超级军网SpaceX第2代可重复使用火箭回收试验机F9R首次试飞
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 21:22:05
应该是蚱蜢2，试验高空返回。
nimbostratus 发表于 2014-4-20 13:40
应该是蚱蜢2，试验高空返回。
蚱蜢2就叫F9R，
应该是蚱蜢2，试验高空返回。
蚱蜢2就叫F9R，
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
楠宫萧vn 发表于 2014-4-20 14:39
蚱蜢2就叫F9R，
f9r应该是终产品，而不是试验飞行器，包括2级，要进入亚轨道的。
蚱蜢2就叫F9R，
f9r应该是终产品，而不是试验飞行器，包括2级，要进入亚轨道的。
nimbostratus 发表于 2014-4-20 14:40
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
这是新款 建了两枚 每枚火箭装了 三台发动机 装了已经装在前几天发射的火箭上的腿 这是 第一次试验 马上要换试验场地去新墨西哥州 因为现在的试验场地 只允许飞700 不允许超过这个高度
换新地方就是为了 进行跨音速高空试验
这个试验进展的速度 在航天领域 恐怕只有美苏太空竞赛时候能超过了 年内就有望进行跨音速试验
nimbostratus 发表于 2014-4-20 14:40
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
这是新款 建了两枚 每枚火箭装了 三台发动机 装了已经装在前几天发射的火箭上的腿 这是 第一次试验 马上要换试验场地去新墨西哥州 因为现在的试验场地 只允许飞700 不允许超过这个高度
换新地方就是为了 进行跨音速高空试验
这个试验进展的速度 在航天领域 恐怕只有美苏太空竞赛时候能超过了 年内就有望进行跨音速试验
话说，蚱蜢用的f9的结构而不是f1的结构？f1虽然小得多，照样发射leo载荷。
再不济，f9的二级也好啊，非要用那么大的结构，装小部分的燃料。
再不济，f9的二级也好啊，非要用那么大的结构，装小部分的燃料。
nimbostratus 发表于 2014-4-20 15:32
话说，蚱蜢用的f9的结构而不是f1的结构？f1虽然小得多，照样发射leo载荷。
再不济，f9的二级也好啊，非 ...
GH的目的是模拟F9.1一级着陆前的流程，越接近实际情况越好。
话说，蚱蜢用的f9的结构而不是f1的结构？f1虽然小得多，照样发射leo载荷。
再不济，f9的二级也好啊，非 ...
GH的目的是模拟F9.1一级着陆前的流程，越接近实际情况越好。
一院也应该有这个技术
想侃侃 发表于 2014-4-20 17:21
一院也应该有这个技术
这个技术大家讨论过很多次，不是什么新鲜技术。你看嫦娥3就会。
关键是这帮家伙拿来回收火箭，真心搞不懂好在哪里。
一院也应该有这个技术
这个技术大家讨论过很多次，不是什么新鲜技术。你看嫦娥3就会。
关键是这帮家伙拿来回收火箭，真心搞不懂好在哪里。
nimbostratus 发表于 2014-4-20 14:40
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
高空端实验现在由实战飞行来承担，前两次飞行不都做实验了。现在已实现了全程姿态可控、整体低速落水。高低空实验的成果是可以合并的。
多飞几次，数据充足，心里有底再让试验台飞高空不迟。毕竟实战火箭有客户买单，摔了不心疼。可试验台摔了全都得自己掏腰包，心疼啊，还是谨慎点好。另外还得换场地，都要费时间。
nimbostratus 发表于 2014-4-20 14:40
老是几百米高度就没意思了。试验高空返回怎么也要万米高空。
高空端实验现在由实战飞行来承担，前两次飞行不都做实验了。现在已实现了全程姿态可控、整体低速落水。高低空实验的成果是可以合并的。
多飞几次，数据充足，心里有底再让试验台飞高空不迟。毕竟实战火箭有客户买单，摔了不心疼。可试验台摔了全都得自己掏腰包，心疼啊，还是谨慎点好。另外还得换场地，都要费时间。
butongla 发表于 2014-4-20 22:27
这个技术大家讨论过很多次，不是什么新鲜技术。你看嫦娥3就会。
关键是这帮家伙拿来回收火箭，真心搞不 ...
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择，一个是满载，不回收，费用和ELV一样，另一个是70%重量的载荷，可以火箭回收，$/kg比满载低
以后F9H成型后，用更大推力弥补回收的损失，想法和航天飞机用巨大火箭达到才24吨LEO载荷差不多
所以和航天飞机一样，关键是他们能否把回收费+风险降低到新ELV的30%以下，达不到就是另一个航天飞机
这方面进展没有数据
这个技术大家讨论过很多次，不是什么新鲜技术。你看嫦娥3就会。
关键是这帮家伙拿来回收火箭，真心搞不 ...
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择，一个是满载，不回收，费用和ELV一样，另一个是70%重量的载荷，可以火箭回收，$/kg比满载低
以后F9H成型后，用更大推力弥补回收的损失，想法和航天飞机用巨大火箭达到才24吨LEO载荷差不多
所以和航天飞机一样，关键是他们能否把回收费+风险降低到新ELV的30%以下，达不到就是另一个航天飞机
这方面进展没有数据
iewgnem 发表于 2014-4-21 02:27
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择 ...
航天飞机本身的造价很贵, 航天飞机是不可能不回收. 可是F9v1.1的造价和普通火箭没有多大分别, 回收计划不成功也没有多大损失.
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择 ...
航天飞机本身的造价很贵, 航天飞机是不可能不回收. 可是F9v1.1的造价和普通火箭没有多大分别, 回收计划不成功也没有多大损失.
航天飞机本身的造价很贵, 航天飞机是不可能不回收. 可是F9v1.1的造价和普通火箭没有多大分别, 回收计划 ...
没有最低，只有更低。
更低的价格不是靠低利润达到，而是依靠科技革新。
没有最低，只有更低。
更低的价格不是靠低利润达到，而是依靠科技革新。
iewgnem 发表于 2014-4-21 02:27
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择 ...
原路返回不说难度，牺牲大多载荷了。
飞行轨迹沿途降落更靠谱，更经济。
大家可以找一找，卡角以东的助推级溅落区域有什么岛屿没有。在这个岛屿上建着陆场怎么比返回发射场划算，更容易实现。
iewgnem 发表于 2014-4-21 02:27
听他们说最终目标是"boost-back"，一级分离后原路飞回发射场，牺牲30%载荷
用F9，客户大概有两个选择 ...
原路返回不说难度，牺牲大多载荷了。
飞行轨迹沿途降落更靠谱，更经济。
大家可以找一找，卡角以东的助推级溅落区域有什么岛屿没有。在这个岛屿上建着陆场怎么比返回发射场划算，更容易实现。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 08:10
原路返回不说难度，牺牲大多载荷了。
飞行轨迹沿途降落更靠谱，更经济。
损失还算可以接受，一级飞回后的LEO运力仍有13.15吨、起飞重量约505.8吨。按运载系数看，实际上比一次性使用的CZ-724还略高。
配套的Dragon就是10吨级的，LEO运力再大也没有什么意义。GTO5.5吨左右的运力目前不知道是一次性还是复用一级的数据，就算是一次性的好了，复用后仍有3.85吨，正好对应下一代3.5吨级的全电星。SpaceX在设计F9v1.1时对运力区间的卡位是有精细考量的。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 08:10
原路返回不说难度，牺牲大多载荷了。
飞行轨迹沿途降落更靠谱，更经济。
损失还算可以接受，一级飞回后的LEO运力仍有13.15吨、起飞重量约505.8吨。按运载系数看，实际上比一次性使用的CZ-724还略高。
配套的Dragon就是10吨级的，LEO运力再大也没有什么意义。GTO5.5吨左右的运力目前不知道是一次性还是复用一级的数据，就算是一次性的好了，复用后仍有3.85吨，正好对应下一代3.5吨级的全电星。SpaceX在设计F9v1.1时对运力区间的卡位是有精细考量的。
论坛游侠 发表于 2014-4-21 09:22
损失还算可以接受，一级飞回后的LEO运力仍有13.15吨、起飞重量约505.8吨。按运载系数看，实际上比一次性 ...
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点火，减速，再超相反方向加速。还要再调整一次姿态，再次点火减速，才飞向着陆场。
。
论坛游侠 发表于 2014-4-21 09:22
损失还算可以接受，一级飞回后的LEO运力仍有13.15吨、起飞重量约505.8吨。按运载系数看，实际上比一次性 ...
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点火，减速，再超相反方向加速。还要再调整一次姿态，再次点火减速，才飞向着陆场。
。
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机超前飞，点火 ...
F9v1.1即使按20的干质比计算，LEO都接近16吨……一般认为F9v1.1的干质比接近25……
如果不追求重复使用，F9v1.1打6吨GTO也可以……
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机超前飞，点火 ...
F9v1.1即使按20的干质比计算，LEO都接近16吨……一般认为F9v1.1的干质比接近25……
如果不追求重复使用，F9v1.1打6吨GTO也可以……
F9v1.1即使按20的干质比计算，LEO都接近16吨……一般认为F9v1.1的干质比接近25……
如果不追求重复使用 ...
这个重量比比人马座上面级都高多了，天顶星技术啊。
如果不追求重复使用 ...
这个重量比比人马座上面级都高多了，天顶星技术啊。
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点 ...
返回着陆点还有一个更省能量的办法，一级分离后不是先减速后朝相反方向加速，而是做半筋斗。
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点 ...
返回着陆点还有一个更省能量的办法，一级分离后不是先减速后朝相反方向加速，而是做半筋斗。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 09:38
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点 ...
13.15吨就是损失后剩下的。。。
按slr的保守数据一级干质比15.7计算，F9v1.1一次性LEO运力约16.7吨。如果按照SpaceX自己宣传的一级干质比30以上，那就破18吨了。
一级干质比30左右、二级干质比超16，F9v1.1在超轻结构设计方面，确实是有些“天顶星”。
13.15吨？岂不是没载荷损失？
知道返回起飞点意味着什么吗？一级分离后调整姿态，发动机朝前飞，点 ...
13.15吨就是损失后剩下的。。。
按slr的保守数据一级干质比15.7计算，F9v1.1一次性LEO运力约16.7吨。如果按照SpaceX自己宣传的一级干质比30以上，那就破18吨了。
一级干质比30左右、二级干质比超16，F9v1.1在超轻结构设计方面，确实是有些“天顶星”。
二级煤油火箭打GTO是不太有利的，毕竟二级比冲不高，GTO/LEO的比例系数偏低，这点不用神话。至于高速任务能力超越半人马更是没有的事，F9v1.1完全是用的一力降十会。
按slr数据带入计算，200kmLEO运力约16.7吨、GTO运力约5吨。而事实上，2015年发射的以色列那颗通讯卫星质量达到了5.5吨，以此数据倒推，LEO超过18吨基本是肯定的。从更激进的角度考虑，GTO5.5吨恐怕也是有一点安全余量的，但是二级不改进、不捆绑的情况下要6吨也基本没可能。F9v1.1能到如此成绩的根本原因之前已经提到过，干质比要比普遍认为的更轻。一级可能达到30左右、二级达到20左右，这比常见的液氧煤油火箭基本上高了一倍。
按slr数据带入计算，200kmLEO运力约16.7吨、GTO运力约5吨。而事实上，2015年发射的以色列那颗通讯卫星质量达到了5.5吨，以此数据倒推，LEO超过18吨基本是肯定的。从更激进的角度考虑，GTO5.5吨恐怕也是有一点安全余量的，但是二级不改进、不捆绑的情况下要6吨也基本没可能。F9v1.1能到如此成绩的根本原因之前已经提到过，干质比要比普遍认为的更轻。一级可能达到30左右、二级达到20左右，这比常见的液氧煤油火箭基本上高了一倍。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 09:52
这个重量比比人马座上面级都高多了，天顶星技术啊。
Centaur的高干质比只是相对于其他氢氧上面级来说的，液氢的密度决定了它无法媲美液氧煤油上面级，对于同样采用共底balloon tank且使用Al-li 2195的F9上面级，Centaur更是无法望其项背。
这个重量比比人马座上面级都高多了，天顶星技术啊。
Centaur的高干质比只是相对于其他氢氧上面级来说的，液氢的密度决定了它无法媲美液氧煤油上面级，对于同样采用共底balloon tank且使用Al-li 2195的F9上面级，Centaur更是无法望其项背。
cmj9808 发表于 2014-4-21 10:56
Centaur的高干质比只是相对于其他氢氧上面级来说的，液氢的密度决定了它无法媲美液氧煤油上面级，对于同 ...
人马座甚至不是半刚性结构，而是类似轮胎利用高压保持刚度。
Centaur的高干质比只是相对于其他氢氧上面级来说的，液氢的密度决定了它无法媲美液氧煤油上面级，对于同 ...
人马座甚至不是半刚性结构，而是类似轮胎利用高压保持刚度。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 11:14
人马座甚至不是半刚性结构，而是类似轮胎利用高压保持刚度。
液氢密度太低，半人马用了这么激进的设计，干质比也才10而已。史上干质比最高的氢氧上面级大概要数土星5的三级，也就12。液氧煤油12~13是常见设计水平。
人马座甚至不是半刚性结构，而是类似轮胎利用高压保持刚度。
液氢密度太低，半人马用了这么激进的设计，干质比也才10而已。史上干质比最高的氢氧上面级大概要数土星5的三级，也就12。液氧煤油12~13是常见设计水平。
论坛游侠 发表于 2014-4-21 10:42
二级煤油火箭打GTO是不太有利的，毕竟二级比冲不高，GTO/LEO的比例系数偏低，这点不用神话。至于高速任务能 ...
这个好办，不加一级3级，而加一级0级，也就是fh。
fh非常适合发射高轨载荷，只是一次要找到足够多的载荷组团。
二级煤油火箭打GTO是不太有利的，毕竟二级比冲不高，GTO/LEO的比例系数偏低，这点不用神话。至于高速任务能 ...
这个好办，不加一级3级，而加一级0级，也就是fh。
fh非常适合发射高轨载荷，只是一次要找到足够多的载荷组团。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 11:24
这个好办，不加一级3级，而加一级0级，也就是fh。
fh非常适合发射高轨载荷，只是一次要找到足够多的载 ...
说的是F9v1.1的实际情况罢了，没必贬低也没神话。
FH是另外一回事，上了Cross-feed的玩意儿，这货相当于三级火箭。SpaceX大概梦想三个助推都回收，那样GTO也有15吨左右，正好一箭双星。
这个好办，不加一级3级，而加一级0级，也就是fh。
fh非常适合发射高轨载荷，只是一次要找到足够多的载 ...
说的是F9v1.1的实际情况罢了，没必贬低也没神话。
FH是另外一回事，上了Cross-feed的玩意儿，这货相当于三级火箭。SpaceX大概梦想三个助推都回收，那样GTO也有15吨左右，正好一箭双星。
论坛游侠 发表于 2014-4-21 11:27
说的是F9v1.1的实际情况罢了，没必贬低也没神话。
FH是另外一回事，上了Cross-feed的玩意儿，这货相当于 ...
什么星这么大个？
说的是F9v1.1的实际情况罢了，没必贬低也没神话。
FH是另外一回事，上了Cross-feed的玩意儿，这货相当于 ...
什么星这么大个？
人马座甚至不是半刚性结构，而是类似轮胎利用高压保持刚度。
这就是所谓的balloon tank，F9的上面级也是一样。centaur为了采用共底结构，储箱采用低导热率的不锈钢，F9用的则是铝锂合金。连merlin vac的推重比都比RL10高出一倍。换句话说，F9上面级在几乎所有与干质比有关的重要参数上都压centaur一头，干质比要是再低于centaur就不科学了。
这就是所谓的balloon tank，F9的上面级也是一样。centaur为了采用共底结构，储箱采用低导热率的不锈钢，F9用的则是铝锂合金。连merlin vac的推重比都比RL10高出一倍。换句话说，F9上面级在几乎所有与干质比有关的重要参数上都压centaur一头，干质比要是再低于centaur就不科学了。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 11:30
什么星这么大个？
下一代通讯卫星基本目前趋向两档，3.5吨和6.5吨。
15吨运力，刚好一箭双星6.5吨的，因为适配器就要1吨。剩下富余的一点运力可以削倾角或是提高远地点。
什么星这么大个？
下一代通讯卫星基本目前趋向两档，3.5吨和6.5吨。
15吨运力，刚好一箭双星6.5吨的，因为适配器就要1吨。剩下富余的一点运力可以削倾角或是提高远地点。
nimbostratus 发表于 2014-4-21 10:02
返回着陆点还有一个更省能量的办法，一级分离后不是先减速后朝相反方向加速，而是做半筋斗。
造个可移动式回收场就好了，钻井平台那么大，放在分离点的正下方。
返回着陆点还有一个更省能量的办法，一级分离后不是先减速后朝相反方向加速，而是做半筋斗。
造个可移动式回收场就好了，钻井平台那么大，放在分离点的正下方。
第七炮兵 发表于 2014-4-23 01:33
造个可移动式回收场就好了，钻井平台那么大，放在分离点的正下方。
火箭回收除了降低成本, 另一点同样重要, 就是可能提高发射次数. 现在spacex订单过多, 火箭生产跟不上, 盲目加大生产量又提高商业运作成本及风险, 当年北方电讯前车可鉴. 所以就算最后回收成本与生产成本持平, 对spacex来说也是极有利的项目, 是策略重点. 这样一来, 火箭返回发射场著陆的重要性就比较容易了解.
其二, 天气问题. 要保证由发射到著陆整个过程两个地点都适合火箭运作, 最好就是返回发射区著陆. 不然要等到发射和著陆区同时好天, 不知要等到猴年马月.
造个可移动式回收场就好了，钻井平台那么大，放在分离点的正下方。
火箭回收除了降低成本, 另一点同样重要, 就是可能提高发射次数. 现在spacex订单过多, 火箭生产跟不上, 盲目加大生产量又提高商业运作成本及风险, 当年北方电讯前车可鉴. 所以就算最后回收成本与生产成本持平, 对spacex来说也是极有利的项目, 是策略重点. 这样一来, 火箭返回发射场著陆的重要性就比较容易了解.
其二, 天气问题. 要保证由发射到著陆整个过程两个地点都适合火箭运作, 最好就是返回发射区著陆. 不然要等到发射和著陆区同时好天, 不知要等到猴年马月.
鬼眼老三 发表于 2014-4-23 03:48
火箭回收除了降低成本, 另一点同样重要, 就是可能提高发射次数. 现在spacex订单过多, 火箭生产跟不上, 盲 ...
一级回收还好理解，那么多发动机，二级也要回收就有点过了，性价比不值。
火箭回收除了降低成本, 另一点同样重要, 就是可能提高发射次数. 现在spacex订单过多, 火箭生产跟不上, 盲 ...
一级回收还好理解，那么多发动机，二级也要回收就有点过了，性价比不值。
不是早讨论了吗
新发射场在得克萨斯
在佛罗里达回收
新发射场在得克萨斯
在佛罗里达回收
不是早讨论了吗
新发射场在得克萨斯
在佛罗里达回收
这样回收容易些，但也不能验证返回发射场能力。
新发射场在得克萨斯
在佛罗里达回收
这样回收容易些，但也不能验证返回发射场能力。
第七炮兵 发表于 2014-4-23 07:36
一级回收还好理解，那么多发动机，二级也要回收就有点过了，性价比不值。
二级回收实际上比一级回收容易。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以仿效返回式飞船，采用防热大底气动减速，不像一级回收需要发动机一直小功率工作，因此所需燃料极少。可以看做是一艘普通返回式飞船。
一级回收还好理解，那么多发动机，二级也要回收就有点过了，性价比不值。
二级回收实际上比一级回收容易。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以仿效返回式飞船，采用防热大底气动减速，不像一级回收需要发动机一直小功率工作，因此所需燃料极少。可以看做是一艘普通返回式飞船。
二级回收实际上比一级回收容易。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以 ...
不同意。
防热大底结构增重不说，成本升高多少？
回收一部发动机也不划算。
二级接近入轨速度了，就算再入的减速作用，能减到比一级还低的速度？
二级总不能绕地球一圈再进入大气层吧？距离发射场更远。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以 ...
不同意。
防热大底结构增重不说，成本升高多少？
回收一部发动机也不划算。
二级接近入轨速度了，就算再入的减速作用，能减到比一级还低的速度？
二级总不能绕地球一圈再进入大气层吧？距离发射场更远。
唐中宗 发表于 2014-4-23 08:35
二级回收实际上比一级回收容易。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以 ...
越往上对重量就越敏感，为了回收二级火箭增加的重量对载荷影响很大，二级只有一台发动机+一个不值钱的燃料罐子，为这点钱要损失很多载荷重量的。
二级回收实际上比一级回收容易。
二级的尺寸和重量比一级轻得多，并且返回时的速度和高度都很高，可以 ...
越往上对重量就越敏感，为了回收二级火箭增加的重量对载荷影响很大，二级只有一台发动机+一个不值钱的燃料罐子，为这点钱要损失很多载荷重量的。
F9直接二级入轨
要回收二级得减速返回
还得弄成再入的防热和气动结构
麻烦大了
要回收二级得减速返回
还得弄成再入的防热和气动结构
麻烦大了
nimbostratus 发表于 2014-4-23 08:52
不同意。
防热大底结构增重不说，成本升高多少？
http://player.56.com/cpm_MTA5MzMwMDgw.swf
懒得多说，自己看视频吧。
防热大底+剩余燃料重量带来的荷载损失 必然 << 一次性使用火箭带来的损失，否则spacex不会一直对火箭复用这么孜孜以求
不同意。
防热大底结构增重不说，成本升高多少？
http://player.56.com/cpm_MTA5MzMwMDgw.swf
懒得多说，自己看视频吧。
防热大底+剩余燃料重量带来的荷载损失 必然 << 一次性使用火箭带来的损失，否则spacex不会一直对火箭复用这么孜孜以求