄国什么事了。&br&&br&RD180这类发动机，研发时美国出了一半钱，建厂也是美国投资的，只是厂址在俄国而已。MIR而已，并不是真正的俄国货。
先进性和经济性是两个相互独立的指标。 俄国火箭的设计费在苏联解体时就已经跟随国家债务一起赖掉了，亏损都记在马克思头上，现在发射只收你工本费。多便宜。 俄国火箭成本低，技术可靠，当然用它。全球化时代就是这样的，美国花了半个世纪搞垮了XX主义阵营…
损失量=保持时间*损失速率（积分）&br&你问的是如何降低损失速率，但其实还有重要的方法是减少燃料在火箭中的时间，&br&&br&1.临发射前一天到几天才开始加注燃料&br&2.一直补加燃料，补充挥发掉的部分（冒雾的地方就是补加臂）&br&&img src=&/296e861fc1ba_b.jpg& data-rawwidth=&537& data-rawheight=&289& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&537& data-original=&/296e861fc1ba_r.jpg&&注意燃料加注连接器结冰和生雾的情况，这导致补加机构的分离在火箭发射前是一个重要的环节，因为当湿度大时就不是结霜，而是结冰了，有可能会冻在一起分不开&br&&img src=&/da67aea400146edeb2cb0_b.jpg& data-rawwidth=&577& data-rawheight=&399& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&577& data-original=&/da67aea400146edeb2cb0_r.jpg&&火箭的燃料补加会一直持续到 -4min（发射前4分钟），确认氢氧燃料量合适后结束补加，补加摆杆和测量摆杆会脱离，所以你在-4分钟的时候会看到这样的场景：即机械臂脱落，阀门关闭，燃料加注停止，剩下四分钟挥发的量就可以不管了（截图的视频中-3分钟才脱离，估计是在检查阀门之类的是否关好）&br&&img src=&/cc125fd9f947ca5ef8fd_b.jpg& data-rawwidth=&687& data-rawheight=&391& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&687& data-original=&/cc125fd9f947ca5ef8fd_r.jpg&&&img src=&/e86acdf6a557_b.jpg& data-rawwidth=&549& data-rawheight=&344& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&549& data-original=&/e86acdf6a557_r.jpg&&&br&这是火箭上的接口（好像是）&br&&img src=&/5bbae03dda1f3c415a6f2e_b.jpg& data-rawwidth=&506& data-rawheight=&370& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&506& data-original=&/5bbae03dda1f3c415a6f2e_r.jpg&&&br&塔架上的加注口脱离后仍然在释放大量液态氢氧&br&&img src=&/159e21eb3a5ea7db46c7a521ce2d39da_b.jpg& data-rawwidth=&711& data-rawheight=&461& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&711& data-original=&/159e21eb3a5ea7db46c7a521ce2d39da_r.jpg&&&br&最后发射塔架在-1分钟脱离&br&&img src=&/a1ecf0497c_b.jpg& data-rawwidth=&577& data-rawheight=&394& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&577& data-original=&/a1ecf0497c_r.jpg&&&br&&img src=&/25c89f9e6b94da83b3f75db7421ff6ac_b.jpg& data-rawwidth=&633& data-rawheight=&471& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&633& data-original=&/25c89f9e6b94da83b3f75db7421ff6ac_r.jpg&&&br&脱离后塔架的加注口一直在往外冒(-_-)&br&&br&&img src=&/2da28f8f9ea7c3edfadbc9_b.jpg& data-rawwidth=&563& data-rawheight=&355& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&563& data-original=&/2da28f8f9ea7c3edfadbc9_r.jpg&&脱离后从火箭上的多个出气口仍然有可观的燃料泄漏率，但是和火箭的燃烧速率相比，可以忽略&br&&img src=&/922b17a8d6aab36c900fa2a213eb2310_b.jpg& data-rawwidth=&569& data-rawheight=&384& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&569& data-original=&/922b17a8d6aab36c900fa2a213eb2310_r.jpg&&&img src=&/e020fa0a326ffbc4c202cbf_b.jpg& data-rawwidth=&556& data-rawheight=&366& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&556& data-original=&/e020fa0a326ffbc4c202cbf_r.jpg&&&br&最后就灰起来了~~&br&&img src=&/c39c702d4b9a11baa5ca3df_b.jpg& data-rawwidth=&691& data-rawheight=&528& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&691& data-original=&/c39c702d4b9a11baa5ca3df_r.jpg&&&br&截图出自：&br&&a class=&video-box& href=&///?target=http%3A///v_show/id_XNjQyNTYzNDc2.html& target=&_blank& data-video-id=&& data-video-playable=&& data-name=&“嫦娥三号”登月之旅 火箭发射倒计时5分钟 131202& data-poster=&/29C06EDCCD04AB26-A17C-C867DD72B83& data-lens-id=&&&
&img class=&thumbnail& src=&/29C06EDCCD04AB26-A17C-C867DD72B83&&&span class=&content&&
&span class=&title&&“嫦娥三号”登月之旅 火箭发射倒计时5分钟 131202&span class=&z-ico-extern-gray&&&/span&&span class=&z-ico-extern-blue&&&/span&&/span&
&span class=&url&&&span class=&z-ico-video&&&/span&/v_show/id_XNjQyNTYzNDc2.html&/span&
&/a&----------------------&br&最后的最后，可以回答楼主的问题了，如何保温（降低挥发速率），很简单，就是燃料箱的壳上设计隔热层，主要是使用热导率低的材料，利用挥发的蒸汽降低界面温度（好像是类似节流膨胀的原理），加真空热隔层（类似暖瓶）&br&&img src=&/fe44c7ba59a80599af95_b.jpg& data-rawwidth=&750& data-rawheight=&369& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&750& data-original=&/fe44c7ba59a80599af95_r.jpg&&&br&&br&另外掉下来的这玩意是保温用的，但是这玩意是防止它太冷把卫星搞坏了(-_-)而不是太热了会导致燃料挥发：&br&&img src=&/6c55b8f4bac8cf1d228e160bfe42e901_b.jpg& data-rawwidth=&362& data-rawheight=&423& class=&content_image& width=&362&&&br&----------------------&br&再最后，这样你就知道为什么要研制常温液态（类似煤油）和固态燃料火箭发动机了。
损失量=保持时间*损失速率（积分） 你问的是如何降低损失速率，但其实还有重要的方法是减少燃料在火箭中的时间， 1.临发射前一天到几天才开始加注燃料 2.一直补加燃料，补充挥发掉的部分（冒雾的地方就是补加臂） 注意燃料加注连接器结冰和生雾的情况，这导…
不能说是进展缓慢吧（没有贬义的意思），研发曾遭遇过一些困难，进度也曾数次推迟。&br&&a class=& wrap external& href=&///?target=http%3A///gn//5914959.shtml& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&长征五号火箭拟于2015年上半年首飞 搭载试验卫星&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&br&&a class=& wrap external& href=&///?target=http%3A///awin/china-s-long-march-5-will-not-launch-until-2015& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&China?s Long March 5 Will Not Launch Until 2015&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&br&但已经成功突破5米大直径箭体结构设计、制造及试验技术难关，完成中国最大规模助推器分离等一系列大型地面试验，完成120吨液氧煤油发动机、50吨液氢液氧发动机等的研制。目前也已经转入型号的初样研制阶段。&br&&br&&b&任务&/b&：&b&首先&/b&是执行嫦娥五号任务，&b&其次&/b&可以发射质量更大、功能更全的卫星，大型的长期有人照料的空间站，大型空间望远镜（记得之前媒体一直报道要发射一款超过哈勃的望远镜，可是到现在我都没看到这则后续新闻），并可以进行一箭多星的发射（比如印度此前发射过一箭十星，TG因此被喷，当然我们也有一箭六星的发射记录），提高卫星的发射效率和组网的速度（期待给北斗提速），当长征五号进入应用阶段，该火箭的低轨道运载能力将由原来的8吨提高到25吨。在一段时间内，我国运送航天器入轨的能力可以达到很高的水平，很可能就是世界最高水平。&br&&br&&b&性能&/b&的话可以这么概括：&b&和欧洲研制的“阿丽亚娜－５”型火箭水平相当，它研制成功后将改变目前中国火箭大幅度落后于世界运载火箭先进水平的局面。&/b&国家运载火箭综合性能指标将比肩美欧等航天强国，但火箭发动机特别是氢氧发动机方面与国际先进水平相比仍有相当差距，前面仍有一段很长的路要走。&br&&br&&img data-rawheight=&200& data-rawwidth=&934& src=&/e86ca5fc8c306d6c3bf2f6_b.png& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&934& data-original=&/e86ca5fc8c306d6c3bf2f6_r.png&&&br&&br&&br&补充下长五结构（图片来自网络）---------------------------------&br&&img data-rawheight=&683& data-rawwidth=&500& src=&/c27b7e8defa39d8b30add_b.jpg& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&500& data-original=&/c27b7e8defa39d8b30add_r.jpg&&&br&&br&---------------------------------------号更新-------------------------------------------------&br&昨晚加班，回家到头就睡 ，今天早上才看到新闻！&br&泥煤，不声不响就&br&发射了，&br&射了，&br&了。。。。&br&&img src=&/v2-1c060efed32c3a721544_b.jpg& data-rawwidth=&930& data-rawheight=&644& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&930& data-original=&/v2-1c060efed32c3a721544_r.jpg&&&br&&br&啊。。。好大，好粗！&br&&br&嗯哼，咳。。。十年磨一剑，千呼万唤始出来，期待更牛逼的型号！
不能说是进展缓慢吧（没有贬义的意思），研发曾遭遇过一些困难，进度也曾数次推迟。
但已经成功突破5米大直径箭体结构设计、制造及试验技术难关，完成…
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