超级军网那位能解释一下美国SRB的推力为何如此强悍？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 15:13:03
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要论技术最大的固体运载火箭都比不过一枚固体弹道导弹,SRB推力大你也不看看它自己有多大,单独一个SRB助推器拿出来就是一枚大型运载火箭,当然,浇铸这么大直径的固体火箭也是需要技术的,不过楞说它比F-1、RD-170、RD-180、RS-68好就是胡扯
将N枚SRB绑在一起……万户？
这和天顶星没有关系，固体火箭的推力和其“燃烧面”有关系，燃烧面越大，每秒钟转化的能量就越大，自然推力越大。
液体火箭发动机要提高推力就很难，因为燃料是要泵送进燃烧室的，燃料和氧化剂的泵本身就是难点，燃烧室的稳定性也是个问题，因为燃料和氧化剂是分别喷进燃烧室的，要求均匀混合，充分燃烧，这也相当困难。
固体火箭发动机就不存在这些问题，比如燃料和氧化剂已经充分混合了，燃料箱同样也是燃烧室，活动部件很少，自然容易提高推力。
但是固体火箭发动机有自己的问题，首先推力不可控，其次也相当危险，稍有不注意就会引发爆炸，这种事情出的太多了，比如风云二号的远地点发动机就是固体的（FY2-1），结果01星在测试厂房爆炸，差点把戚发轫老爷子送上西天。
还有就是对结构提出了更高的要求，别忘了86年，挑战者号的惨剧。而液体火箭可以做得更轻巧，燃料箱无需考虑承受燃烧室压力的问题，可以尽量做得轻薄。
所以说，没有免费的午餐，固体火箭的大推力是牺牲了很多别的方面的性能而得到的。
液体火箭发动机要提高推力就很难，因为燃料是要泵送进燃烧室的，燃料和氧化剂的泵本身就是难点，燃烧室的稳定性也是个问题，因为燃料和氧化剂是分别喷进燃烧室的，要求均匀混合，充分燃烧，这也相当困难。
固体火箭发动机就不存在这些问题，比如燃料和氧化剂已经充分混合了，燃料箱同样也是燃烧室，活动部件很少，自然容易提高推力。
但是固体火箭发动机有自己的问题，首先推力不可控，其次也相当危险，稍有不注意就会引发爆炸，这种事情出的太多了，比如风云二号的远地点发动机就是固体的（FY2-1），结果01星在测试厂房爆炸，差点把戚发轫老爷子送上西天。
还有就是对结构提出了更高的要求，别忘了86年，挑战者号的惨剧。而液体火箭可以做得更轻巧，燃料箱无需考虑承受燃烧室压力的问题，可以尽量做得轻薄。
所以说，没有免费的午餐，固体火箭的大推力是牺牲了很多别的方面的性能而得到的。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-28 23:00 发表
众所周之，液体火箭燃料的优点：推力大、可多次启动、比冲高(液氢/液氧)，这对于强调运力的运载火箭来说非常适合。
固体火箭燃料的优点：可储存、反应快、方便运输，非常适用于弹道导弹，而且液体火箭发动机的结构比 ...
确实SRB的推力比他们大很多
何出此言？你是不是认为推力大就是好，推力越大越先进？
原帖由 SaturnV 于 2008-7-28 23:58 发表
我觉得美国在固体火箭(尤其是大直径固体火箭)技术上大大领先于俄罗斯，恐怖的巨型SRB就是个例子！
美军发展的多数是固体洲际导弹，所以固体发动机独步天下。
你这个说法肯定是错误的，建议你去读一下火箭方面基本的教程，认真推导几个公式。按照你这么说，航天飞机的设计者都是猪头，在地面就启动主发动机，三台凑在一起才600多吨，还不如多困一个SRB呢。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 00:27 发表
美国在固体火箭技术上领先于苏联，这是不争的事实，在弹道导弹上的表现尤为明显。
俄国的SS-N-20 Vs 美国的三叉戟1(看看它们尺寸、质量和射程的关系)谁的优势大？更别说令人望尘莫及的三叉戟2了！
注意：俄国的新 ...
SRB其实除了推力，其他都不怎么可取，比冲低，燃料有毒，成本还很高。1500吨起飞推力的战神I的LEO能力和1000吨起飞推力的长五差不多。
以美国佬的实力，要就是应该去捣鼓一下F1的继承者，做个和RD170差不多的大推力。再加上把航天飞机的主发动机发扬光大。这样才能搞出梦幻级火箭。
我觉得NASA留住SRB有私心的，大概是要保留一批固体燃料浇注的人才把，现在冷战结束，大的固体导弹产量稀少，不好维持生产线了，就靠折腾固体运载火箭过日子。
以美国佬的实力，要就是应该去捣鼓一下F1的继承者，做个和RD170差不多的大推力。再加上把航天飞机的主发动机发扬光大。这样才能搞出梦幻级火箭。
我觉得NASA留住SRB有私心的，大概是要保留一批固体燃料浇注的人才把，现在冷战结束，大的固体导弹产量稀少，不好维持生产线了，就靠折腾固体运载火箭过日子。
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都是高手啊
现在的发射还是液体火箭为主好，现在人们看重固体火箭的最大好处并不是大推力啊。。。
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SRB的可重复使用的特点我觉得才是NASA最看重的:D
NASA现在满脑子都是成本,可靠性
NASA现在满脑子都是成本,可靠性
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美国研制航天飞机的时候也面临同样的问题，土星五号的F-1虽然推力不错，但是效率太低，比冲还不如固体火箭。
俄国不用固体助推器方式，而采用高比冲，低价格的高压补染液氧煤油，是他们实现了技术突破，并非是固体火箭技术落后，这一点要搞明白。
俄国不用固体助推器方式，而采用高比冲，低价格的高压补染液氧煤油，是他们实现了技术突破，并非是固体火箭技术落后，这一点要搞明白。
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原帖由 squallgzy 于 2008-7-28 23:11 发表
要论技术最大的固体运载火箭都比不过一枚固体弹道导弹
固体弹道导弹需要一些特殊的技术和设计，有些会削弱性能，但是却保证了可靠性
齐奥尔科夫斯基公式我已经跟你讲过了，火箭的运载能力最终只决定于它的比冲和结构效率。
按照你的说法，推力大就是好，那干嘛还要用液体火箭，三级都用固体好了。
按照你的说法，推力大就是好，那干嘛还要用液体火箭，三级都用固体好了。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 13:07 发表
尊敬的暗夜兄，你好！火箭发动机的推力当然是衡量先进性的一个重要指标。当然，比冲、成本、可靠性的这些指标也很重要，我没有说并不代表我不懂它们的重要性。一款好的发动机追求的是各种指标的平衡以达到整体性能的 ...
原帖由 暗夜流星 于 2008-7-29 11:38 发表
喜欢了解这些问题的朋友可以去找找Google Book上的一本名为《Rocket propulsion elements》的书，有些页数看不到，但是初步了解一下是没问题的。
那不就是Sutton的宝书吗？国内有中译本的，记得是根据01年的第七版译出的
成本是必须考虑的，如果第一级用SSME，从性能上来说，肯定好，这绝对没问题，但是SSME造价高啊。我觉得你被美国人的方案迷惑了，美国人搞这么个古怪东西，从很大程度上来说，和经费有关系，继承嘛，还有就业，SRB那些人的就业怎么办。如果是从头来过，从新考虑载人飞船的方案，没有人会考虑那种古怪玩意的。
科学之外，还有经济，经济之外，还有政治。
科学之外，还有经济，经济之外，还有政治。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 13:07 发表
尊敬的暗夜兄，你好！火箭发动机的推力当然是衡量先进性的一个重要指标。当然，比冲、成本、可靠性的这些指标也很重要，我没有说并不代表我不懂它们的重要性。一款好的发动机追求的是各种指标的平衡以达到整体性能的 ...
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看看比冲提高6%的效果
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闭式循环发动机可较大幅度提高燃烧室压力，进而提高燃烧效率，仅采用闭式循环系统就能提高比冲6％以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上；假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20％。使发射1Kg有效载荷的全寿命周期费用降低约16％。
---- 张贵田《研制先进的液氧/煤油火箭发动机是提高我国航天技术水平、加速运载火箭产业化进程的有效途径》
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闭式循环发动机可较大幅度提高燃烧室压力，进而提高燃烧效率，仅采用闭式循环系统就能提高比冲6％以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上；假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20％。使发射1Kg有效载荷的全寿命周期费用降低约16％。
---- 张贵田《研制先进的液氧/煤油火箭发动机是提高我国航天技术水平、加速运载火箭产业化进程的有效途径》
SRB是不是比类似的液体发动机便宜？
要看和谁比，如果和液氧煤油比，恐怕很难。
还是张贵田的数据
“发射一颗20T低轨道的有效载荷，如用液氢/液氧和四氧化二氮/偏二甲肼组成的二级半方案推进剂费需 3000万元，而用全液氧/煤油方案只需推剂费100万元。”
还是张贵田的数据
“发射一颗20T低轨道的有效载荷，如用液氢/液氧和四氧化二氮/偏二甲肼组成的二级半方案推进剂费需 3000万元，而用全液氧/煤油方案只需推剂费100万元。”
原帖由 shh 于 2008-7-29 14:31 发表
SRB是不是比类似的液体发动机便宜？
我查了航天飞机SRB的价格，4000万美元，怪不得要复用呢。
顺便找了一篇文章，不知道是不是NASA在大改SRB的原因。
http://www.gaetanomarano.it/articles/011srb5.html
http://www.gaetanomarano.it/articles/011srb5.html
比冲不足只能多带推进剂了，不是靠推力能补的。这是概念问题。暗夜兄给的关于一些基本概念的连接很好。
暗夜兄。张的文章只给了推进剂的费用，没有给出硬件的费用。大推力液体火箭发动机也不会太便宜。
找到一个数据，俄罗斯以10亿美元出售给美国101台RD-180，大约1000万美元一台。老美自己研制会比毛子贵一些。RD-180推力约400吨。当然3台RD-180合在一起估计能贡献总冲(取决于推进剂的量)可以比SRB大不少了
这个推力上，对于老美而言，说不定SRB真的会便宜一些。工作时间也不需要长，后面的都可以扔给SSME去干。
找到一个数据，俄罗斯以10亿美元出售给美国101台RD-180，大约1000万美元一台。老美自己研制会比毛子贵一些。RD-180推力约400吨。当然3台RD-180合在一起估计能贡献总冲(取决于推进剂的量)可以比SRB大不少了
这个推力上，对于老美而言，说不定SRB真的会便宜一些。工作时间也不需要长，后面的都可以扔给SSME去干。
这一段很有意思，按照NASA自己的测试，把标准的SRB多加一截（4+1 SRB），对喷管进行了微调，重量增加了118吨，而推力只增加了9%，燃烧时间只多5秒。
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The 4+1 SRB is a standard SRB with a 5th segment, +25% of propellant, +20% of weight (~118 mT) and only small changes to the booster nozzle: +2.25 inch on the nozzle's throat diameter (about +12% of the cone surface) and +8.7 inch on the nozzle's cone diameter (about +8.5% of the throat surface).
The tests was performed in October 3 - 2003 at the ATK test facility of Promontory, Utah and the real data (gathered with 630 sensors) shows a small +9% increase of thrust (not +25%) over the standard SRB peak thrust of 3.3 Mlbs. reaching, in the 4+1 version, a max thrust of 3.6 Mlbs. with a burning time only FIVE seconds longer than a standard SRB (both data very close to my evaluations in this article).
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The 4+1 SRB is a standard SRB with a 5th segment, +25% of propellant, +20% of weight (~118 mT) and only small changes to the booster nozzle: +2.25 inch on the nozzle's throat diameter (about +12% of the cone surface) and +8.7 inch on the nozzle's cone diameter (about +8.5% of the throat surface).
The tests was performed in October 3 - 2003 at the ATK test facility of Promontory, Utah and the real data (gathered with 630 sensors) shows a small +9% increase of thrust (not +25%) over the standard SRB peak thrust of 3.3 Mlbs. reaching, in the 4+1 version, a max thrust of 3.6 Mlbs. with a burning time only FIVE seconds longer than a standard SRB (both data very close to my evaluations in this article).
我个人认为从长远来看，液体发动机如果能形成一定批量，价格会下来，研制的费用还是大头。
发动机如果贵的话，可以想办法复用嘛，不能全部，复用部分也可以。
长五的助推器可以伞降回收嘛，而且考虑到长五向海上发射，条件就更好一些。
发动机如果贵的话，可以想办法复用嘛，不能全部，复用部分也可以。
长五的助推器可以伞降回收嘛，而且考虑到长五向海上发射，条件就更好一些。
原帖由 shh 于 2008-7-29 15:16 发表
暗夜兄。张的文章只给了推进剂的费用，没有给出硬件的费用。大推力液体火箭发动机也不会太便宜。
找到一个数据，俄罗斯以10亿美元出售给美国101台RD-180，大约1000万美元一台。老美自己研制会比毛子贵一些。RD-18 ...
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原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 16:18 发表
暗夜、Shh老师请回答一个问题，俄国的RD-170比冲高又能怎样？你不会天真的认为只有俄国才能弄高比冲发动机吧！在火箭发动机技术远不如现在发达的60年代初美国都能弄出推力惊人的F-1来，你可别告诉我几十年后的今天美 ...
比冲高一点很容易，一是换循环方式，F-1是燃气发生器循环，虽然比冲低了点，但是性能可靠推力大，二是换成液氢-液氧的低温燃料
你这个问题要去问美国宇航局，我只能说这是各国根据自己航天项目的实践和自己的技术条件选择的道路，在火箭方面，美俄技术水平相当，不存在谁比谁多么领先的问题。
美国选择SRB有他自己的考虑，俄国研制RD-170/171也有他自己的考虑，火箭或者说空间项目，从来不是从纯的性能指标出发的。
我不是其中任何一家的粉丝，只是试图从自己的立场客观地评价一下而已。
美国选择SRB有他自己的考虑，俄国研制RD-170/171也有他自己的考虑，火箭或者说空间项目，从来不是从纯的性能指标出发的。
我不是其中任何一家的粉丝，只是试图从自己的立场客观地评价一下而已。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 16:18 发表
暗夜、Shh老师请回答一个问题，俄国的RD-170比冲高又能怎样？你不会天真的认为只有俄国才能弄高比冲发动机吧！在火箭发动机技术远不如现在发达的60年代初美国都能弄出推力惊人的F-1来，你可别告诉我几十年后的今天美 ...
原帖由 暗夜流星 于 2008-7-29 13:17 发表
齐奥尔科夫斯基公式我已经跟你讲过了，火箭的运载能力最终只决定于它的比冲和结构效率。
按照你的说法，推力大就是好，那干嘛还要用液体火箭，三级都用固体好了。
那个公式没有考虑空气阻力的影响
利用一个比冲不是太高 但是高推力 短工作时间的固体助推器 尽快脱离大气稠密区 是不是一个不错的办法?
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还要考虑另外一点，那就是火箭的比冲在海平面比真空中要低，从这一点上来看，似乎加速穿越是有道理的，所以情况很复杂，需要综合计算才能得出结论。
你的意思是不是说，为了保证经济性，降低火箭的比冲是值得的，从某种意义上来说是对的。
如果提高火箭比冲付出的代价抵消了他的好处，那降低比冲就是值得的。
比如RS-68就是很好的例子，天顶的第二级仍然采用RD-120而不是氢氧上面级，也是同样的考虑。
如果提高火箭比冲付出的代价抵消了他的好处，那降低比冲就是值得的。
比如RS-68就是很好的例子，天顶的第二级仍然采用RD-120而不是氢氧上面级，也是同样的考虑。
原帖由 SaturnV 于 2008-7-29 17:36 发表
请暗夜老大不要误会，我的意思是“虽然美国没有像RD-170、RD-180这样的高比冲煤油火箭发动机，但这并不表示美国就弄不出来了，毕竟现在不是冷战时期了，成本因素是必须要考虑的第一要素。”当买RD-180的钱比自己另起 ...
其实RD-170也不过是格鲁什科计划中的缩小版，规划中是要研制四推力室的1200吨级液体火箭发动机（一个推力室300吨），如果冷战继续的话，苏联人可能会搞那个1200吨的项目。