超级军网中国航天动力进入无毒时代 460吨推力液氧煤油发动机研制 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 02:31:50
长征六号火箭的动力系统，使用的是中国航天科技集团六院研制的两型液氧煤油发动机，火箭一级采用一台120吨液氧煤油发动机，火箭二级采用一台18吨液氧煤油发动机。
我国现役火箭发动机的单台推力在70吨左右。120吨液氧煤油发动机的诞生，不仅使我国成为继前苏联之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，而且一举将我国火箭发动机单台推力提升了60%，将极大提升我国进入空间的能力。
除了长征六号，我国新一代运载火箭家族中的长征五号、长征七号也将使用120吨液氧煤油发动机。“该发动机的研制成功，将为我国载人航天工程、月球探测工程以及下一步深空探测工程奠定坚实的基础。”六院院长谭永华表示。
记者从六院了解到，该院还在进行460吨等更大推力的液氧煤油发动机的研制，未来将建立满足我国航天事业发展需要的液氧煤油发动机型谱。
在此，让我们探秘液氧煤油发动机，看看航天新动力到底强在哪。
液氧煤油发动机装配（图片由航天六院提供）
廉价环保
绿色环保是液氧煤油发动机的一大特点，实现了我国火箭动力从常规至绿色无毒的巨大跨越。
我国在新一代发动机研究之初，就决定选择无毒的液氧和烃类推进剂。科研人员通过比较煤油、甲烷和丙烷等几种推进剂，确定了代表技术发展趋势的液氧煤油作为推进剂。然而，火箭“喝”的煤油不同于一般的煤油，具有密度大、热值高等特点，经过努力，我国研制出了国产的火箭煤油。
同时，液氧煤油发动机推进剂具有来源广泛、价格低廉的优点，平均价格比现役火箭的推进剂低一个数量级。以发射神舟飞船的长征二号F火箭为例，如果采用液氧煤油，每次发射可以节约推进剂费用上千万元。
集多项新技术于一身
液氧煤油发动机突破了关键技术80余项，其中最突出有7项。
液氧煤油发动机采用了先进的补燃循环技术。这是一种闭式循环，可以使全部推进剂的化学能得到充分释放，提高了发动机的性能。所谓补燃循环，是燃气经涡轮做功后进入燃烧室进行二次燃烧，从而更充分地利用推进剂的能量。相对发生气循环来说，补燃循环方式的综合效率更高，但结构较为复杂，设计难度大。
补燃发动机首先要解决自身启动技术难题。我国以往的发动机需要依靠专门的火药启动器等装置，而液氧煤油发动机实现了自身启动，二者的差距如同将老式的手摇拖拉机改为了一拧钥匙即能启动的汽车。
为了提高运载火箭的性能和适应性，液氧煤油发动机具有大范围推力调节能力，如同自动挡的汽车，可以实现无级变速。对于载人航天来说，通过推力调节可以有效降低火箭飞行中的加速度，提高航天员的舒适度，降低对航天员的体能要求，使普通人也有望遨游太空。
在空间很小的腔体内完成推进剂的高效燃烧，是液体火箭发动机的技术关键。液氧煤油发动机燃烧腔体较小，而燃烧效率达到98%以上。
涡轮泵是发动机的动力源泉，被称为发动机的心脏。液氧煤油发动机的泵产生的最高压强达到500个大气压，相当于把上海的海水打到5000米的青藏高原。
液氧煤油发动机具有多次工作的能力，发动机生产出来后可以进行试车考核，通过“磨合”试验后重新校准、检查，合格后再交付使用，使发动机的精确度和可靠性得到保证。同时可以在此技术基础上研制重复使用发动机，将使运载火箭实现天地往返的可重复飞行。
为了保证液氧煤油发动机的研制，中国航天科技集团公司六院建设了亚洲最大的火箭发动机试车台和大功率泵试验室，为我国研制载人登月重型运载火箭的大推力发动机奠定了基础。
120吨液氧煤油发动机试车
用途广泛
液氧煤油发动机可以通过发动机台数的模块化组合，形成低轨道10至25吨、太阳同步轨道5至15吨、地球同步转移轨道6至13吨的运载能力。与国外最先进的“阿里安5”“宇宙神5”“德尔塔4”以及正在研制的“安加拉”运载火箭处于同一水平。
同时，液氧煤油发动机还能替换现役火箭发动机，不仅能实现现役火箭的绿色环保，还能大幅提升火箭的运载能力。以长征二号F火箭为例，其下面级采用的常规推进剂8台发动机，运载能力约为9吨。如果换成120吨液氧煤油发动机，只需要6台就能将运载能力提升到13.5吨。
此外，液氧煤油发动机的研制极大促进了技术发展。其材料新、技术新，基于国内过去的工业基础，无法满足其需求。通过该发动机的研制，我国突破并掌握了多项新工艺和新材料，研制开发了近50种新材料，突破了30多项关键工艺。
120吨液氧煤油发动机试车
（科技日报北京9月20日电）
http://bbs.wenxuecity.com/military/1195418.html长征六号火箭的动力系统，使用的是中国航天科技集团六院研制的两型液氧煤油发动机，火箭一级采用一台120吨液氧煤油发动机，火箭二级采用一台18吨液氧煤油发动机。
我国现役火箭发动机的单台推力在70吨左右。120吨液氧煤油发动机的诞生，不仅使我国成为继前苏联之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，而且一举将我国火箭发动机单台推力提升了60%，将极大提升我国进入空间的能力。
除了长征六号，我国新一代运载火箭家族中的长征五号、长征七号也将使用120吨液氧煤油发动机。“该发动机的研制成功，将为我国载人航天工程、月球探测工程以及下一步深空探测工程奠定坚实的基础。”六院院长谭永华表示。
记者从六院了解到，该院还在进行460吨等更大推力的液氧煤油发动机的研制，未来将建立满足我国航天事业发展需要的液氧煤油发动机型谱。
在此，让我们探秘液氧煤油发动机，看看航天新动力到底强在哪。
液氧煤油发动机装配（图片由航天六院提供）
廉价环保
绿色环保是液氧煤油发动机的一大特点，实现了我国火箭动力从常规至绿色无毒的巨大跨越。
我国在新一代发动机研究之初，就决定选择无毒的液氧和烃类推进剂。科研人员通过比较煤油、甲烷和丙烷等几种推进剂，确定了代表技术发展趋势的液氧煤油作为推进剂。然而，火箭“喝”的煤油不同于一般的煤油，具有密度大、热值高等特点，经过努力，我国研制出了国产的火箭煤油。
同时，液氧煤油发动机推进剂具有来源广泛、价格低廉的优点，平均价格比现役火箭的推进剂低一个数量级。以发射神舟飞船的长征二号F火箭为例，如果采用液氧煤油，每次发射可以节约推进剂费用上千万元。
集多项新技术于一身
液氧煤油发动机突破了关键技术80余项，其中最突出有7项。
液氧煤油发动机采用了先进的补燃循环技术。这是一种闭式循环，可以使全部推进剂的化学能得到充分释放，提高了发动机的性能。所谓补燃循环，是燃气经涡轮做功后进入燃烧室进行二次燃烧，从而更充分地利用推进剂的能量。相对发生气循环来说，补燃循环方式的综合效率更高，但结构较为复杂，设计难度大。
补燃发动机首先要解决自身启动技术难题。我国以往的发动机需要依靠专门的火药启动器等装置，而液氧煤油发动机实现了自身启动，二者的差距如同将老式的手摇拖拉机改为了一拧钥匙即能启动的汽车。
为了提高运载火箭的性能和适应性，液氧煤油发动机具有大范围推力调节能力，如同自动挡的汽车，可以实现无级变速。对于载人航天来说，通过推力调节可以有效降低火箭飞行中的加速度，提高航天员的舒适度，降低对航天员的体能要求，使普通人也有望遨游太空。
在空间很小的腔体内完成推进剂的高效燃烧，是液体火箭发动机的技术关键。液氧煤油发动机燃烧腔体较小，而燃烧效率达到98%以上。
涡轮泵是发动机的动力源泉，被称为发动机的心脏。液氧煤油发动机的泵产生的最高压强达到500个大气压，相当于把上海的海水打到5000米的青藏高原。
液氧煤油发动机具有多次工作的能力，发动机生产出来后可以进行试车考核，通过“磨合”试验后重新校准、检查，合格后再交付使用，使发动机的精确度和可靠性得到保证。同时可以在此技术基础上研制重复使用发动机，将使运载火箭实现天地往返的可重复飞行。
为了保证液氧煤油发动机的研制，中国航天科技集团公司六院建设了亚洲最大的火箭发动机试车台和大功率泵试验室，为我国研制载人登月重型运载火箭的大推力发动机奠定了基础。
120吨液氧煤油发动机试车
用途广泛
液氧煤油发动机可以通过发动机台数的模块化组合，形成低轨道10至25吨、太阳同步轨道5至15吨、地球同步转移轨道6至13吨的运载能力。与国外最先进的“阿里安5”“宇宙神5”“德尔塔4”以及正在研制的“安加拉”运载火箭处于同一水平。
同时，液氧煤油发动机还能替换现役火箭发动机，不仅能实现现役火箭的绿色环保，还能大幅提升火箭的运载能力。以长征二号F火箭为例，其下面级采用的常规推进剂8台发动机，运载能力约为9吨。如果换成120吨液氧煤油发动机，只需要6台就能将运载能力提升到13.5吨。
此外，液氧煤油发动机的研制极大促进了技术发展。其材料新、技术新，基于国内过去的工业基础，无法满足其需求。通过该发动机的研制，我国突破并掌握了多项新工艺和新材料，研制开发了近50种新材料，突破了30多项关键工艺。
120吨液氧煤油发动机试车
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我国现役火箭发动机的单台推力在70吨左右。120吨液氧煤油发动机的诞生，不仅使我国成为继前苏联之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，而且一举将我国火箭发动机单台推力提升了60%，将极大提升我国进入空间的能力。
除了长征六号，我国新一代运载火箭家族中的长征五号、长征七号也将使用120吨液氧煤油发动机。“该发动机的研制成功，将为我国载人航天工程、月球探测工程以及下一步深空探测工程奠定坚实的基础。”六院院长谭永华表示。
记者从六院了解到，该院还在进行460吨等更大推力的液氧煤油发动机的研制，未来将建立满足我国航天事业发展需要的液氧煤油发动机型谱。
在此，让我们探秘液氧煤油发动机，看看航天新动力到底强在哪。
液氧煤油发动机装配（图片由航天六院提供）
廉价环保
绿色环保是液氧煤油发动机的一大特点，实现了我国火箭动力从常规至绿色无毒的巨大跨越。
我国在新一代发动机研究之初，就决定选择无毒的液氧和烃类推进剂。科研人员通过比较煤油、甲烷和丙烷等几种推进剂，确定了代表技术发展趋势的液氧煤油作为推进剂。然而，火箭“喝”的煤油不同于一般的煤油，具有密度大、热值高等特点，经过努力，我国研制出了国产的火箭煤油。
同时，液氧煤油发动机推进剂具有来源广泛、价格低廉的优点，平均价格比现役火箭的推进剂低一个数量级。以发射神舟飞船的长征二号F火箭为例，如果采用液氧煤油，每次发射可以节约推进剂费用上千万元。
集多项新技术于一身
液氧煤油发动机突破了关键技术80余项，其中最突出有7项。
液氧煤油发动机采用了先进的补燃循环技术。这是一种闭式循环，可以使全部推进剂的化学能得到充分释放，提高了发动机的性能。所谓补燃循环，是燃气经涡轮做功后进入燃烧室进行二次燃烧，从而更充分地利用推进剂的能量。相对发生气循环来说，补燃循环方式的综合效率更高，但结构较为复杂，设计难度大。
补燃发动机首先要解决自身启动技术难题。我国以往的发动机需要依靠专门的火药启动器等装置，而液氧煤油发动机实现了自身启动，二者的差距如同将老式的手摇拖拉机改为了一拧钥匙即能启动的汽车。
为了提高运载火箭的性能和适应性，液氧煤油发动机具有大范围推力调节能力，如同自动挡的汽车，可以实现无级变速。对于载人航天来说，通过推力调节可以有效降低火箭飞行中的加速度，提高航天员的舒适度，降低对航天员的体能要求，使普通人也有望遨游太空。
在空间很小的腔体内完成推进剂的高效燃烧，是液体火箭发动机的技术关键。液氧煤油发动机燃烧腔体较小，而燃烧效率达到98%以上。
涡轮泵是发动机的动力源泉，被称为发动机的心脏。液氧煤油发动机的泵产生的最高压强达到500个大气压，相当于把上海的海水打到5000米的青藏高原。
液氧煤油发动机具有多次工作的能力，发动机生产出来后可以进行试车考核，通过“磨合”试验后重新校准、检查，合格后再交付使用，使发动机的精确度和可靠性得到保证。同时可以在此技术基础上研制重复使用发动机，将使运载火箭实现天地往返的可重复飞行。
为了保证液氧煤油发动机的研制，中国航天科技集团公司六院建设了亚洲最大的火箭发动机试车台和大功率泵试验室，为我国研制载人登月重型运载火箭的大推力发动机奠定了基础。
120吨液氧煤油发动机试车
用途广泛
液氧煤油发动机可以通过发动机台数的模块化组合，形成低轨道10至25吨、太阳同步轨道5至15吨、地球同步转移轨道6至13吨的运载能力。与国外最先进的“阿里安5”“宇宙神5”“德尔塔4”以及正在研制的“安加拉”运载火箭处于同一水平。
同时，液氧煤油发动机还能替换现役火箭发动机，不仅能实现现役火箭的绿色环保，还能大幅提升火箭的运载能力。以长征二号F火箭为例，其下面级采用的常规推进剂8台发动机，运载能力约为9吨。如果换成120吨液氧煤油发动机，只需要6台就能将运载能力提升到13.5吨。
此外，液氧煤油发动机的研制极大促进了技术发展。其材料新、技术新，基于国内过去的工业基础，无法满足其需求。通过该发动机的研制，我国突破并掌握了多项新工艺和新材料，研制开发了近50种新材料，突破了30多项关键工艺。
120吨液氧煤油发动机试车
（科技日报北京9月20日电）
http://bbs.wenxuecity.com/military/1195418.html长征六号火箭的动力系统，使用的是中国航天科技集团六院研制的两型液氧煤油发动机，火箭一级采用一台120吨液氧煤油发动机，火箭二级采用一台18吨液氧煤油发动机。
我国现役火箭发动机的单台推力在70吨左右。120吨液氧煤油发动机的诞生，不仅使我国成为继前苏联之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，而且一举将我国火箭发动机单台推力提升了60%，将极大提升我国进入空间的能力。
除了长征六号，我国新一代运载火箭家族中的长征五号、长征七号也将使用120吨液氧煤油发动机。“该发动机的研制成功，将为我国载人航天工程、月球探测工程以及下一步深空探测工程奠定坚实的基础。”六院院长谭永华表示。
记者从六院了解到，该院还在进行460吨等更大推力的液氧煤油发动机的研制，未来将建立满足我国航天事业发展需要的液氧煤油发动机型谱。
在此，让我们探秘液氧煤油发动机，看看航天新动力到底强在哪。
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绿色环保是液氧煤油发动机的一大特点，实现了我国火箭动力从常规至绿色无毒的巨大跨越。
我国在新一代发动机研究之初，就决定选择无毒的液氧和烃类推进剂。科研人员通过比较煤油、甲烷和丙烷等几种推进剂，确定了代表技术发展趋势的液氧煤油作为推进剂。然而，火箭“喝”的煤油不同于一般的煤油，具有密度大、热值高等特点，经过努力，我国研制出了国产的火箭煤油。
同时，液氧煤油发动机推进剂具有来源广泛、价格低廉的优点，平均价格比现役火箭的推进剂低一个数量级。以发射神舟飞船的长征二号F火箭为例，如果采用液氧煤油，每次发射可以节约推进剂费用上千万元。
集多项新技术于一身
液氧煤油发动机突破了关键技术80余项，其中最突出有7项。
液氧煤油发动机采用了先进的补燃循环技术。这是一种闭式循环，可以使全部推进剂的化学能得到充分释放，提高了发动机的性能。所谓补燃循环，是燃气经涡轮做功后进入燃烧室进行二次燃烧，从而更充分地利用推进剂的能量。相对发生气循环来说，补燃循环方式的综合效率更高，但结构较为复杂，设计难度大。
补燃发动机首先要解决自身启动技术难题。我国以往的发动机需要依靠专门的火药启动器等装置，而液氧煤油发动机实现了自身启动，二者的差距如同将老式的手摇拖拉机改为了一拧钥匙即能启动的汽车。
为了提高运载火箭的性能和适应性，液氧煤油发动机具有大范围推力调节能力，如同自动挡的汽车，可以实现无级变速。对于载人航天来说，通过推力调节可以有效降低火箭飞行中的加速度，提高航天员的舒适度，降低对航天员的体能要求，使普通人也有望遨游太空。
在空间很小的腔体内完成推进剂的高效燃烧，是液体火箭发动机的技术关键。液氧煤油发动机燃烧腔体较小，而燃烧效率达到98%以上。
涡轮泵是发动机的动力源泉，被称为发动机的心脏。液氧煤油发动机的泵产生的最高压强达到500个大气压，相当于把上海的海水打到5000米的青藏高原。
液氧煤油发动机具有多次工作的能力，发动机生产出来后可以进行试车考核，通过“磨合”试验后重新校准、检查，合格后再交付使用，使发动机的精确度和可靠性得到保证。同时可以在此技术基础上研制重复使用发动机，将使运载火箭实现天地往返的可重复飞行。
为了保证液氧煤油发动机的研制，中国航天科技集团公司六院建设了亚洲最大的火箭发动机试车台和大功率泵试验室，为我国研制载人登月重型运载火箭的大推力发动机奠定了基础。
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120吨液氧煤油发动机试车
用途广泛
液氧煤油发动机可以通过发动机台数的模块化组合，形成低轨道10至25吨、太阳同步轨道5至15吨、地球同步转移轨道6至13吨的运载能力。与国外最先进的“阿里安5”“宇宙神5”“德尔塔4”以及正在研制的“安加拉”运载火箭处于同一水平。
同时，液氧煤油发动机还能替换现役火箭发动机，不仅能实现现役火箭的绿色环保，还能大幅提升火箭的运载能力。以长征二号F火箭为例，其下面级采用的常规推进剂8台发动机，运载能力约为9吨。如果换成120吨液氧煤油发动机，只需要6台就能将运载能力提升到13.5吨。
此外，液氧煤油发动机的研制极大促进了技术发展。其材料新、技术新，基于国内过去的工业基础，无法满足其需求。通过该发动机的研制，我国突破并掌握了多项新工艺和新材料，研制开发了近50种新材料，突破了30多项关键工艺。
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120吨液氧煤油发动机试车
（科技日报北京9月20日电）
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不错，氢氧机也要给力
很好。科技工作者真行。
这个试车场面得疏散场地周边吧
这个500吨级推力（就是新闻的460吨）的液氧煤油高压补燃发动机 和 200吨级推力液氧液氢燃气发生器发动机是配属未来重型火箭登月用的长征9号的，长征9号要是顺利，预计到2030年左右首飞。
这两个发动机要是研制成功，那么我国的液体发动机技术可以说进入国际先进水平（注意不是领先）。
500吨级推力液氧煤油发动机，要求是海平面推力约469吨，真空推力约512吨，海平面比冲不小于304秒，为了保证设计余量，发动机设计海平面推力约489吨，真空推力约532吨，海平面比冲不小于306秒。发动机构型采用“一泵两室”，及一台涡轮泵供给两个燃烧室的燃料，单个燃烧室推力约250吨。该发动机成功后也可以研制一泵一室型的推力在250吨级的发动机，与YF-100形成120-240-480吨级的发动机谱系。
200吨级推力液氧液氢发动机，要求真空推力不小于224吨，真空比冲不小于433秒。
============================================
500吨级发动机的涡轮泵功率在100兆瓦（约13.6万马力）以上，作为对比，RD-170涡轮泵功率为25.7万马力。从这里看出，RD-170功率比三峡水电站还大是误传，整个三峡装机容量是2240万千瓦，25.7万马力约合18.9万千瓦，得119个RD-170才能顶一个三峡。
从纸面数据上看，500吨级发动机和RD-180差不多，并且RD-180也是一泵两室，RD-180的海平面推力390吨，真空推力424吨，海平面比冲311秒，真空比冲338秒。
RD-180源与RD-170，可以看成把RD-170劈成两半，然后再把RD-180劈成两半就是RD-191，用RD-191的安加拉5火箭刚首飞不到一年。
RD-170总推力800吨级，是一泵四室，RD-180总推力400吨级，是一泵两室，RD-191总推力200吨级，是一泵一室，这仨推力室都是200吨级的，燃烧室压强都是约26MPa，注意这三种发动机的涡轮泵是不相同的。
F-1是单室推力最大的液体发动机，达到700吨，但是燃烧是压力小只有6.67MPa，导致海平面比冲只有265秒。
============================================
现在世界上新研制的液体发动机推力都在300吨级以下（除了我国500吨级发动机和俄罗斯的计划）。主要：美国的，蓝源公司的BE-4、SpaceX的猛禽和AR-1，推力都是250吨级；
日本有一个推力150吨级的LE-9液氢液氧发动机；
欧洲的火箭变了从阿里安5升到阿里安6，可芯级发动机还是火神2；
印度有一个推力200吨级的RD-810，液氧煤油高压补燃机从乌克兰和俄罗斯协助，注意不是RD-180；
俄罗斯自己有一票计划，最可能的是新联盟火箭（联盟5），发动机从原来的液氧煤油换成了液氧甲烷，不过貌似缺资金研制。
其它的国家和地区近20年内不具备同上面6方相争的能力，可以忽略。
欧、日两方的阿里安6、H3如果一切顺利，完成也得2020年以后了，到那时它们不进行载人登月火箭的研发，就不会上推力超过300吨级的液体发动机，载人登月工程的花费，它们估计也难出得起，当年它们没有进行载人航天一个主要原因就是花费大。
俄罗斯，就俩字，没钱。
印度，印度航天拖已经再正常不过了，推力约20吨的液氧上面级，翻2011年的帖子说要2012年发射，现在已经推到2017年了，印度载人航天的火箭就是要推到2017年的GSLV-MK3。载人登月用的重型液体发动机，再等等吧。
美国，本身有F-1，还有夭折的RS-84、TR107这俩单室450吨级的高压补燃循环液氧煤油发动机，技术不成问题。但是在已经有SLS的情况下，不可能再研制新的重型发动机（SpaceX的猛禽从推力800吨 跌倒250就是证明），要是希拉里老太婆上台后砍看了SLS，从某些方面说对人类和中国都是好事儿：对人类终于可能不在航天飞机的遗产里打转儿了；对中国，美国终于又要重复建设了，美帝的重型火箭又得推个6、7年。
最后我们，长征5号系列工程已经快要结束了，从保持研制队伍来说，必须上新项目，航天内部选择了载人登月工程。已经进行了方案论证，并且进行了部分系统的预研和试制，正在说服国家正式立项。现在进行的500吨级发动机研制实际上是航天内部自己出资干的，要是最后不立项，液发方面还得落后落后国际先进水平很久。
另外，这个新闻2013年就出现了：
500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置热试成功
http://www.spacechina.com/n25/n144/n206/n214/c428036/content.html
自2010年正式启动500吨级液氧煤油发动机研制以来
======
http://www.sxdaily.com.cn/n/2013/0204/c366-5068972-22.html
载人登月是我国未来航天发展重大方向，2005年以来李斌主持重型运载火箭500吨级液氧煤油发动机方案论证。在充分考虑技术基础、保障条件、工业体系、动力型谱建设等因素的基础上，广泛论证了不同推进剂组合、推力量级，通过与总体单位协调，我国重型运载火箭采用500吨级液氧煤油发动机为主方案。
这个500吨级推力（就是新闻的460吨）的液氧煤油高压补燃发动机 和 200吨级推力液氧液氢燃气发生器发动机是配属未来重型火箭登月用的长征9号的，长征9号要是顺利，预计到2030年左右首飞。
这两个发动机要是研制成功，那么我国的液体发动机技术可以说进入国际先进水平（注意不是领先）。
500吨级推力液氧煤油发动机，要求是海平面推力约469吨，真空推力约512吨，海平面比冲不小于304秒，为了保证设计余量，发动机设计海平面推力约489吨，真空推力约532吨，海平面比冲不小于306秒。发动机构型采用“一泵两室”，及一台涡轮泵供给两个燃烧室的燃料，单个燃烧室推力约250吨。该发动机成功后也可以研制一泵一室型的推力在250吨级的发动机，与YF-100形成120-240-480吨级的发动机谱系。
200吨级推力液氧液氢发动机，要求真空推力不小于224吨，真空比冲不小于433秒。
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500吨级发动机的涡轮泵功率在100兆瓦（约13.6万马力）以上，作为对比，RD-170涡轮泵功率为25.7万马力。从这里看出，RD-170功率比三峡水电站还大是误传，整个三峡装机容量是2240万千瓦，25.7万马力约合18.9万千瓦，得119个RD-170才能顶一个三峡。
从纸面数据上看，500吨级发动机和RD-180差不多，并且RD-180也是一泵两室，RD-180的海平面推力390吨，真空推力424吨，海平面比冲311秒，真空比冲338秒。
RD-180源与RD-170，可以看成把RD-170劈成两半，然后再把RD-180劈成两半就是RD-191，用RD-191的安加拉5火箭刚首飞不到一年。
RD-170总推力800吨级，是一泵四室，RD-180总推力400吨级，是一泵两室，RD-191总推力200吨级，是一泵一室，这仨推力室都是200吨级的，燃烧室压强都是约26MPa，注意这三种发动机的涡轮泵是不相同的。
F-1是单室推力最大的液体发动机，达到700吨，但是燃烧是压力小只有6.67MPa，导致海平面比冲只有265秒。
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现在世界上新研制的液体发动机推力都在300吨级以下（除了我国500吨级发动机和俄罗斯的计划）。主要：美国的，蓝源公司的BE-4、SpaceX的猛禽和AR-1，推力都是250吨级；
日本有一个推力150吨级的LE-9液氢液氧发动机；
欧洲的火箭变了从阿里安5升到阿里安6，可芯级发动机还是火神2；
印度有一个推力200吨级的RD-810，液氧煤油高压补燃机从乌克兰和俄罗斯协助，注意不是RD-180；
俄罗斯自己有一票计划，最可能的是新联盟火箭（联盟5），发动机从原来的液氧煤油换成了液氧甲烷，不过貌似缺资金研制。
其它的国家和地区近20年内不具备同上面6方相争的能力，可以忽略。
欧、日两方的阿里安6、H3如果一切顺利，完成也得2020年以后了，到那时它们不进行载人登月火箭的研发，就不会上推力超过300吨级的液体发动机，载人登月工程的花费，它们估计也难出得起，当年它们没有进行载人航天一个主要原因就是花费大。
俄罗斯，就俩字，没钱。
印度，印度航天拖已经再正常不过了，推力约20吨的液氧上面级，翻2011年的帖子说要2012年发射，现在已经推到2017年了，印度载人航天的火箭就是要推到2017年的GSLV-MK3。载人登月用的重型液体发动机，再等等吧。
美国，本身有F-1，还有夭折的RS-84、TR107这俩单室450吨级的高压补燃循环液氧煤油发动机，技术不成问题。但是在已经有SLS的情况下，不可能再研制新的重型发动机（SpaceX的猛禽从推力800吨 跌倒250就是证明），要是希拉里老太婆上台后砍看了SLS，从某些方面说对人类和中国都是好事儿：对人类终于可能不在航天飞机的遗产里打转儿了；对中国，美国终于又要重复建设了，美帝的重型火箭又得推个6、7年。
最后我们，长征5号系列工程已经快要结束了，从保持研制队伍来说，必须上新项目，航天内部选择了载人登月工程。已经进行了方案论证，并且进行了部分系统的预研和试制，正在说服国家正式立项。现在进行的500吨级发动机研制实际上是航天内部自己出资干的，要是最后不立项，液发方面还得落后落后国际先进水平很久。
另外，这个新闻2013年就出现了：
500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置热试成功
http://www.spacechina.com/n25/n144/n206/n214/c428036/content.html
自2010年正式启动500吨级液氧煤油发动机研制以来
======
http://www.sxdaily.com.cn/n/2013/0204/c366-5068972-22.html
载人登月是我国未来航天发展重大方向，2005年以来李斌主持重型运载火箭500吨级液氧煤油发动机方案论证。在充分考虑技术基础、保障条件、工业体系、动力型谱建设等因素的基础上，广泛论证了不同推进剂组合、推力量级，通过与总体单位协调，我国重型运载火箭采用500吨级液氧煤油发动机为主方案。
好文章！五楼的科普更好，赞一个！
应该比美国的牛逼很多吧
美国的同类产品真空推力是700多吨，毛子更变态，800多吨
5楼的资料很丰富。
1771964382 发表于 2015-9-22 06:59
应该比美国的牛逼很多吧
不，即便500吨级液氧煤油机和200吨级液氧机出来后，只能说和美帝现在的技术基本持平或稍落后。
美帝现在有300吨级的燃气发生器循环的氢氧发动机，我们未来的200吨级在推力上还赶不上，真空比冲也就比其多10来秒。和同属200吨级的高压补燃循化RS-25（航天飞机的主发动机即SSME）相比，我们的真空比冲要低30来秒。
另外，美帝曾有单管推力450吨级的RS-84和RS-76，也是高压补燃循环，其技术比我们的500吨级液氧煤油发动机更高，只是后来取消了，但其技术是没问题的，主要看需求和资金。
========================
我们现在液体发动机和俄美的最高技术没有不可逾越的差距，只要有需求有资金，20年内赶超是没多少问题的。
人类运载火箭技术这50年来没有本质的进步，主要还是没有需求，不是技术提不上去。
1771964382 发表于 2015-9-22 06:59
应该比美国的牛逼很多吧
不，即便500吨级液氧煤油机和200吨级液氧机出来后，只能说和美帝现在的技术基本持平或稍落后。
美帝现在有300吨级的燃气发生器循环的氢氧发动机，我们未来的200吨级在推力上还赶不上，真空比冲也就比其多10来秒。和同属200吨级的高压补燃循化RS-25（航天飞机的主发动机即SSME）相比，我们的真空比冲要低30来秒。
另外，美帝曾有单管推力450吨级的RS-84和RS-76，也是高压补燃循环，其技术比我们的500吨级液氧煤油发动机更高，只是后来取消了，但其技术是没问题的，主要看需求和资金。
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我们现在液体发动机和俄美的最高技术没有不可逾越的差距，只要有需求有资金，20年内赶超是没多少问题的。
人类运载火箭技术这50年来没有本质的进步，主要还是没有需求，不是技术提不上去。
从这里http://lt.cjdby.net/thread-1777923-1-1.html抄的科普。
燃气发生器就是预燃室。
液体火箭发动机的循环方式就是指怎样把燃料从贮箱弄到燃烧室里。
常见的主要分两大类：有两类：泵压式和挤压式
泵压式有细分：燃气发生器循环、分级燃烧循环、膨胀循环。
挤压循环（pressure-fed cycle）是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压，进入燃烧室。挤压循环的优点就是避开了结构复杂的涡轮机，泵和输送管道。因为使用挤压循环可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点就是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机，登月舱发动机及其姿态控制发动机。
燃气发生器循环（Gas-generator cycle）也叫开式循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵。相比与之相似的分级燃烧循环，燃气发生器循环有诸多优点。燃气循环的涡轮不必应付向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机能的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，由此增加发动机的比冲。还有一个优点是燃气循环的涡轮机寿命更长更可靠。一些可重用运载器使用这种动力循环有很大优势。这种循环的主要劣势就在于效率的损失。由于要用一部分燃料来驱动涡轮，废气直接排除，因此在净效率上，它反而不如同等级的分级燃烧循环。使用燃气发生器循环的发动机有F-1火箭发动机（“土星5号”的第一级），J-2火箭发动机（“土星5号”的第二级和第三级），LE-5火箭发动机，YF-73火箭发动机，YF-75火箭发动机，RS-68火箭发动机，火神发动机。
分级燃烧循环（staged combustion cycle）通常情况下也叫高压补燃循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。但是两者也是有一定的区别的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa。在分级燃烧循环中一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。
膨胀循环（Expander cycle）是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环，能提高燃料供给的效率。在膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室余热的加热。当液态燃料通过在燃烧室壁里的冷却通道时，相变成气态。 气态燃料产生的气压差推动涡轮泵转动。从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驾驶涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的推力最多300KN。更高的推力级可以靠燃料分流来达到，一部分燃料被分流到涡轮机和推力室的冷却通道，最后一起注入主燃烧室。瓦形发动机由于废气紧贴室壁，因此传热效率更高，可以产生更大的推力。两种类型的发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。有些膨胀循环发动机使用燃气发生器来启动涡轮机，直到燃烧室和喷管加热的燃料产生的压力能独自启动涡轮机。
膨胀循环中还有一种循环叫作膨胀排放循环，也叫开放循环。这种工作循环是传统膨胀循环的改进。排放循环中，只有一小部分推进剂用来驱动涡轮并抛弃，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率，但牺牲了发动机推力及效率。使用膨胀循环的发动机有：普惠公司的RL-10和RL-60，也就是半人马座的上面级；LE-5A和LE-5B， H2/H2A的第三级；“阿丽亚娜5号”的上面级；“土星1号”。
相对其他设计，膨胀循环有如下优点，1.低温：在燃料转化为气态后，其温度通常接近室温，对涡轮机的损害微乎其微，使得发动机可重用性提高。与此相反，燃气发生器循环或分级燃烧循环的发动机涡轮机都运行在高温下。2.容错性：在RL-10开发期间，工程师担心燃料箱里的绝缘泡沫可能脱落从而引起发动机故障。他们故意放置松动的泡沫来测试这种情形。RL-10运行平稳，并未出现故障或性能损耗。而常规的使用燃气发生器的发动机即使一小块泡沫脱落也会造成严重后果。而膨胀循环所采用的燃料管道通常比较粗，对这种意外情况有较强的适应性。3.固有安全性：因为膨胀循环发动机的推力是有限的，因此在设计时可以很容易地将理论最大推力情况考虑在内。而在其他类型的发动机中，反馈系统故障或类似的问题可能导致发动机失控，其他类型的发动机需要复杂的机械或电子控制器来确保这种情况不会发生，膨胀循环不会出这种故障。
=================================
全流量分级燃烧循环（Full flow staged combustion，FFSCC）是分级燃烧循环的另一种版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。目前采用这种循环的发动机是正在研制的集成动力验证器。（目前SpaceX的猛禽要玩这种）
从这里http://lt.cjdby.net/thread-1777923-1-1.html抄的科普。
燃气发生器就是预燃室。
液体火箭发动机的循环方式就是指怎样把燃料从贮箱弄到燃烧室里。
常见的主要分两大类：有两类：泵压式和挤压式
泵压式有细分：燃气发生器循环、分级燃烧循环、膨胀循环。
挤压循环（pressure-fed cycle）是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压，进入燃烧室。挤压循环的优点就是避开了结构复杂的涡轮机，泵和输送管道。因为使用挤压循环可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点就是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机，登月舱发动机及其姿态控制发动机。
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燃气发生器循环（Gas-generator cycle）也叫开式循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵。相比与之相似的分级燃烧循环，燃气发生器循环有诸多优点。燃气循环的涡轮不必应付向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机能的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，由此增加发动机的比冲。还有一个优点是燃气循环的涡轮机寿命更长更可靠。一些可重用运载器使用这种动力循环有很大优势。这种循环的主要劣势就在于效率的损失。由于要用一部分燃料来驱动涡轮，废气直接排除，因此在净效率上，它反而不如同等级的分级燃烧循环。使用燃气发生器循环的发动机有F-1火箭发动机（“土星5号”的第一级），J-2火箭发动机（“土星5号”的第二级和第三级），LE-5火箭发动机，YF-73火箭发动机，YF-75火箭发动机，RS-68火箭发动机，火神发动机。
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分级燃烧循环（staged combustion cycle）通常情况下也叫高压补燃循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。但是两者也是有一定的区别的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa。在分级燃烧循环中一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。
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膨胀循环（Expander cycle）是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环，能提高燃料供给的效率。在膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室余热的加热。当液态燃料通过在燃烧室壁里的冷却通道时，相变成气态。 气态燃料产生的气压差推动涡轮泵转动。从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驾驶涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的推力最多300KN。更高的推力级可以靠燃料分流来达到，一部分燃料被分流到涡轮机和推力室的冷却通道，最后一起注入主燃烧室。瓦形发动机由于废气紧贴室壁，因此传热效率更高，可以产生更大的推力。两种类型的发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。有些膨胀循环发动机使用燃气发生器来启动涡轮机，直到燃烧室和喷管加热的燃料产生的压力能独自启动涡轮机。
膨胀循环中还有一种循环叫作膨胀排放循环，也叫开放循环。这种工作循环是传统膨胀循环的改进。排放循环中，只有一小部分推进剂用来驱动涡轮并抛弃，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率，但牺牲了发动机推力及效率。使用膨胀循环的发动机有：普惠公司的RL-10和RL-60，也就是半人马座的上面级；LE-5A和LE-5B， H2/H2A的第三级；“阿丽亚娜5号”的上面级；“土星1号”。
相对其他设计，膨胀循环有如下优点，1.低温：在燃料转化为气态后，其温度通常接近室温，对涡轮机的损害微乎其微，使得发动机可重用性提高。与此相反，燃气发生器循环或分级燃烧循环的发动机涡轮机都运行在高温下。2.容错性：在RL-10开发期间，工程师担心燃料箱里的绝缘泡沫可能脱落从而引起发动机故障。他们故意放置松动的泡沫来测试这种情形。RL-10运行平稳，并未出现故障或性能损耗。而常规的使用燃气发生器的发动机即使一小块泡沫脱落也会造成严重后果。而膨胀循环所采用的燃料管道通常比较粗，对这种意外情况有较强的适应性。3.固有安全性：因为膨胀循环发动机的推力是有限的，因此在设计时可以很容易地将理论最大推力情况考虑在内。而在其他类型的发动机中，反馈系统故障或类似的问题可能导致发动机失控，其他类型的发动机需要复杂的机械或电子控制器来确保这种情况不会发生，膨胀循环不会出这种故障。
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全流量分级燃烧循环（Full flow staged combustion，FFSCC）是分级燃烧循环的另一种版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。目前采用这种循环的发动机是正在研制的集成动力验证器。（目前SpaceX的猛禽要玩这种）
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推力一定的液体发动机主要的衡量性能是比冲和推重比。
在其它条件一定下，比冲越高越好，推重比越大越好。
一般来说，起飞级的推重比要求不算太严格，但火箭最后一级是和载荷一起入轨的，最后一级多一公斤载荷就少一公斤。有时在末级，发动机推重比甚至比比冲还重要。
面积比：收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。
膨胀比：气流在喷管入口处的总压与出口处的静压之比称为喷管落压比、膨胀比或压力比。
增加面积比能提高比冲，所以SpaceX公司猎鹰-9的墨林1发动机起飞级的真空比冲约311秒，用在第二级增加喷管出口面积后，真空比冲能达到342秒。
增加膨胀比能提高比冲，所以燃烧室压强26MPa的RD-170的比冲要比燃烧室压强6.67MPa的F-1高46秒。（当然，还有其它一些因素）
======================
推力 ＝ 推进剂流量 × 喷气速度 - 外界压强× 喷管出口面积。
看上面的公式，由于在起飞级存在大气压，所以起飞级发动机的面积比不是越大越好，需要综合考虑推力的因素后选定。
上面级，起飞级以上的都可以叫上面级，不过多数指火箭最后一级。
======================
固体火箭发动机，现在固体火箭的比冲最好也就是海平面290来秒，真空300多秒。
固体火箭发动机不用研制高达几万马力甚至几十万马力的涡轮泵以及复杂的管路，也不用考虑氧化剂和还原剂在发动机的泄漏的问题，所以比液体发动机好研制，研发费用也低。但是其比冲相对液发也低，使用是也相对液氧-烃类贵，且美苏中的弹道导弹都是从液体火箭发动机开始的，造成在运载火箭领域，固发没有液发普遍。
固体火箭燃料燃烧时是从圆柱装药的中心向外燃烧的，不是从底部开始向上燃烧，所以加长火箭就是加长药柱的长度，从而增加燃烧面积增加单位时间内燃料反应量，进而增加推力。
固体火箭是为了更方便运输和更方便装药。
固体火箭装药主要指标是燃烧速度，有两种分法：线性燃速和质量燃速。
线性燃速：推进剂燃烧时，单位时间内燃面沿法线方向的位移，单位是厘米/秒 或者 毫米/秒.
质量燃速：单位时间内，单位燃面上烧去的推进剂质量，单位是克/(平方厘米*秒) .
除了装药，就是固体火箭的壳体了。
固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料的演变。
从50年代末美国北极星A2潜射导弹第二级发动机壳体使用第一代复合材料玻璃钢开始，固体发动机壳体使用的复合材料经过如下演变过程：玻璃纤维（即玻璃钢）/环氧树脂→芳纶（包括凯芙拉）纤维/环氧树脂→碳纤维（石墨）/环氧树脂。玻璃纤维/环氧壳体比钢壳体减轻20~50%，而凯芙拉/环氧壳体又比玻璃钢壳体减重35%，高强度中等模量的IM7碳纤维/环氧壳体比凯芙拉/环氧壳体减轻25~30%，而且还不断有新的更高性能的碳纤维增强材料和树脂基体材料出现。
固体发动机壳体设计有一个称为容器特性系数（或壳体效率）的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量；超高强度钢的壳体效率为5~8km，钛合金为6.7~11km，芳纶/环氧为15-33km，碳纤维/环氧高达38~43km。
固体火箭详见这里：http://blog.163.com/lhp_sg/blog/static/69065384200821142126931/
印度的固体助推器能做到世界第三大推力，可是其固体火箭燃速和壳体在几大国里面就是倒数第一了。
推力一定的液体发动机主要的衡量性能是比冲和推重比。
在其它条件一定下，比冲越高越好，推重比越大越好。
一般来说，起飞级的推重比要求不算太严格，但火箭最后一级是和载荷一起入轨的，最后一级多一公斤载荷就少一公斤。有时在末级，发动机推重比甚至比比冲还重要。
面积比：收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。
膨胀比：气流在喷管入口处的总压与出口处的静压之比称为喷管落压比、膨胀比或压力比。
增加面积比能提高比冲，所以SpaceX公司猎鹰-9的墨林1发动机起飞级的真空比冲约311秒，用在第二级增加喷管出口面积后，真空比冲能达到342秒。
增加膨胀比能提高比冲，所以燃烧室压强26MPa的RD-170的比冲要比燃烧室压强6.67MPa的F-1高46秒。（当然，还有其它一些因素）
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推力 ＝ 推进剂流量 × 喷气速度 - 外界压强× 喷管出口面积。
看上面的公式，由于在起飞级存在大气压，所以起飞级发动机的面积比不是越大越好，需要综合考虑推力的因素后选定。
上面级，起飞级以上的都可以叫上面级，不过多数指火箭最后一级。
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固体火箭发动机，现在固体火箭的比冲最好也就是海平面290来秒，真空300多秒。
固体火箭发动机不用研制高达几万马力甚至几十万马力的涡轮泵以及复杂的管路，也不用考虑氧化剂和还原剂在发动机的泄漏的问题，所以比液体发动机好研制，研发费用也低。但是其比冲相对液发也低，使用是也相对液氧-烃类贵，且美苏中的弹道导弹都是从液体火箭发动机开始的，造成在运载火箭领域，固发没有液发普遍。
固体火箭燃料燃烧时是从圆柱装药的中心向外燃烧的，不是从底部开始向上燃烧，所以加长火箭就是加长药柱的长度，从而增加燃烧面积增加单位时间内燃料反应量，进而增加推力。
固体火箭是为了更方便运输和更方便装药。
固体火箭装药主要指标是燃烧速度，有两种分法：线性燃速和质量燃速。
线性燃速：推进剂燃烧时，单位时间内燃面沿法线方向的位移，单位是厘米/秒 或者 毫米/秒.
质量燃速：单位时间内，单位燃面上烧去的推进剂质量，单位是克/(平方厘米*秒) .
除了装药，就是固体火箭的壳体了。
固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料的演变。
从50年代末美国北极星A2潜射导弹第二级发动机壳体使用第一代复合材料玻璃钢开始，固体发动机壳体使用的复合材料经过如下演变过程：玻璃纤维（即玻璃钢）/环氧树脂→芳纶（包括凯芙拉）纤维/环氧树脂→碳纤维（石墨）/环氧树脂。玻璃纤维/环氧壳体比钢壳体减轻20~50%，而凯芙拉/环氧壳体又比玻璃钢壳体减重35%，高强度中等模量的IM7碳纤维/环氧壳体比凯芙拉/环氧壳体减轻25~30%，而且还不断有新的更高性能的碳纤维增强材料和树脂基体材料出现。
固体发动机壳体设计有一个称为容器特性系数（或壳体效率）的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量；超高强度钢的壳体效率为5~8km，钛合金为6.7~11km，芳纶/环氧为15-33km，碳纤维/环氧高达38~43km。
固体火箭详见这里：http://blog.163.com/lhp_sg/blog/static/69065384200821142126931/
印度的固体助推器能做到世界第三大推力，可是其固体火箭燃速和壳体在几大国里面就是倒数第一了。
很有营养的帖子呀。
科普的好，看来载人登月有戏呀
我上面弄得东西都是坛子里有的。
再次感谢那些热心的网友们。
再次感谢那些热心的网友们。