航天领域的运载火箭的一些关键技术！

对任何一种火箭来说，其关键技术性能有三个：准确度，即是否能够将有效载荷送到指定的轨道高度，并获得指定的速度矢...

对任何一种火箭来说，其关键技术性能有三个：准确度，即是否能够将有效载荷送到指定的轨道高度，并获得指定的速度矢量；最大推力，决定了有效载荷的大小；推进效率，决定了高轨或深空载荷的发射能力。2、3点就理论方面其实是一件事情，但提高初始推力可以采取捆绑助推器的方法，推进效率却只跟火箭本身设计有关，助推器对推进效率的提高有其极限，主要用于提高低轨载荷，对高轨/深空载荷贡献很小。

此外有两个次要性能，可靠性和经济性，主要性能决定了火箭有没有，次要性能决定了火箭好不好。所有性能互相之间都是互相影响的，在某个单项性能上如果要追求最佳往往是需要牺牲其他性能的，设计就是妥协，因此某种火箭上的某项性能并不一定能代表该国此项上的最高能力。

准确度取决于电子设备和测量设备，是一个大多数时候溢出的性能，多半也是首选牺牲的性能，因为现在的航天器都有比较充裕的机动能力，很容易进行补偿。这方面的设计能力不是瓶颈技术。

最大推力取决于火箭推力，其依赖于动量守恒定律：

推进效率的简化公式参考齐奥尔科夫斯基火箭方程：

其中代表喷气速度，代表火箭最终可获得的速度，m，代表单位时间内喷出的燃料总重，代表火箭最终重量和起始重量之比。虽然可以通过改进发动机设计提高，但是其上限受限于燃料的种类，液氢/液氧最高，煤油/液氧次之，肼类最低。

可见，提高火箭推力，可以提高喷气速度和单位时间内喷出的燃料重量。
喷气速度可以依靠燃烧室和喷管设计取得一定提高，喷管形状和流场都是关键设计技术，但由于燃料种类决定了喷气最高速度，因此这方面的设计也不是火箭设计的瓶颈技术。
但是提高单位时间内的燃料流量是瓶颈技术，根据能量守恒定律就可以知道，如果获取更大的燃料流量，更高的燃烧效率，无疑可以提高火箭推力，也就是需要设计更强大的涡轮泵，更好的燃料混合技术，更高的燃烧温度，更平滑的燃烧室流场。

推进效率中，齐奥尔科夫斯基火箭方程中忽略了空气阻力，但是火箭本身在稠密大气中运行的时间不多，影响不大。故火箭效率提高主要依赖于提高，或者说减少火箭的废重量，这里有个取巧设计：助推器+多级火箭，随着燃料箱变空而抛弃部分重量。除此之外，如何用更轻的材料/结构制造足够强度的火箭，一直是各国火箭设计的主要优化方向，
而这也是载货火箭天生优于载人火箭，一次性火箭天生优于重复使用火箭之处——载货火箭允许更低的可靠性，从而缩减安全冗余设计，也不需要额外的逃生结构；一次性使用的火箭不需要考虑疲劳问题，不需要考虑重复检查的接近问题，也不需要准备再入大气层的保护结构和回收机构。

火箭的具体结构是各国机密，而且说实话也是最无趣的部分，充斥了术语和公式，为了简（tou）便（lan）起见，我只讨论发动机及其相关部分。

由前文分析，采用更好的燃料可以同时提升最大推力和最终速度，因此液氢/液氧是个高大上技术，美欧日在7、80年代就专注于此，遗憾的是由于各种固有缺陷，液氢/液氧发动机的性能离超越液氧/煤油发动机还比较遥远，此外，仅就燃料费用，煤油仅有液氢1/100，这点对于中俄，乃至美国仍然具有极其强大的吸引力。

对比煤油/液氧系统，液氢/液氧燃料必须在结构重量、发动机、可靠性上同时做出牺牲：
1. 液氢的燃料箱有更多的技术要求，其结构重量必定高于煤油燃料箱；
2. 由于液氧和煤油具有相似的密度，煤油发动机只需要一个涡轮泵，而液氢必须使用单独的涡轮泵，这就使发动机更复杂。
3. 如果在第二级、第三级上采用液氢，其持续泄漏的液氢降低了可靠性，此外，液氢燃料箱使用上的苛刻要求也导致可靠性较低。
肼类燃烧剂最大的优势在于不需要点火装置，早期点火技术不成熟时是火箭的主流，但毒性大，综合性能差，新一代火箭逐渐开始淘汰。

俄罗斯在液氧/煤油发动机技术上可谓独步天下，尤其是富氧燃烧发动机（也叫补燃技术）上全无对手，富氧燃烧由于极易烧穿燃烧室，对燃烧室流场设计的要求极高，这方面是俄罗斯的传统强势领域，70年代完成基础设计的N-33/N-44至今仍保持着最高推重比的记录。由于普惠公司购买并拆解了一台N-33，因此Space X采用的Merlin系列引擎也被认为参考了其部分设计。而其后续版本RD-170是目前在役的发动机中推力最大的(7.8MN)，其出口版本RD-180(4.1MN)一直被美国采购。
美国从航天飞机开始，偏好液氢/液氧发动机，航天飞机的SMEE为2.27MN，现役德尔塔火箭的RS-68推力为3.37MN，煤油发动机发展更多是作为低成本方法的预研设计，在土星的F-1(7.7MN)之后，没有什么大规模的应用，NASA目前最新一代是RS-88，Space X在此基础上改进为Merlin (rocket engine family) 其1D版本为0.7MN，当然美国人购买和拆解了N-33和RD180后应该有技术储备。
欧空局的Vulcain 2为液氢/液氧发动机，1.3MN，暂时没有后续公开计划。
日本的LE-7 为液氢/液氧机。推力1.1MN，同样暂时没有后续公开计划。
中国在役的发动机为YF-77，液氢/液氧发动机，0.67MN，下一代为YF-100，重回液氧/煤油发动机，推力为1.2MN刚刚完成试车液氧煤油发动机中国火箭新动力.

关于同级多台发动机并联，我忘了另外一个传奇：苏联的N-1，史无前例，估计也是后无来者的30台发动机并联，结果造就了拜科努尔1#发射场的废墟。SpaceX的猎鹰9准备挑战9台并联，现代化的控制技术也许能够解决这个问题了。
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固体燃料火箭由于经济性太差，主要应用于导弹上，个别运载火箭会使用固体燃料火箭做助推器，不过不是主流，略过不谈。

液体火箭发动机我知道的关键技术包括：液氢燃料箱，涡轮泵，燃烧室形状设计。

1.液氢需要-250度的环境，在这种情况下，低温对材料性能的影响，尤其是密封性能很大，实际上在充满燃料后，液氢燃料箱在强度/密封性等方面达到不可用状态可能只需要一天（当然没人真的做过实验）。此外燃料箱内部必须尽可能光滑，微小的突起也会导致杂质更容易残留而引起故障，相比之下，如何保温已仅仅是个小麻烦了。除了存储外，加注燃料也是个挑战：
加注前，必须彻底清洁燃料箱内部，水汽残留将导致结冰，冰晶进入燃料管路将导致燃料流量不均而使发动机喘振，而锐角在高压高速下很可能损伤管路，氮气残留会在氢气未到达燃烧室之前与氢气发生反应，可能导致发动机烧毁。

加注时，在使用氦气彻底冲洗清洁好的燃料箱后，液氢进入常温的燃料箱，同时立刻开始剧烈的沸腾，必须小心的控制注入速度，并保持一定的氦气压力，使液氢相对可控的慢慢沸腾，从而慢慢将燃料箱冷却。

加注完成后，由于完全密封液氢箱是不现实的，必须持续保持一定的压力供给液氢，直到点火前几分钟才能完全停止加注。

2.涡轮泵。对于运载火箭第一第二级，由于推力大，其排气压力很高，而燃料泵出口压力必须大于发动机喷口压力才能够将燃料注入燃烧室，目前还没有任何机械泵可以满足要求，唯一可用的是涡轮泵。涡轮泵实际上就是一部小型喷气式发动机，通过燃烧少量推进剂来带动压缩机供给燃料，在涡轮泵的两头，一头是-250度的液氢，一头是数千度的高温燃气，同时必须保持足够的转速来提供压力，其难度可想而知。

3. 发动机燃烧室。发动机燃烧室需要结合喷射油嘴的设计而进行，从而创造一个良好的燃烧流场，使发动机稳定工作，这里关键在于，火箭运行一段时间后，由于质量减少，必须降低发动机功率才能保证过载不超限，如何在功率大幅变化，或者说燃料流量大幅变化的情况下保持良好的流场是很困难的。而随着推力增大，这一设计难度也不断提高。

当前运载火箭的主要关键性能不是推力，而是效率。

火箭界有一个笑话，“推力不够多捆几个助推器不就是了”，只追求推力并没有什么难度，土星-5号作为目前为止推力最大的火箭，其第一级发动机F-1本质上不过是V-2发动机的放大版，在发动机工程师意识到原始设计继续放大就必须修改设计后，他们简单粗暴的将5个F-1捆绑到了一起，从而创造了3000顿的最大推力火箭，但其技术水平甚至不及第二级火箭的J-2发动机。
此外随着同时工作的发动机数量增加，如何保证这些发动机以合适的功率比同时工作就非常困难了，而如何同时点火并开始稳定工作简直就是噩梦了。大推力火箭发动机的点火只能采取一次性的方式，不存在持续点火或者二次点火的可能。一个点火器故障就意味着发射失败。所以现代火箭一般认为5台发动机已经是极限了。当然，曾经有一个传奇，带8个助推器的火箭……