欧洲、日本火箭的最大推力是多少？

苏联的“能源”号火箭，60米长，总重2400吨，起飞推力3500吨，近地轨道运输能力100吨；美国的“土星5号”火箭，85米长，加上登月舱、逃逸塔，总长101米，总重2910吨，起飞推力3400吨，近地轨道运输能力139吨

长征二、三系列第一级用的是75吨推力发动机，四氧化二氮(N2O4)氧化剂，燃烧剂液体偏二甲肼（UDMH）。这款沿用了30多年，属于上世纪60年代设计，虽然有不少改进，但是原理和基础构造已经落后。

日本H2 第一级是LE-7，液氢液氧，90吨推力，H2A用的是LE-7A改进型，最大110吨推力。欧安局的阿里安娜5，第一级发动机推力有116吨左右。这两款都是上世纪90年代发展出来的。

长征五的YF100是120吨推力煤油液氧，液氢液氧的YF77是50吨推力。

原帖由 重剑无锋 于 2007-12-18 20:59 发表
长征二、三系列第一级用的是75吨推力发动机，四氧化二氮(N2O4)氧化剂，燃烧剂液体偏二甲肼（UDMH）。这款沿用了30多年，属于上世纪60年代设计，虽然有不少改进，但是原理和基础构造已经落后。

日本H2 第一级是LE- ...

如此说来，中国和日本、欧洲的差距没有高凉陈君说的那么大，新的大推力火箭完全可以赶上日本、欧洲的水平。

楼上的口气不小，就是问题没有看清楚。日本和欧洲都用效率很高的氢氧发动机,美国更是早早抛弃了煤油发动机，专心氢氧发动机和固体火箭发动机.我们的煤油发动机,如果一切顺利的话大概能在2012年正式服役，推力在120吨左右，而我们的氢氧发动机推力只有50吨。差距不是一点，这个必须要正视.

个人观点：老是问“最”是件很无聊的事，最好的未必是最合适的，合适才是好的

也要看看中国的长征系列的动力都是70年代定型，跟90年代日本和欧洲发展出来的发动机比当然不会太先进，我们上马长五基本上可以抹平这个差距。

选择50吨液氢液氧是和长五的设计有很大关系的，因为长五的结构实质是把120推力的助推器作为第一级（或者叫第零级），加上芯级的氢氧发动机其实是视为1级半，所以推力没有那么大的需求。

原帖由 重剑无锋 于 2007-12-19 00:00 发表
也要看看中国的长征系列的动力都是70年代定型，跟90年代日本和欧洲发展出来的发动机比当然不会太先进，我们上马长五基本上可以抹平这个差距。

选择50吨液氢液氧是和长五的设计有很大关系的，因为长五的结构实质是 ...

阿里安5才是这样的吧.:L

上次听人说我们的火箭发动机到了现在还是一直再吃钱老时代的老本

是这样吗？

美国并没有抛弃煤油发动机,前两年取消的RS-84就是非常先进的煤油发动机.

原帖由 suxiaolang 于 2007-12-19 02:23 发表
美国并没有抛弃煤油发动机,前两年取消的RS-84就是非常先进的煤油发动机.

RS-84概念确实很新颖,可惜,与同样推力级别的LOX/LH2发动机比,价格居然要高3倍多!即使说可以重复使用,实际上，每次发射也要不少准备工作与开销的,因此,给取消了.很正常.

一切就看长五的了

H2 的LEO和GTO最大是多少，应该和阿里亚娜5不是一等级的吧

原帖由 重剑无锋 于 2007-12-19 00:00 发表
也要看看中国的长征系列的动力都是70年代定型，跟90年代日本和欧洲发展出来的发动机比当然不会太先进，我们上马长五基本上可以抹平这个差距。

选择50吨液氢液氧是和长五的设计有很大关系的，因为长五的结构实质是 ...

其实CZ-5芯级推力100吨，不是50吨。所以是2台YF-77。如果是100吨级，1台就可以了。之所以选择50吨级还是因为研制比较简单，省钱，省时间，而且觉得将来可能可以作为上面级。而不是CZ-5不需要百吨级的氢氧发动机。

原帖由 纯子 于 2008-6-8 22:52 发表

能抹平吗?毛子40年前就有了150吨级的高压补燃液氧煤油发动机NK33.日本的助推是200吨级的SRB-A固推,

固推嘛
转移DFxx弹的技术成果就可以了，CZ-5这么慢，本来就跟花大笔精力在DF系列上有关系啊
固推可能是TG走的最远的拉:lol :$

原来俺对长五的理解一直都是错误的
原来YF－77是用在芯级上的，汗一个

原帖由 纯子 于 2008-6-9 11:43 发表
请SHH老大说一下,虚幻有贴子说那个50吨级的氢氧发动机用了两个燃气发生器,是有这回事吗?

请问是哪个帖子？

原帖由 whucsm 于 2008-6-9 11:19 发表

固推嘛
转移DFxx弹的技术成果就可以了，CZ-5这么慢，本来就跟花大笔精力在DF系列上有关系啊
固推可能是TG走的最远的拉:lol :$

不是完全一回事。我国新的用于导弹的固推必然强调高能推进剂和轻质材料，而推力只要合适导弹大小就可以了，而导弹一般都不太大。用于运载火箭的固体发动机由于成本关系，不用走这么远，推力(直径)倒是要大一些。所以不能直接转移。不过对于我们应该不是根本性的技术障碍。

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长征5用2台小小的50吨氢氧机作主级是不合潮流的，我一直想不通。但是上次听你们提到了任新民与长3第三级氢氧机的事情，突然有了一个想法，但只是猜测：我国各个科研领域里，轻预研重项目、轻基础重应用都是长期的严重问题，所以，长征5用这么古怪的构型，是不是总师们想借这个型号，实现中等推力氢氧机的技术突破呢？如果没有型号支撑，估计很难得到足够经费吧？:D

回G6-52L兄。其实CZ-5构形不怪的，和欧洲的阿里安5和日本的H-2A一样，芯级推力小(都是100吨级氢氧发动机，我国是50x2)，工作时间长；而助推级推力大工作时间短。他们都用了固体发动机。比如阿里安5的2枚固体助推火箭每枚起飞推力达500吨级。苏联的能源号其实也类似，RD-170在助推级上，当然能源是大多了。这类火箭，我觉得可以把芯级看成“2子级”，其在起飞时推力占的比重较小，主要作用在后面

美国EELV的2型不一样，他们芯级发动机推力比较大。

没有型号支撑，估计经费总不会那么充裕。

原帖由 shh 于 2008-6-9 13:06 发表


不是完全一回事。我国新的用于导弹的固推必然强调高能推进剂和轻质材料，而推力只要合适导弹大小就可以了，而导弹一般都不太大。用于运载火箭的固体发动机由于成本关系，不用走这么远，推力(直径)倒是要大一些。 ...

推进剂和大直径药柱的浇注才是关键技术
至于具体的发动机，肯定是不一样的

民用的固体助推器推进剂用用HTPB就不错了。搞太好了，价钱太贵就不合算了。
直径的话，算很大了的美国的MX导弹也只有2.34m，而美国航天飞机固体助推器有3m, 阿里安5助推器直径3m，印度的那个也有2,8m了。所以直径需要更大，推力需要更大。

原帖由 shh 于 2008-6-9 15:38 发表
民用的固体助推器推进剂用用HTPB就不错了。搞太好了，价钱太贵就不合算了。
直径的话，算很大了的美国的MX导弹也只有2.34m，而美国航天飞机固体助推器有3m, 阿里安5助推器直径3m，印度的那个也有2,8m了。所以直径需 ...

我们的一般的也是3.35米吧？:o

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原帖由 G6-52L 于 2008-6-9 13:30 发表
导弹和运载火箭用固体发动机在今天已经有了很大区别，不是可以简单借鉴的。导弹用的固体发动机，直径要小得多（与大型助推器相比），但是对推进效率的要求特别高，这就需要高比冲燃料、高装填系数、轻结构质量，固体 ...

很古怪么,苏联的能源不早就是一级半火箭,阿里亚娜不也一样?芯级的主要作用要在助推器抛弃后才发挥.印度的那个火箭古怪的地方是助推器变成死重飞行

为什CCTV总是说我们的火箭有多“先进”，而不谈谈差距呢，这样可以更好的激发那些精英们为过效力吧

原帖由 G6-52L 于 2008-6-9 13:30 发表
导弹和运载火箭用固体发动机在今天已经有了很大区别，不是可以简单借鉴的。导弹用的固体发动机，直径要小得多（与大型助推器相比），但是对推进效率的要求特别高，这就需要高比冲燃料、高装填系数、轻结构质量，固体 ...

这个设计很常见吧，比冲高的氢氧发动机为芯级，推力大的煤油发动机做助推。能源也是这样的模式，美国人的火箭也是比冲高的做芯级

原帖由 fengxiang 于 2007-12-18 20:29 发表
苏联的“能源”号火箭，60米长，总重2400吨，起飞推力3500吨，近地轨道运输能力100吨；美国的“土星5号”火箭，85米长，加上登月舱、逃逸塔，总长101米，总重2910吨，起飞推力3400吨，近地轨道运输能力139吨

为何能源的LEO能力还是不如土星5？纬度因素？

咱台胞只說日本小日 , 估不到大陸同胞連歐洲也說成小歐...;P

原帖由 gerunnm775322 于 2008-7-6 00:15 发表
咱台胞只說日本小日 , 估不到大陸同胞連歐洲也說成小歐...;P

有什么不能说的.大陆的国土面积与欧洲基本相当.

原来我们的大火箭比日本还要落后10年啊？

原帖由 松海 于 2008-7-7 17:09 发表
原来我们的大火箭比日本还要落后10年啊？

论可靠性正好相反。

日本那玩意是看起来先进，但是……总是只能看而已。
其实在第二集团，我比较看好欧洲航天局。

按同胞国土邏緝想法稱呼別人,那麼俄兄`加拿大說大陸是"小中"亦不為過;P :D

原帖由 松海 于 2008-7-7 17:09 发表
原来我们的大火箭比日本还要落后10年啊？

单纯论技术，可能如此吧

还是有些差距的~

贴一个俺以前写的东西，主要是讨论火箭构型的。

看来许多人高中物理没有学好，或者是没有用好，对于长征五号的工作原理和设计思想没有搞懂，所以才会说嫌咱们的液氢/液氧发动机推力太小，还要用煤油/液氧发动机，显得落后。
当然，应该承认我们的发动机推力不够大，但目前长征五号的组成上，正好把这两种发动机和模块化应用组成的非常好。这是由长征五号的工作方式决定的，长征五号的工作方式是：
采用一级半方式实现发射低轨道卫星，采用二级半发射同步卫星。所谓半级，就是捆绑的助推火箭。在具体工作时，同传统多级火箭不同的是，在传统火箭第一级脱离时，脱离的是助推火箭（当然时间点上不完全一致，是个时间范围），芯级火箭在脱离后，相当于传统多级火箭的第二级，可以把载荷运载到低轨道。如果需要发射同步卫星或者高轨道卫星，则还需要增加第二级，组成所谓二级半配置。
由于上面的工作方式，那么就应该用二级火箭的标准来要求芯级。考虑到速度越高，载荷越大消耗的能量越高，应该选择比冲的火箭更合适，更附和效费比（打个简单比方，你可以用飞机运载计算机CPU，绝对不会运送煤炭，因为煤炭的成本较低，运费比其价值还高，CPU的话，运费在其价值中占用要少很多）。所以，火箭的上面级，即第二级和第三级采用液氢/液氧更合适。由于长征五号的芯级要起到传统火箭第二级的作用，所以采用液氢液氧就是个合理的选择。
通常，传统火箭第二级开始点火时，火箭重量已经大大减轻，这时不再需要很大的推力，所以通常都是百吨级别的，长征五号芯级本身要起到传统火箭第二级的作用，虽然我们研制的50吨虽然小，但还是满足了我们的要求。另外选择50吨的原因还有符合我们的能力发展，其中还有一个考虑就是50吨发动机还可以用于长征五号的上面级，具有减少研发成本，压缩发动机型号的好处。这就是为什么长征五号芯级使用了推力不大的火箭发动机的原因。
其实，俄罗斯的能源号芯级，美国的航天飞机上的发动机，都采用的液氢/液氧发动机在地面起飞时，而且发动机推力占总推力的比例也不大，关键的原因是他们的芯级或者使用液氢/液氧的部分，是要在高空使用，一直用到低轨道上去。
说完芯级，再说说助推器。在助推器的使用上，就有两种思路，一种思路是原有火箭推力不够，运载能力低，通过增加助推器提高火箭的运载能力，我们的长征2号捆绑火箭就是这个思路。不用助推器，火箭也能发射，运载能力降低。另外一种思路是将助推器当作传统多级火箭的第一级来使用，做到压缩火箭级数，并且通过调整助推器的数量，灵活调整推力，并且实现模块化。这样的火箭，由于芯级火箭推力不够，被当作传统火箭第二级来使用，所以没有助推器，就无法使用。长征五号的设计就是采用第二种思路，所以要求助推器的推力要大。
当明白助推器的要求后，那么怎么达到大推力，而且成本低廉，这就是助推器应该考虑的主要问题。由于助推器相当于传统火箭第一级来使用，大家可以设想采用液氢/液氧达到大推力和运营成本，所以这种情况下，液氢/液氧作为助推器是非常不划算的。比较划算的做法是采用煤油/液氧或者固体火箭。这就是目前美国航天飞机、俄罗斯能源号、欧洲阿丽亚娜五号和长征五号对助推器的选择。
由于我们没有大推力的固体火箭，所以选择采用煤油/液氧发动机作为助推器，是非常合适的，效费比不错。通过捆绑不同直径的火箭，装备不同的发动机数量，实现灵活的推力调整，从而用两种发动机，三个直径模块，实现了运载能力从1-25吨的灵活应用。
反观日本的H2和H2A火箭，一开始就是想采用液氢/液氧实现大运载，主要研发突破放在了大推力的液氢/液氧发动机的研发上，H2可以不需要助推器就可以把卫星送入轨道，捆绑固体火箭，只是为了提高载荷能力。如果把火箭的第一级当作运载重物的载重卡车，载重卡车上运载的奔驰轿车用来运载重要的客人（卫星）来做比方，H2的运载方式就是全部用奔驰来运载，其成本可想而知，怎么也不可能便宜。而且大推力液氢/液氧火箭发动机，日本采用了复杂的高燃烧效率技术，但带来的是可靠性降低，在航天这个高风险的领域，并不合适。随后日本汲取了教训，简化了结构，发展出了H2A。但从设计思想来看，其本质上地面起飞许多推力还是依靠芯级火箭，而不象其他火箭通过助推器来实现，所以成本无论如何还是高的（要知道液氢比煤油贵，而且难伺候）。
当然日本人有日本人的想法，就通过研制大推力液氢/液氧发动机，今后能够用在航天飞机或者类似能源号这样的芯级上。但毕竟太超前了，不用现在大推力液氢/液氧发动机有点说不过去，用的话成本又太高，更改火箭设计，调整到现在流行的助推器推力大，采用低成本手段，芯级推力小，主要实现高空的使用方法，又不大可能。所以，日本目前火箭可以说走入了另外一个歧途。
所以，航天的火箭研发，在没有需求的时候，不要太超前。太超前投入大，而且使用费用高。随着需求的发展，逐步进行开发，是个很好的策略。当然，必要的前期预研也是必要的，但还是要以需求为主来进行。