美国在半个世纪前土星5上用的F1发动机推力虽然大，技术 ...

不计成本肯定能，像两弹一星那种投资强度。但是可靠性 经济性 发展的可持续性都很差。美苏当年的太空竞赛不是过家家。想想美国的前100所大学，所有国家实验室，军工企业都动员起来需要多少钱吧。和阿波罗计划比起来，曼哈顿都不行。最关键的是，整个项目的唯一目的就是上月球，就是把苏联人摔倒在月球上，对上去以后干什么根本没有规划好。导致了整个项目后续发展很成问题。

中国航天还是细水长流，尤其是载人方面。一期100亿，二期200亿。没有可以攀比，基本上都是水到渠成的事儿。登月不是上月球上转一圈。建立月球基地是必然的。这个还有众多问题需要突破。等核聚变有门了，登月就会快马加鞭了。

需要加个时间限制，如果是明年的话，中国肯定造不出来。如果50年的话只要钱给够，中国肯定能造得出来。

落伍不落伍不是问题，好用不好用（稳定性、效费比），合不合路线（比如航天飞机要搞回收，当时液体的肯定争不过固体钢壳）才是问题。现在美国人又想着把这个落伍的东西拿出来擦擦用了，不过新的推力将是900吨。希望他能成功上位。

不过就我本人的观点而言，坚决反对短时间（20年）研发这种昂贵的巨型玩具。应该把重点放在一个能承上启下的中等推力的发动机上。比如300吨或330吨通用发动机。单发3.35米（300吨）作主力打大部分卫星、双发5米（600吨）打飞船和重型通讯卫星，1绑2（1200吨）或3个5米排（1800吨）打空间站或军方的大玩艺。等这款发动机烂熟了，做个7、8米的氢氧芯绑上4个5米助推器（总3000吨），打个登月飞船不也不在话下。最大推力下的发动机数目也就和长征5最大版相同，控制系统应该没什么问题。

这样，一款中等发动机打天下，生产数量足，无论对研发成本、生产成本的摊销，本身成熟度的成长，大型任务的成本、进度控制，其意义都是不言而喻的。

需要加个时间限制，如果是明年的话，中国肯定造不出来。如果50年的话只要钱给够，中国肯定能造得出来。

落伍不落伍不是问题，好用不好用（稳定性、效费比），合不合路线（比如航天飞机要搞回收，当时液体的肯定争不过固体钢壳）才是问题。现在美国人又想着把这个落伍的东西拿出来擦擦用了，不过新的推力将是900吨。希望他能成功上位。

不过就我本人的观点而言，坚决反对短时间（20年）研发这种昂贵的巨型玩具。应该把重点放在一个能承上启下的中等推力的发动机上。比如300吨或330吨通用发动机。单发3.35米（300吨）作主力打大部分卫星、双发5米（600吨）打飞船和重型通讯卫星，1绑2（1200吨）或3个5米排（1800吨）打空间站或军方的大玩艺。等这款发动机烂熟了，做个7、8米的氢氧芯绑上4个5米助推器（总3000吨），打个登月飞船不也不在话下。最大推力下的发动机数目也就和长征5最大版相同，控制系统应该没什么问题。

这样，一款中等发动机打天下，生产数量足，无论对研发成本、生产成本的摊销，本身成熟度的成长，大型任务的成本、进度控制，其意义都是不言而喻的。

F-1那是那年头的必然选择……，除了推力，其他指标并不是非常出色。随着研究的深入，实现土星5的运力也并不是一定要用F-1这样的发动机。大推力固体助推器+氢氧燃料发动机芯级完全可以胜任。

F-1那种适合做大型助推
用在EELV这样的火箭上会比较悲剧，所以美国人买了RD-180

落伍应该是md讲给自己听的吧？～！

估计技术上在今天是落伍了，现在要是研发一款运载能力相当的火箭，起飞重量应该降低不少吧。

火箭发动机考核指标应该很多

经济性 可靠性 可改进性 等等，不仅仅是推力大这一个。

这个和汽车差不多，光有大马力是不行的，还要省油 好保养等等。

中国的火箭发动机还需努力！希望20年内能够载人登月！

开式循环的发动机，效率不高，超强推力完全是因为超大尺寸

以今天的标准衡量，技术当然落伍。不过能用五十年前的人类科技水平造出那么个大火箭，已经很了不起了。

中国未来的载人登月火箭，技术会更先进

2013-3-12 01:54 上传

http://arstechnica.com/science/2 ... r-40-years-sort-of/

落后是相对于美帝自己的RS25、RS68氢氧机而言

对其他国家来说，依然是望尘莫及的东西

落伍不落伍是相对而言的，开式循环发动机里仍然是当之无愧的王者。何况，随着箭体储箱材料技术的进步，超高干质比+开式循环发动机也是种不错的技术路线。不然，MD也不好意思把用F1复刻版的助推称之为”先进助推“~
至于是不是肯定能做出XXX东西的论调。个人一直坚持，没做出来之前都只能算是有潜在能力，做出来并用上才是王道~虽然这里面参杂很多了政治和技术路线的问题，但有的时候所谓”运气“、”时机“也是一种实力的表现。

落伍不落伍是相对而言的，开式循环发动机里仍然是当之无愧的王者。何况，随着箭体储箱材料技术的进步，超高干质比+开式循环发动机也是种不错的技术路线。不然，MD也不好意思把用F1复刻版的助推称之为”先进助推“~
至于是不是肯定能做出XXX东西的论调。个人一直坚持，没做出来之前都只能算是有潜在能力，做出来并用上才是王道~虽然这里面参杂很多了政治和技术路线的问题，但有的时候所谓”运气“、”时机“也是一种实力的表现。

docliu 发表于 2013-3-10 20:18
火箭发动机考核指标应该很多

经济性 可靠性 可改进性 等等，不仅仅是推力大这一个。
升空一次才点火二三分钟左右的发动机， 还要省油好保养？？？？

生产技术换代使旧F－1在机械设计上过时， 过去要焊接配件， 现在可以打印， 物料及机械性能也有更新的认识， 这方面来说是过时， 可是功能却还很足够。

不管怎么说，这东西推力太大了

我记得土星V火箭的一级推力为3450吨，不得了，零头都比长二捆大。

鬼眼老三 发表于 2013-3-12 13:19
升空一次才点火二三分钟左右的发动机， 还要省油好保养？？？？
类比！
考察汽车发动机的指标不止有马力，还有其他指标
同样，考察火箭发动机的指标也不仅仅有推力

省油还是很重要的，火箭90%的是油，第一级发动机剩油就意味着上面级可以加重很多

‘省油’不仅是‘很重要’的，而且是‘极重要’（之一）。它的名字叫‘比冲’，这个值每多一秒都是好的。

纸飞机 发表于 2013-3-12 21:06
省油还是很重要的，火箭90%的是油，第一级发动机剩油就意味着上面级可以加重很多

‘省油’不仅是‘很重要’的，而且是‘极重要’（之一）。它的名字叫‘比冲’，这个值每多一秒都是好的。

miaomiaomiao 发表于 2013-3-10 13:56
需要加个时间限制，如果是明年的话，中国肯定造不出来。如果50年的话只要钱给够，中国肯定能造得出来。

...
我记得，固体的唯一优势是不像液体必须单独存放，发射前才加注，因此对于核打击，仅这一条优点就足以碾压液体。但火箭不同，单独存放和发射加注准备时间长，不是致命缺点，但液体能效比高，释放同样能量所需质量更轻，这点固体没法比，何况液体可以控制推力甚至停止，火箭调整姿态时必须。所以对于火箭来说，说不上固体比液体好。至于捆绑，绑多了零件多，而且发动机之间互相震动干扰，可靠性很低的，苏联的N1就吃这个亏，每次发射都失败，只能流产。

纸飞机 发表于 2013-3-12 21:06
省油还是很重要的，火箭90%的是油，第一级发动机剩油就意味着上面级可以加重很多
那推力和比冲有什么关系，各自的含义又是什么。

纸飞机 发表于 2013-3-12 21:06
省油还是很重要的，火箭90%的是油，第一级发动机剩油就意味着上面级可以加重很多
第二级发动机高效能， 的确能使第一级和第二级的重量大大减轻， 节数高的芯级若增加重量， 以下的节级所需的推进剂的确会像滚雪球一样加大。 可是反过来看  第一级省下来的油， 和第二级及以上的一条毛的关系也没有。 第二级发动的时候第一级已经脱离了， 第二级或以上并不携带第一级的重量。

和第二级不同， 要提高第一级比冲， 九成九要增加燃室内压， 增加压力的结果， 所有管道阀门泵都要升几个档次， 研究测试及生产成本跳升几倍， 保证使用过程中不漏不爆。 另一方面， 夸张点说， 随便找个本行两三年工作经验的， 在软件中加长一点火箭长度加大推进剂量， 就能达到同样要求。

对载人登月来说,F1虽然不先进,但这样的大推力是必需的

鬼眼老三 发表于 2013-3-13 03:05
第二级发动机高效能， 的确能使第一级和第二级的重量大大减轻， 节数高的芯级若增加重量， 以下的节级所需 ...
我已经说过了，比如ATLAS-5这种
把比冲降到F-1这标准，那火箭重量会增加到接近600吨，真的要一台F-1才行了

ericcui1 发表于 2013-3-10 15:34
F-1那是那年头的必然选择……，除了推力，其他指标并不是非常出色。随着研究的深入，实现土星5的运力也并不 ...
可靠性还是很出色的

鬼眼老三 发表于 2013-3-13 03:05
第二级发动机高效能， 的确能使第一级和第二级的重量大大减轻， 节数高的芯级若增加重量， 以下的节级所需 ...

可以换个角度来计算，剩下的油自己烧。同样多的油，相同的推力，以等推力工作（为简化估算，不考虑过载节流问题），那么谁的比冲越高谁燃烧的时间就长。如果比冲250秒的发动机工作100秒，那么300秒的发动机则能工作120秒。以一级燃料快烧完时候的加速度，这20秒的速度增加值绝不会是个可有可无的小数字。有了这个增速作基础，同样的二级发动机就可以多推点了。如果仍维持100秒的燃烧时间不变，那么可以少携带6分之一的燃料，平均加速度会略有上升的。

当然，实际设计师不会简单这么做，而是会寻找一个最合理的方案。但是一级发动机的比冲是个相当重要的参数，是毋庸置疑的。

要用上两台RD-180！！！！！

若走毛子的路， 现在同样功能的卫星其计算机最少比现在重十倍！！！！ 火箭箭身净重每级增加最少增加30％

大家的研发资金也有限， 当初你要是加大投入到高比冲发动机， 就欠钱投入物料研究， 推进剂箱减重， 电子电路微型化， 结构承力的研究, 碳纤维, 气凝胶 。。。等等。等等    当初那些投入现在得到丰厚回报， 甚至广泛被转为民用； 当初那些投入成果最后被贱卖。  我想历史早已经有答案了。

有两个重点要留意， 不然就变成讨论跑车了。

第一， 分节。 大家都知道火箭分节的好处， 不知道的请自己做点功课。 当然， 分节也使成本增力的坏处， 特别是发动机越贵， 分节只能越少。

第二， 飞行概况！！！ 大家都知道大部份火箭升空， 大约一分左右就过maxq, 一分半至两分钟左右已经很接近真空。

那些“高比冲”的发动机在这一点以后还要拿著不合用的喷管继续喷两分钟。 看看实际例子， RD－180点火253s~270s真空下比冲338s, 可是f9一级只点火170s, 而二级的梅林1c 真空版的比冲都上342s了！！！ 土五F-1只点火150s, RD-180是有100秒要和421s比冲的J－2比！！！！！！！！！ RD－180的比冲听来很高， 可是配置出问题。

事实上， 使用 RD－180， 在这几十至100秒的过程间， 不单比冲比别人低， 而且别人都把第一级吐了， 而使用RD－180的火箭， 还在拿推进剂用来加速第一级。 说到这里， 我想随便有点脑的网友都知道差距。。。 要知道第一级净重差不多30吨的。

还不止这个， RD－180比冲338s只是100％推力下做出来的记录。 事实呢？ 一分半以后推进剂用了大半， 这个时候大部份火箭都开始要调低推力， 以保证加速率不会过高散架。 如气车的巡航速度概念, 某一个特定环境下运作是消耗燃料最少的。 调低了推力后比冲只能比338s低。

最后的吐血， 谈谈升空至1分半的过程。
那个区域是拼比冲的吗？ 当然不是了。 我给你600s比冲的发动机， 可是推力不够， 升空时火箭以0.1g向上加速， 这能省油吗？？？ 你大部份的油都用到维持高度之上。  升空过程要反推地球引力， 所以这个过程主要是拼推力。 可是问题来了！！！！ 像RD－180这些“高比冲”的发动机设计点火时间总是比别人长， 这样一来， 升空时推力越大， 后期冗余推力只会越来， 实际比冲只会越低。

比冲和GDP一样， 单单看这个数字， 是不能了解全部的。

miaomiaomiao 发表于 2013-3-14 00:29
可以换个角度来计算，剩下的油自己烧。同样多的油，相同的推力，以等推力工作（为简化估算，不考虑过载 ...

有两个重点要留意， 不然就变成讨论跑车了。

第一， 分节。 大家都知道火箭分节的好处， 不知道的请自己做点功课。 当然， 分节也使成本增力的坏处， 特别是发动机越贵， 分节只能越少。

第二， 飞行概况！！！ 大家都知道大部份火箭升空， 大约一分左右就过maxq, 一分半至两分钟左右已经很接近真空。

那些“高比冲”的发动机在这一点以后还要拿著不合用的喷管继续喷两分钟。 看看实际例子， RD－180点火253s~270s真空下比冲338s, 可是f9一级只点火170s, 而二级的梅林1c 真空版的比冲都上342s了！！！ 土五F-1只点火150s, RD-180是有100秒要和421s比冲的J－2比！！！！！！！！！ RD－180的比冲听来很高， 可是配置出问题。

事实上， 使用 RD－180， 在这几十至100秒的过程间， 不单比冲比别人低， 而且别人都把第一级吐了， 而使用RD－180的火箭， 还在拿推进剂用来加速第一级。 说到这里， 我想随便有点脑的网友都知道差距。。。 要知道第一级净重差不多30吨的。

还不止这个， RD－180比冲338s只是100％推力下做出来的记录。 事实呢？ 一分半以后推进剂用了大半， 这个时候大部份火箭都开始要调低推力， 以保证加速率不会过高散架。 如气车的巡航速度概念, 某一个特定环境下运作是消耗燃料最少的。 调低了推力后比冲只能比338s低。

最后的吐血， 谈谈升空至1分半的过程。
那个区域是拼比冲的吗？ 当然不是了。 我给你600s比冲的发动机， 可是推力不够， 升空时火箭以0.1g向上加速， 这能省油吗？？？ 你大部份的油都用到维持高度之上。  升空过程要反推地球引力， 所以这个过程主要是拼推力。 可是问题来了！！！！ 像RD－180这些“高比冲”的发动机设计点火时间总是比别人长， 这样一来， 升空时推力越大， 后期冗余推力只会越来， 实际比冲只会越低。

比冲和GDP一样， 单单看这个数字， 是不能了解全部的。

鬼眼老三 发表于 2013-3-14 08:48
有两个重点要留意， 不然就变成讨论跑车了。

第一， 分节。 大家都知道火箭分节的好处， 不知道的请 ...
我说你都从哪里找的数据？
RD-180海平面比冲311,工作时间250秒左右，ATLAS-5第一级干重也就23吨不到
ATLAS-5第一级燃料约280吨，RD-180以100％推力状态下燃料消耗不过1.3吨每秒
这节流时间能有多长？

2013-3-14 10:36 上传

纸飞机 发表于 2013-3-14 09:50
我说你都从哪里找的数据？
RD-180海平面比冲311,工作时间250秒左右，ATLAS-5第一级干重也就23吨不到
AT ...
节流时间楼上那位朋友已经贴出来。

数据大多是凭记忆随口说的， 虽不中亦不远， 也影响不了大局。 在这一百几十秒时间内， 双方的差距有多少了？ 别人换上了真空喷管发动机， RD－180那点点“高比冲”变得不够照只是人家的96％～70％。 别人都吐了第一级的重量， 20吨也好30吨也好， 人家的总重只 4/5 ~ 5/6， 这是什么概念？ 觉得节流时间太短？ 你要是知道这三组数字是要乘起来就不敢这样说。

高比冲发动机， 除非你敢像天顶一样点火时间和F－1相若， 否则那高比冲的优势怕是显不出来了。

我闭嘴，闪了，不说话。{:soso_e110:}

鬼眼老三 发表于 2013-3-12 13:19
升空一次才点火二三分钟左右的发动机， 还要省油好保养？？？？
试验时间运行时间达到一个小时。
没钱砸不出来。

MikeH 发表于 2013-3-12 01:56
NASA 最近從博物館搬回一台 F-1  
整修後點火測試  蒐集開發 SLS 所用的資料
參與此事的工程師們  特地以 ...
这种长期存放后重新整修的过程。如果能详细记录。
是不可多得珍贵资料。

现在看来，第二级的火箭发动机如果是液氢液氧，完全没必要用什么闭式循环了。
开式循环用大号喷管（反正已经接近真空了）真空已经是450上下了。而闭式循环的最高记录不过是460上下。为了这点比冲优势大幅度增加发动机研发制造难度，增加成本；降低可靠性。现在看看真划不来。

鬼眼老三 发表于 2013-3-14 12:53
节流时间楼上那位朋友已经贴出来。

数据大多是凭记忆随口说的， 虽不中亦不远， 也影响不了大局。 在这 ...
你搞作了基本的一点，因高比冲而增加的加速时间是“增加”出来的，而不是从上面级抢来的。
而且火箭的经济性还不只是和比冲有关，甚至有时候比冲高的反而不经济。系统问题要系统的看，只盯着一点看往往会得到错误的结论。

2013-3-14 22:04 上传

emellzzq 发表于 2013-3-14 21:09
你搞作了基本的一点，因高比冲而增加的加速时间是“增加”出来的，而不是从上面级抢来的。
而且火箭的经 ...
会不会“机会成本”这个概念？